стоимостью 16,6 млн долл. на эскизное проектирование изделия был подписан с консорциумом RBC3 или RBCCC (Rocket-Based Combined Cycle Consortium), организованном тремя ведущими двигателе- строительными компаниями Aerojet, Pratt and Whitney и Rocketdyne. В 2003 г. начался этап опытно- конструкторских работ стоимостью 123,4 млн долл. В ходе их выполнения предполагается провести стендовую отработку основных компонентов двигателя с тем, чтобы в 2006 г. приступить к огневым испытаниям его экспериментального образца.
Силовая установка ISTAR проектируется на базе комбинированного двигателя Strutjet, разработкой которого с конца 1980-х годов занимается фирма Aerojet. Отличительной особенностью последнего изделия является практически неизменяемая при всех режимах работы форма воздушного канала, что позволяет существенно упростить конструкцию и снизить нагрузки на изделие при переходных процессах. В начале воздушного канала установлены клинообразные стойки (struts), одновременно являющиеся и воздухозаборниками, и конструктивными элементами, на которых смонтированы высокоскоростные форсунки и жидкостные двигатели.
Запатентованные фирмой Aerojet форсунки, как элемент ПВРД установленные на боковых поверхностях стоек, обеспечивают каскадный впрыск горючего. Система подачи топлива к форсункам оснащена высокоэффективными фильтрами, позволяющими не только задерживать посторонние фрагменты, но и дробить крупные молекулярные структуры горючего. Также на стойках предусмотрены механические средства регулировки геометрии воздухозаборников нижней и верхней кромками.
В зависимости от области применения двигатель Strutjet может работать на разных типах горючего. Жидкий водород предпочтителен для средств выведения космических аппаратов, углеводородные горючие типа JP-7 и JP- 10 для крылатых ракет, пропан для трансатмосферных боевых аппаратов дальнего действия.
Старт одноступенчатой МТКС с двигательной установкой Strutjet должны обеспечить ЖРД, встроенные в тыльную часть стоек. Избыток горючего в пламени двигателей на начальном этапе полета будет дожигаться за счет атмосферного кислорода, проходящего через воздушный канал. По мере увеличения скоростного напора и изменения соотношения компонентов топлива в сторону окислителя должны постепенно включаться форсуночные головки ПВРД.
После достижения скорости примерно М=2,4 жидкостные двигатели будут отключены и силовая установка станет работать в режиме прямоточного ВРД, при этом ее удельный импульс возрастет до 3800 с. При функционировании установки Strutjet в режиме ПВРД со сверхзвуковым горением на скоростях М=5-10 стабильность потока в воздушном канале предполагается поддерживать механическими средствами. В дальнейшем эффективность применения ПВРД падает, и поэтому будут вновь включены ЖРД, которые обеспечат выход транспортного аппарата на околоземную орбиту.
На этапе предварительного проектирования двигателя Strutjet предполагалось, что усредненный по всему полету его удельный импульс составит 585 с, а тяговооруженность 22 единицы. За счет применения такой силовой установки в составе одноступенчатой МТКС относительную массу топлива системы можно будет снизить до 84%, (для аналогичных транспортных систем с ЖРД этот параметр составляет 90%).
Выполненные летом 1999 г. стендовые испытания уменьшенной (в 6 раз) модели двигателя Strutjet подтвердили реальность достижения указанных характеристик.
В рамках программы Revolutionary Turbine Accelerator (RTA – «Качественное улучшение характеристик газотурбинных двигателей») Центр Гленна ведет подготовку элементной базы для создания комбинированного турбопрямоточного двигателя (turbofan-ramjet), способного работать сначала в режиме двухконтурного турбореактивного двигателя с форсажем (до скорости М=2,5), а затем как прямоточный ВРД. Максимально достижимая скорость для аппаратов с таким установками определяется М=4,2.
С начала 1960-х годов, когда был создан турбореактивный двигатель J58 для самолета SR-71, развивавшего скорость М=ЗД подобные проекты в США не предпринимались. Поэтому названная силовая установка разработанная фирмой Pratt and Whitney, стала своеобразным эталоном для нового изделия.
Среди основных требований, предъявляемых к комбинированному двигателю RTA, известны следующие (в скобках указаны параметры ТРД J58):
– тяга 25 т (15,6 т),
– тяговооруженность 10-15 (4; для современных военных ТРДД она составляет 8 единиц),
– диаметр 1,5 м (1,4 м),
– продолжительность работы 30 мин (1,5 ч),
– ресурс термонагруженных элементов 750 ч (100 ч),
– горючее JP-8 с добавками (JP-7).
Поскольку разработка летного образца силовой установки еще не обеспечена финансами, то программа RTA ориентирована на создание масштабных моделей будущего двигателя. Летом 2002 г. NASA заключило с фирмой General Electric пятилетний контракт стоимостью 55 млн долл. на изготовление экспериментальной модели двигателя диаметром 1 м. Это модель, предназначенная для общей оценки работоспособности изделия в наземных условиях, проектируется на элементной базе ТРДД YF-120. В соответствии с достигнутыми договоренностями, стендовые запуски комбинированной установки RTA должны состояться в 2006-2007 гг.
Для летной отработки планируется подготовить двигатели диаметром 0,4 м. Среди кандидатов на подряд называются фирмы Rolls-Royce USA и Williams International (окончательный выбор NASA планировало сделать в 2003 г.).
К натурным испытания малых моделей двигателя намечается приступить в 2009-10 гг. Возможно, этими силовыми установками будут оснащаться экспериментальные аппараты Х-43В. Для обеспечения полетов данного изделия потребуется четыре двигателя.
Полномасштабный турбопрямоточный двигатель может быть создан и испытан после 2018 г.
Тяга в импульсных двигателях дискретно производится за счет ударной волны, производимой микровзрывом в камере сгорания. Различаются детонационные двигатели двух типов: воздушно-реактивные с потреблением атмос- ферного кислорода PDE (Pulse Detonation Engine) и ракетные PDRE (Pulse Detonation Rocket Engine).
Силовые установки первого типа, работающие на углеводородном горючем, способны эффективно функционировать начиная от момента взлета до скоростей М=3-4, что делает их особенно привлекательными для использования в составе боевых крылатых ракет. Двигатели PDRE предназначаются в основном для космических полетов Цикл функционирования подобных установок предусматривает выполнение пяти основных операций:
– подачу в камеру сгорания компонентов топлива и образование рабочей смеси,
– срабатывание детонирующего устройства (по аналогии с автомобильной свечой зажигания),
– распространение ударной волны вдоль камеры сгорания со скоростью несколько тысяч метров в секунду (для обычного ЖРД этот параметр оценивается на два порядка ниже),
– выброс продуктов горения,
– восстановление исходного давления в камере сгорания перед подачей компонентов топлива.
Наиболее сложными проблемами эксплуатации таких двигателей является обеспечение именно детонации топлива, а не его скоростного горения. Наибольшую значимость при этом приобретают стехиометрический состав топлива, размер капель компонентов и локальный коэффициент перемешивания.
Основными преимуществами импульсных детонационных двигателей считаются:
– высокие экономические показатели. Удельный импульс ракетных двигателей на 5-10% выше, чем у криогенных ЖРД; расход топлива у импульсных двигателей с потреблением атмосферного кислорода на 30- 50% меньше, чем у ВРД,
