WalkInSpace.ru - Программа NASP и ее развитие (Часть 3)
Главная Новости Форум Поиск



Авиационно-космические системы США

<<<Назад Страница 51 Далее>>>

Программа NASP и ее развитие (Часть 3)

Прекращение работ по элементной базе аппарата Х-30 отчасти связывают с приходом к власти У. Клинтона, президента от демократической партии. В отличие от предшественников-республиканцев Р. Рейгана (1911—2004) и Дж. Буша-старшего (1924 г.р.), являвшихся инициаторами «Стратегической оборонной инициативы», новая Администрация была весьма критически настроена на реализацию крупномасштабных военных проектов с элементами космического базирования.

Но важнейшей же причиной закрытия программы Х-30 была, конечно, ее высокая сложность. Кроме того, отмечалась и неудовлетворительная организация работ по проекту. В связи с чем было признано нецелесообразным в дальнейшем выполнять подобные программы при совместном руководстве военного и гражданского ведомств. Поэтому в соответствии с президентской директивой 1994 г. ВВС сосредоточили свои усилия на кратко- и среднесрочных проектах с небольшой степенью риска (в качестве примера может служить программа HyTech, предусматривающая создание СПВРД на углеводородном горючем для боевых ракет); тогда как более перспективные и дорогостоящие разработки были переданы в ведение NASA.

Участь последних разделили и материалы с результатами анализа концепции гиперзвукового стратегического бомбардировщика «Global Reach» («Глобальная досягаемость»), проводившегося в начале 1990-х годов специалистами Лаборатории Райта. Данная ударная система со взлетной массой 226 т и длиной около 60 м рассчитывалась на полеты с крейсерской скоростью М=10, что позволяет преодолевать расстояния 15 тыс. км за 1,5 ч (эти показатели полностью соответствуют характеристикам ВКС «HyperSoar»). Силовую установку самолета предлагалось комплектовать двигателями двух типов: турбопрямоточным, работающим на углеводородном горючем, и двухрежимном ПВРД, использующим водород. Первый двигатель обеспечивает старт изделия и его разгон до скорости М = 4,5, потом должен использоваться ПВРД, в том числе и в режиме со сверхзвуковым горением.

На основе полученных от ВВС материалов Центры Лэнгли и Драйдена приступили к реализации программы «Нурег-Х», предусматривавшей по первоначальным планам проведение в 2000—2002 гг. запусков трех гиперзвуковых аппаратов Х-43А. Стоимость создания и испытаний этих моделей, представляющих собой 6%-ную копию бомбардировщика «Global Reach», была оценена в 160 млн долл., но в реальности затраты на проект составили 230 млн долл. Основными подрядчиками по программе стали фирма «MicroCraft» (конструкция корпуса), Лаборатория GASL (двигательдая установка) и корпорация «Boeing Phantom Works» (системы управления и ориентации, теплозащитные покрытия, программное обеспечение). (В 2003 г. две первые организации — «MicroCraft» и GASL — были приобретены корпорацией «Alliant Techsystems».)


Экспериментальные аппараты Х-43А массой 1,3 т и длиной 3,6 м спроектированы по схеме несущего корпуса с небольшим дельтавидным крылом размахом в 1,6 м.и двумя вертикальными килями. Носовая часть моделей изготавливается из вольфрама (общей массой 408 кг), передние кромки крыла из углерод-углеродного материала, корпус изделия и несущие поверхности, выполненные из сплава Haynes, покрыты керамической теплозащитой.

Форма носовой и хвостовой части моделей определялась с тем расчетом, чтобы первая обеспечивала предварительное сжатие потока перед двигателем, а вторая выполняла функции сопла {в соответствии с интегральной компоновкой).

Расположенный под фюзеляжем СПВРД длиной 76,2 см и шириной 50,8 см использует в качестве горючего газообразный водород. Компонент массой 1,36 кг, который обеспечивает работу двигателя в течение 7—10 с, хранится на борту в двух баках .емкостью по 0,015 м3 под давлением 600 кг/см2. Подача горючего в камеру сгорания, изготовленной из медного сплава, осуществляется под давлением 84 кг/см2.

Включение двигателя производится путем одновременного впрыска в камеру водорода и силана, образующими самовоспламеняющуюся смесь. Последний газ закачивается в рабочие емкости под давлением 313 атм. В штатном режиме заправка моделей горючим и прочими компонентами, в частности водой для охлаждения передних кромок воздухозаборника, должна осуществляться за 36 ч до испытаний.

Другие технико-эксплуатационные характеристики СПВРД аппаратов Х-43А засекречены. Об этапе наземной отработки двигателей сообщалось, что в целом было выполнено свыше 600 стендовых запусков, из которых около 75 испытаний проводилось в высокотемпературной аэродинамической трубе НТТ Центра Лэнгли.

Первые два аппарата Х-43А рассчитывались на полеты при скорости М=7, а последний на достижение скорости М=10. В ходе полета третьей модели температурные нагрузки возрастут почти в полтора раза (с 1440 °С до 1980 °С), что потребовало усиления теплозащиты передних кромок вертикальных килей, носовой части и двигателя, а также монтажа системы охлаждения самого аппарата.

В качестве средства разгона моделей Х-43А использовалась первая твердотопливная ступень РН «Пегас», сбрасываемая с самолета В-52 (вкл. 31). Общая масса сборки ракеты, специального переходника и аппарата составляет 18,7 т. Испытания производились над акваторией Тихого океана.

Запуск первого аппарата Х-43А, состоявшийся в июне 2001 г., окончился неудачей — ракета «Пегас» стала разрушаться на первой минуте полета и была подорвана службой безопасности полигона.

Расследование причин аварии длилось более полугода, однако по его завершении конкретные результаты работы комиссии в печать не попали. Только летом 2003 г. был выпущен сокращенный более чем вдвое 27-страничный вариант отчета комиссии. Цензорами были запрещены к публикации многие технические характеристики ракеты «Пегас», а также критика её разработчика— корпорации «Orbital Sciences».

Основной причиной разрушения ракеты «Пегас» стали высокие аэродинамические нагрузки. Ошибка в вычислениях была допущена вследствие использования некорректной математической модели расчета нестандартной траектории ракеты. Обычно отцепка трехступенчатой ракеты «Пегас» от самолета-носителя производится на высоте 11,7 км, затем за 80 с работы первой ступени РН достигает высоты 80—84 км, где включается РДТТ второй ступени. Выведение же аппаратов Х-43А требует меньших энергозатрат — их отделение должно производиться при горизонтальном полете на высоте 28,5 км.

На ранней стадии проекта для обеспечения необходимой траектории предлагалось сократить массу заряда разгонной ступени. Однако позднее в целях экономии средств на эту операцию (около 2,3 млн долл.) было решено просто снизить высоту сброса ракеты до 7,2 км. Выполненные расчеты показали, что ожидаемые нагрузки в более плотных слоях атмосферы не превысят допустимых значений. В действительности же при прохождении трансзвукового участка полета аэродинамическое давление превысило теоретически полученную величину вдвое.

В соответствии с рекомендациями комиссии перед запуском второго аппарата Х-43А корпорации «Orbital Sciences» потребовалось провести следующие доработки: установить дополнительные силовые приводы поворота к каждому из хвостовых стабилизаторов ракеты и механически удалить излишки топлива РДТТ. Кроме того, сброс ракеты с самолета решено производить на высоте 12 км.

Второй полет аппарата Х-43А, состоявшийся 27 марта 2004 г., прошел в соответствии с расчетной схемой. Ракета вместе с моделью общей массой 17 т была отделена от самолета В-52 на штатной для РН «Пегас» высоте. Через пять секунд, необходймых для стабилизации сборки и ухода самолета на безопасное расстояние, включился РДТТ разгонной ступени.

Участок максимальных аэродинамических нагрузок (0,8 кг/см2) был пройден на высоте 14,1км при скорости М = 3,5. Начиная с высоты 19,5 км траектория ракеты стала более пологой и подъем продолжался с небольшим отрицательным углом атаки; на высоте 28,5 км начался горизонтальный полет. Через 84 с после запуска прекратил работу маршевый РДТТ, а спустя 11с при скорости М = 7 и аэродинамическом давлении 0,5 кг/см2 от ракеты отделился аппарат Х-43А.

Его отделение после срабатывания четырех крепежных пироболтов обеспечили два толкателя с рабочим ходом 24 см (аналогичные устройства используются в бомбодержателях самолета В-1); они сообщили изделию относительную скорость 4 м/с. Телекамеры, смонтированные на переходнике ракеты, фиксировали весь ход операции продолжительностью примерно 0,5 с.

После непродолжительного периода стабилизации аппарата была откинута заслонка СПВРД, которая стала продолжением нижней губы воздухозаборника. Холостая продувка тракта длилась 5 с, после чего в камеру сгорания был подан си-лан, обеспечивший запуск двигателя. Через Зев камеру постепенно начал подаваться водород с соответствующим снижением расхода силана. На штатном горючем установка работала 8 с, в течение которых было зарегистрировано приращение скорости изделия, то есть тяга силовой установки превысила аэродинамическое сопротивление. Таким образом, модель установила рекорд скорости для беспилотных аппаратов с BP Д.

После прекращения работы двигателя створка воздухозаборника была закрыта, и модель начала снижение. Находясь в свободном полете на скорости М = 6—5, аппарат выполнил ряд запланированных маневров, при этом нагрузка на несущую поверхность не превысила 292 кг/м2.

Спасения ни одного из аппаратов Х-43Ане предусматривалось из-за высокой стоимости работ. Поэтому все данные об экспериментах были получены по каналам радиосвязи. Спаренная система телеметрической информации, работавшая в S-диапазоне, обеспечила передачу свыше 500 показателей.

Приятной неожиданностью для специалистов стало то, что после завершения работы не имевший системы охлаждения двигатель сохранил свою конструктивную целостность и телеметрические данные о его состоянии продолжали поступать на землю вплоть до падения изделия в океан на удалении 81,0 км от места старта. Общая продолжительность полета составила 11 мин.


<<<Назад Страница 51 Далее>>>



WalkInSpace.Ru

Правила:

«Путешествие в космос» © 2017

Использование материалов допускается при условии указания авторства WalkInSpace.ru и активной ссылки на www.WalkInSpace.ru.



Яндекс.Метрика