кания интегральных компоновок гиперзвуковых аппаратов с прямо-
точными воздушно-реактивными двигателями. Проведение подобных
летных и наземных испытаний требует очень больших затрат, поэто-
му в настоящее время возрастает роль численного моделирования в
разработке ГЛА. При проектировании перспективных летательных ап-
паратов, как правило, проводятся численные исследования обтекания
предполагаемых конфигураций планера, которые существенно сокра-
щают затраты на проведение испытаний в аэродинамических трубах.
При этом в процессе расчета возможно определение всех параметров
течения, тогда как в эксперименте удается измерять лишь отдельные
газодинамические величины. Это становится особенно актуальным
при моделировании гиперзвуковых условий полета.
Что касается перспектив развития ГЛА аэрокосмического назначе-
ния, рассчитанных на крейсерский полет в пределах атмосферы Земли,
то для традиционных систем — химических ракетных двигателей (в
том числе и для ЖРД) достигнут предел энергетических возможно-
стей топлива, и поэтому теоретически не предвидится возможности
существенного увеличения их удельного импульса и, следовательно,
существенного снижения затрат на изготовление и эксплуатацию та-
ких систем. Поэтому применение химических ракетных двигателей
становится экономически нецелесообразным, и возникает необходи-
мость разработки принципиально новых систем [2].
К 1990 г. было разработано достаточно много технических реше-
ний, которые после лабораторных испытаний должны были приме-
няться на будущих гиперзвуковых воздушно-космических летатель-
ных аппаратах. Причем ключевой технологией для всех разработок
являлся так называемый проточный воздушно-реактивный двигатель
для гиперзвуковых полетов [2]. К этому времени технологии создания
новых материалов и конструкторские достижения делали возможным
создание реального летательного аппарата с использованием таких
двигательных установок.
Главным условием создания ГЛА являлась демонстрация работо-
способности ГПВРД в условиях полета.
В США для решения проблем освоения гиперзвука была создана
программа Hyper-X, которая должна была продемонстрировать работу
ГПВРД в полете [3].
В рамках программы были изготовлены три экспериментальных
беспилотных гиперзвуковых аппарата X-43A (рис. 1,
а
) длиной 3,66 м
и взлетной массой около 1300 кг, рассчитанных на максимальную ско-
рость полета до 11600 км/ч (
∼
3200
м/с) [2, 4].
Аппарат Х-43А использует носовую часть фюзеляжа для форми-
рования скачка уплотнения перед входом в воздухозаборник, а хвосто-
вую часть — как интегрированное с корпусом сопло двигателя (рис. 1).
ISSN 0236-3941. Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Сер. “Машиностроение”. 2010. № 1 5
