завершатся во второй половине 2004 г. Управление должно принять окончательное решение о создании летного образца системы и проведении в 2006 г. двух испытательных пусков.
Разрабатываемый компанией Space Launch самолет-разгонщик, получивший обозначение MPV (MIPCC-Powered Vehicle – «Аппарат с охлаждаемыми двигателями»), представляет собой высокоплан с треугольным крылом и двухкилевым хвостовым оперением. Планер проектируется фирмой Scaled Composites, в его конструкции будут преобладать композиционные материалы с абляционной теплозащитой, а отдельные термонагруженные элементы намечается изготавливать из титано и стали.
При длине 27,1 м и размахе крыла 27,4 м взлетная масса ступени составит 36,3 т. Силовая установка самолета комплектуется четырьмя усовершенствованными турбовентиляторными двигателями серии F100 фирмы Pratt and Whitney. Эти ТРДДФ со встроенной системой MIPCC обеспечат тяговооруженность системы, близкую к значению 2:1.
Самолет MPV рассчитывается на взлет с обычной аэродромной полосы. Достигнув высоты 9 км, аппарат в форсажном режиме совершит «горку» с разгоном до скорости М=4 на высоте 36 км, после чего силовая установка будет отключена, и самолет продолжит подъем в свободном полете. Отделение ракетного блока массой 7,3 т должно производиться при приближении к апогею траектории на высоте 58-60 км. После входа в атмосферу самолет с включенными двигателями вернется в месту старта.
Энергетические характеристики системы RASCAL позволят доставлять на солнечно-синхронную орбиту высотой 500 км спутники массой 115 кг, о на такую же по высоте орбиту с наклонением 28,5° грузы массой 180 кг. При этом изучаются возможности использования системы для выведения грузов на баллистические траектории.
Среди других показателей проектируемой системы в печати отмечаются следующие: стоимость запуска не должна превышать 750 тыс. долл., период послеполетного обслуживания определен в 24 часа, а оперативность проведения старта в 1 час.
Прямоточные воздушно-реактивные двигатели (ПВРД), относящиеся к классу бескомпрессорных ВРД, достаточно широко используются с 50-х годов в составе боевых ракет различных типов. Данные силовые установки отличаются простотой конструкции и незначительной стоимостью изготовления, но эффективно работать они могут в скоростном диапазоне от М=2,5-3 (то есть – необходимы дополнительные средства для разгона летательного аппарата) до М-5-6.
Значительного увеличения скорости полета (до значений М=10-12) позволяют достичь ПВРД со сверхзвуковым горением (СПВРД). Однако эти двигатели требуют наличия системы охлаждения, а также чрезвычайно сложной организации подачи топлива (время на образование рабочей смеси ограничено 1 мс).
Для поддержания высокоскоростного горения в качестве горючего приходится использовать либо топливо с химически активными, но весьма токсичными добавками, либо водород, отличающийся низкой плотностью, летучестью и взрывоопасностью. Все эти обстоятельства ограничивают области практического (в первую очередь военного) применения СПВРД.
Развитие технологий в последнее десятилетие позволило добиться определенных успехов в решении данных проблем, особенно связанных с водородными СПВРД.
В 1985-93 гг. в раках программы NASP (National Aero-Space Plane) различные организации Министерства обороны и NASA вели разработку одноступенчатого воздушно-космического самолета (ВКС), способного самостоятельно выходить на околоземную орбиту. Силовую установку пилотируемых моделей новой транспортной системы, получивших обозначение Х-30, предполагалось комплектовать несколькими СПВРД (для крейсерского полета со скоростью до М= 15) и разгонными жидкостными двигателями, которые должны были обеспечить достижение первой космической скорости.
После закрытия программы работы по отдельным технологиям ВКС, в частности по СПВРД на водородном горючем были продолжены. В 1994 г. на технической базе Центра Лэнгли было проведено свыше 20 стендовых запусков масштабной (30%-ной) модели штатного двигателя. Опытный образец с обозначением CDE (Concept Demonstration Engine) стал самым крупным СПВРД, изготовленным и испытанным в рамках программы Х-30: его длина составляла 4,8 м, а масса 2,25 т. Успешно выполненные запуски, продолжительность которых достигала 30 с, подтвердили работоспособность созданного изделия.
Основное внимание разработчиков уделялось условиям и параметрам работы СПВРД на скоростях М=6,2 и М=6,8, определяющих границы перехода от дозвукового горения к стабильному сверхзвуковому режиму. Максимальные тепловые нагрузки, которым подвергся опытный образец, составили около 1700 град С.
Испытания двигателя CDE проводились в высокотемпературной аэродинамической трубе НТТ (High Temperature Tunnel) с рабочей частью диаметром 2,4 м и длиной 3,6 м На этой установке горячий поток с заданными параметрами по температуре и давлению подается из камеры сгорания, работающей на метане и воздухе. Для имитации условий разреженной атмосферы в пламя в соответствующей пропорции вдувается чистый кислород.
Для подготовки комплекса к испытаниям было израсходовано 2,7 млн долл. В основном эти средства пошли на монтаж оборудования подачи кислорода и газообразного водорода, использовавшегося в качестве горючего СПВРД.
В рабочей части трубы НТТ двигатель CDE устанавливался на специальном балансировочном устройстве, предназначенном для измерения тяги. Вся сборка СПВРД с этим устройством общей массой около 18 т монтировалась на подъемном механизме массой 4,5 т, обеспечивающим выдвижение испытываемого изделия в установившийся поток пламени. Продолжительность выхода установки на штатный режим работы после включения составляет около 50 с, сами же эксперименты при расчетной скорости потока М=7 могут
