Взлёт 2005 05

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

* 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.