6. При выполнении маневрирования на предельно малой высоте в горном ущелье произошло сваливание самолета и столкновение его с горным склоном
7. Из-за разрушения лопасти рулевого винта в результате производственного дефекта вскоре после взлета вертолета и набора им высоты 1700 м начались сильные вибрации, вынудившие экипаж совершить вынужденную посадку. Произошло грубое приземление, в результате которого вертолет получил серьезные повреждения, а экипаж и пассажиры были травмированы
На заставке: созданная по программе «Холод» гиперзвуковая летающая лаборатория на базе ЗУР системы С-200 с экспериментальным ГПВРД в носовой части
Штурм гиперзвука
Алексей РОМАШКИН
Как уже сообщал наш журнал (см. «Взлёт» №1/2005, стр. 47), 17 ноября 2004 г. США провели очередное успешное летное испытание гиперзвукового летательного аппарата Х-43А. Полет выполнялся в рамках комплексной программы Hyper-X, направленной на освоение гиперзвуковых технологий. Подобные работы, хотя и далеко не столь масштабные, проводятся и в Европе. Однако в деле испытаний гиперзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателей (ГПВРД) США и Европа были далеко не первыми. Уже около четверти века подобные исследования проводятся в России.
Как известно, главной отличительной особенностью ГПВРД является то, что необходимый для сжигания топлива кислород, то есть окислитель, этот двигатель за счет интегральной конструкции фюзеляжа и воздухозаборников извлекает из атмосферного воздуха. Это делает его весьма привлекательным для использования в составе перспективных ракет, в том числе средств выведения полезного груза в космос, поскольку позволяет обойтись без тяжелых баков с окислителем на первых ступенях, что может обеспечить высокую массово-энергетическую эффективность.
Несмотря на то, что наиболее перспективными средствами ближайшего будущего для выведения грузов в космос признаны двухступенчатые ракеты-носители (РН) вертикального старта с классическими жидкостными ракетными двигателями (ЖРД) и спасаемой первой ступенью, которая возвращается и садится на аэродром как самолет, проекты крылатого воздушно-космического самолета (ВКС) с горизонтальными взлетом и посадкой, двигательная установка (ДУ) которого работает на атмосферном воздухе не забыты, и работы по ним ведутся как в нашей стране, так и за рубежом.
В основе концепции ВКС лежит возможность использования для полета в космическое пространство земной атмосферы, за счет которой аппарат обеспечивается подъемной силой и кислородом воздуха для работы двигателей на начальном этапе полета.
Корни этой концепции уходят в далекое «докосмическое» прошлое – к работам российских ученых Циолковского, Цандера и Кондратюка, а также немецкого ученого Зенгера. С начала космической эры идея использования воздуха не давала покоя конструкторам, однако она не столь проста и однозначна, как кажется с первого взгляда.
Самые большие проблемы теоретического, технологического и экспериментального характера заключаются в создании и эксплуатации двигателя ВКС – ГПВРД. Напомним, что полет в космическое пространство ВКС начинает со взлета, затем следует разгон, набор скорости и высоты и фаза выхода на орбиту. На каждом из этих этапов необходим оптимально работающий двигатель, а требования этапов полета к двигателю зачастую вступают в противоречия между собой и с общей концепцией аппарата. Именно нерешенность вопроса разработки многорежимной воздушно-реактивной двигательной установки в сочетании с необходимостью значительного финансирования на разработку уникальных технологий не позволили в 70-х гг. прошлого века в СССР создать авиационно-космическую систему «Спираль», в 80-х реализовать английский проект HOTOL, а в начале 90-х заставили американцев отказаться от аппарата NASP.
Российские и зарубежные работы по исследованию проблем разработки ГПВРД показали, что создание ВКС будет экономически обоснованно только тогда, когда появятся новые конструкционные и теплозащитные материалы и будут разработаны многорежимные воздушно-реактивные двигатели. Специалисты полагают, что один из наиболее перспективных путей – создание гиперзвуковых прямоточных воздушно-реактивных двигателей.
Решение таких задач возможно только при существенной экономической поддержке предприятий авиационной и ракетно-космической отраслей со стороны государства, поскольку создание подобных систем исключительно на коммерческой основе вряд ли осуществимо.
Разработка первых работоспособных ГПВРД в Советском Союзе началась более 20 лет назад. 6 марта 1979 г. Комиссия Президиума Совета Министров СССР по военно- промышленным вопросам утвердила комплексный план научно-исследовательских работ по применению криогенного топлива для авиационных двигателей. Основная задача этого плана – создание самолетов с силовыми установками, работающими на жидком водороде и сжиженном природном газе. Предусматривалась также разработка летательных аппаратов со сверхзвуковыми и гиперзвуковыми скоростями полета. План охватывал решение большого круга вопросов – от поиска наиболее эффективных способов промышленного производства криогенных видов топлива до создания опытных образцов и моделей газотурбинных двигателей и ГПВРД. К работе были подключены Академия наук СССР, Минавиапром, ряд ОКБ и заводов. Головной организацией в части разработки и испытаний двигателей на криогенном топливе для высокоскоростных самолетов был утвержден ЦИАМ им. П.И. Баранова.
Важнейшей особенностью ГПВРД является горение топлива в сверхзвуковом потоке воздуха. Поскольку на наземных стендах все условия гиперзвукового полета принципиально невоспроизводимы, потребовались летные эксперименты. Их программа обсуждалась параллельно с выполнением первых теоретических оценок возможности реализации цикла ГПВРД. В США предполагалось провести первые летные испытания ГПВРД на уникальном исследовательском самолете Х-15, разгонявшемся до скорости, соответствующей числу М=6, ракетным двигателем. Идея осталась неосуществленной: построенный в единственном экземпляре Х-15 разбился за несколько дней до запланированного полета с работающим ГПВРД.
В советской программе решено было использовать зенитные ракеты, разработанные и серийно выпускавшиеся химкинским МКБ «Факел». Реализация программы из-за дефицита средств и начавшихся «перестроек» продвигалась не так быстро, как хотелось бы. Только в 1991 г. впервые в мире идея создания ГПВРД была подтверждена летными испытаниями, проведенными в Казахстане у озера Балхаш.
Для летных испытаний ГПВРД была создана специальная гиперзвуковая летающая лаборатория (ГЛЛ) «Холод» – по существу, летающий стенд со всеми необходимыми автоматическими системами: подачи топлива, управления режимами испытаний и измерения параметров ГПВРД. ГЛЛ «Холод» была построена на базе зенитной ракеты комплекса С-200. Выбор этой ракеты обуславливался тем, что параметры траектории ее полета были близкими к необходимым для летных испытаний ГПВРД. Немаловажным считалось и то, что эта ракета снималась с вооружения, и ее стоимость была низкой.
Боевая часть ракеты была заменена головными отсеками ГЛЛ «Холод», в которых размещались система управления полетом, емкость для жидкого водорода с системой вытеснения, система регулирования расхода водорода с измерительными устройствами и, наконец, экспериментальный ГПВРД Э-57 осесимметричной конфигурации.
Первоначально концепция и конструкция экспериментального ГПВРД были разработаны ЦИАМ и Тураевским МКБ «Союз». Последний вариант конструкции выполнен воронежским КБХА и ЦИАМ.
Экспериментальный ГПВРД Э-57 был предназначен для работы в диапазонах полетных чисел М=3,5-6,5 и высот 15-35 км. Он состоит из осесимметричного трехскачкового воздухозаборника, коаксиальной камеры сгорания и кольцевого сопла небольшой степени расширения. Обечайка и центральное тело образуют кольцевую камеру сгорания со специальным профилированием по длине. На стенках камеры размещены три пояса подачи водорода. Первый пояс подачи с нишевым стабилизатором пламени расположен на центральном теле. Здесь водород подается в камеру сгорания через 42 отверстия диаметром 1,7 мм. Второй пояс со ступенчатым стабилизатором пламени расположен на обечайке, третий пояс с нишевым стабилизатором – на центральном теле. Во втором и третьем поясах также имеются по 42 отверстия, но диаметром 2,1 мм. В этих поясах установлены стандартные авиационные свечи электрической системы воспламенения.