Отличительной особенностью ракеты Fasthawk является цилиндрический корпус без управляющих поверхностей; подобная схема упрощает конструкцию пускового контейнера, существенно снижает аэродинамическое сопротивление и радиолокационную заметность изделия. Управление ракетой по тангажу и рысканию предполагается осуществлять путем поворота двигательного отсека, по крену – рулями, установленными в лобовом нерегулируемом воздухозаборнике с центральным телом.
Первоначально летные испытания экспериментального образца ракеты Fasthawk намечалось провести в 1999- 2000 гг., однако, технические сложности с созданием маршевого двигателя, теплозащиты и системы наведения, использующей наряду с данными бортовых инерциальных блоков сигналы со спутников «Навстар», вынудили ВМС отложить демонстрационные запуски на более поздний срок.
Летом 2001 г. на технической базе Опытно-конструкторского центра им. Арнольда AEDC (Arnold Engineering Development Center), входящего в структуру ВВС, специалисты Управления DARPA совместно с представителями Лаборатории GASL осуществили несколько запусков миниатюрной ракеты-снаряда, оснащенной СПВРД. В ходе одного из испытаний удалось произвести включение двигателя, развившего расчетную тягу Таким образом, после подготовительных двухлетних работ стоимостью 850 тыс. долл. были получены практические данные о работе подобных силовых установок в условиях реального гиперзвукового полета.
Активно-реактивный снаряд диаметром 10,2 см и длиной около 50 см изготавливался из титана (массовые характеристики изделия не сообщались). Запуски модели выполнялись с помощью двухступенчатой газодинамической пушки, обеспечившей со стартовой перегрузкой 10000 g разгон модели до скорости М=7,1. После выхода из ствола пушки длиной 36 м снаряд находился в свободном полете с работающим двигателем 25 мс, преодолев за это время расстояние в 80 м. Полет проходил в испытательной камере с несколько разреженной атмосферой; торцевая часть камеры была усилена стальными листами.
Опытная модель оснащалась СПВРД, использовавшем в качестве горючего этилен; компонент размещался в емкости под давлением 70,4 кг/ см
Дальнейшие планы Управления DARPA в реализации проекта ракеты- снаряда предусматривают проведение серии более сложных испытаний изделия. При их выполнении предполагается существенно увеличить длительность экспериментов с тем, чтобы оценить условия стабильного полета и работу двигательной установки в течение не менее 1,2 с. В этих целях снаряд будет оснащаться акселерометрами, расходомером горючего, датчиками давления в камере сгорания и т. п. Вдоль трассы полета длиной 230-300 м через каждые 6 м в двух взаимно перпендикулярных плоскостях планируется устанавливать специальную фотоаппаратуру для проведения видовой съемки.
Разработанный снаряд представляет собой 20%-ную модель перспективной ракеты, которая может найти самое широкое применение, в том числе и для доставки в космос миниспутников. По предварительным оценкам, использование наземных ускоряющих систем и экономичных воздушно-реактивных двигателей позволит повысить относительную массу полезного груза до 0,7 Однако для осуществления подобных запусков потребуются более мощные разгонные средства.
Несколько отходя от основной темы, хочется отметить, что работы по созданию и испытаниям газодинамических пушек активно велись на рубеже 1980-х и 1990-х годов для отработки техники перехвата баллистических ракет по программе «Стратегическая оборонная инициатива» SDI (Strategic Defense Initiative). В рамках проекта SHARP (Super High Altitude Research Project – «Проект сверхвысоких исследований») для полигонных испытаний специалистами Ливерморской национальной лаборатории им. Лоуренса LLNL была собрана двухступенчатая газовая пушка, рассчитанная на разгон снаряда массой 5 кг до скорости 4 км/с (при вертикальном выстреле с такими начальными условиями снаряд поднимется на высоту 450 км) Данная установка представляла собой сборку нагнетательного цилиндра длиной 82 м и диаметром 35,5 см, казенной части с камерой высокого давления и ствола калибра 106 мм и длиной 47 м. Отличительной особенностью установки от предшествовавших образцов являлось перпендикулярное расположение нагнетательного цилиндра и ствола, что позволяет легко и в широком диапазоне менять угол возвышения.
Работа пушки начинается с воспламенения в оконечной части нагнетательного цилиндра метана, продукты горения которого приводят в движение поршень массой 1 т (для компенсации отката цилиндра используются два противовеса массой по 100 т, скользящих по рельсовым направляющим). При движении к казенной части поршень производит сжатие закаченного в цилиндр водорода. После того кок в рабочей камере давление достигнет величины 492 кг/см
Созданную установку предполагалось использовать для решения задач кинетического поражения высокоскоростных целей. Но после закрытия программы SDI роботы по данной тематике были переориентированы на подготовку элементной базы, которая позволит снизить температурные и динамические нагрузки при запуске снарядов.
Наиболее эффективными нововведениями в конструкции подобных пушек рассматривались альтернативные устройства нагрева и подачи рабочего газа в разгонный ствол. Один из проектов предусматривал разогрев водорода тепловыделяющими элементами – керамическими гранулами размерами 300-400 мкм, способными в малом объеме накапливать значительное количество энергии (до 1000 МДж/м
В качестве другого варианта упрощения разгонных установок предлагалось использовать электродуговые нагреватели водорода с каскадной его подачей в ствол вслед разгоняющемуся снаряду. Важной особенностью этой пушки, как и предыдущей, является отсутствие нагнетательной трубы и относительно низкое рабочее давление. Созданный фирмой GT-Devices экспериментальный образец такой установки в лабораторных условиях обеспечил разгон снарядов массой 1,8 г до скорости 7 км/с, а массой 10 г до скорости 4,6 км/с.
Комбинированные силовые установки, функционирующие в различных режимах, позволяют существенно улучшить технико-эксплуатационные характеристики аэрокосмических систем. Так, например, двигатели с воздушно-реактивным и ракетным циклами способны обеспечить выведение транспортной космической системы на околоземную орбиту. Для аппарата с такой силовой установкой предусматривается следующая схема полета. При взлете и до достижения скорости М=2,5-4 двигатель работает как ЖРД с некоторым потреблением атмосферного кислорода, затем как прямоточный двигатель с дозвуковым горением, а в диапазоне М=5-10 как СПВРД; за пределами атмосферы двигатель вновь переключается в режим ЖРД.
Работы по комбинированным двигательным установкам ведутся различными подразделениями NASA. Основные усилия Центра Маршалла сосредоточены на создании ракетно-прямоточного двигателя ISTAR (Integrated Systems Test of an Air-breathing Rocket), работающего на углеводородном горючем. Контракт
