Камера сгорания имеет регенеративную систему охлаждения. Жидкий водород из бортовой емкости проходит по каналам в стенках обечайки и центрального тела, охлаждает огневые стенки, направляется через заслонки регулятора в пояса подачи и далее – через 126 упомянутых отверстий – в полость камеры сгорания.
Напряженность режима работы камеры сгорания достаточно полно характеризуется двумя цифрами: температура стенок достигает 1200К, а водород, первоначально жидкий, охлаждая камеру сгорания, нагревается до 1000К.
На стенках воздухозаборника, центрального тела и обечайки размещены 68 отверстий для измерения давления в проточном тракте и 25 хромель-алюмелевых и хромель- копелевых термопар, предназначенных для измерения температуры стенки. Кроме того, 20 термопар различного типа установлены в тракте охлаждения, магистралях подачи и бортовой емкости водорода.
Бортовая емкость для жидкого водорода состоит из внутреннего сосуда и наружного кожуха, связанных между собой опорами по торцам. В пространстве между ними создано разрежение с остаточным давлением менее 102 мм рт.ст. для термоизоляции внутреннего сосуда. Бортовая емкость, созданная специально для ГЛЛ «Холод», прошла большой объем автономной отработки и без замечаний работала в проведенных полетах.
К настоящему времени в общей сложности проведено семь полетов. Первые два полета с габаритно-весовыми макетами головных отсеков по программе летно-конструкторских испытаний позволили отладить новую систему управления ракеты для обеспечения требуемой траектории. В пяти полетах использовался реальный ГПВРД с подробной препарировкой проточного тракта камеры сгорания. В трех полетах в камеру сгорания ГПВРД подавался жидкий водород.
Время работы ГПВРД в полете увеличивалось от одного испытания к другому и в последнем полете составило 77 с, что соответствовало максимальному времени полета ракеты комплекса С-200. Установлено, что работоспособность камеры сгорания сохранялась и после ее выключения.
Гиперзвуковой экспериментальный летательный аппарат ГЭЛА, демонстрировавшийся МКБ «Радуга» на МАКС-99. По мнению экспертов, в основе аппарата – стратегическая крылатая ракета воздушного базирования Х-90, разработка которой была прекращена в годы перестройки
| Основные характеристики | Дата испытания | ||||
| 27.11.91 | 17.11.92 | 1.03.95 | 1.08.97 | 12.10.98* | |
| Число М | 5,6 | 5,35 | 5,8 | 6,2 | 6,5 |
| |Скорость полета, м/с | 1653 | 1535 | 1712 | 1832 | 1832 |
| Высота полета, км | 35 | 22,4 | 30 | 33 | 33 |
| Время работы ГПВРД, с | 27,5 | 41,5 | 77 |
* эксперимент с ГЛЛ «Холод» в 1998 г. проводился по контракту с НАСА
Работоспособность водородных ГПВРД была продемонстрирована на участке типовой траектории разгона до числа М=6,5. При этом на входе в ГПВРД воспроизводились реальные условия полета с естественным уровнем турбулентности и структурой потока невозмущенной атмосферы.
Анализ режимов течения и горения в проточном тракте ГП ВРД производился на основе информации, полученной в полете от датчиков, измерявших параметры в многочисленных точках проточного тракта. Как показала обработка полученной информации, на большей части длины тракта скорость потока соответствовала числу М= 1 – 1,5. Соответственно, полнота сгорания на режиме сверхзвука находилась в диапазоне 0,7-0,9. В ходе последнего испытательного полета полнота сгорания на режиме сверхзвукового горения составила 0,83 при коэффициенте избытка воздуха 0,85. Регистрация параметров в проточном тракте позволила провести идентификацию и верификацию математических моделей, описывающих газодинамику проточного тракта ГПВРД.
По результатам последнего полета была оценена тяга ГПВРД. Так как в процессе полета дважды включалась и выключалась подача водорода в ГПВРД, то, соответственно, изменялось и осевое ускорение ракеты. При известной массе ракеты сила тяги могла быть определена по элементарной формуле.
Все испытания проходили на полигоне у озера Балхаш при поддержке правительства и Академии Наук Казахстана. В гиперзвуковых летных экспериментах принимали непосредственное участие ученые Казахстанского Государственного университета и Национального центра радиоэлектроники и связи. Три из пяти экспериментов были проведены при непосредственном участии и частичном финансировании национальных научных центров Франции и США.
В процессе летных испытаний ГПВРД получены следующие результаты:
• длительное время работы ГПВРД (более 77 с) при сохранении работоспособности камеры сгорания после выключения;
• камера сгорания работала на предельных режимах по температуре стенки с реализацией процесса горения при дозвуковой и сверхзвуковой скоростях потока в тракте;
• по результатам измерений параметров рабочего процесса ГПВРД и траектории полета ГЛЛ «Холод» определены тяга ГПВРД, удельный импульс тяги и коэффициент полноты сгорания в камере;
• проведена идентификация математической модели рабочего процесса ГПВРД с учетом химических реакций горения водорода в проточном тракте камеры сгорания.
Гиперзвуковые летающие лаборатории второго поколения: ГЛЛ-ВК (слева) и ГЛЛ-31 (справа)
Дальнейшее развитие программы исследований водородных ГПВРД тесно увязано с разработкой ГЛЛ второго поколения. Они предназначаются для проведения фундаментальных исследований проблем гиперзвукового полета применительно к разработкам ВКС.
Над созданием российских ГЛЛ работают такие предприятия авиационной и космической отраслей, как ЦИАМ им. Баранова, ЛИИ им. Громова, ЦНИИмаш, ЦАГИ, организации Академии Наук РФ, ОКБ ракетной техники и других отраслей промышленности. Несмотря на сложную ситуацию в стране в настоящее время активную позицию в реализации проекта перспективной ГЛЛ заняли Министерство науки и Федеральное космическое агентство.
Среди российских разработок наиболее перспективными вариантами считаются ГЛЛ второго поколения ГЛЛ-ВК и ГЛЛ-31. Их макеты демонстрировались на Международном авиакосмическом салоне МАКС-2003 в Жуковском в августе 2003 г.
В отличие от осесимметричного ГПВРД «Холод» на ГЛЛ-ВК и ГЛЛ-31 предполагается использовать ГПВРД плоской конфигурации, как наиболее интегрируемые с корпусом ЛА.
В экспериментах на наземных стендах исследовались «холодные» модели (без горения) и модели с горением. На «холодных» моделях отрабатывались воздухозаборные устройства и их взаимодействие с камерой сгорания; на моделях с горением отрабатывался рабочий процесс в камере сгорания и его влияние на работу воздухозаборника. В качестве топлива в камерах сгорания использовался либо водород, либо жидкое углеводородное топливо (керосин), либо их сочетание.