Авиация и космонавтика 1994 01-02

Но при первых же технических проработках во всех случаях приходят к выводу о необходимости в качестве предварительного этапа создавать небольшие гиперзвуковые летающие лаборатории (ГЛЛ). Летные испытания гиперзвукового двигателя необходимы для отработки его конструкции, проверки запасов работоспособности при комплексном воздействии всех влияющих факторов, оценки надежности и ресурса. По их результатам осуществляются идентификация и верификация математических моделей рабочего процесса ГПВРД. Эти ГЛЛ могут иметь различные системы разгона и совершают после отделения от них автономный полет с работающими моделями или экспериментальными модулями ГПВРД. Такие проекты имеются в США, Японии, Франции, Германии. Они предусматривают создание крылатого ЛА длиной 6-9 м, массой 2-4 т, с размахом крыла 1,8-2,5 м. Рассматриваются как ракетные, так и самолетные системы выведения этих ГЛЛ с разгоном до М_п = 14-20.

Рис. 1

Рис. 2

У нас в конце 70-х годов была принята межведомственная программа «Холод», целью которой являлось исследование проблем применения жидководородного топлива в авиации. В рамках этой программы планировалось создание гиперзвуковой летающей лаборатории с ракетной системой выведения для испытания водородного ГПВРД с тягой 300-400 кгс в реальных условиях полета.

Над практической реализацией этой задачи работали крупнейшие организации нашей страны: МКБ «Факел» переоборудовало свою зенитную ракету для установки экспериментального ГПВРД, сконструированного и изготовленного ТМКБ «Союз», МАКБ «Темп» дал бортовую систему регулирования подачи водорода в камеру сгорания по траектории полета. Участвовали в программе и МОКБ «Горизонт», ВИАМ, ЛИИ, ЦА- ГИ, НПО «Криотехника», службы Министерства обороны. Руководил всей работой ЦИАМ. Там же проектировали ГПВРД, делали расчетно-экспериментальные исследования рабочего процесса, охлаждения и регулирования, изготавливали системы питания двигателя и заправки ракеты жидким водородом, проводили стендовые предварительные испытания ГПВРД.

Экспериментальный ГПВРД, установленный в головной части ракеты, – осесимметричной конфигурации с кольцевой камерой сгорания (рис. 1). Проточный тракт камеры сгорания образован центральным телом и цилиндрической обечайкой, соединенными между собой полыми пилонами, внутри которых проложены измерительные коммуникации и магистрали подачи водорода к смесительным элементам и каналам охлаждения. По длине проточного тракта камера сгорания имеет участки постоянного и увеличивающегося сечения. Этот двигатель испытывался на стенде с воспроизведением условий до М_п = 5.

Конфигурация камеры сгорания выбрана в соответствии с концепцией двухрежимного ГПВРД. То есть на малых сверхзвуковых скоростях (М_п = 3-5) горение водорода осуществляется при дозвуковой скорости в камере сгорания, а при полете с М_п > 5 – при сверхзвуковой. В качестве ускорителя для ГЛЛ «Холод» была выбрана ракета класса «земля – воздух» С-200, которая могла обеспечить траекторию полета, близкую к планируемой типовой. Исходя из требований аэродинамики, устойчивости и управления ракетой С-200, экспериментальный ГПВРД и все отсеки бортовых систем, установленные вместо боевой части, выполнены в виде осесимметричных тел вращения, диаметр которых не превышает диаметра штатных отсеков, равного 750 мм (рис. 2). Такая схема ГЛЛ разработана и реализована впервые в мире. Известно, что в США по примеру ЦИАМ приступают к созданию подобной ГЛЛ с использованием «Минитмен-2».

28 ноября 1991 года и 17 ноября 1992 года с полигона в районе Сарышаган успешно проведены два летных испытания водородного ГПВРД на ГЛЛ «Холод». В обоих случаях двигатель работал на режимах как дозвукового горения (подача водорода через второй и третий пояса смесительных элементов), так и сверхзвукового (подача водорода через все три пояса смесительных элементов). Переключение режимов подачи водорода в соответствии с траекторией полета проводилось автоматически. В камере сгорания был достигнут режим, близкий к предельному. Система подачи и регулирования жидкого водорода функционировала в точном соответствии с заданной программой. Бортовая телеметрическая система ГЛЛ обеспечивала передачу от 247 датчиков сигналов, которые принимались и регистрировались наземными станциями по трассе полета.

Перед пуском

Полет закончен

Заправка бортовой емкости ГЛЛ жидким водородом на стартовой позиции в полевых условиях проводилась разработанным в ЦИАМ передвижным заправочным комплексом на базе серийного заправщика ЦТВ-25/6.

В результате испытаний получен большой объем информации по рабочему процессу в ГПВРД, разработаны рекомендации по улучшению конструкции камеры сгорания, создан банк данных для совершенствования математического моделирования. Подтверждена состоятельность основных концепций, заложенных на стадии проектирования в конструкцию двигателя.

По программе «Холод» планировалось проведение шести пусков ГЛЛ с различными полетными заданиями, но известные политические события в нашей стране затормозили ее выполнение. Были осуществлены только два пуска, сейчас готовится третий – с большей скоростью полета.

В настоящее время ведутся научные исследования по различным проблемам создания ГПВРД. Так, МАИ, ЦАГИ, ТМКБ «Союз», ЦИАМ испытывали на стендах ГПВРД с каналами прямоугольного сечения, то есть такими, которые подходят для реального ЛА.

В заключение следует добавить, что мы располагаем мощной экспериментальной базой и огромным научным потенциалом аэрокосмических предприятий и организаций. Но для успешного развития исследований в области ГПВРД представляется целесообразным формирование национальной программы и целевое финансирование таких работ.

Решение «Проблемы №1»

Автор статьи, которую мы представляем читателям, – Иван Савельевич ПРУДНИКОВ, доктор технических наук, один из ведущих специалистов в области ракетно-космической техники. В ОКБ С. Королева начал работать с 1946 года. В 50-60-х годах руководил проектно-конструкторским отделом головных частей (ГЧ) баллистических ракет. С 1964 по 1966 год возглавлял проектный отдел по космическим пилотируемым кораблям, затем – проектно-конструкторский отдел по лунному кораблю комплекса Н1-Л3. В течение девяти лет, с 1974 по 1982 год, был главным конструктором одного из тематических направлений НПО «Энергия», в задачи которого на первых порах входила разработка лунного экспедиционного комплекса. Интересно, что Сергей Павлович Королев только однажды был научным руководителем – при подготовке И. Прудниковым кандидатской диссертации в 1955 году.

Р-7

В 1954 году ОКБ С. Королева (ОКБ-1) поручается создание межконтинентальной баллистической ракеты (МБР), получившей в дальнейшем индекс Р-7. Эта работа была беспрецедентна.

До этого, как известно, в СССР были разработаны ракеты Р-1, Р-2 и Р-5, максимальная дальность полета которых составляла соответственно 270, 600 и 1200 км. Опыт их создания и проведенные научно-исследовательские работы показали принципиальную возможность разработки в относительно короткие сроки МБР с дальностью полета около 8000 км при массе головной части до 5,5 т и стартовой массе 275 т.