Эксперименты, проводимые в рамках программы наземных испы-
таний на ударных трубах НИЦ Langley, оказали поддержку в разра-
ботке конструкции ГПВРД летательного аппарата Х-43 для скоростей
полета M
= 10
. Испытания подтвердили работоспособность конструк-
ции ГПВРД на скорости полета M
= 10
и более, разработанной на
основе экспериментальных данных, полученных при M
= 7
.
Программой летных испытаний было намечено выполнить два по-
лета со скоростью M
= 7
и третий — с M
= 10
.
Запуск и ускорение аппарата Х-43А планировалось осуществить
с помощью твердотопливной ракеты-носителя Pegasus, запускаемой
с борта экспериментального самолета B-52 на высоте около 6000 м.
После отделения ГЛА от носителя, на высоте около 30 000 м преду-
смотрено кратковременное включение ГПВРД для разгона до заданной
скорости, а затем выполнение гиперзвуковых полетов и планирования
продолжительностью до 15 мин (для регистрации аэродинамических
характеристик), при этом расчетная дальность полета аппарата состав-
ляет 1300 км [4].
Первый испытательный полет ГЛА закончился его потерей из-за
неполадок в системе наведения ракеты-носителя “Пегас” (Pegasus) [2].
В ходе второго, успешного летного эксперимента гиперзвуко-
вой аппарат достиг запланированной для этих испытаний скорости
2100 м/с ( M
≈
7)
[9].
В процессе летного эксперимента проводились измерения давле-
ний и тепловых нагрузок на поверхности ГЛА. В работе [9] выполне-
но сопоставление данных по распределению давления на поверхности
Х-43А, полученных в ходе летных испытаний, с результатами лабора-
торных экспериментов и получено хорошее соответствие. Кроме того,
весь цикл летных и наземных экспериментов сопровождался деталь-
ными расчетно-теоретическими исследованиями. Некоторые расчет-
ные данные также приведены в работе [9].
Подробный анализ данных по температурному нагреву поверхно-
сти аппарата Х-43 в полете со скоростью M
= 7
(27 марта 2004 г.)
представлены в работе [10]. В ходе летного эксперимента проводились
температурные измерения наиболее теплонапряженных участков: но-
совой части, горизонтального и вертикального хвостового оперения.
Кроме этого в работе [10] приведены результаты расчета конвективно-
го нагрева поверхности, а также сравнение результатов теоретических
расчетов и данных летного испытания по нагреву поверхности Х-43.
Экстремальные тепловые нагрузки, которые испытывает летатель-
ный аппарат при гиперзвуковых скоростях, вызывают необходимость
разработки эффективной тепловой защиты.
В работе [11] рассмотрены проблемы создания защиты наиболее
теплонапряженных участков поверхности ГЛА Х-43 — передних кро-
8 ISSN 0236-3941. Вестник МГТУ им. Н.Э. Баумана. Сер. “Машиностроение”. 2010. № 1
