ЗВО № 05 / 2003р. стр. 33-40
ЗАКОРДОННІ ДОСЛІДЖЕННЯ У СФЕРІ гіперзвукових ЛІТАЛЬНИХ АПАРАТІВ
Полковник Р. ЩЕРБАКОВ
В останнє десятиліття в провідних зарубіжних країнах підвищена увага приділяється НДДКР, що проводяться в інтересах створення нових видів авіаційної техніки, зокрема гіперзвукових літальних апаратів (ГЛА), включаючи пілотовані і безпілотні літаки різних класів і призначення, а також керованих ракет. За оцінками фахівців, перспективні системи зброї, створені на базі ГЛА будуть володіти значними стратегічними перевагами, що дозволить їм виконувати бойові завдання на якісно новому рівні. Вважається, що основними завданнями, які передбачається покласти на ГЛА, стануть: поразка стратегічно важливих об'єктів, включаючи критичних за часом, в тому числі мобільних наземних цілей, в глибині території противника, ведення повітряної розвідки, перекидання військ, В і ВТ на трансконтинентальну дальність, а також висновок на навколоземні орбіти супутників різного призначення. Цією статтею відкривається цикл публікацій, які висвітлюють дану тематику.
Провідні західні країни приділяють особливу увагу НДДКР, що проводяться в 'інтересах створення нових видів авіаційної техніки, зокрема гіперзвукових літальних апаратів, включаючи пілотовані і безпілотні літаки різних класів і призначення, а також керовані ракети. За оцінками фахівців, перспективні системи зброї, створені на базі таких ЛА будуть володіти значними стратегічними перевагами, що дозволить їм виконувати бойові завдання на якісно новому рівні.
Вважається, що основними завданнями, які будуть покладені на ГЛА, стануть: поразка важливих стратегічних об'єктів, включаючи «критичні за часом», в тому числі мобільні наземні цілі в глибині території противника; ведення повітряної розвідки; перекидання військ і військової техніки на трансконтинентальну дальність, а також висновок на навколоземні орбіти супутників різного призначення.
Основні зусилля розробників, що займаються дослідженням ГЛА і їх силових установок, спрямовані на створення науково-технічного і технологічного доробку, здатного забезпечити розробку і прийняття на озброєння даного виду техніки в найближче десятиліття. Серед найбільш складних технологічних проблем, що виникають при цьому, центральне місце займають наступні: створення нових силових установок і палив для них, інтеграція силової установки і планера ЛА, розробка перспективних високотемпературних матеріалів, а також принципів і систем управління окремими системами і ЛА в цілому.
Найбільший обсяг НДДКР в цій галузі виконується в США. Аналогічні дослідження ведуться крім того, в Великобританії, Франції і Німеччини. Причому, найближчою метою розробників є створення експериментальних зразків ГЛА і їх силових установок, на базі яких в найближчі 5-10 років можливе створення УР різних класів великої дальності, а в подальшому перспективних пілотованих ГЛА.
Основні завдання, що покладаються на ГЛА. В останнє десятиліття в провідних країнах Заходу при проведенні НДДКР в області нових видів авіаційно-космічної техніки велика увага приділяється розробці ключових технологій створення гіперзвукових літальних апаратів, включаючи пілотовані і безпілотні, керовані ракети різних класів, а також бойові блоки балістичних ракет. Інтерес, який виявляють до гіперзвуковим технологіям, обумовлений перспективою отримання наступних бойових переваг: мале (до 10 хв і менш при дальності пуску близько 1 000 км) підльоту, порівняно низька вразливість засобів повітряно-космічного нападу, здатних виконувати крейсерський політ зі швидкостями, відповідним числу М = 6-14 і більше на висотах 35-40 км, від сучасних і перспективних засобів ППО; універсальність застосування (літаки стратегічної і тактичної авіації, надводні кораблі і підводні човни, балістичні ракети).
За розрахунками зарубіжних експертів, використання гіперзвукових повітряно-космічних систем забезпечить: істотне підвищення оперативності та ефективності вирішення поставлених завдань; можливість швидкого повернення на аеродром базування при їх скасування; значне (приблизно в 10 разів) зниження вартості і ризику доставки корисного навантаження на навколоземні орбіти порівняно з наявними системами; розосередження коштів виведення в космос на національній території; зменшення залежності від незахищених стаціонарних стартових комплексів і спеціального наземного обладнання, необхідних для запусків ракет-носіїв. Крім того, перспективні ГЛА будуть застосовуватися для вирішення таких завдань, як: ведення стратегічної повітряної розвідки; ураження важливих, в тому числі критичних за часом і високомобільних цілей в глибині території противника; перехоплення повітряно-космічних цілей; оперативна доставка особового складу, озброєнь і військової техніки на трансконтинентальну дальність, а також виведення на орбіту військових супутників.
На думку зарубіжних фахівців, щоб ГЛА задовольняли пропонованим до них вимогам, що розробляються для них силові установки повинні мати високі тягово-економічними характеристиками при відносно малій масі конструкції. В якості основних силових установок на сучасному етапі розглядаються прямоточні повітряно-реактивні двигуни (ПВРД) з дозвуковій і гіперзвукові (ГПВРД) з надзвуковою швидкістю потоку в камері згоряння, призначені для виконання польотів на швидкостях, відповідних числу М = 5-10 і більше, мають найбільше значення питомої імпульсу в необхідному діапазоні швидкостей і використовують вуглеводневу (авіаційні гас), водневе (рідке або шугообразное) або тверде паливо. Для перспективних ГЛА і повітряно-космічних систем передбачається використовувати комбіновані (турбопрямоточние або ракетно-прямоточні) або складові, а в перспективі - силові установки на інших фізичних принципах роботи.
У той же час, американські експерти визнають, що США і західні країни відстають у цій галузі від Росії, а також Китаю та
Індії. Цим обумовлено підвищена увага до отримання російських технологій створення ПВРД. Зокрема, країни НАТО закупили (Сполучені Штати) або планували закупити (Франція) російську керовану ракету з ПВРД Х-31. У США вона служила в якості надзвуковий повітряної мішені МА-31, а деякі вузли ПВРД застосовувалися для створення аналогічного двигуна і надзвуковий протикорабельної УР власної розробки, у Франції намічалося її використовувати для створення ракет з ПВРД АSМР-А.
Головна мета робіт з дослідження ГЛА, організаційно оформлених в провідних країнах Заходу у вигляді технологічних програм, - створення науково-технологічного доробку, здатного забезпечити на початку наступного століття повномасштабну розробку авіаційно-космічної техніки нового виду. Вважається, що основними технологічними проблемами, вирішення яких матиме визначальне значення для реалізації зазначених програм, є: розробка силової установки, до складу якої можуть входити двигуни різних типів; інтеграція планера і силової установки; створення перспективних високотемпературних матеріалів.
Силові установки. На думку зарубіжних експертів, для задоволення заданих вимог до ГЛА, що розробляються силові установки повинні мати високі тягово-економічними характеристиками при зниженій питомій масі. До числа розглянутих концепцій відносяться як традиційні газотурбінні двигуни для ЛА з розрахунковою швидкістю польоту, що відповідає числу М = 6, так і перспективні.
Зокрема, в США проводяться дослідження турбореактивного двигуна (ТРД) з уприскуванням водяної пари на вході в двигун. Концепція двигуна, названого парореактівним (SteamJet), передбачає широкий діапазон його застосування - від гіперзвукових керованих ракет до пілотованих ЛА з розрахунковою швидкістю польоту, що відповідає числу М = 6 і більше.
Парореактівний двигун (рис. 1) крім традиційного ТРД включає систему уприскування водяної пари на вході в двигун і повітряно-водяний теплообмінник, розташований перед компресором. На думку зарубіжних фахівців, при великих надзвукових швидкостях польоту ЛА (число М = 3 і вище) впорскування водяної пари призведе до значного зниження температури повітря на вході в двигун, зростання якої пов'язаний з інтенсивним гальмуванням потоку в каналі повітрозабірника, що, в свою чергу, дозволить працювати компресора на режимах, близьких до розрахункових. Крім того, збільшується витрата робочого тіла через двигун, що також призводить до зростання тяги. При цьому для досягнення швидкостей, відповідних числу М = 6 і більше, можна використовувати звичайний ТРД, що працює на традиційному вуглеводневому паливі (гасі). В даний час впорскування водяної пари на вході в двигун використовується на сучасних ЛА тільки для короткочасного збільшення тяги двигуна (як правило, на злітних режимах або в жарких кліматичних умовах).
Фахівці дослідницької лабораторії ВПС США провели первинну теоретичну оцінку такого двигуна. Розрахунки показали, що на режимах польоту зі швидкостями, відповідним числу М = 4, для ЛА із злітною масою 15т двигун типу SteamJet економічніший, ніж ПВРД. Крім того, на швидкостях, відповідних числу М = 6, він здатний забезпечити тягу, необхідну для сталого горизонтального польоту. На думку експертів, відносна простота конструкції двигуна типу SteamJet збільшує ймовірність оснащення їм перспективних експериментальних ГЛА. В даний час проводиться оцінка ТРД, найбільш оптимальних для переобладнання в SteamJet. Інтерес до цього проекту виявила фірма «Дженерал електрик», що пропонує для льотних випробувань ТРД J85.
У той же час в якості основних елементів силових установок для перспективних ГЛА розглядаються ПВРД з дозвуковій і ГПВРД з надзвуковою швидкістю потоку в камері згоряння. Двигуни цього типу більш прості у виготовленні і експлуатації, ніж ТРД і володіють найбільшими значеннями питомої імпульсу в необхідному діапазоні швидкостей, особливо при використанні водневого палива.
Важливим результатом робіт по створенню силових установок, що характеризуються інтенсивними розрахунково-експериментальними дослідженнями окремих елементів і систем, а також демонстраційних зразків ГПВРД в цілому, стало проведення за останній час серії тривалих (до 10-15 с) наземних випробувань великомасштабних (40 проц. І більше ) моделей і повномасштабних зразків моделей на вуглеводневому та водневому паливі в умовах, відповідних швидкостям польоту М = 5-14. У СІТА подібні експериментальні дослідження здійснювалися в середині 90-х років в рамках закритих програм фахівцями ВВС, фірм «Локхід-Мартін» і «Пратт енд Уїтні» в аеродинамічних трубах (АДТ) випробувальних комплексів науково-дослідного центру (НДЦ) ім. Еймса, фірми «Калспен» і лабораторії прикладних досліджень «гасли».
Результати випробувань великомасштабних моделей ГПВРД в гіперзвукової АДТ продемонстрували, зокрема, доцільність безпосереднього вимірювання тяги, а також показали, що випробування в імпульсному режимі (0,5-2,0 мс) ефективніше, ніж мають «велику тривалість». Використання відпрацьованих в ході експериментів методик вимірювання балансу сил поверхонь, які керують внутрішніми обсягами моделі ГПВРД, на думку розробників, розширить можливості безпосереднього вимірювання таких параметрів експериментальної моделі, як ступінь опору камери згоряння, паливного колектора і елементів конструкції сопла, що, в кінцевому рахунку, дозволить більш точно розрахувати значення ефективної тяги. Надалі їх застосування, розроблених як для імпульсних, так і «тривалих» режимів, може бути ефективно використано при створенні наземних систем випробувань моделей ГПВРД в умовах швидкостей польоту, відповідних числу М = 7-14.
Додатково в АДТ НДЦ ім. Еймса були проведені випробування моделі ГПВРД з використанням водневого палива на швидкостях М = 10-12 з метою визначення та порівняння параметрів робочого процесу, головним чином ефективності змішування і повноти згоряння палива, а також гідравлічного опору в камері згоряння при установці в ній паливних форсунок різних типів .
Паливо. На сучасному етапі для розроблюваних експериментальних і демонстраційних ГПВРД в якості основного палива обрані авіаційні гас (термостабільний гас JP-7, який використовується на надзвукових розвідувальних літаках SR-71A), JP-Юи водень. Авіаційні гас мають набагато більш низькими енергетичними характеристиками в порівнянні з іншими паливами, такими, як водень, метан, але нарівні з меншими потребами обсягами паливних баків, мають значно більш високі експлуатаційні характеристики, завдяки відносно безпечним зберігання, в тому числі на борту ГЛА, і заправці. Основні характеристики застосовуваних палив наведені в табл. 1.
Передбачається, що в перспективі будуть застосовуватися інші палива, мають хороші експлуатаційні характеристики, що задовольняють вимогам з безпеки при зберіганні на борту і не потребують розробки нових систем заправки і зберігання. Зокрема, фахівцями ВВС США ведеться розробка нових палив, таких як JP-8 + 100 (в перспективі - JP-8 + 300), з підвищеними в порівнянні з паливом JP-8 на 50 ° С (+100 ° F) термостабильностью і на 50 проц. питомою теплоємністю, а також ендотермічних типу JP-900 / Endothermic, здатних зберігати термостабільність (незмінний хімічний склад, відсутність смолоутворення і т. д.) до робочих температур 500 ° С (900 Т) на першому етапі (в подальшому - до 650 ° С ) і із збільшеною в 12 разів (до 3 500 кДж / кг) питомою теплоємністю (у порівнянні з JP-8).
ОСНОВНІ ХАРАКТЕРИСТИКИ ЗАСТОСОВУВАНИХ ПАЛИВ
Тип палива
Масова енергоємність,
МДж / кг
Об'ємна енергоємність,
МДж / л
Щільність, кг / м
Рідкий водень (Н2)
Шугообразний водень Метан
Авіаційні гас: JP-4
JP-5
JP-7
JP-8
Jet A
116,7
116,6
50
43,5
43,9
43,
43,
8,
9,8
20,8
33,1
35,1
34,7
35
34.6
71
8
42
717
760
815
809
799
Інтеграція силової установки і планера, динаміка польоту, управління.
Застосування прямоточних повітряно-реактивних двигунів і комбінованих силових установок, високі швидкості польоту (значний швидкісний напір), а також необхідність забезпечення заданих аеродинамічних, маневрених характеристик проектованих ГЛА, вимагають розробки нових інтегрованих аеродинамічних компонувань. Вони повинні забезпечувати спільну роботу повітрязабірників, силової установки та елементів планера без шкідливої інтерференції, балансування ЛА на всіх режимах польоту, стабілізацію становища центру тиску при зміні кутів атаки, крену і швидкостей польоту в широкому діапазоні чисел М польоту.
Крім того, для досягнення заданих характеристик стійкості і керованості, обрані аеродинамічна схема і компонування повинні забезпечити ефективність органів управління при мінімальних площах стабілізуючих і керуючих поверхонь, шарнірних моментів і енергетичних витрат на аеродинамічний управління. Вважається також доцільним застосування газодинамічного системи управління.
Нові конструкційні матеріали. Технічна реалізація проектів ГЛА вимагає створення і застосування нових жаростійких, високоміцних і легких конструкційних матеріалів для виготовлення елементів планера і силової установки. Вироблена зарубіжними фахівцями розрахункова оцінка температурних і міцності режимів для основних елементів конструкції ГЛА дозволила виявити потребу в розробці високотемпературних матеріалів п'яти основних класів: сплавів на основі інтерметалевих з'єднань алюміній-титан (або алюминидов титану - Ti3Al); композиційних матеріалів (КМ) з металевою матрицею, виготовленою із сплавів титану в р-фазі; матеріалів з високою теплопровідністю; композиційних матеріалів з вуглецевої і керамічної матрицями; матеріалів з високим межею повзучості. При цьому вони повинні мати більш низьку щільність, оскільки дана характеристика є найбільш критичною для гіперзвукових, ніж у надзвукових або дозвукових ЛА. Зокрема, збільшення маси конструкції на 1 кг призводить до зростання злітної маси звичайного ЛА на 2 кг, а гіперзвукових - на 10 кг.
У зарубіжніх ЗМІ зазначається, что до теперішнього часу Вже створені Нові конструкційні матеріали, что володіють скроню міцністю и термостійкістю при Малій пітомій масі. У їх чіслі алюмініді титану для обшивки планера, отрімані с помощью технології Швидкого затвердіння и здатні вітрімуваті температури до 1 650 К при значних механічніх навантаженості и до 2 100 ПРО в ненапруженому стані, а такоже КМ з Вуглець-вуглецевого матрицею и матриці на основе карбіду кремнію , армованої волокнами вуглецю, що зберігають працездатність при температурах до 3 000-3 500 К. Останні передбачається використовувати в найбільш теплонапружених елементах конструкції планера. Головною особливістю цих КМ є сталість, і навіть збільшення питомої міцності при нагріванні. Однак їх застосування в конструкціях буде можливо тільки при збільшенні стійкості до окислення під дією високих (більше 2 500 К) температур, а також значне зниження вартості самого матеріалу і процесу його виробництва.
Композиційні матеріали на основі керамічного сполучного, в переважно карбіду (SiC) та нітриду кремнію (Si3N4), одержувані методом хімічного осадження, планується також використовувати в конструкціях камер згоряння та інших агрегатів силової установки. Для паливних баків передбачається використовувати графито-епоксидні КМ (епоксидна матриця, армована волокнами графіту), діапазон робочих температур яких становить 25-400 К.
Обчислювальна газова динаміка. Застосування сучасних методів обчислювальної газової динаміки зарубіжні розробники розглядають як один з основних засобів дослідження аеро- і термодинамічних характеристик ГЛА, що дозволяє прискорити процес їх розробки без значного збільшення фінансування. Для чисельного моделювання складного просторового в'язкої течії з системою стрибків ущільнення і теплообміном, що виникає навколо ЛА при гіперзвукових швидкостях польоту, внутрішньої напруги в конструкції планера, викликаних тепловими та аеродинамічними навантаженнями, і вирішення інших завдань використовуються потужні супер-ЕОМ типу «Крей» (США) або "Фуджіцу" (Японія), швидкодією декількох сотень мільйонів операцій з плаваючою комою в секунду і оперативною пам'яттю до декількох десятків Гбайт. З їх допомогою виконано великий обсяг розрахункових досліджень обтікання моделей ЛА різних схем гіперзвуковим потоком до числа М = 19 і розроблені алгоритми, що дозволяють моделювати процеси надзвукового горіння до швидкостей, що відповідають числу М = 12-14.
Зокрема, американські фахівці НДЦ Ленглі (НАСА), фірм «Макдоннелл-Дуглас» ( «Боїнг») і «Келспен» виконали комплекс експериментальних і розрахункових досліджень по термодинаміка моделей гіперзвукових літаків. Мета робіт полягала в верифікації (шляхом порівняння з даними експериментальних продувок в АДТ) розроблених останнім часом чисельних методів розрахунку термодинамічний характеристик ЛА з несучим корпусом при гіперзвукових швидкостях польоту, відповідних числах М = 11-19.
Експериментальні дослідження моделей, виготовлених фірмою «Макдоннелл-Дуглас», проводилися в АДТ ударного типу з робочою частиною діаметром 2,44 м фірми «Келспен» в діапазоні чисел М = 11-19 при кутах атаки до 10 ° і числах Re до 107 / фут . Випробовувані моделі ГЛА з несучим корпусом були обладнані змінними наконечниками, датчиками тиску і температури, а також гребінками насадок приймачів повного тиску для визначення товщини ударного і прикордонного шарів. Вимірювальна апаратура експериментального стенду дозволяє отримувати значення параметрів течії з точністю до 5 проц.
Американські НДДКР. Серед зарубіжних держав, які здійснюють національні програми НДДКР в області гіперзвукових технологій, найбільшого прогресу досягли США. Зокрема, в ході робіт за програмою NASP (закрита в 1994 році) здійснювалася оцінка технологій гіперзвукового польоту і конструктивно-схемних рішень, які повинні бути підтверджені при льотних випробуваннях експериментальних літальних апаратів Х-30. Вибір аеродинамічної схеми і визначення загальної комггоновкі Х-30 вироблялися на основі конкурсних проектів беруть участь у програмі американських фірм: «Макдоннелл-Дуглас», «Рокуелл» (обидві нині входять до складу фірми «Боїнг»), «Дженерал дайнемікс», «Пратт енд Уїтні »і« Рокетдайн ». На дослідження за програмою NASP в 1986-1993 роках витрачено понад 2 млрд. Доларів, з яких 50 проц. були виділені з бюджету МО США, 20 проц. - НАСА і 30 проц. за рахунок приватних фірм. В даний час в США дослідження в області гіперзвукових технологій проводяться в рамках декількох програм (НАСА, міністерства ВПС, ВМС і СВ), сумарне щорічне фінансування яких складає в 65-70 млн. Доларів.
У той же час американські фахівці визнають, що розвиток гіперзвукових озброєнь і військової техніки (ОВТ), незважаючи на значне фінансування ряду програм, в чималому ступені залежить від рівня технологічних досягнень в ряді ключових областей, що не дозволяє на певному етапі створювати зразки ОВТ із заданими тактико-технічними і вартісними характеристиками.
Найближчими планами програм, що проводяться в інтересах МО США і з термінами завершення 2010-2015 роки, передбачається створення гіперзвукових силових установок і керованих ракет різних класів, здатних виконувати політ зі швидкостями, відповідними числах М> 5 на висотах 30 км і більше. Вважається, що головним призначенням таких систем, що володіють значно більшою дальністю польоту (700-1 100 км), що перевищує дальність пуску УР з ракетними двигунами і порівнянної з дальністю пуску існуючих крилатих ракет при прийнятних масогабаритних характеристиках, з урахуванням поставки у війська перспективних засобів розвідки, виявлення і цілевказівки буде знищення «критичних» за часом мобільних цілей, таких як пускові установки (ПУ) МБР і ОТР (рис. 2, 3), а також деяких високо захищених (заглиблених) цілей.
Програма HyTech. Після закриття програми NASP, основні дослідження ВПС США в області гіперзвукових силових установок ведуться з 1995 року в рамках програми HyTech (Hypersonic Technology Program), в якій беруть участь ряд науково-дослідних центрів ВПС, НАСА і провідних аерокосмічних фірм, такі як «Аероджет» , «Боїнг», «Локхід-Мартін»,
«Пратт енд Уїтні» та інших. Керівництво програмою покладено на лабораторію Райт ВВС США (авіабаза Райт-Паттерсон, штат Огайо). На відміну від силової установки, що створювалася за програмою NASP, головною метою програми є створення відносно дешевого перспективного ГПВРД з фіксованою проточною частиною з розрахунковими швидкостями застосування, відповідних числу М = 4-8 і часом безперервної роботи не менше 12 хв. Основні відмінності силових установок наведені в табл. 2.
ОСНОВНІ ВІДМІННОСТІ СИЛОВИХ УСТАНОВОК, що створюється за
Прграмм NASP І HYTECH
пред'являються вимоги
HyTech
NASP
Тип силової установки
ГПВРД з фіксованою геометрією проточної частини
Комбінований ГПВРД із змінною геометрією проточної частини
Розрахунковий діапазон швидкостей польоту, число М
4-8
0-25
Застосовується паливо
вуглеводневу
водневе
Надалі розробляється ГПВРД планується використовувати в складі силової установки УР класу «повітря - земля», крейсерською швидкістю польоту, якій відповідає число М = 8. Перевагами такої ракети, в порівнянні з існуючими КРВБ, є знижене семиразове скорочення подлетного часу (до 12 хв) на дальність 1 400 км і восьмикратне збільшення кінетичної енергія проникаючої БЧ при стартовій масі близько 1 400 кг і тих же геометричних розмірах, що і у КРВБ AGM-86. Визначальними причинами початку розробки такого ГПРВД нарівні з прийнятними масогабаритними характеристиками, обумовленими відсутністю рухомих частин і їх приводів, зменшеним об'ємом паливної системи, безпекою заправки і тривалістю зберігання палива на борту, стала можливість проведення наземних випробувань з використанням наявного обладнання. В якості палива для створюваного ГПВРД обраний гас JP-7.
Ключовими проблемами при створенні такого ГПВРД американські фахівці вважають забезпечення: стійких режимів: запуску, розпалювання, стабілізації горіння і повноти згорання палива в КС двигуна в широкому діапазоні швидкостей; ефективне управління тиском потоку в каналі з урахуванням мінімізації гідравлічних втрат, особливо на крейсерській швидкості, відповідному числу М = 8; інтеграції силової установки і планера попередньої аеродинамічного компонування; використання матеріалів, що забезпечують необхідну ефективність роботи ПВРД при теплих середовищ окислення для необхідних умов польоту.
Програма HyTech умовно розділена на паралельні підпрограми, які є фазами основної програми. В рамках першого етапу підпрограми, що отримала назву SFSFCP (Storable Fuel Scramjet Flowpath Concepts Program), яка є першою фазою програми HyTech методами системного аналізу уточнені умови роботи силової установки, проведені розрахункові дослідження конструкції повітрозабірника, камери згоряння, сопла, системи охолодження і ГПВРД в цілому , розроблені технології і принципи конструювання, а також випробувані основні елементи проточної частини двигуна. Проведено експериментальні оцінки концепцій двох конструкцій ГПВРД, розроблених фірмами «Аероджет» і «Пратт енд Уїтні». Конструкція двигуна, запропонована фірмою «Аероджет», відрізнялася використанням осесимметричного нерегульованого повітрозабірника з центральним тілом, двовимірної розширюється камери згоряння і регульованого реактивного сопла з однією рухомою стулкою типу SERN. Камера згоряння складалася з неохолоджуваної силовий оболонки, виконаної з керамічних КМ, частково посиленою внутрішніми охолоджуваними паливом металевими стійками з форсунками. Неохолоджувані повітрозабірник, його передні кромки, сопло і зовнішню оболонку стійок з форсунками передбачалося виготовляти з керамічних КМ.
В результаті конкурсної оцінки для подальшої розробки був обраний ГПВРД фірми «Пратт енд Уїтні» (рис. 4), який конструктивно складається з плоского нерегульованого повітрозабірника, що розширюється двовимірної КС, обладнаної паливними форсунками спеціальної конструкції (розташовані на верхній стінці) і сопла типу SERN. Неохолоджувані повітрозабірник і сопло передбачається виконати з керамічних або вуглець-вуглецевих КМ, а корпус КС - з жароміцних металевих сплавів і має активну систему охолодження паливом.
В даному двигуні, розрахованому на швидкості польоту, відповідні числу М = 4-8, для оптимізації характеристик процесу горіння і зниження термонагрузок на елементи конструкції застосована активна, так звана «регенеративна» система охолодження гарячих елементів двигуна паливом (рис. 5). Її особливістю, за оцінками розробників, буде перетворення в процесі аналогічному крекінгу під час охолодження елементів двигуна, важкого палива з довгими зв'язками в легку фракцію з короткими зв'язками, що має полегшити займання палива і підвищити ефективність процесу горіння і КС в цілому.
Головні зусилля розробників в ході другого етапу спрямовані на питання інтеграції досягнутих технологічних рішень і їх впровадження в розроблюваний демонстраційний зразок двигуна, а в процесі третього - виготовлення і проведення повного комплексу випробувань з використанням наземного обладнання, що дозволяє створити умови близькі польотним, за оцінкою технологічних рішень і характеристик двигуна в цілому. Зокрема, передбачається дослідити: ефективність процесів уприскування палива, його змішування і горіння, теплопередачі і теплообміну, а також міцності нових матеріалів; визначити оптимальні способи зниження опору і гідравлічних втрат у проточній частині, перш за все, в воздухозаборнике і на його передніх крайках; а також основні характеристики (питомих імпульсу і тяги, запасів газодинамічної стійкості ГПВРД та інших, в тому числі на перехідних режимах) і максимальну тривалість безперервної роботи зразка ГПВРД, в подальшому призначеного для льотних експериментів. Обидва етапи підпрограми SFSFCP об'єднані в програму HySET (Hypersonic Scramjet Engine Technology Program) і відповідно є її першим і другим етапами. Цілями кожного етапу визначено досягнення в процесі випробувань, що відповідають умовам польоту на швидкостях М = 4-8, конкретних значень питомих імпульсу, тяги і часу безперервної роботи ГПВРД (у відсотках від заданих). Зокрема, в 1998 році вдалося досягти значення питомої імпульсу 90 проц., В 2000-му - 95 проц .; а в 2003 році планується довести його до розрахункового (100 проц.) при безперервній роботі протягом більше 12 хв. Випробування в умовах польоту, відповідних числах М = 4,5 і М = 6 проводились на масштабної моделі двигуна (довжина 190,5 см, ширина 15,24см), що отримав позначення РТЕ (Performance Test Engine) (рис. 6 і 7).
З урахуванням важливості охолодження гарячих частин двигуна особливу увагу в рамках програми HySET було зосереджено на розробці, виготовленні та випробуваннях спеціальних панелей гарячих частин ГПВРД з активним охолодженням. Так були проведені випробування панелей розміром 15,2 х 38,1 см, виготовлених зі звичайних матеріалів, і 15,2 х 76,2 см, - з жароміцного сплаву на основі нікелю з різними методами виробництва каналів для отримання найбільш оптимального за критерієм «вартість / ефективність »способу виробництва. Були досліджені такі виробничі процеси, як відмітні фрезерування і лазерне зварювання основних елементів. При виготовленні та оцінці ефективності внутрішніх каналів панелей (рівномірність потоку палива, попередня оцінка ефективності охолодження і т. Д.) Широко застосовувався метод проектування і швидкого виготовлення діючих моделей прототипів за допомогою лазерної стереолітографії. Надалі панелі були випробувані в різних умовах, що моделюють весь діапазон застосування ГПВРД, результати яких визнані успішними.
У 2003 році передбачається провести повний комплекс наземних випробувань повномасштабного зразка ГПВРД GTE (Ground Test Engine), а виготовлення і початок льотних випробувань зразків намічено на 2004 рік.
Результати досліджень, а також літні демонстраційні зразки двигуна, виготовлені за програмою HyTech, вартість якої оцінюється в 130 млн. Доларів, планується використовувати при створенні гіперзвукової УР класу «повітря - земля», що розробляється за програмою ARRMD (Affordable Rapid Response Missile Demonstrator).
