В непосредственной связи с разработкой проекта ГЛА Boeing X-51 по инициативе ВВС США в сотрудничестве с NASA и Силами обороны Австралии реализуется многоцелевая программа лётных испытаний HiFire, которая изначально называлась AFRL FRESH. Планируется экспериментально исследовать ключевые гиперзвуковые технологии, прежде всего ГПВРД, в реальных условиях. По программе каждого полета будут заранее проведены самые подробные численные расчеты и эксперименты в АДТ. Результаты летного эксперимента должны быть сопоставлены с этими данными для определения корреляционных зависимостей и поправок к результатам наземных испытаний в целях приближения их к реальности.
На реализацию программы выделено 56 млн долл., а к участию в ней привлечены пять НИЦ NASA, многие университеты Австралии и США, центр CUBRC, Объединенный технологический исследовательский центр, подразделение «Фантом Уокс» и др. США финансируют пять полетов, Австралия - четыре, относительно десятого полета ясности пока нет. В основополагающих документах программа HiFire оценивается как уникальная возможность проведения фундаментальных исследований в реальных условиях при приемлемых затратах на испытания. Программа предусматривает изучение следующих проблем: переходные режимы в пограничном слое и вязко-невязкие взаимодействия; взаимодействие скачков уплотнения на кромках с пограничным слоем и аэродинамический нагрев; эффекты реального газа и химически неравновесные потоки; испарительное охлаждение; трехмерные отрывные течения (выхлопные струи); управление тепловыми потоками и сопротивлением с помощью магнитогидродинамических методов; пространственное обтекание корпуса, возникновение и взаимодействие скачков уплотнения между собой и с пограничным слоем.
Летные испытания по программе HiFire на полигоне Вумера в Австралии должны были выполняться параллельно с испытаниями аппарата X-51 до 2012 г. включительно по 1-3 полета ежегодно. В каждом полете планировались исследования четырех типов, охватывающие в числе прочих такие режимы, какие не могут быть воспроизведены в наземных условиях. Использование полигона Вумера связано с определенными ограничениями по срокам. Погодные условия для запуска аппарата HiFire оптимальны только дважды в год (март - апрель и октябрь - ноябрь). Этот широкомасштабный проект реализуется на основе опыта работы по программам HyShot и HyCAUSE. Полезный груз с помощью двухступенчатого ускорителя «Террьер - Орион» выводится на высоту порядка 290 км, а затем входит в атмосферу на режиме крутого пикирования, достигая расчетного числа М = 4-8. В процессе спуска выполняются основные измерения. В первую очередь предполагается получить данные, необходимые для успеха программы X-51. Наряду с этим создается надежная база данных для разработки перспективных многоразовых носителей, разведывательных и ударных ГЛА, а также тактического гиперзвукового оружия большой дальности.
Летные испытания разделены на две группы: первая - три испытания без силовой установки; вторая - семь с моделированием работы СУ. Каждый полет запланирован в четырех-пяти вариантах, чтобы выбрать наиболее надежно реализуемый, актуальный и многообещающий по результатам. Каждый полет уникален в смысле задач, методики и техники исследований, массы и конфигурации полезного груза - экспериментального модуля. Единственной общей для всех испытаний аппаратурой должен был быть компьютер для обработки информации, как предполагалось, на базе компьютера PC104 фирмы «Тексас Инструментс». Однако после полетов в рамках программ HyShot и HyCAUSE выявилась необходимость в более совершенном процессоре, так как часть важной информации не могла быть восстановлена. Данные, получаемые в полете, будут передаваться на наземные станции по трем каналам со скоростью 10 Мбайт/с. Каждый полет во всех аспектах моделируется на земле. В настоящее время расчетными и экспериментальными исследованиями в АДТ и на стендах занято намного больше специалистов, нежели непосредственно в подготовке полетов. Ввиду использования стандартного ускорителя «Террьер - Орион» стоимость пуска несколько ниже, чем в летных испытаниях по другим программам.
Планируемые в полете экспериментальные исследования классифицированы по их значимости. Так, в первом полете предполагался один эксперимент первостепенной важности, три - второстепенной и один - третьестепенной. Последнее означает, что данная аппаратура испытывается на нерасчетных режимах, но, по крайней мере, выявляется, пригодна ли она вообще. Например, по условиям первого полета маловероятно возникновение плазмы, однако соответствующий датчик был смонтирован, чтобы уточнить ряд характеристик. Программа HiFire характеризуется как весьма гибкая, допускающая включение новых технологий, хотя подготовка каждого полета занимает не менее пяти месяцев. Первый полет посвящался полностью фундаментальным исследованиям: переход ламинарного пограничного слоя на конусе в турбулентный; взаимодействие скачков уплотнения с пограничным слоем и их пересечение; детальное исследование тепловых потоков и состояния конструкции; оптические измерения в потоке, моделирующем течение в воздухозаборнике.
Головной фирмой в подготовке и проведении второго полета является АТК; в экспериментальный модуль встраивается мини-ГПВРД с каналом, разработанным лабораторией AFRL и NASA. Руководство третьим полетом принадлежит австралийской стороне; запланировано исследование рабочих характеристик ГПВРД. В четвертом пуске предполагается свободный полет экспериментального модуля с целью испытания систем навигации и управления. В этом полете особенно заинтересована фирма «Боинг», поскольку модуль представляет собой волнолет. В пятом полете исследуется пространственное гиперзвуковое обтекание модуля в виде эллиптического конуса. В остальных полетах будет исследоваться работа ГПВРД, вероятно, объединенного с корпусом волнолетного типа. Этот корпус не будет копировать корпус аппарата X-51, поскольку задачи программ SED-WR и HiFire все-таки разные. Есть сведения, что результаты летных испытаний будут засекречены.
Обширные расчетные и экспериментальные исследования в АДТ и на стендах имели целью определение оптимальной конфигурации экспериментального модуля, типов и количества датчиков и размещения их на модуле, а также подробное изучение тех процессов, которые предполагается исследовать в полете, чтобы в дальнейшем сравнивать и коррелировать летные данные и данные, полученные в АДТ, а также критически оценить различные численные и эмпирические методы расчета. Экспериментальный модуль массой 105 кг изготовлен в виде осесимметричного корпуса: головной конус - цилиндр - усеченный конус (юбка) общей длиной 1.816 м (по другим данным, 2.5 м). Диаметр донного среза юбки равен 0.356 м, что соответствует диаметру ускорителя «Орион». Длина ГЛА вместе с ускорителем составляет около 13 м. Полезный груз остается состыкованным со второй ступенью ускорителя до самого конца полета. При входе в атмосферу активное управление по тангажу и крену не предусмотрено, но ГЛА будет ориентирован под нужным углом тангажа путем выдува холодного газа.
В связи с выбором компоновки были проведены испытания моделей в АДТ с варьированием геометрических параметров в широких пределах, в том числе испытания натурного модуля в окончательном варианте. Угол полураствора носового конуса, предназначенного для исследования свободного перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный, равен 7°, а радиус затупления носка - 2.5 мм. Затупление выбиралось с учетом тех соображений, что слишком острый носок может оплавиться, а возрастание радиуса затупления способствует стабилизации течения в пограничном слое, т. е. переход может сместиться по потоку за пределы конуса.
Результаты трубных экспериментов по определению положения перехода на конусе с углом 7° и соответствующим числом Re не могут быть непосредственно отнесены к программе HiFire, потому что в наземном эксперименте сильны влияния акустических возмущений и адиабатического нагрева стенок АДТ. Тем не менее, по скрупулезным оценкам, в полете число Re перехода на конусе будет составлять примерно 6 x 10 (по расстоянию от носка конуса), а максимальная температура носка -около 2000 K. Поэтому головной конус экспериментального модуля имеет цельный носок длиной около 0.1 м из сплава TZM (титан, цирконий, молибден) с точкой плавления 2800 К. Остальная часть конуса имеет алюминиевую обшивку толщиной 20 мм. По расчетам, на этой части максимальный нагрев достигает примерно 400 К на подъеме и около 475 К на спуске. Время для выполнения измерений не превысит 3-4 с. Чтобы при любом развитии обтекания получить данные по переходу в пограничном слое на гиперзвуковой скорости, на одной стороне конуса устанавливаются турбулизаторы. Угол наклона образующей усеченного конуса, включаемого в компоновку для генерирования скачка уплотнения, выбран равным 33° (вначале было 37°). По первому проекту модуль был составлен только из острого конуса и усеченного. Но численное моделирование показало, что отрывная зона может распространиться на носовой конус вплоть до его середины, что может не позволить отдифференцировать переход в пограничном слое. Поэтому между конусами вставлен цилиндр.
Особый вопрос - чистота обработки поверхности. Показано, что на конусе на длине 0.1 м от носка максимально допустимая шероховатость не превышает 3 x 10 м, а среднеквадратичное значение менее 10 м. По мере удаления от носка пограничный слой становится устойчивее, поэтому вполне достаточен стандарт 8 x 10 м. Успехи в миниатюризации измерительной техники позволили разместить в небольшом модуле 326 высокочувствительных датчиков с особым быстродействием, фиксирующих существенно нелинейные и нестационарные характеристики, в том числе слабые флуктуации давления и температуры. В частности, для измерения тепловых потоков используются коаксиальные термопары диаметром примерно 1.5 мм. Испытания оснащенного датчиками натурного модуля проведены в исследовательском центре CUBRC в АДТ LENS-1 с рабочей частью диаметром 2.44 м. Моделировались гиперзвуковые режимы (М = 6-8) на различных высотах в расчетных точках траектории ГЛА. Наряду с измерениями выполнялась высокоскоростная фотосъемка обтекания, визуализированного теневым методом. Результаты использованы для оценки ряда методов расчета и критериев перехода; уточнены пределы применимости и возможности усовершенствования. Примечательно, что наилучшую сходимость с экспериментальными результатами обнаружил не какой-либо из численных методов, а полуэмпирический (Van Driest 2).
Траектория полета аппарата HiFire сначала была выбрана идентичной полету аппарата HyShot 2, но потом была пересчитана. В момент входа в атмосферу скорость ГЛА соответствует числу М = 8. Если учесть, что высота атмосферы около 80 км, становится очевидно, что только первые и последние примерно 45 с полета проходят в ее пределах - таков резерв времени для выполнения измерений. Поэтому в следующих испытаниях вместо простой баллистической траектории будет более пологий спуск, чтобы удлинить располагаемое время эксперимента. Решение этой задачи, весьма затруднительное при запуске с помощью серийных ускорителей («выстрелил - забыл»), возложено на NASA. Расчеты зависимости максимально достижимой высоты и дальности полета от массы полезного груза при запуске под различными углами к горизонту показывают, что в среднем увеличение массы груза на 18 кг приводит к снижению апогея примерно на 15 км, максимального числа М - на 0.25. Положение и ориентация ГЛА в полете (угол атаки, угол тангажа и т. п.) должны фиксироваться с максимальной точностью для однозначного истолкования результатов измерений.
Первый успешный полет по программе HiFire состоялся 22 марта 2010 г. Модуль массой 105 кг вошел в атмосферу со скоростью, соответствующей числу М = 7.2. В действительности это был второй полет. Первый в мае 2009 г. окончился неудачей: полезный груз пропал на высоте 25 км, по-видимому отклонившись от расчетной траектории из-за неточного входа в атмосферу. Порядок проведения последующих полетов пересмотрен. В 2011 г. были запланированы третий, четвертый, шестой, восьмой и пятый полеты, в 2012 г. - седьмой и девятый. При этом третий и седьмой полеты - на тихоокеанском военном полигоне США, семь полетов - на полигоне Вумера. Параллельно работе по адаптации ускорителей «Террьер - Орион» к первым летным испытаниям анализировались возможности использования более мощной второй ступени в запусках 2011-2012 гг. Министерство обороны США рассматривает программу HiFire как значительный вклад в стратегию объединения воздушного и космического пространств и превращения военно-воздушных сил в аэрокосмические.
На первый взгляд программа HiFire не связана с космическими полетами. Однако результаты тщательных и весьма объемных исследований течения в пограничном слое имеют огромное значение для создания любых КЛА, рассчитанных на вход в атмосферу, притом не только Земли, но и других планет. Надежные экспериментальные данные по теплопередаче на ГЛА и по системам теплозащиты, прежде всего по их ресурсу, позволят перейти от эмпирического выбора материала и толщины теплозащитных покрытий к научно обоснованному. Проект HiFire должен быть доведен до шестого уровня готовности (TRL-6) - завершение испытаний прототипа в реальных условиях. На основании полученных результатов тактическая крылатая ракета с ГПВРД может быть готова к 2018 г. Более того, по мнению специалистов фирмы «Боинг», при надлежащем финансировании боевая гиперзвуковая ракета большой дальности (1000-1800 км), оснащенная ГПВРД, может быть спроектирована за 5-10 лет, самолет - за 10-20 лет, многоразовый экономичный носитель для КЛА - за 15-30 лет.
В случае успешного выполнения описанной программы не исключается второй этап с проведением экспериментов по заданиям исследователей ФРГ, Италии и Японии. В частности, итальянское агентство CIRA рассчитывает провести летные испытания беспилотного КЛА с маршевым числом М = 8, выдерживаемым в течение 15 с. Японские исследователи планируют испытания в реальных условиях перспективного ГПВРД на скорости, соответствующей М = 8.
|
