На пути к гиперзвуку: Гиперзвуковые самолеты

В 2004 году, когда в самостоятельный полет отправился первый самолет с таким двигателем, поставленная цель стала уже почти реальностью. Во второй половине дня 27 марта неподалеку от побережья Калифорнии с летящего на высоте 12 км бомбардировщика В-52 стартовал принадлежащий NASA беспилотный аппарат Х-43А, установленный на крылатой ракете-носителе Pegasus («Пегас»). С помощью стартового ускорителя экспериментальный аппарат воспарил на высоту 29 км, где и отделился от ракеты-носителя. Далее заработал его собственный ПВРД, и хотя он проработал всего 10 секунд, на его тяге была достигнута немыслимая скорость в 7 Махов, то есть 8350 км/час.

Полученные в ходе этого эксперимента результаты помогли трезво оценить концепцию сверхзвукового летательного аппарата с воздушно-реактивным двигателем. Серия полетов, запланированных на ближайшие несколько лет, должна расширить объем уже имеющихся экспериментальных данных, так что не пройдет и десятилетия, как первые гиперзвуковые аппараты с ПВРД будут запущены в коммерческую эксплуатацию.

Сверхзвуковые ПВРД сделают возможным три категории гиперзвуковых летательных аппаратов — оружие (такое как крылатые ракеты), самолеты (к примеру, стратегические бомбардировщики и разведчики) и, наконец, космопланы — космические аппараты, способные взлетать и приземляться, как обычные авиалайнеры.

В Соединенных Штатах развитие прямоточных воздушно-реактивных двигателей имеет долгую историю. На основе теоретических разработок, начатых еще в сороковые годы, в конце пятидесятых американские ВВС, ВМФ и NASA вплотную подступили к экспериментальному этапу. Нынешний уровень проработки этой идеи базируется на множестве исследовательских программ с конструированием подобных двигателей на водородном и углеводородном топливе.

В ряду этих разработок особо следует отметить программу NASA «Национальный аэрокосмический самолет» (National Aerospace Plane — NASP). В 1986 году перед разработчиками была поставлена задача создать летательный аппарат, способный развивать скорость больше 15 Махов и при этом взлетающий и садящийся наподобие обычного самолета — на горизонтальную площадку. Программа была завершена в 1993 году, а вот созданная в ходе выполнения этой программы оригинальная конструкция двигателя, будучи значительно доработана в NASA, легла в основу силовой установки, использованной в мартовском полете Х-43А.

В 2001 году ВВС США совместно с моторостроительной компанией Pratt & Whitney провели наземные испытания первого неохлаждаемого ПВРД на углеводородном топливе, имитируя скорости 4,5 — 6,5 Махов. В 2003 году результатом этого сотрудничества явился двигатель из никелевых сплавов, охлаждаемый потоком собственного горючего марки JP7. Именно этот двигатель может в перспективе стать основой для будущих крылатых ракет, самолетов и космических аппаратов. В прошлом году были произведены наземные испытания ПВРД, разработанного целой группой организаций — DARPA (Агентство перспективных оборонных исследовательских проектов), ВМФ США, Boeing, Aerojet и университетом Джонса Хопкинса. Этот двигатель изготовлен в основном из никелевых сплавов, использует топливо JP10 и предназначен исключительно для гиперзвуковых крылатых ракет.

В традиционном ПВРД поступающий в воздухозаборник сверхзвуковой воздушный поток тормозится до дозвуковой скорости скачками уплотнения — ударными волнами, образуемыми за счет определенной геометрии воздухозаборника. Горючее впрыскивается в этот сжатый торможением дозвуковой поток, смесь сгорает, и горячие газы, проходя через регулируемое или нерегулируемое сопло, снова разгоняются до сверхзвуковых скоростей.

В гиперзвуковом ПВРД воздушный поток тормозится на входе в меньшей степени и остается сверхзвуковым в ходе всего процесса горения топлива. В этом случае отпадает нужда в регулируемых соплах, и работа двигателя оптимизирована для широкого диапазона чисел Маха. Современные двухрежимные гиперзвуковые ПВРД способны работать в режимах как дозвукового, так и сверхзвукового горения, обеспечивая плавный переход из одного режима в другой.

Концепция ГПВРД являет собой образец гармоничного сопряжения планера летательного аппарата и его движителя. В этой схеме двигатель занимает всю нижнюю поверхность летательного аппарата. Силовая установка состоит из семи основных элементов, пять из них относятся собственно к двигателю, а два — к фюзеляжу аппарата. Зона двигателя — это передняя и задняя части воздухозаборника, камера сгорания, сопло и система подачи горючего. К фюзеляжу можно отнести влияющие на работу двигателя нижние поверхности его носовой и хвостовой частей.

В скоростной системе нагнетания воздуха эффективно взаимодействуют носовая нижняя часть фюзеляжа и воздухозаборник. Они совместно захватывают и сжимают воздушный поток, подавая его в камеру сгорания. В отличие от обычных реактивных двигателей, в ГПВРД на сверхзвуковых и гиперзвуковых скоростях полета необходимое сжатие поступающего воздуха достигается без использования механического компрессора. Первоначальное сжатие создается нижней носовой частью фюзеляжа самолета, а воздухозаборник доводит его до необходимой степени сжатия.

Набегающий воздушный поток испытывает серию скачков уплотнения у носовой части самолета и на входе в воздухозаборник, его скорость снижается, при этом растут давление и температура. Принципиально важным компонентом ГПВРД выступает задняя часть воздухозаборника. В этой зоне сверхзвуковой входящий поток встречается с противодавлением, которое превосходит статическое давление воздуха на входе. Когда в результате процесса горения от стенки начинает отделяться пограничный слой, в зоне задней части воздухозаборника формируется серия скачков уплотнения, создавая своего рода «предкамеру» перед настоящей камерой сгорания. Наличие задней части воздухозаборника позволяет достичь в камере сгорания необходимых уровней теплоподвода и управлять растущим давлением так, чтобы не возникла ситуация, называемая «запиранием», при которой ударные волны препятствуют попаданию воздушного потока в заднюю часть воздухозаборника.

Камера сгорания обеспечивает наиболее эффективное смешивание воздуха с горючим за счет впрыска, распределенного по длине камеры. Таким образом достигается наиболее эффективный перевод тепловой энергии в тягу двигателя. Система выброса газов, состоящая из сопла и нижней поверхности хвостовой части фюзеляжа, обеспечивает управляемое расширение сжатых горячих газов, что, собственно, и дает необходимую тягу. Процесс расширения преобразует возникающую в камере сгорания потенциальную энергию в энергию кинетическую. В зоне сопла происходит множество физических явлений — это и горение, и эффекты пограничного слоя, и нестационарные потоки газов, и неустойчивость слоев с поперечным сдвигом, а также множество специфических объемных эффектов. Форма сопла имеет огромное значение для эффективности работы двигателя и для полета в целом, поскольку она влияет на подъемную силу и управляемость самолета.

До того как летательный аппарат с ГПВРД достигнет желаемых скоростей, его двигатель должен последовательно пройти через несколько режимов работы. Для разгона до скоростей порядка 3 Махов можно использовать одну из нескольких возможностей — к примеру, дополнительные газотурбинные двигатели либо же ракетные ускорители (как внутренние, так и внешние).

На скорости 3−4 Маха ГПРВД перестраивается с режима низкоскоростной тяги на такой режим, когда в двигателе формируются устойчивые скачки уплотнения, создающие на входе в камеру сгорания один или несколько участков воздушного потока на дозвуковой скорости. В традиционном ПВРД это обеспечивают воздухозаборник и диффузор — они снижают скорость потока до уровня ниже скорости звука за счет увеличения площади диффузора, таким образом на дозвуковых скоростях можно достичь полного сгорания смеси.

За камерой сгорания расположено суживающееся-расширяющееся сопло, которое и выдает необходимую тягу. В ГПРВД на выходе из камеры происходит «газовое тепловое дросселирование», которое не требует реального геометрического сужения сопла. Это сужение потока формируется благодаря смешиванию газов с воздухом и точно выверенному распределению потоков.

Пока самолет с ГПВРД на собственной тяге разгоняется от 3 до 8 Махов, в диапазоне от 5 до 7 Махов двигатель переходит на другой режим. Это переходный момент, когда двигатель работает и как традиционный ПВРД, и как гиперзвуковой. Рост температуры и давления в камере сгорания замедляется. В результате для нормальной работы становится достаточной более короткая зона предварительного сжатия. Скачки уплотнения сдвигаются от горловины воздухозаборника ближе к входу камеры сгорания.

Когда скорость переваливает за 5 Махов, режим сверхзвукового горения обеспечивает уже более высокую тягу, поэтому специфика двигателя требует, чтобы режим ПВРД использовался до тех пор, пока аппарат не достигнет скорости в 5−6 Махов. На пороге примерно в 6 Махов торможение воздушного потока к дозвуковым скоростям приводит местами к почти полной его остановке, что вызывает резкие скачки давления и теплопередачи. Где-то в интервале между 5 и 6 Махами появление этих симптомов может служить сигналом для перехода на режим чистого ГПВРД. Когда скорость переваливает за 7 Махов, процесс сгорания уже не способен разделять воздушный поток, и двигатель начинает работать в режиме ГПВРД без скачков уплотнения перед камерой сгорания. Ударные волны от воздухозаборника распределяются вдоль всего двигателя. На скоростях выше 8 Махов законы физики требуют сверхзвукового режима сгорания, поскольку двигатель уже не сможет выдерживать давлений и температур, которые возникли бы при торможении воздушного потока до дозвуковых скоростей.

При работе ГПВРД на скоростях от 5 до 15 Махов встает несколько технических проблем. Это сложности смешивания горючего с воздухом, борьба с тепловыми перегрузками двигателя, в частности с перегревом всех передних кромок воздухозаборника. Для полетов на гиперзвуковых скоростях требуются особые конструкции и материалы.

Когда скорость впрыскиваемого горючего уравнивается со скоростью влетающего в камеру сгорания воздушного потока, а это происходит на скоростях около 12 Махов, смешивание горючего с воздухом становится весьма затруднительным. При еще более высоких числах Маха огромные температуры в камере сгорания вызывают распад молекул и их ионизацию. Эти процессы, накладываясь на и без того сложную картину воздушного потока, где происходит сверхзвуковое перемешивание, взаимодействие камеры сгорания с каналом воздухозаборника и действуют законы горения, делают почти невозможным расчет газовых потоков, режима подачи топлива и теплового баланса камеры сгорания.

В ходе гиперзвукового полета нагрев двигателя летательного аппарата зависит не только от работы камеры сгорания — свой вклад вносят и другие системы: насосы, гидравлика, электроника. Системы управления теплообменом в гиперзвуковых летательных аппаратах в основном сконцентрированы на двигателе, поскольку именно он испытывает максимальные тепловые нагрузки. Двигатель вообще создает много проблем — зона реактивного потока отличается огромными термическими, механическими и акустическими нагрузками, а плюс ко всему она заполнена исключительно коррозионно активной смесью из раскаленных продуктов сгорания и кислорода.

Если двигатель не охлаждать, температура камеры сгорания перевалит за 2760 градусов Цельсия, а это выше, чем точка плавления для большинства металлов. К счастью, с проблемой высоких температур удается справиться путем активного охлаждения, правильного подбора материалов и разработкой специальных высокотемпературных конструкций.

Сам гиперзвуковой летательный аппарат тоже предъявляет жесткие требования к конструкциям и материалам. Вот они:

— очень высокие температуры;

— нагрев аппарата в целом;

— стационарные и перемещающиеся локализованные зоны нагрева от ударных волн;

— высокие аэродинамические нагрузки;

— высокие нагрузки от пульсаций давления;

— возможность серьезного флаттера, вибраций, флуктуирующие нагрузки термического происхождения;

— эрозия под воздействием набегающего воздушного потока и реактивного потока внутри двигателя.

Теперь, после успешного полета аппарата Х-43А и наземных испытаний нескольких полномасштабных моделей, все реальнее выглядят планы создать полноценный самолет с ГПВРД на водородном или углеводородном горючем. Когда наши материалы были отправлены в печать, NASA готовилась запустить еще один Х-43А и разогнать его до скорости 10 Махов, то есть до 12 000 км/ч.

В 2007 и 2008 годах ВВС США, Pratt & Whitney и подразделение компании Boeing — Phantom Works — будут продолжать летные испытания ГПВРД на углеводородном горючем. Эти испытания — с использованием относительно простого в изготовлении двигателя — должны продемонстрировать диапазон возможных ускорений и возможность устойчивой работы в течение нескольких минут на скоростях 4,5−6,5 Махов. Предполагается также проверить управляемость двигателя и всего аппарата при использовании сенсоров и компьютеров.

Демонстрация этих технических достижений, а также серия других запланированных наземных и воздушных испытаний должны открыть дорогу к созданию экономически выгодных, пригодных для многократного использования гиперзвуковых двигателей для крылатых ракет, самолетов дальнего действия и космических аппаратов. Эти аппараты могут войти в эксплуатацию соответственно в 2010, 2015 и в 2025 годах.

Перепечатано с позволения журнала The Industrial Physicist American Institute of Physics