Конкурсные предложения по программе arrmd: ракета с двухрежимным пврд (слева) и ракета с спврд, создаваемым по программе HyTech
В 1999 г. Управление DARPA, несмотря на более высокий технический риск, выбрало для дальнейшей проработки первый проект. Зарубежные публикации сообщают о следующих требованиях к ракете ARRMD: — скорость полета — М=6; — дальность действия — 1200 км; — скорость подхода к цели — не менее 1,2 км/с; — точность поражения цели — 10 м; — стартовая масса (с разгонным блоком) — 0,9—1,1 т; — масса боевой части — 113 кг. Ракету ARRMD намечается применять как с авиационных, так и с наземных или морских средств, в том числе и с подводных лодок. Время осуществления запуска после ввода полетного задания не должно превышать 2 мин, также требуется обеспечить возможность уточнения координат цели уже в полете. Для разгона изделия до скоростей М = 4—5 будут применяться два твердотопливных двигателя. Автономный полет ракеты с наведением по сигналам с навигационных спутников GPS должен осуществляться по волнообразной траектории на высоте около 30 км. Первые летные испытания экспериментального образца ракеты ARRMD могут состояться в 2007—2008 гг. в рамках программы EFSEFD. Проект штатного изделия, который может быть принят на вооружение не ранее 2010 г., еще будет уточняться, но Управление DARPA уже определило его экономические показатели: стоимость изготовления одной ракеты ARRMD при объеме заказа 3000 штук не должна превышать 200 тыс. долл.
<<<Назад Страница 22 Далее>>>
<<<Назад Страница 23 Далее>>>
Разработка перспективных технологий (Часть 4) Наряду с крупными проектами, направленными на создание прототипов будущих ударных систем, Управление DARPA активно занимается и «малыми формами». Летом 2001 г. на технической базе Опытно-конструктор-ского центра им. Арнольда AEDC (Arnold Engineering Development Center), входящего в структуры ВВС, специалисты Управления совместно с представителями Лаборатории GASL осуществили несколько запусков миниатюрной ракеты-снаряда, оснащенной СПВРД (вкл. 15). Входе одного из испытаний удалось произвести включение двигателя, развившего расчетную тягу. Таким образом, после подготовительных двухлетних работ стоимостью 850 тыс. долл. были получены практические данные о работе подобных силовых установок в условиях реального гиперзвукового полета. Активно-реактивный снаряд диаметром 102 мм и длиной около 50 см изготавливался из титана. Запуски изделия, массовые характеристики которого в печати не приводились, выполнялись с помощью двухступенчатой газодинамической пушки, обеспечившей со стартовой перегрузкой 10 000 g разгон модели до скорости М = 7,1. После выхода из ствола пушки длиной 36 м снаряд находился в свободном полете с работающим двигателем 25 мс, преодолев за это время расстояние в 80 м. Полет проходил в испытательной камере с несколько разреженной атмосферой. Опытная модель оснащалась СПВРД, использовавшим в качестве горючего этилен; компонент размещался в емкости под давлением 70,4 кг/см2. Выбор типа горючего был обусловлен тем, что в отличие от водорода подача этого более плотного компонента в камеру сгорания не требовала особой регулировки. Дальнейшие планы Управления DARPA в реализации проекта ракеты-снаряда предусматривают проведение серии более сложных испытаний изделия. При их выполнении предполагается существенно увеличить длительность экспериментов с тем, чтобы оценить условия стабильного полета и работу двигателя в течение не менее 1, 2 с. В этих целях снаряд будет оснащаться акселерометрами, расходомером горючего, датчиками давления в камере сгорания и т.п. Вдоль трассы полета длиной 230—300 м через каждые 6 м в двух взаимно перпендикулярных плоскостях планируется установить специальную фотоаппаратуру для проведения видовой съемки. Разработанный снаряд представляет собой 20%-ную модель перспективной ракеты, которая может найти самое широкое применение, в том числе и для доставки в космос мини-спут-ников. По предварительным оценкам, использование наземных ускоряющих систем и экономичных ВРД позволит повысить относительную массу полезного груза до 0,7. Однако для осуществления подобных запусков потребуются более мощные разгонные средства. Работы по газодинамическим пушкам весьма интенсивно велись в первой половине 1990-х годов с целью создания средств перехвата баллистических ракет по программе «Strategic Defense Initiative» — СОИ («Стратегическая оборонная инициатива»). В рамках проекта SHARP («Super High Altitude Research Project» — «Проект сверхвысотных исследований») специалистами Лаборатории LLNL была собрана и испытана двухступенчатая газовая пушка, рассчитанная на разгон снаряда массой 5 кг до скорости 4 км/с (при вертикальном выстреле с такими начальными условиями снаряд поднимется на высоту 450 км). Данная установка представляла собой сборку нагнетательного цилиндра длиной 82 м и диаметром 35,5 см, казенной части с камерой высокого давления и ствола калибра 102 мм и длиной 47 м. Отличительной особенностью установки от предшествовавших образцов являлось перпендикулярное расположение нагнетательного цилиндра и ствола, что позволяет легко и в широком диапазоне менять угол возвышения.
Высокоскоростная
газовая пушка
Работа пушки начинается с воспламенения в оконечной части нагнетательного цилиндра метана, продукты горения которого приводят в движение стальной поршень массой 1 т (для компенсации отката в обоих концах цилиндра имеются два противовеса массой по 100 т, скользящих по рельсовым направляющим). При движении к казенной части поршень производит сжатие закаченного в цилиндр водорода. После того как в рабочей камере давление достигнет величины 2000 кг/см2, срабатывает затвор, перекрывающий пусковую часть ствола, и водород начинает разгон снаряда.При полигонных испытаниях пушки использовались активно-реактивные снаряды с СПВРД, работающими на водороде. Однако в ходе выполненной в 1996 г. серии экспериментов штатного запуска двигателя добиться не удалось. Наиболее сложным в производстве элементом самой пушки SHARP стала камера высокого давления общей массой 40 т. Для ее изготовления использовалась высоколегированная сталь AF-1410 с добавками кобальта и никеля. Сборка камеры, рассчитанной на давление 4200—6300 кг/см2, осуществлялась методом горячей посадки набора нескольких концентрических цилиндров с натягом 0,5—1,8 мм. Для обеспечения запусков космических аппаратов потребуются более мощные средства разгона, чем созданная в Лаборатории LLNL пушка. Поэтому последнюю установку предполагалось использовать для решения задач кинетического поражения высокоскоростных целей. После закрытия программы СОИ работы по данной тематике были переориентированы на подготовку элементной базы, которая позволит снизить температурные и динамические нагрузки при запуске снарядов. Наиболее эффективными нововведениями в конструкции подобных пушек рассматривались альтернативные устройства нагрева и подачи рабочего газа в разгонный ствол. Один из проектов предусматривал разогрев водорода тепловыделяющими элементами — керамическими гранулами размерами 300—400 мкм, способными в малом объеме накапливать значительное количество энергии (до 1000 МДж/м3). При взаимодействии с такими элементами температура водорода может быстро возрасти до 1230 °С; тогда как значение давления будет в пределах 1000—1400 кг/см2. В качестве другого варианта упрощения разгонных установок предлагалось использовать электродуговые нагреватели водорода с каскадной его подачей в ствол вслед разгоняющемуся снаряду. Важной особенностью подобной схемы, как и предыдущей, является отсутствие нагнетательной трубы и относительно низкое рабочее давление в стволе. Созданный фирмой «GT-Devices» экспериментальный образец такой установки в лабораторных условиях обеспечил разгон снарядов массой 1,8 г до скорости 7 км/с, а массой 10 г до скорости 4,6 км/с. Как уже отмечалось, военно-морское ведомство также ведет НИОКР по гиперзвуковым ударным системам (при этом для консультаций и проведения независимых экспертиз к реализации проектов активно привлекаются специалисты сторонних организаций, в первую очередь из ВВС). В середине 1990-х годов после ряда концептуальных исследований типа «High Speed Strike System» (HiSSS) ВМС сформулировали общие требования к перспективным ударным системам: дальность действия— 1100 км, скорость полета — М = 3,5—7, проникающая способность 5,4— 11 м железобетона, принятие на вооружение — 2006—2010 гг. Выдвинутым требованиям вполне может соответствовать создаваемая по заказу Исследовательского управления BMCONR (Office of Naval Research) ракета «Fasthawk» с прямоточным воздушно-реактивным двигателем (ПВРД). Работы по проекту начались в конце 1996 г.; головным разработчиком изделия стала корпорация «Boeing». В соответствии с техническим заданием новая ударная система должна иметь следующие характеристики: — длина (с разгонным блоком) — 6,4 м; — диаметр — 0,52 м; — стартовая масса (с разгонным блоком) — 1,54 т; — масса разгонного блока — 634 кг; — масса топлива (керосин JP-10) — 445 кг; — масса боевой части — 317 кг; — крейсерская скорость полета — М = 4; — высота полета — 21 км; — дальность действия — 1260 км; — стоимость изготовления одного изделия — 350 тыс. долл. Отличительной особенностью ракеты «Fasthawk» является цилиндрический корпус без управляющих поверхностей; подобная схема упрощает конструкцию пускового контейнера, существенно снижает аэродинамическое сопротивление и радиолокационную заметность изделия. Управление ракетой по тангажу и рысканию предполагается осуществлять путем поворота двигательного отсека, по крену — рулями, установленными в лобовом нерегулируемом воздухозаборнике с центральным телом. Первоначально летные испытания экспериментального образца ракеты «Fasthawk» намечалось провести в 1999— 2000 гг., однако, технические сложности с созданием силовой установки, теплозащиты и системы наведения, использующей наряду с данными бортовых инерциальных блоков сигналы со спутников GPS, вынудили ВМС отложить демонстрационные запуски на более поздний срок.
Компоновка ракеты Fasthawk: 1 — воздухозаборник, 2 — кольцевой бак горючего, 3 — боезаряд, 4 — система управления вектором тяги, 5 — разгонный блок, 6 — ПВРД, 7 — ТНА, 8 — системы управления и наведения
Больших успехов специалисты Управления ONR добились при создании двухрежимного ПВРД, разработка которого с 1997 г. велась в рамках программы HWTP («Hypersonic Weapon Technology Program»). После начала в 2002 г. стендовых испытаний опытных изделий проект стал называться HyFly («Hypersonic Flight» — «Гиперзвуковой полет»). Кроме того, к работам присоединилось Управление DARPA, когда-то отклонившее предложение по ракете ARRMD с двухрежимным двигателем. По своим техническим характеристикам данные силовые установки занимают промежуточное положение между обычным прямоточным двигателем и СПВРД. Двигатели первого типа имеют достаточно простую конструкцию, но эффективность их применения ограничена скоростями М=3—5. СПВРД теоретически способны обеспечивать полет до скоростей свыше М=20, но их включение можно производить при достаточно высоких скоростях — около М=4. Кроме того, они отличаются сложной системой подачи топлива в камеру сгорания (на образование горючей смеси в сверхзвуковом потоке отводится менее 1 мс), зачастую требуют охлаждения конструкции и прочее. Двухрежимные ПВРД, по упрощенному определению зарубежных специалистов, функционируют по схеме с дожиганием «газогенераторного газа». Такая силовая установка имеет два воздушных тракта; в одном из них происходит сжатие и торможение потока перед дозвуковой камерой сгорания, после которой струя пламени с избытком горючего попадает в зону сверхзвукового горения второго тракта. Оснащенные такими двигателями летательные аппараты способны развивать скорость до М=6,5. Несмотря на относительно невысокие (в сравнении с СПВРД) энергетические характеристики, двухрежимные двигатели обладают рядом важных преимуществ. Например, их запуск можно производить при меньшей скорости полета (около М=3), а это снижает массу и габариты разгонных блоков, меньшие тепловые нагрузки позволяют отказаться от системы охлаждения изделия, увеличив при этом продолжительность его работы, и т.п.
<<<Назад Страница 23 Далее>>>
<<<Назад Страница 24 Далее>>>
Разработка перспективных технологий (Часть 5) Концепция двухрежимного ПВРД была предложена в начале 1970-х годов специалистами Лаборатории прикладной физики APL (Applied Physics Laboratory) Университета Джонса Хопкинса; в настоящее время эта организация является техническим консультантом проекта HyFly. Непосредственной разработкой двигательной установки занимается фирма «Aerojet», головным подрядчиком по программе HyFly опять-таки стала компания «Boeing Phantom Works». В соответствии с подписанным весной 2002 г. контрактом стоимостью 92,4 млн долл. корпорация «Boeing» должна к 2005—2006 гг. подготовить к летным испытаниям 11 опытных образцов ракеты HyFly. Для разгона изделия до скорости включения маршевого двигателя должны использоваться твердотопливные ускорители. Длина ракеты, оснащенной небольшими стабилизаторами, ограничена 4,27 м, диаметр — 0,48 м, масса боевой части оценивается в «несколько сотен фунтов». Ударная система HyFly проектируется в двух модификациях: морского базирования (на надводных кораблях и подводных лодках) и воздушного старта с самолетов F-18. В первом случае ее длина вместе с разгонным блоком составит 6,5 м, стартовая масса — 1,72 т, а дальность действия — 1100 км; для второго варианта эти параметры определяются 4,65 м, 1т и 720 км соответственно. Ракета HyFly должна комплектоваться системой наведения по сигналам со спутников GPS. Кроме того, предусматривается канал радиосвязи для оперативного изменения полетного задания уже после запуска изделия.