Путешествие в космос - Авиационно-космические системы США - Разработка перспективных технологий (Часть 2)

Разработка перспективных технологий (Часть 2)

В зависимости от области применения двигатель «Strutjet» может работать на разных типах горючего. Жидкий водород предпочтителен для средств выведения КА, углеводородные горючие типа JP-7 JP-10 — для крылатых ракет, пропан — для трансатмосферных боевых аппаратов дальнего действия.

Старт одноступенчатой МТКС с установкой «Strutjet» должны обеспечить блоки ЖРД, встроенные в тыльную часть стоек. Избыток горючего в пламени двигателей на начальном этапе полета будет дожигаться за счет атмосферного кислорода, проходящего через воздушный канал. По мере увеличения скоростного напора и изменения соотношения компонентов топлива в сторону окислителя должны постепенно включаться форсуночные головки ПВРД. После достижения скорости примерно М=2,4 жидкостные двигатели будут отключены и силовая установка станет работать в режиме прямоточного двигателя с удельным импульсом до 3800 с. При функционировании установки в режиме СПВРД на скоростях М=5—10 стабильность потока в воздушном канале предполагается поддерживать механическими средствами. В дальнейшем эффективность применения ПВРД падает, и поэтому будут вновь включены ЖРД, которые обеспечат выход транспортного аппарата на околоземную орбиту.

На этапе предварительного проектирования двигателя «Strutjet» предполагалось, что усредненный по всему полету его удельный импульс составит 585 с, а тяговооруженность — 22 единицы. За счет применения такой силовой установки в составе одноступенчатой МТКС относительную массу топлива системы можно будет снизить до 84% —(для аналогичных транспортных систем с ЖРД этот параметр составляет 90%).

Выполненные летом 1999 г. стендовые испытания уменьшенной в 6 раз модели двигателя «Strutjet» подтвердили реальность достижения указанных характеристик, что, вероятно, и дало основания для инициирования проекта ISTAR.

Ракетно-прямоточный двигатель ISTAR, стендовые запуски которого планировалось провести в 2006 г., относится в классу трехкомпонентных; в качестве топлива в нем используются углеводородное горючее марки JP-7, высококонцентрированный раствор перекиси водорода и продукты разложения перекиси. Последние вещества необходимы для воспламенения основных компонентов при запуске ЖРД ракетного блока, которые должны обеспечить разгон летательного аппарата до скорости М=3,5.

Контракт стоимостью 16,6 млн долл. на эскизное проектирование двигателя ISTAR был подписан в конце 2000 г. с консорциумом RBC3 или RBCCC (Rocket-Based Combined Cycle Consortium), организованном тремя ведущими двигателестрои-тельными компаниями «Aerojet», «Pratt and Whitney» и «Rocketdyne». Через два года начался этап опытно-конструк-торских работ, оплата которых уже стала вестись из бюджета программы NGLT.

Осенью 2002 г. на своей технической базе в Сакраменто (шт. Калифорния) фирма «Aerojet» приступила к стендовым испытаниям форсуночной головки ЖРД ракетного блока. Первые запуски были посвящены отработке операций запуска двигателя, где важная роль отводится катализатору, используемому для разложения перекиси водорода. Полученные результаты показали высокую (до 90%) эффективность катализаторных пакетов, обеспечивших в течение 0,6 с после подачи компонента необходимое для начала горения количество кислорода.

Летом 2003 г. сложность испытаний существенно возросла — перед экспериментаторами была поставлена задача получения необходимых данных для создания регенеративной системы охлаждения установки. При этих запусках продолжительность работы ЖРД достигала 300 с при рабочем давлении в камере сгорания 105,6 кг/см².

В рамках программы RTA (Revolutionary Turbine Accelerator — «Качественное улучшение характеристик газотурбинных двигателей») Центр Гленна ведет подготовку элементной базы для создания комбинированного турбопрямоточ-ного двигателя, способного работать сначала в режиме двух-контурного турбореактивного двигателя с форсажем (до скорости М=2,5), а затем как ПВРД. Максимально достижимая бкорость для аппаратов с такими силовыми установками определяется М=4—4,2.

С начала 1960-х годов, когда был создан турбореактивный двигатель J58 для самолета SR-71, развивающего скорость около М=3, подобные проекты в США еще предпринимались. Поэтому названный ТРД, разработанный фирмой «Pratt and Whitney», стал своеобразным эталоном для нового изделия.

Среди основных требований, предъявляемых к комбинированному двигателю, известны следующие (в скобках указаны параметры ТРД J58):

— тяга 25 т (15,6 т);

— тяговооруженность 10—15 (4; для современных военных ТРДД она составляет 8 единиц);

— диаметр — 1,5 м (1,4 м);

— продолжительность работы — 30 мин (1,5 ч);

— ресурс термонагруженных элементов — 750 ч (100 ч);

— горючее JP-7 или JP-8 с добавками (JP-7).

Поскольку разработка летного образца силовой установки еще не обеспечена финансами, то программа RTA ориентирована на создание масштабных моделей будущего двигателя.

Летом 2002 г. NASA заключило с фирмой «General Electric» пятилетний контракт стоимостью 55 млн долл. на изготовление экспериментальной модели двигателя тягой 18,1т и диаметром 0,89 м. Эта силовая установка с обозначением GE-57 проектируется на элементной базе ТРДДФ YF-120, который использовался на одном из опытных образцов истребителя ATF. Для нового изделия проектируются высокоскоростные вентилятор и компрессор, а также «гиперзвуковая» форсажная камера. По расчетам, двигатель GE-57 будет иметь тяговооруженность порядка 7—8:1 и продолжительность эксплуатации до капитального ремонта 300—600 ч. Стендовые запуски этой силовой установки могут состояться в 2006—2007 гг.

В целях снижения технического риска в рамках программы RTA одновременно проектируется малая модель турбопря-моточного двигателя тягой 4 т и диаметром 0,4 м. В качестве прототипа для этой силовой установки выбран ТРДД FJ44 фирмы «Williams International».

К летным испытаниям двигателей семейства RTA намечается приступить в 2010—2011 гг. Возможно, ими, для предварительного разгона, будут оснащаться гиперзвуковые аппараты Х-43В. Для обеспечения полетов этого изделия, которое еще будет оснащено СПВРД, потребуется либо один двигатель GE-57, либо четыре малых модели.

Полномасштабный турбопрямоточный двигатель RTA может быть создан и испытан после 2018 г.

3. Перспективные технологии для малых спутников и их разгонных блоков.

Многие исследовательские программы предполагают использование миниатюрных КА. Однако прогресс в области электроники значительно опережает достижения в части создания малогабаритных ракетных двигателей. Решением данной проблемы считается разработка требуемых силовых установок на базе технологий производства микроэлектромеханических систем и компьютерных чипов.

В качестве примера подобных устройств можно привести микродвигатели, которые были разработаны компанией TRW по заказу Управления DARPA. Новые двигатели, по форме близкие к квадрату со стороной около 0,6 см, предназначаются для использования в системах ориентации и стабилизации КА массой ниже 22 кг, относящихся к так называемым классам микро-, нано- и пикоспутников.

Каждый двигатель представляет собой трехслойную конструкцию, ее внешние поверхности выполнены из кремния и стекла. Средний слой имеет сотовую структуру, каждая ячейка которой размером с «маковое зерно» является топливной емкостью с запасом рабочего тела — стифнинокислого свинца. С одной стороны, ячейка закрыта специальной мембраной, которая после срабатывания воспламенителя разрывается, выбрасывая продукты горения; запас топлива в одной ячейке обеспечивает импульс тяги, равный 0,0001 Нхс. Таким образом, работа микродвигателя, в котором нет механических частей, осуществляется в дискретном режиме и позволяет производить многократные (до 20 раз) включения продолжительностью в 1 с. Проектные характеристики этих двигательных установок были подтверждены натурными испытаниями, осуществленными весной 2001 г. при суборбитальном полете ракеты SR-XM компании «Microcosm».

В более традиционной форме были разработаны фирмой «Marotta Controls» управляющие сопла для спутников «Space Technology-5» массой 21,3 кг. (Три таких аппарата, которые NASA планирует вывести в космос в 2005 г., будут использоваться для изучения влияния магнитосферы Земли на погоду.) Газоструйные сопла массой около 70 г способны функционировать как в импульсном, так и в постоянном режимах; значения развиваемой ими тяги находятся в пределах 0,01—0,24 кг.

При этом время срабатывания изделия не превышает 5 мс, а пиковое энергопотребление 1 Вт.

4. Новые конструкционные и теплозащитные материалы.

Изучаются возможности создания материалов для силовых элементов конструкции, работающих при высоких температурах (до 500—1000 °С), а также высокоэффективных теплозащитных покрытий, которые позволили бы существенно уменьшить радиусы закруглений носовых частей и передних кромок несущих поверхностей летательных аппаратов, что необходимо для улучшения их аэродинамических характеристик.

Исследования по последней тематике ведутся Центром Эймса в рамках программы «Slender Hypervelocity Aerothermodynamic Research Probes» («Острые передние кромки для высоких гиперзвуковых скоростей»). Осенью 2000 г. с базы Ванденберг состоялся запуск МБР «Минит-мен-3» с экспериментальным носовым конусом, на котором были смонтированы четыре выдвижных кромки из ультратермостойких керамических материалов. Кроме температуры начала абляции 2815 °С другие характеристики этих материалов в печати не сообщались.

5. Двигательные установки с нехимическим преобразованием энергии.

Наиболее перспективными в этой области считаются ге-лиотермические и электроракетные двигатели. Одним из первых маршевых ЭРД, доведенных до летного образца, стал ионный двигатель межпланетного аппарата «Deep Space-1», полет которого с задачами исследования астероидов начался в октябре 1998 г. Масса его силовой установки составила 48 кг, а тяга — 9,4 г.

Несмотря на малую мощность, эффективность таких двигателей весьма высока — их удельный импульс достигает 3100 с, а незначительный расход рабочего тела (несколько грамм в день) позволяет увеличить срок активного существования КА до нескольких лет. Поэтому эксплуатация аппарата «Deep Space-1» была прекращена лишь в 2002 г.; в ходе выполненного полета общая наработка его ЭРД достигла 16 265 ч (при расчетном показателе 8000 ч).

Практически сразу же после запуска аппарата «Deep Space-1» специалисты NASA приступили к наземным испытаниям запасного образца ионного двигателя (единственным отличием этого ЭРД от реального изделия был топливный бак, вмещавший 235 кг ксенона вместо 75 кг). Целью этих работ, выполнявшихся для имитации условий космического пространства в вакуумной камере Лаборатории JPL, было определение реального ресурса подобных установок.

Однако окончательные данные о долговечности ЭРД получить не удалось. В середине 2003 г. испытания были остановлены для оценки состояния установки и анализа полученных результатов, так как сроки подготовки аналогичных двигателей для других КА требовали прекращения этого «беспредела». Длившийся более четырех лет эксперимент прерывался только несколько раз из-за сбоев в подаче электроэнергии в испытательный комплекс и для настройки измерительной аппаратуры. В результате общая продолжительность работы изделия составила 30 352 ч.

<<<Назад Страница 72 Далее>>>

WalkInSpace.Ru

Правила:

«Путешествие в космос» © 2024

Использование материалов допускается при условии указания авторства WalkInSpace.ru и активной ссылки на www.WalkInSpace.ru.

Используются технологии uCoz