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

Программка 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 тесты демонстратора ГПВРД на обыкновенном углеводородном горючем, отлично работающего при М = 4-8. Углеводородное горючее лучше жидководородного по условиям эксплуатации и хранения, оно не испаряется, сложнее воспламеняется и изрядно эффективнее при его использовании для остывания СУ. Компания «Пратт-Уитни», получившая договор на конкурсной базе, разработала ГПВРД, работающий на горючем JР-7. Согласно оценкам профессионалов компании, при оснащении ракеты этой СУ достижимы последующие ТТХ: наибольшее маршевое число М = 7-8; дальность полета 1300 км; высота полета 10-30 км; длительность полета более 12 мин.

Движок предназначался для летных испытаний на ГЛА X-43C. Но для понижения технического риска предусматривались подготовительные тесты облегченного варианта ГПВРД на ГЛА X-51A. Программке ГЛА X-51A предшествовал проект аппарата ARRMD с несущим корпусом. В базисном варианте ARRMD стартовая масса составляла 1050 кг, масса полезной нагрузки - 115 кг, дальность - около 1100 км. Для разгона до скорости, соответственной М = 4.5, когда запускается ГПВРД, предполагалось использовать два РДТТ. Проект не получил развития, но послужил основой для разработки ГЛА X-51A.

Экспериментальный разовый ГЛА Boeing X-51A WaveRider (другое обозначение SED-WR), представляет собой аппарат интегральной схемы с несущим корпусом, подфюзеляжным ГПВРД и четырехконсольным хвостовым оперением. Вид ГЛА отвечает требованиям малозаметности (предположительно ЭПР менее 0.01 м2); несущие поверхности (крыло сверхмалого удлинения) образуют одно целое с корпусом, а не являются отдельным элементом сборки, как на ЛА серии X-43. Вполне подвижные консоли хвостового оперения имеют трапециевидную форму в плане со стреловидной фронтальной (угол менее 45°) и прямой задней кромками. При проектировании был принят расчетный коэффициент безопасности, равный 2. Для разгона ГЛА до скорости, соответственной M = 4.5-5 употребляется устанавливаемый тандемно ракетный ускоритель на жестком горючем. В процессе критичной оценки более суровые вопросы касались выбора воспламенителя - силан либо этилен, и ускорителя ATAСMS, так как штатно его пуск должен происходить на уровне моря, а не на высоте 11-15 км.

В мае 2007 г. после детализированного рассмотрения хода работ по ГЛА X-51A «WaveRider» главные заказчики - AFRL и DARPA - утвердили проект ракеты «WaveRider» (заглавие неофициальное). В принципе, программка X-51A реализуется как общенациональная с привлечением огромного количества институтов, исследовательских организаций, военных авиационных и морских центров. Кроме NASA независимую экспертизу проекта производит Центр аэронавтических систем ASC. Работы по X-51A были агрессивно подчинены правилу: поначалу необъятные расчетно-аналитические исследования, а потом тесты в наземных экспериментальных установках. Для большей достоверности расчеты дублировались по различным программкам в различных исследовательских центрах. При всем этом обширно использовались промышленные программки, также сравнимо обыкновенные схемы и методики. Подобные подходы позволяют просчитать огромное количество вариантов и получить высококачественные оценки степени воздействия разных причин на ТТХ проектируемого ГЛА.

Было показано, что при маршевых числах М = 4-6 дальность сначала определяется массовыми соотношениями в сборке, а полнота сжигания - на втором месте. При М > 6-7 на дальность очень оказывают влияние утраты давления в камере сжигания и в наименьшей мере - массовые свойства и полнота сжигания. В совокупы решений, хотя и очень ориентировочных, но обхватывающих данные спектры конфигурации главных характеристик, можно выделить рациональные варианты, подлежащие более детальному и трудозатратному анализу. Следует особо отметить роль NASA в проекте X-51A: на расчетные исследования по проекту затрачено 1.2 млн ч работы центрального микропроцессора комплекса «Коламбия» НИЦ им. Эймса. Спецы NASA также анализируют, оценивают и выдают заключения по всем экспериментальным результатам. Приемущественно использовались программки Overflow для расчетов по Навье - Стоксу (детализированное исследование сил и моментов) и Cart3d по Эйлеру (резвое формирование широкой базы данных). Компания «Боинг» на собственных компьютерах затратила на расчеты черт сложных конфигураций в рамках уравнений Навье - Стокса (программка BCFD) выше 300 000 ч. Исследование аэродинамических черт аппарата X-51A было завершено к началу 2007 г.

Вместе с расчетами в аэродинамических трубах НИЦ им. Арнольда проводились тесты 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 выше 1700 ч (выше 3200 пусков в АДТ). При всем этом велик объем испытаний фактически СУ и ее частей, тем паче, если учитывать весь модификационный ряд от экспериментального мотора РТЕ до мотора SJX 61-2, устанавливаемого на первом демонстраторе. Огромное внимание уделено оптимизации воздухопоглотителя, в том числе выбору формы, размеров и расположения турбулизаторов перед воздухопоглотителем для конкретной фиксации перехода в пограничном слое на всех летных режимах. Это понижает риск незапуска из-за взаимодействия пограничного слоя со скачком уплотнения на изоляторе и обеспечивает более насыщенные процессы смешения и горения в камере сжигания.

Интегральная сборка демонстратора подчинена жестким габаритно-массовым ограничениям, ввиду чего ряд систем расположен конкретно под обшивкой, а горючее хранится в объемах меж обшивкой и внутренними стенами 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 фронтальной части корпуса за носовым модулем. Блок навигации и управления соединен с цифровой системой регулирования подачи горючего стандартной шиной MIL-STD-1553B. В хвостовой части корпуса над соплом размещаются электроприводы аэродинамических рулей и система самоподрыва в аварийной ситуации. Главная конструкция и обшивка экспериментального ГЛА сделаны из обыденных авиационных дюралевых и отчасти титановых сплавов. Носовой модуль из вольфрама с силиконовым покрытием (массой около 60 кг) выдерживает кинетический нагрев до 1500 °С и служит балластом, нужным для статически неуравновешенного ЛА. На натурном аппарате X-51A на расстоянии приблизительно 0.31 м от фронтальной кромки корпуса размещаются турбулизаторы. Переходник от носка к отсекам, выполненным из дюралевых сплавов, аэродинамические рули и главная конструкция камеры сжигания мотора (массой до 50 кг) сделаны из никелевых сплавов типа Инконель 625, сопло мотора - из титановых сплавов (температура до 1870 °С); фронтальные кромки рулей и обечайки воздухопоглотителя - из композитов углерод-углерод.

Материалы и толщина пассивной теплозащиты выбирались в согласовании с расчетными оценками термических потоков. На нижней поверхности ГЛА, где ожидаются температуры до 830 °С, употребляются плитки из материала BRI-16, разработанного компанией «Боинг» для ВКС «Спейс Шаттл». Такими же плитками защищены обечайка и поверхность сжатия воздухопоглотителя. Тут уносимое покрытие могло бы значительно усугубить работу мотора. Клеевая прокладка предназначается для компенсации напряжений, возникающих из-за различия в термическом расширении обшивки и плиток. На верхнюю поверхность ГЛА накладывается легкое уносимое покрытие BLA-S, рассчитанное на температуру до 1260 °С. Спецы института им. Гопкинса определили общую рекомендацию для ГЛА с маршевым числом М = 6: применимы термостойкий сплав никеля и хрома, титановые сплавы и композиты на глиняной матрице. Для сопла разработана сотовая защита с уносимым покрытием.

Движок SJX61, созданный для летных испытаний ГЛА, сотворен на базе макета GDE-1 в рамках программки HySET, объединившей все НИОКР по созданию опытнейшего эталона ГПВРД, также программки наземных испытаний отдельных агрегатов и движков в целом. Движок имеет один канал шириной 0.23 м, нерегулируемый самозапускающийся воздухозаборник плоской схемы с расчетным числом М = 7 и расходом воздуха около 4.45 кг, также плоское сопло. Средний расход горючего около 0.41 кг/с. Боковая стена мотора с заключенными в ней теплообменниками имеет габариты 0.152 х 0.76 х 1.9 м. В стендовых испытаниях GDE-1 были продемонстрированы сопоставимость охлаждаемых и неохлаждаемых частей конструкции, гарантированное возгорание и устойчивая работа мотора при М = 4.5-6.5. Продолжая программку ГПВРД на горючем JP-7, компания «Пратт-Уитни Рокетдайн» (PWR) в апреле 2006 г. окончила удачные тесты в АДТ НИЦ им. Лэнгли при М = 4.6 последующего мотора - GDE-2, имеющего натурную массу и систему активного остывания топливом. В первый раз был испытан движок, снаряженный замкнутым контуром регулирования подачи горючего и клапанами натурной массы. Движок GDE-2 чуток длиннее и обширнее, чем натурный движок SED; последний к тому же легче благодаря сварным, а не болтовым соединениям, также воздухопоглотителю фиксированной геометрии. Но камера сжигания, системы управления и остывания схожи.

Важным технологическим достижением является создание ГПВРД, работающего на обыкновенном авиационном керосине JP-7, и, в особенности, многоклапанной регенеративной системы остывания сверхзвуковой камеры сжигания. Благодаря активному остыванию топливом, циркулирующим по трубопроводам снутри стен камеры сжигания, температура их остается ниже точки плавления. В самой камере температура около 1870°С; без остывания ожидается ее увеличение до 2750 °С. Сразу горючее греется до перехода в газообразное состояние с распадом томных молекул на более легкие, чему содействует также каталитическое покрытие теплообменных пластинок. В итоге в камеру сжигания поступает смесь жарких газов: водород, метан, этилен. Это позволяет воплотить действенные процессы смешения, возгорания и горения при сверхзвуковой скорости потока воздуха в камере сжигания. Для гарантированного сжигания горючего сначала в течение 10 с в камеру сжигания подается водянистый этилен. Инициирование горения в фронтальной части камеры имеет преимущество за счет того, что возрастает время прохождения пылающей консистенции через камеру, но велик риск незапуска воздухопоглотителя из-за выбитого скачка уплотнения. Потому сначала горючее впрыскивается поближе к выходу из камеры, а с ростом ускорения ЛА и увеличения высокоскоростного напора подача горючего перемещается к фронтальной части камеры сжигания. Цифровая система регулирования циркуляции горючего (FADEC) служит резвому установлению термического равновесия, исключается накапливание и тем паче оборотный ток горючего.

Некие данные позволяют представить, что для оптимизации процесса пуска употребляется впрыск горючего на ступени торможения воздухопоглотителя. Понятно, что рас-четно-экспериментальные исследования такового выдува с целью минимизации длины камеры сжигания повсевременно расширяются. В рамках примыкающей к проекту X-51A программки HyShot эти разработки производятся в сопряжении с другой технологией - организацией в сверхзвуковой камере сжигания системы скачков уплотнения и волн разрежения, при которой появляются локальные зоны с таковой высочайшей температурой, что водород воспламеняется без доп вмешательства. В итоге при всех числах М должна быть обеспечена наибольшая тяга. Имеет смысл напомнить, что в числе предшественников аппарата X-51A была гиперзвуковая ракета ASALM (1979 г.) с ПВРД, который обеспечивал наибольшее число М < 5.5. Продуктивность ракеты как орудия была признана низкой конкретно из-за понижения скорости потока перед камерой сжигания до М < 1. В NASA движок SIX61 именуют двухрежимным, потому что сначала горения, разумеется, будут отдельные дозвуковые зоны, но равномерно установится на сто процентов сверхзвуковое течение. Основанием для схожих утверждений служат положительные результаты широких испытаний 2-ух движков SIX61-1 и SIX61-2 и их частей на разных щитах и в АДТ.

Макет ГПВРД SJX61-1 (другое обозначение Х-1), созданного для ГЛА X-51A, удачно выдержал тесты в высокотемпературной АДТ НИЦ им. Лэнгли. В этой АДТ с рабочей частью длиной около 3.7 м и поперечником 2.4 м обеспечивается проигрывание термических режимов при М = 4.5 и 7 на высотах 15 000-37 000 м и достигаются температуры до 2000 К. Сначала силовая установка испытывалась при М = 4.6, что соответствовало запуску ГПВРД, потом при М = 5, когда выполнялся впрыск горючего в разных точках и течение в камере сжигания приближалось к сверхзвуковому. Тесты при М = 4.6 включали 34 цикла с попеременным нагревом до 1000 К и следующим остыванием; суммарная длительность времени горения составила около 15 мин. Конфигурация стопроцентно соответствовала натурной, кроме отсутствия топливного насоса. Сообщается, что результаты испытаний подтвердили расчетные данные либо даже затмили их. Было достигнуто термическое равновесие. Так, во время испытаний при М = 5.5 движок идеально отработал 50 с, его работа лимитировалась только длительностью запуска АДТ, не превосходящей 60 с. В следующей 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 последней мере наполовину. Располагаемая тяга добивается 445 кгс. Научное управление программки X-51A считает, что движок SIX61-1 может проработать без остановки пару минут и что полностью может быть постепенное выведение ГЛА X-51A на скорость, подобающую М = 8.

Доделанный по результатам испытаний движок SJX61-2 идеально прошел тесты в высокотемпературной АДТ НИЦ им. Лэнгли, проработав практически в два раза подольше и выдержав в два раза больше циклов «нагрев - охлаждение», ежели будет нужно в полете. При всем этом были опробованы режимы, далековато выходящие за границы расчетных по высокоскоростным напорам, углу атаки и т. д. Часто время работы агрегатов ограничивалось только длительностью запуска экспериментальной установки. Спектры располагаемых тяг и удельных импульсов определяются соответственно как 227-424 кгс и 550-1100 с. Разумеется, что в программке X-51A полностью применен 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 будет то, что заместо стремительно сгорающего, занимающего большой объем и дорогостоящего водянистого водорода употребляется обыденное углеводородное горючее JP-7, а в качестве воспламенителя -этилен заместо очень летучего силана. На аппарате X-43A тепло от камеры сжигания поглощается стенами, температура которых в полете приближалась к точке плавления; остывание было на пределе. На аппарате X-51A благодаря системе регенеративного остывания работа мотора вероятна до того времени, пока не израсходуется весь припас горючего. Не считая того, в целом X-51A много поближе к боевой гиперзвуковой ракете.

Важной частью широких многосторонних исследовательских работ по программке X-51A является проведение летных испытаний прототипов. В наземных экспериментальных установках нереально точно моделировать гиперзвуковой полет, в особенности переходные процессы, потому что числа М и скоростные напоры фиксированы. Есть ограничения по времени работы АДТ, характеристикам потока, размерам модели. Нет способности испытать в гиперзвуковой АДТ натурный ГЛА, тем паче в сборе с ускорителем. Нужно подтвердить в полете продуктивность системы активного остывания, найти наивысшую длительность работы ГПВРД. Результаты летных испытаний должны быть сопоставлены с приобретенными на наземных установках и в расчетах для оценки достоверности последних и обоснования способов пересчета модельного опыта на натуру.

Основная цель летных испытаний аппарата X-51A «WaveRider» состоит в том, чтоб показать длительный гиперзвуковой устойчивый полет с наибольшей скоростью, соответственной М = 6-6.7, и тем обосновать, что ГПВРД готов для практического использования. К летным испытаниям были готовы четыре ГЛА. Для разгона ГЛА модернизирована серийная ракета ATACMS с РДТТ, а конкретно: оптимизированы обводы и длина сопла и повышена степень расширения; Х-образное хвостовое оперение дополнено 2-мя горизонтальными рулями, усилено крепление рулей. Переходной отсек с каналом для протока воздуха и хвостовая часть ускорителя сделаны из титана, обшивка и сопло ускорителя и бугели - из стали. 1-ый ГЛА с ускорителем в полетной конфигурации STV с начала 2009 г. испытывался на крепкость, аэроупругость и т. д. на авиабазе Эдвардс. При испытании на крепкость прилагаемые нагрузки превосходили максимально вероятные в полете в 1.15 раза. Всестороннюю проверку прошли (поэлементно и в собранном виде) все системы контроля, энергопитания и пр. По окончании всех вероятных исследовательских работ 1-ый ГЛА предназначался для выполнения 4-ого испытательного полета.