Силовая установка¶
Силовая установка вертолета состоит из двух турбовальных двигателей ТВ3-
117ВМ со свободными турбинами, установленных над потолком центральной
части фюзеляжа впереди главного редуктора.
Рис. 4.1. Силовая установка вертолета
Двигатели расположены симметрично относительно продольной оси вертолета
на расстоянии 600 мм друг от друга с наклоном вперед вниз под углом 4°30′ к
строительной горизонтали фюзеляжа. Задние выводные валы двигателей
подключаются к одному главному редуктору вертолета, который суммирует
мощности, и передает их потребителям.
Спаренная установка двух двигателей повышает безопасность эксплуатации
вертолета. При выходе из строя одного двигателя, второй обеспечивает
возможность продолжения полёта.
Рис. 4.2. Схема расположения агрегатов силовой установки (вид сбоку):
- Входной воздухозаборник с
пылезащитным устройством (ПЗУ) - Воздушный стартер и коробка приводов
агрегатов - Вентилятор системы охлаждения
- Двигатель ТВ3-117ВМ
- Главный редуктор ВР-14
- Вал трансмиссии
Основные ТТХ двигателя
Направление вращения роторов: левое
Сухая масса двигателя 285(+5,7) кг
Габаритные размеры
- длина с агрегатами и выхлопным патрубком 285(+5,7) кг
- длина от переднего фланца до стыковки с редуктором 1736,5 мм
- ширина 650 мм
- высота 728 мм
Диапазон температур наружного воздуха при которых обеспечивается запуск
- при Н=0 м -60…+60 °С
- при Н=4000 м 60…+30°С
Время выхода на режим малого газа с момента нажатия на кнопку запуска не более 60 сек
- Применяемое топливо Т-1,ТС-1
- Применяемое масло Б-3В
Режимы и мощности двигателя
Макс. темп.
Температура
газов перед Частота
Мощность на °С
турбиной вращения
Режим выходном валу, Высота (м) (при
компрессора ротора ТК
кВт (л.с.) стандартных
по макс, %
условиях)
прибору,°С.
| Режим | Мощность на выходном валу, кВт (л.с.) | Высота (м) | Температура °С (при стандартных условиях) | Макс. темп. газов перед турбиной компрессора по прибору,°С. | Частота вращения ротора ТК макс, % |
|---|---|---|---|---|---|
| Чрезвычайный | 1545 (2100) | 0…2200 | До +30°С | 990°С | 101,15 |
| Взлетный | 1397(1900) | 0…3600 | До +40°С | 990°С | 101,15 |
| Номинальный | 1250 (1700) | 0…3600 | До +30°С | 955°С | 99.0 |
| 1 Крейсерский | 1103 (1500) | 0…3600 | До +30°С | 910°С | 97,50 |
| 2 Крейсерский | 883(1200) | 0…3600 | До +30°С | 870°С | 95,50 |
| Малый газ | около 200 | 780°С | В зависимости от t°C наружного воздуха |
Примечание
Чрезвычайный режим работы двигателя включается только при отказе другого
двигателя (т.е. никакими действиями экипажа для двух исправных двигателей его установить
невозможно). См. также Ограничения по двигателям и редукторам
Прямоточный воздушно-реактивный двигатель (ПВРД)
Поиск воздушной силовой установки, способной развивать все более высокие скорости, продолжается с зарождения реактивной эры. Форсажные турбореактивные двигатели или турбовентиляторы удовлетворяли потребности в сверхзвуковом полет до 2 Махов и выше. Вместе с тем, по мере того, как скорости приближались к 3 Махам или превышали их, эта технология едва справлялась.
При скоростях 3 Маха или выше ПВРД может быть полезной силовой установкой. Он имеет относительно простую конфигурацию и полагается на поступательное движение двигателя для создания тяги. Впускное отверстие предназначено для сжатия и замедления сверхзвукового потока воздуха до дозвуковой скорости перед его направлением в камеру сгорания.
Температура воздуха на входе увеличивается с увеличением скорости, необходимой для полета прямоточного реактивного двигателя. Это уменьшает разницу между температурой на входе и температурой на выходе, тем самым уменьшая энергию, которую можно извлечь в виде тяги. В результате большинство летательных аппаратов с ПВРД летают со скоростью не более 4,5 Маха.
Гиперзвуковой самолет НАСА
Гиперзвуковой реактивный двигатель (ГПВРД)
Для достижения более высоких скоростей полета поступающий воздух должен замедляться и сжиматься намного меньше, чем обычно в ПВРД. Это сводит к минимуму повышение температуры. В результате камера сгорания должна быть спроектирована так, чтобы выдерживать сверхзвуковой поток воздуха. Полученная силовая установка классифицируется как прямоточный воздушно-реактивный двигатель сверхзвукового сгорания. Термин, обычно, сокращенный до ГПВРД.
Для получения гиперзвуковой тяги ГПВРД более эффективны, чем ракетные двигатели. Они способны обеспечить длительный полет с питанием, но для их работы необходимо увеличить скорость до высокой. Наиболее простой способ сделать это – использовать ракетный ускоритель в качестве первой ступени. Поскольку его задача ограничена начальной фазой полета после старта, ускоритель будет меньше, чем требуется для HGV. В результате для достижения равной дальности оружие с ГПВР получается меньше и легче, чем решение с планирующим блоком.
Продолжение:
По материалам ресурса euro-sd.com
Подписывайтесь на наш Телеграм-канал и получайте мгновенное сообщение о новых публикациях!
Авиационная силовая установка
Авиационная силовая установка состоит из собственно двигателей ( один или несколько) с их системами управления, запуска, топливопитания, а также входных и выходных устройств ( воздухозаборники, воздухоподводя-щие каналы, сопла), устройств для реверса тяги и движителей в виде воздушных винтов и других элементов, которые в ряде случаев могут быть включены непосредственно в конструкцию самолета.
Если лучшие авиационные силовые установки с поршневым двигателем и воздушным винтом имеют удельный вес приблизительно 0 5 кг на одну лошадиную силу, то для реактивного двигателя при больших скоростях полета эта величина в десятки раз меньше.
|
Области применения ГТД. |
В плане перспектив развития авиационных силовых установок важное место занимают поисковые исследования новых схем двигателей, которые обеспечили бы дальнейший прогресс развития авиации в направлении повышения дальности, улучшения экономичности и расширения диапазона скоростей и высот полета летательных аппаратов. Определенные возможности в этом плане дает применение комбинированных двигателей, а также двигателей с изменяемыми ( параметрами цикла
Использование в одном двигателе двух различных циклов и организация целенаправленного регулирования параметров циклов и обмена энергиями между циклами может обеспечить получение высоких характеристик двигателя в широком диапазоне скоростей и высот полета.
Рассмотренные ранее процессы горения в авиационных силовых установках почти исключительно относятся к газообразным и жидким топливам. Это обусловлено в первую очередь схемой этих силовых установок, которые мало приспособлены для подачи твердых топлив. Появление реактивных двигателей с камерами сгорания без движущихся частей позволяет рассмотреть применение всех горючих веществ, которые способны выделять с известной скоростью необходимые количества энергии.
|
Принципиальная схема атомного турбореактивного двигателя. |
Однако широкое использовдние атомной энергии в авиационных силовых установках наталкивается на большие трудности.
|
Расположение рабочей линии на характеристике компрессора ТРД. |
Нарушение устойчивой работы компрессора ГТД ( часто называемое потерей газодинамической устойчивости двигателя) является одним из наиболее опасных отказов авиационной силовой установки.
Преимущественное применение осевых компрессоров по сравнению с центробежными компрессорами ( они иногда используются в конструкциях ТРД) объясняется тем, что они при равных лобовых размерах способны обеспечить существенно большие расходы воздуха, лучшую эффективность процесса сжатия и более высокие степени повышения давления в одном агрегате, что особенно важно для авиационных силовых установок.
Компрессор должен при высокой эффективности процесса сжатия обеспечивать определенную степень повышения давления воздуха, непрерывный и равномерный поток его на выходе. Как узел авиационной силовой установки компрессор должен иметь возможно меньшие габариты и вес при заданных расчетных параметрах, должен быть простым и надежным в эксплуатации, обеспечивать устойчивую работу на всех режимах, иметь простую и технологичную конструкцию.
За последние 40 — 50 лет развития авиация претерпела по крайней мере четыре-пять крупных скачков в своем развитии: замена деревянных конструкций планера металлическими, поршневых двигателей — реактивными, переход звукового барьеара и создание сверхзвуковых самолетов, а затем и гиперзвуковых самолетов, преодоление теплового барьера и замена дюралевых конструкций планера стальными и титановыми, создание второго поколения газотурбинных самолетов. На очереди новые скачки, связанные прежде всего с возможностью применения водородного топлива для авиационных силовых установок.
Книга представляет собой первую часть учебника по курсу теории авиационных ГТД для студентов высших учебных заведений, обучающихся по специальности Авиационные двигатели. Она может быть полезной также инженерам и научным работникам, специализирующимся в области разработки, исследований и эксплуатации авиационных силовых установок с ГТД.
При вращении валов с одинаковой скоростью прорези соответствующих дисков проходят около каждого из струйных элементов 5 и 6 через равные интервалы времени. С началом рассогласования скорости вращения валов меняются интервалы времени, через которые в струйном элементе 7 происходит переключение струи. Пневматические камеры, выполняющие подобные функции, включаются и в схемы некоторых систем управления авиационными силовыми установками.
|
Американская атомная подводная лодка Наутилус. |
Опыт работы с подъемными двигателями
Первоначальные исследования основывались на предположении, что во время каждого вылета подъемные двигатели будут работать на полной мощности в течение 3 минут. У экспериментального самолета SC.1 переход от вертикального взлета к полёту с использованием аэродинамической подъёмной силы крыла занимает 30 секунд. Таким образом, расход топлива менее важен, чем небольшая масса.
Отношение тяги подъемных двигателей к массе зависит от конфигурации и условий эксплуатации. Размеры или количество подъемных двигателей определяются путем подбора взлетной мощности для эксплуатации в условиях высокогорья и больших температур. Ресурс подъемного двигателя до капитального ремонта может составлять около 800 часов, что эквивалентно 16000 часов работы планера. Интенсивные испытания RB.108 при циклических нагрузках дадут прочную основу для прогнозирования срока службы подъемных двигателей. Чрезвычайный режим работы может быть использован только в случае отказа одного двигателя в группе.
Подъемный двигатель должен иметь хорошие пусковые характеристики, низкие обороты холостого хода, быстрое ускорение и быструю реакцию тяги на резкое изменение расхода топлива. Двигатель RB.108 имеет быструю реакцию на движение ручки регулятора тяги, которая составляет 0,1 секунды; данный фактор особенно важен, если управление по тангажу и крену самолета осуществляется посредством дифференциального дросселирования подъемных двигателей, как это может быть на военно-транспортном СВВП.
В ходе работ с двигателями RB.108 было выполнено более 4500 часов тестирования на испытательных стендах и летных испытаний. Этот разработанный в 1954 году двигатель развивает тягу 2200 фунтов (1000 кгс) с 10 процентным отводом и 2500 фунтов (1134 кгс) без отвода.
Теперь можно разработать гораздо более легкий, дешевый и простой двигатель. Благодаря использованию новейших материалов и технологий производства стоимость единицы тяги может быть снижена более чем вдвое по сравнению с маршевым двигателем той же тяги. Одной из причин этого является простота конструкции. Количество деталей и узлов подъемного двигателя составляет примерно четвертую часть количества деталей и узлов двухконтурного двигателя Rolls-Royce RB.80 Conway; нет никаких вспомогательных приводов и только очень простые пусковые и топливные системы. На сборку и разборку подъемного двигателя требуется всего 22 человеко-часа по сравнению с несколькими сотнями у двигателя Conway. Группа из шести подъемных двигателей с системами не более сложна, чем помещенный в гондолу двигатель Conway.
Подъемные турбореактивные двигатели с тягой от 3000 до 5000 фунтов (1360-2268 кгс) кажутся наиболее подходящими для небольших боевых самолетов вертикального взлета и посадки. Для крупных транспортных самолетов более предпочтительными представляются двухконтурные двигатели с тягой от 8000 до 12000 фунтов (3629-5443 кгс) главным образом потому, что они производят меньше шума; однако такие двигатели имеют худшую приемистость, что влияет на управляемость самолета. Также двухконтурные двигатели страдают от относительно высокой потери тяги, если они предназначены для подачи воздуха высокого давления на струйные руль системы реактивного управления. И турбореактивные, и турбовентиляторные подъемные двигатели были построены и испытаны компанией Rolls-Royce.
| . | СВВП | СВВП | СКВП |
| Комбинированная силовая установка | без отклонения тяги маршевого двигателя | с отклонением тяги маршевого двигателя | с отклонением тяги всех двигателей |
| Тип маршевого двигателя | двухконтурный турбореактивный двигатель | двухконтурный турбореактивный двигатель | двухконтурный турбореактивный двигатель |
| Коэффициент двигателя | 18 | 18 | 18 |
| Степень двухконтурности | 0,95 | 0,95 | 0,95 |
| Удельная масса (только двигателя) | 0,20 | 0,20 | 0,20 |
| Отношение статической тяги к массе самолета | 0,75 (без потерь на отклонение тяги) | 0,69 (8% потерь на отклонение тяги) | 0,46 (8% потерь на отклонение тяги) |
| Подъемные двигатели | вертикальные турбореактивные | вертикальные турбореактивные | турбореактивные |
| Предполагаемая удельная масса подъемных двигателей | 0,06 | 0,06 | 0,06 |
| Отношение тяги подъемных двигателей к массе самолета | 1,20 | 0,51 | 0,59 |
| Отношение общей эффективной тяги к массе самолета | 1,95 | 1,20 | 1,05 |
| Масса конструкции планера (%) | 17,9 | 18,1 | 30,3 |
| Масса силовой установки (%) | 35,0 | 30,6 | 25,7 |
| Масса топлива (%) | 28,6 | 28,6 | 24,3 |
| Масса боевой нагрузки (%) | 18,5 | 22,7 | 19,7 |
| Коэффициент взлетной массы для соответствия требованиям боевой задачи (полет на уровне моря со скоростью 400-600 морских миль [741-1111 км/ч]) | 1,06 | 0,865 | 1,0 |
Назначение
ВСУ применяются в самой разной технике (например, используются в самоходной «зенитке» ЗСУ-23-4). То есть развитие технологии связано не только с самолетостроением, но и с производством таких транспортных средств, как танки, машины военного назначения, паровозы и пр. Однако наибольшее распространение установки получили именно в авиастроении (на лайнерах и вертолетах). Причем чаще всего их ставят в воздушных ТС пассажирских и транспортных типов.
Кроме поддержки главных двигателей, ВСУ также используют для вырабатывания электричества во время наземных работ, для поддержания нужного уровня давления гидросистем, а также для кондиционеров. Ведь не каждое аэродромное техобслуживание обладает нужным для этого оборудованием.
Компрессоры ВСУ применяют и при воздушном снабжении рабочих механизмов в процессе стоянки — когда пассажиры занимают места в салоне, в авиалайнере уже включен свет и работают кондиционеры. На стоянке дополнительная силовая машина может работать как турбостартер, приводящий в действие гидронасосы и генераторные составляющие. Такая схема присуща самолетам СУ-27, оборудованным движками АЛ-31Ф, либо для МИГ-29, с установленными РД-33.
То есть главные задачи ВСУ:
- поставка электроэнергии;
- нагнетание давления в механизме гидравлики;
- обеспечение работы кондиционеров.
Запуск двигателей
Мощности СУ используют при пуске двигателей. На новых самолетах ВСУ работает в качестве газотурбинных мини-двигателей, их еще называют турбовальными. При этом незадействованная турбина такого механизма функционирует для поддержания всех доступных устройств лайнера. Нужно сказать, что типы моторов могут различаться по способу функционирования — от турбовальных, дизельных и бензиновых до паровых агрегатов.
Для пуска с помощью СУ, мощности направляются на раскручивание ротора. От ВСУ к движку тянутся воздуховоды (с внешней стороны лайнера видны специальные люки для движения воздуха). Пилот при пуске отключает ВСУ от кондиционеров в салоне и направляет воздух к мотору. В результате воздушные массы стимулируют раскрутку турбин до требуемых оборотов, после чего поджигается смесь камеры сгорания, и движок запускается.
Функция подстраховки
ВСУ в самолете используют в качестве альтернативного источника энергии для наиболее важных систем, а значит, для большей безопасности пассажиров. Если во время полета выходят из строя генераторы либо другие энергетические агрегаты, ВСУ запускается в аварийном режиме: борт снабжается энергией вплоть до посадки самолета.
Устройство
ВСУ оборудована специальным генератором и компрессором — первый питает электрическую составляющую самолета, второй применяется для пуска движков и для работы кондиционеров. В левой нижней части расположен воздухозаборник, отверстие которого при отключении прикрывается специальной створкой. Справа выведена насадка для дренажа. Если происходит утечка топливных либо масляных жидкостей, лишняя консистенция сливается через насадку. Вверху и правее расположено отверстие выхода охлаждающего воздуха для воздушно-масляных радиаторов. Включается ВСУ при помощи электрического стартера.
Агрегат установлен в стальном огнеупорном корпусе — для защиты лайнера в случае возгорания. На новых машинах ВСУ находится в хвостовом отсеке. Если же это воздушное средство транспортного типа — в корпусе главной стойки шасси. Рассмотрим полный перечень мест, где может располагаться ВСУ:
- хвостовой отсек;
- гондола движка;
- обтекатель шасси;
- перед килем.
В таблице указаны характеристики СУ отечественного производства.
| Тип | Масса, кг | Схема | Генератор | Забор воздуха | Расход топлива кг/ч | Предельная рабочая высота | Максимальные обороты в минуту | В какой модели установлена |
| ТА-6Б | — | 3о — 1о | ГС-24 | Для запуска | — | 3000 | — | Ил-38, Ил-18 |
| ТА-6А | 298 | 3о — 1о | ГТ40ПЧ6 и ГС-12 | Для кондиционирования | 240 | 3000 | — | Ту-154 |
| АИ9-3Б | 128 | 1ц — 1о | ГТ16ПЧ8 | Для кондиционирования | 92 | 4000 | 38500 | Ан-140 |
| АИ-9В | 70 | 1ц — 1о | СТГ-3 | Для запуска | 75 | 4000 | 36750 | Ми-8, Ми-24, Ми-28 |
Схема двигателя включает тип и количество ступенек компрессора и турбин; о — осевое, ц — центробежное.
https://youtube.com/watch?v=A_bBKtOvxMQ
Главный редуктор и трансмиссия¶
Главный редуктор ВР-14 и трансмиссия вертолета предназначены для
изменения числа оборотов и передачи крутящего момента от двух
газотурбинных двигателей ТВЗ-117ВМ к несущему и рулевому винтам,
вентилятору системы охлаждения и агрегатам, установленным на главном
редукторе. Трансмиссия включает (Рис. 4.8):
- промежуточный редуктор;
- хвостовой редуктор;
- валы трансмиссии;
- систему торможения.
Рис. 4.8. Трансмиссия вертолета
- Привод вентилятора
- Главный редуктор ВР-14
- Хвостовой вал трансмиссии
- Промежуточный редуктор
- Концевая часть вала трансмиссии
- Хвостовой редуктор
- Приводы двигателей ТВЗ-117ВМ
- Вентилятор
(2) ГЛАВНЫЙ РЕДУКТОР ВР-14 представляет собой самостоятельный агрегат,
предназначенный для суммирования мощности обоих двигателей, понижения
оборотов турбин и передачи крутящего момента от двигателей к несущему
винту, рулевому винту, вентилятору, гидронасосам, генераторам переменного
тока, воздушному компрессору, маслоагрегату, датчикам тахометра.
Для обеспечения полёта вертолета при одном работающем двигателе, а также
для возможности использования авторотации несущего винта в редукторе
предусмотрены две муфты свободного хода, которые автоматически отключают
редуктор от одного или от обоих двигателей.
Для контроля за состоянием редуктора установлен фильтр-сигнализатор
стружки, выдающий световой сигнал при появлении металлической стружки в
масле. Контроль работы масляной системы редуктора производится замером
температуры масла в поддоне редуктора и давления масла за нагнетающей
ступенью маслоагрегата.
(4) ПРОМЕЖУТОЧНЫЙ РЕДУКТОР предназначен для изменения направления оси
хвостового вала на угол 45° в соответствии с изгибом концевой балки.
(6) ХВОСТОВОЙ предназначен для передачи вращения рулевому винту.
Вращение от хвостового вала на рулевой винт передается через ведущий вал,
пару спирально-зубчатых конических колес, ведомый вал. На фланце ведомого
вала крепится втулка рулевого винта. Внутри картера кроме конических колес
размещен узел механизма управления переменным шагом рулевого винта.
ВАЛЫ ТРАНСМИССИИ включают в себя хвостовой вал (3), (5) и карданный вал
привода (1) вентилятора (8).
Хвостовой вал предназначен для передачи крутящего момента от главного
редуктора через промежуточный и хвостовой редукторы к рулевому винту.
Главный и промежуточный редукторы соединяются горизонтальной частью
хвостового вала, а промежуточный и хвостовой редукторы – наклонной
концевой частью хвостового вала.
Карданный вал предназначен для передачи крутящего момента от главного
редуктора к вентилятору, соединяется с фланцем привода на главном
редукторе и со шлицевым наконечником вала вентилятора.
СИСТЕМА ТОРМОЖЕНИЯ НВ предназначена для уменьшения времени вращения
несущего винта после выключения двигателей, а также для стопорения
трансмиссии во время стоянки вертолета.
Рис. 4.9. Рычаг системы торможения НВ
Тормоз колодочного типа с механическим управлением от рычага (в кабине
экипажа справа от сиденья левого летчика), связанного с тормозом тросом.
Турбовинтовые двигатели: почему их больше не ставят на хвост самолета
Если сравнить пассажирские лайнеры второй половины XX века с современными, то самые внимательные товарищи заметят, что у старых самолётов куда чаще можно наблюдать парочку двигателей в хвостовой части машины. При этом в современной авиации данный метод компоновки не применяется. В чем же причина такого решения инженеров и конструкторов?
Почему турбовинтовые двигатели перестали ставить на хвост самолета? Строго говоря их не перестали ставить, а вообще никогда не ставили. Двигатели, которые устанавливают на пассажирские лайнеры в хвостовую часть, правильно называются турбовентиляторные. Турбовинтовые двигатели же ставились всегда только под крылья.
Механизация крыла самолета
Крыло самолета — сложная инженерная конструкция, состоящая из множества деталей. Для создания силы, способной поднять самолет в воздух, крылу придается аэродинамическая форма.
В разрезе классическое крыло напоминает вытянутую каплю с плоской нижней частью. Благодаря такой форме, набегающий во время полета аэроплана воздушный поток, сжимается в нижней поверхности крыла, а в верхней образуется разреженное пространство. Сформировавшиеся при этом силы начинают толкать крыло в сторону разреженного пространства, то есть вверх. Таким образом, создается подъемная сила.
Но эти условия полета формируются только при достаточной скорости. Поэтому все самолеты (кроме самолетов с вертикальным взлетом) сначала разгоняются. Им нужно набрать определенную скорость, чтобы оторваться от взлетной полосы и начать набор высоты. Это так называемая скорость отрыва. Она для каждого самолета своя, и даже для одного и того же самолета, но с разной взлетной массой, она тоже будет отличаться. И только после набора этой скорости, крыло начинает поддерживать самолет и не дает ему упасть.
На этапе разгона и набора высоты, для создания большей силы подъема, крыло должно иметь, как можно большую площадь.
Также большая площадь необходима для снижения и посадки аэроплана. Однако в прямолинейном полете, желательно чтобы площадь крыла была как можно меньше с целью создания наименьшего сопротивления. Все эти противоречивые требования «уживаются» в конструкции крыла при помощи специальных механических устройств.
Механизация крыла самолета подразделяется на механические устройства, расположенные на задней и передней кромках крыла.
Основное предназначение этих устройств – управление подъемной силой и сопротивлением самолета, преимущественно когда самолет взлетает или садится. Средства механизации крыла должны отвечать довольно жестким требованиям, и, в первую очередь, к ним относятся слаженность действия механизмов и безотказность их работы. Механизация крыла самолета конструкция и назначение отдельных его составляющих частей представлены ниже.
Механизация крыла на примере Боинг-737
Тяга по требованию
В отношении HGV оптимальным решением, вероятно, является установка на него специально разработанного двигателя. В середине 2021 года, в рамках программы DARPA «Operational Fires» (OpFires), дросселируемый твердотопливный двигатель второй ступени, разработанный американской компанией Aerojet Rocketdyne, успешно прошел полномасштабные статические испытания. При этом он продемонстрировал технологию, обеспечивающую прекращения тяги по требованию.
В соответствии с модификацией контракта, заключенного с Lockheed Martin Missile & Fire Control, программа OpFires перешла к фазе 3b. В её рамках планируется создать гиперзвуковую ракету средней дальности наземного базирования и провести её летные испытания. Согласно пояснениям специалистов, функция прекращения тяги необходима для доставки гиперзвукового планирующего оружия на различные дальности после старта с мобильной наземной пусковой платформы, пригодной к быстрому развертыванию и передислокации.
Многоступенчатая конфигурация с твердотопливными ракетными двигателями TERRIER и ORIOLE использована для запуска изделия HIFiRE 2 (Hypersonic International Flight Research Experimentation Program 2) и доведения его до скорости, необходимой для запуска ГПВРД.
Компании Lockheed Martin и Northrop Grumman 27 мая 2021 года успешно провели наземные испытания твердотопливного ракетного двигателя первой ступени, спроектированного для программ «Обычный быстрый удар» (Conventional Prompt Strike, CPS) и «Гиперзвуковое оружие большой дальности» (Long Range Hypersonic Weapon, LRHW) ВМС и армии США, соответственно. Ожидается, что CPS и LRHW станут использовать общую ракету, пригодную для стрельбы с надводных кораблей, подводных лодок и мобильных пусковых установок наземного базирования.
В свою очередь ВВС США изучали две концепции гиперзвуковой ракеты воздушного базирования, предложенные Lockheed Martin: «Оружие быстрого реагирования» (Air-Launched Rapid Response Weapon, AARW) и «Гиперзвуковое неядерное ударное оружие» (Hypersonic Conventional Strike Weapon, HCSW).
В начале 2020 года приоритет получило изделие AGM-183, разработанное в рамках AARW. Оно оказалось меньше, чем HCSW, что позволяет его перевозить на осевой опорной точке F-15 «Игл». Сообщается, что воздушная оболочка, используемая для защиты полезной нагрузки гиперзвукового планирующего блока, сбрасывается после выгорания ракеты-носителя и достижения скорости около 5 Махов.
Как известно, ранние летные испытания AGM-183 провалились: ракета либо не смогла отделиться от стартовой платформы, бомбардировщика B-52H «Стратофортресс», либо отделилась, но не смогла запустить свой ускоритель. Испытание, проведенное 14 мая 2022 года, завершилось успешно: ракета отделилась от B-52H, включила свой ускоритель и достигла скорости более 5 Махов.
Изделие AGM-183 после сброса защиты полезной нагрузки. Эскиз
