Вторая мировая
Поиск по сайту

Home Оружейная экзотика Авиация Экспериментальный беспилотный ГЛА Boeing X-51A WaveRider (США)

PostHeaderIconЭкспериментальный беспилотный ГЛА Boeing X-51A WaveRider (США)


Экспериментальный беспилотный ГЛА Boeing X-51A WaveRider Программа X-51A (SED-WR), начатая фирмами «Пратт-Уитни» и «Боинг» в 2001 г. по инициативе ВВС США и при поддержке DARPA (на проект выделено 246.5 млн долл.), была нацелена на создание и летные испытания демонстратора ГПВРД на обычном углеводородном топливе, эффективно работающего при М = 4-8. Углеводородное топливо предпочтительнее жидководородного по условиям эксплуатации и хранения, оно не испаряется, труднее воспламеняется и намного эффективнее при его использовании для охлаждения СУ. Фирма «Пратт-Уитни», получившая контракт на конкурсной основе, разработала ГПВРД, работающий на топливе JР-7. Согласно оценкам экспертов фирмы, при оснащении ракеты этой СУ достижимы следующие ТТХ: максимальное маршевое число М = 7-8; дальность полета 1300 км; высота полета 10-30 км; продолжительность полета не менее 12 мин.


Двигатель предназначался для летных испытаний на ГЛА X-43C. Однако для снижения технического риска предусматривались предварительные испытания упрощенного варианта ГПВРД на ГЛА X-51A. Программе ГЛА X-51A предшествовал проект аппарата ARRMD с несущим корпусом. В базовом варианте ARRMD стартовая масса составляла 1050 кг, масса полезной нагрузки - 115 кг, дальность - около 1100 км. Для разгона до скорости, соответствующей М = 4.5, когда запускается ГПВРД, предполагалось использовать два РДТТ. Проект не получил развития, но послужил основой для разработки ГЛА X-51A.

Экспериментальный одноразовый ГЛА Boeing X-51A WaveRider (иное обозначение SED-WR), представляет собой аппарат интегральной схемы с несущим корпусом, подфюзеляжным ГПВРД и четырехконсольным хвостовым оперением. Облик ГЛА отвечает требованиям малозаметности (предположительно ЭПР не более 0.01 м2); несущие поверхности (крыло сверхмалого удлинения) образуют одно целое с корпусом, а не являются отдельным элементом компоновки, как на ЛА серии X-43. Полностью подвижные консоли хвостового оперения имеют трапециевидную форму в плане со стреловидной передней (угол не более 45°) и прямой задней кромками. При проектировании был принят расчетный коэффициент безопасности, равный 2. Для разгона ГЛА до скорости, соответствующей M = 4.5-5 используется устанавливаемый тандемно ракетный ускоритель на твердом топливе. В ходе критической оценки наиболее серьезные вопросы касались выбора воспламенителя - силан или этилен, и ускорителя ATAСMS, поскольку штатно его запуск должен происходить на уровне моря, а не на высоте 11-15 км.

В мае 2007 г. после детального рассмотрения хода работ по ГЛА X-51A «WaveRider» главные заказчики - AFRL и DARPA - утвердили проект ракеты «WaveRider» (название неофициальное). В принципе, программа X-51A реализуется как общенациональная с привлечением большого количества университетов, исследовательских организаций, военных авиационных и морских центров. Помимо NASA независимую экспертизу проекта осуществляет Центр аэронавтических систем ASC. Работы по X-51A были жестко подчинены правилу: сначала обширные расчетно-аналитические исследования, а затем испытания в наземных экспериментальных установках. Для большей достоверности расчеты дублировались по разным программам в разных исследовательских центрах. При этом широко использовались промышленные программы, а также сравнительно простые схемы и методики. Подобные подходы позволяют просчитать большое количество вариантов и получить качественные оценки степени влияния различных факторов на ТТХ проектируемого ГЛА.

Экспериментальный беспилотный ГЛА Boeing X-51A WaveRider

Было показано, что при маршевых числах М = 4-6 дальность в первую очередь определяется массовыми соотношениями в компоновке, а полнота сгорания - на втором месте. При М > 6-7 на дальность сильно влияют потери давления в камере сгорания и в меньшей мере - массовые характеристики и полнота сгорания. В совокупности решений, хотя и весьма приблизительных, но охватывающих заданные диапазоны изменения основных параметров, можно выделить оптимальные варианты, подлежащие более детальному и трудоемкому анализу. Следует особо отметить роль NASA в проекте X-51A: на расчетные исследования по проекту затрачено 1.2 млн ч работы центрального процессора комплекса «Коламбия» НИЦ им. Эймса. Специалисты NASA также анализируют, оценивают и выдают заключения по всем экспериментальным результатам. Главным образом использовались программы Overflow для расчетов по Навье - Стоксу (детальное исследование сил и моментов) и Cart3d по Эйлеру (быстрое формирование обширной базы данных). Фирма «Боинг» на своих компьютерах затратила на расчеты характеристик сложных конфигураций в рамках уравнений Навье - Стокса (программа BCFD) свыше 300 000 ч. Исследование аэродинамических характеристик аппарата X-51A было завершено к началу 2007 г.

Наряду с расчетами в аэродинамических трубах НИЦ им. Арнольда проводились испытания модели ГЛА, выполненной в масштабе 1:5, и модели аппарата X-51A с ускорителем, выполненной в масштабе 1:7. Исследования в наземных экспериментальных установках заняли свыше 1700 ч (свыше 3200 пусков в АДТ). При этом велик объем испытаний собственно СУ и ее элементов, тем более, если учесть весь модификационный ряд от экспериментального двигателя РТЕ до двигателя SJX 61-2, устанавливаемого на первом демонстраторе. Большое внимание уделено оптимизации воздухозаборника, в том числе выбору формы, размеров и расположения турбулизаторов перед воздухозаборником для однозначной фиксации перехода в пограничном слое на всех летных режимах. Это снижает риск незапуска из-за взаимодействия пограничного слоя со скачком уплотнения на изоляторе и обеспечивает более интенсивные процессы смешения и горения в камере сгорания.

Экспериментальный беспилотный ГЛА Boeing X-51A WaveRider

Интегральная компоновка демонстратора подчинена жестким габаритно-массовым ограничениям, ввиду чего ряд систем размещен непосредственно под обшивкой, а топливо хранится в объемах между обшивкой и внутренними стенками центральной части корпуса. В этом же отсеке находятся топливный насос и емкость с этиленом (около 2.7 кг). Батареи питания (28, 150, 270 В) и системы наведения и управления помещаются в передней части корпуса за носовым модулем. Блок навигации и управления соединен с цифровой системой регулирования подачи топлива стандартной шиной MIL-STD-1553B. В хвостовой части корпуса над соплом располагаются электроприводы аэродинамических рулей и система самоподрыва в аварийной ситуации. Основная конструкция и обшивка экспериментального ГЛА изготовлены из обычных авиационных алюминиевых и частично титановых сплавов. Носовой модуль из вольфрама с силиконовым покрытием (массой около 60 кг) выдерживает кинетический нагрев до 1500 °С и служит балластом, необходимым для статически неустойчивого ЛА. На натурном аппарате X-51A на расстоянии примерно 0.31 м от передней кромки корпуса располагаются турбулизаторы. Переходник от носка к отсекам, выполненным из алюминиевых сплавов, аэродинамические рули и основная конструкция камеры сгорания двигателя (массой до 50 кг) изготовлены из никелевых сплавов типа Инконель 625, сопло двигателя - из титановых сплавов (температура до 1870 °С); передние кромки рулей и обечайки воздухозаборника - из композитов углерод-углерод.

Материалы и толщина пассивной теплозащиты выбирались в соответствии с расчетными оценками тепловых потоков. На нижней поверхности ГЛА, где ожидаются температуры до 830 °С, используются плитки из материала BRI-16, разработанного фирмой «Боинг» для ВКС «Спейс Шаттл». Такими же плитками защищены обечайка и поверхность сжатия воздухозаборника. Здесь уносимое покрытие могло бы существенно ухудшить работу двигателя. Клеевая прокладка предназначается для компенсации напряжений, возникающих из-за различия в тепловом расширении обшивки и плиток. На верхнюю поверхность ГЛА наносится легкое уносимое покрытие BLA-S, рассчитанное на температуру до 1260 °С. Специалисты института им. Гопкинса сформулировали общую рекомендацию для ГЛА с маршевым числом М = 6: пригодны теплостойкий сплав никеля и хрома, титановые сплавы и композиты на керамической матрице. Для сопла разработана сотовая защита с уносимым покрытием.

Экспериментальный беспилотный ГЛА Boeing X-51A WaveRider

Двигатель SJX61, предназначенный для летных испытаний ГЛА, создан на основе прототипа GDE-1 в рамках программы HySET, объединившей все НИОКР по созданию опытного образца ГПВРД, а также программы наземных испытаний отдельных агрегатов и двигателей в целом. Двигатель имеет один канал шириной 0.23 м, нерегулируемый самозапускающийся воздухозаборник плоской схемы с расчетным числом М = 7 и расходом воздуха около 4.45 кг, а также плоское сопло. Средний расход топлива около 0.41 кг/с. Боковая стенка двигателя с заключенными в ней теплообменниками имеет габариты 0.152 х 0.76 х 1.9 м. В стендовых испытаниях GDE-1 были продемонстрированы совместимость охлаждаемых и неохлаждаемых частей конструкции, гарантированное воспламенение и устойчивая работа двигателя при М = 4.5-6.5. Продолжая программу ГПВРД на топливе JP-7, фирма «Пратт-Уитни Рокетдайн» (PWR) в апреле 2006 г. завершила успешные испытания в АДТ НИЦ им. Лэнгли при М = 4.6 следующего двигателя - GDE-2, имеющего натурную массу и систему активного охлаждения топливом. Впервые был испытан двигатель, оснащенный замкнутым контуром регулирования подачи топлива и клапанами натурной массы. Двигатель GDE-2 чуть длиннее и шире, чем натурный двигатель SED; последний еще и легче благодаря сварным, а не болтовым соединениям, а также воздухозаборнику фиксированной геометрии. Но камера сгорания, системы управления и охлаждения идентичны.

Важнейшим технологическим достижением является создание ГПВРД, работающего на обычном авиационном керосине JP-7, и, в особенности, многоклапанной регенеративной системы охлаждения сверхзвуковой камеры сгорания. Благодаря активному охлаждению топливом, циркулирующим по трубопроводам внутри стенок камеры сгорания, температура их остается ниже точки плавления. В самой камере температура около 1870°С; без охлаждения ожидается ее повышение до 2750 °С. Одновременно топливо нагревается до перехода в газообразное состояние с распадом тяжелых молекул на более легкие, чему способствует также каталитическое покрытие теплообменных пластин. В результате в камеру сгорания поступает смесь горячих газов: водород, метан, этилен. Это позволяет реализовать эффективные процессы смешения, воспламенения и горения при сверхзвуковой скорости потока воздуха в камере сгорания. Для гарантированного сгорания топлива вначале в течение 10 с в камеру сгорания подается жидкий этилен. Инициирование горения в передней части камеры имеет преимущество за счет того, что увеличивается время прохождения горящей смеси через камеру, но велик риск незапуска воздухозаборника из-за выбитого скачка уплотнения. Поэтому вначале топливо впрыскивается ближе к выходу из камеры, а с ростом ускорения ЛА и повышения скоростного напора подача топлива перемещается к передней части камеры сгорания. Цифровая система регулирования циркуляции топлива (FADEC) служит быстрому установлению теплового равновесия, исключается накапливание и тем более обратный ток топлива.

Некоторые данные позволяют предположить, что для оптимизации процесса запуска используется впрыск топлива на ступени торможения воздухозаборника. Известно, что рас-четно-экспериментальные исследования такого выдува с целью минимизации длины камеры сгорания постоянно расширяются. В рамках примыкающей к проекту X-51A программы HyShot эти разработки выполняются в сопряжении с другой технологией - организацией в сверхзвуковой камере сгорания системы скачков уплотнения и волн разрежения, при которой возникают локальные зоны с такой высокой температурой, что водород воспламеняется без дополнительного вмешательства. В конечном счете при всех числах М должна быть обеспечена максимальная тяга. Имеет смысл напомнить, что в числе предшественников аппарата X-51A была гиперзвуковая ракета ASALM (1979 г.) с ПВРД, который обеспечивал максимальное число М < 5.5. Эффективность ракеты как оружия была признана низкой именно из-за снижения скорости потока перед камерой сгорания до М < 1. В NASA двигатель SIX61 называют двухрежимным, так как в начале горения, очевидно, будут отдельные дозвуковые зоны, но постепенно установится полностью сверхзвуковое течение. Основанием для подобных утверждений служат положительные результаты обширных испытаний двух двигателей SIX61-1 и SIX61-2 и их элементов на различных стендах и в АДТ.

Прототип ГПВРД SJX61-1 (другое обозначение Х-1), предназначенного для ГЛА X-51A, успешно выдержал испытания в высокотемпературной АДТ НИЦ им. Лэнгли. В этой АДТ с рабочей частью длиной около 3.7 м и диаметром 2.4 м обеспечивается воспроизведение тепловых режимов при М = 4.5 и 7 на высотах 15 000-37 000 м и достигаются температуры до 2000 К. Вначале силовая установка испытывалась при М = 4.6, что соответствовало запуску ГПВРД, затем при М = 5, когда производился впрыск топлива в различных точках и течение в камере сгорания приближалось к сверхзвуковому. Испытания при М = 4.6 включали 34 цикла с попеременным нагревом до 1000 К и последующим охлаждением; суммарная продолжительность времени горения составила около 15 мин. Конфигурация полностью соответствовала натурной, за исключением отсутствия топливного насоса. Сообщается, что результаты испытаний подтвердили расчетные данные или даже превзошли их. Было достигнуто тепловое равновесие. Так, во время испытаний при М = 5.5 двигатель безупречно отработал 50 с, его работа лимитировалась только продолжительностью пуска АДТ, не превышающей 60 с. В последующей серии испытаний при числе М = 6.5 суммарное время горения за 40 циклов составило 17 мин. В реальном полете аппарата X-51A количество таких циклов должно быть меньше по крайней мере наполовину. Располагаемая тяга достигает 445 кгс. Научное руководство программы X-51A считает, что двигатель SIX61-1 может проработать без остановки несколько минут и что вполне возможно постепенное выведение ГЛА X-51A на скорость, соответствующую М = 8.

Доработанный по результатам испытаний двигатель SJX61-2 безупречно прошел испытания в высокотемпературной АДТ НИЦ им. Лэнгли, проработав почти вдвое дольше и выдержав вдвое больше циклов «нагрев - охлаждение», нежели потребуется в полете. При этом были опробованы режимы, далеко выходящие за пределы расчетных по скоростным напорам, углу атаки и т. д. Нередко время работы агрегатов ограничивалось только продолжительностью пуска экспериментальной установки. Диапазоны располагаемых тяг и удельных импульсов определяются соответственно как 227-424 кгс и 550-1100 с. Очевидно, что в программе X-51A в полной мере использован опыт разработки ГЛА X-43A. Оба аппарата имеют много общего. В обоих случаях в конструкции реализована концепция интеграции несущего корпуса с подфюзеляжным ГПВРД плоской схемы. Преимуществом ГЛА X-51A является то, что вместо быстро сгорающего, занимающего большой объем и дорогостоящего жидкого водорода используется обычное углеводородное топливо JP-7, а в качестве воспламенителя -этилен вместо чрезвычайно летучего силана. На аппарате X-43A тепло от камеры сгорания поглощается стенками, температура которых в полете приближалась к точке плавления; охлаждение было на пределе. На аппарате X-51A благодаря системе регенеративного охлаждения работа двигателя возможна до тех пор, пока не израсходуется весь запас топлива. Кроме того, в целом X-51A много ближе к боевой гиперзвуковой ракете.

Важнейшей частью обширных многосторонних исследований по программе X-51A является проведение летных испытаний прототипов. В наземных экспериментальных установках невозможно точно моделировать гиперзвуковой полет, в особенности переходные процессы, так как числа М и скоростные напоры фиксированы. Существуют ограничения по времени работы АДТ, параметрам потока, размерам модели. Нет возможности испытать в гиперзвуковой АДТ натурный ГЛА, тем более в сборе с ускорителем. Необходимо подтвердить в полете эффективность системы активного охлаждения, определить максимальную продолжительность работы ГПВРД. Результаты летных испытаний должны быть сопоставлены с полученными на наземных установках и в расчетах для оценки достоверности последних и обоснования методов пересчета модельного эксперимента на натуру.

Главная цель летных испытаний аппарата X-51A «WaveRider» заключается в том, чтобы продемонстрировать продолжительный гиперзвуковой устойчивый полет с максимальной скоростью, соответствующей М = 6-6.7, и тем самым доказать, что ГПВРД готов для практического использования. К летным испытаниям были подготовлены четыре ГЛА. Для разгона ГЛА модернизирована серийная ракета ATACMS с РДТТ, а именно: оптимизированы обводы и длина сопла и повышена степень расширения; Х-образное хвостовое оперение дополнено двумя горизонтальными рулями, усилено крепление рулей. Переходной отсек с каналом для протока воздуха и хвостовая часть ускорителя изготовлены из титана, обшивка и сопло ускорителя и бугели - из стали. Первый ГЛА с ускорителем в полетной конфигурации STV с начала 2009 г. испытывался на прочность, аэроупругость и т. д. на авиабазе Эдвардс. При испытании на прочность прилагаемые нагрузки превышали предельно возможные в полете в 1.15 раза. Всестороннюю проверку прошли (поэлементно и в собранном виде) все системы контроля, энергопитания и пр. По завершении всех возможных исследований первый ГЛА предназначался для выполнения четвертого испытательного полета.



 
Кто на сайте
Сейчас 202 гостей онлайн

Наш канал на YouTube - подпишись!

Помощь проекту
<br>Вы можете указать любую сумму для перевода! <br>Спасибо!<br><br>

Вы можете указать любую сумму для перевода!
Спасибо!

руб.
счёт 410013068691119.

Рейтинг@Mail.ru