OAO NPO Molniya trenutno razvija višenamjenski hipersonični bespilotni letjelica bez teme na temu istraživanja i razvoja "Hammer". Ovaj se bespilotni letjelica smatra prototipom demonstratora tehnologije za hipersonični bespilotni letjelica s akceleratorom s kombinovanom zasićenom turbo-ramjetnom elektranom. Ključna tehnologija prototipa je upotreba ramjet motora (ramjet) s podzvučnom komorom za izgaranje i zaslonom za usisavanje zraka.
Izračunati i eksperimentalni parametri prototipa demonstratora:
Pozadina ovog istraživanja i razvoja bio je projekt višenamjenskog nadzvučnog bespilotnog zrakoplova (MSBLA) koji je razvilo JSC NPO Molniya, a u kojem je utvrđen aerodinamički izgled obećavajućeg bespilotnog zrakoplova s posadom ili posadom. Ključna tehnologija MSBLA -e je upotreba ramjet motora (ramjet) s podzvučnom komorom za izgaranje i zaslonom za usisavanje zraka. Projektni parametri MSBLA -e: krstarenje Mach brojevima M = 1,8 … 4, visine leta od male do H ≈ 20 000 m, težina lansiranja do 1000 kg.
Raspored otvora za zrak proučavan na štandu SVS-2 TsAGI-a pokazao je nisku učinkovitost primijenjenog štitnika trbušnog klina, izrađenog "u isto vrijeme" s trupom (slika A) i pravokutnog štita s rasponom jednakim širini trupa trupa (slika B).
Obje su osigurale približnu stalnost koeficijenata povrata ukupnog tlaka ν i protoka f u napadnom kutu, umjesto da ih povećavaju.
Budući da frontalni zaslon tipa koji se koristio na raketi Kh-90 nije bio prikladan za MSBLA, kao prototip zrakoplova s akceleratorom, na temelju eksperimentalnih studija TsAGI-a ranih 80-ih godina odlučeno je razviti ventralni zaslon, zadržavajući konfiguraciju s dvostupanjskim središnjim tijelom dobivenim rezultatima ispitivanja.
Tijekom dvije faze eksperimentalnog istraživanja na posebnom postolju SVS-2 TsAGI, prosinac 2008.-veljača 2009. i ožujak 2010., s srednjom fazom numeričkih studija pretraživanja, zaslonni usisni uređaj za zrak (EHU) s dvostupanjskim konusnim razvijeno je tijelo s različitim izračunatim brojevima, Mach u koracima, što je omogućilo postizanje prihvatljivog potiska u širokom rasponu Mach brojeva.
Učinak zaslona sastoji se u povećanju brzine protoka i koeficijenata povrata s povećanjem napadnog kuta pri Mahovim brojevima M> 2,5. Veličina pozitivnog gradijenta obje karakteristike raste s povećanjem Machovog broja.
EVZU je prvi put razvijen i primijenjen na hipersoničnom eksperimentalnom zrakoplovu X-90 koji je razvila NPO Raduga (krstareća raketa, prema NATO klasifikaciji AS-19 Koala)
Kao rezultat toga, aerodinamička konfiguracija prototipa razvijena je prema "hibridnoj" shemi koju su nazvali autori s integracijom EHU -a u sustav nosača.
Hibridna shema ima značajke sheme "patka" (prema broju i položaju nosivih površina) i sheme "bez repa" (prema vrsti uzdužnih kontrola). Tipična putanja MSBLA-e uključuje lansiranje sa zemaljskog bacača, ubrzanje s pojačivačem na čvrsto gorivo do nadzvučne brzine lansiranja ramjeta, let prema danom programu s vodoravnim segmentom i kočenje na nisku podzvučnu brzinu s mekim slijetanjem padobranom.
Može se vidjeti da hibridni raspored, zbog većeg efekta tla i optimizacije aerodinamičkog rasporeda za minimum otpora pri α = 1,2 ° … 1,4 °, implementira značajno veće maksimalne letne Mach brojeve M ≈ 4,3 u širokom raspon nadmorskih visina H = 11 … 21 km. Sheme "patka" i "bez repa" dosežu najveću vrijednost broja M = 3,72 … 3,74 na visini N = 11 km. U ovom slučaju, hibridna shema ima mali dobitak zbog pomaka minimalnog otpora i pri niskim Machovim brojevima, s rasponom brojeva leta M = 1,6 … 4,25 na nadmorskoj visini H ≈ 11 km. Najmanja površina ravnotežnog leta ostvarena je u shemi "patka".
Tablica prikazuje proračunate podatke o izvedbi leta za razvijene rasporede za tipične putanje leta.
Doleti leta, koji imaju istu razinu za sve verzije MSBLA-e, pokazali su mogućnost uspješnog stvaranja zrakoplova s akceleratorom s malo povećanom relativnom rezervom goriva od petroleja s nadzvučnim rasponima leta reda od 1500-2000 km za povratak u matični aerodrom. Istodobno, razvijeni hibridni raspored, koji je posljedica duboke integracije aerodinamičke sheme i zasuna zraka na zrakomjernom motoru, imao je jasnu prednost u smislu maksimalnih brzina leta i raspona nadmorskih visina ostvaruju se maksimalne brzine. Apsolutne vrijednosti Machovog broja i visine leta, koje dosežu Mmax = 4,3 na Nmax Mmax = 20 500 m, ukazuju na to da je svemirski sustav za višekratnu uporabu s hipersoničnim povišenim zrakoplovom izvediv na razini postojećih tehnologija u Rusiji. svemirska pozornica za jednokratnu uporabu iznosi 6-8 puta u usporedbi s lansiranjem sa zemlje.
Ovaj aerodinamički raspored bio je posljednja opcija za razmatranje višenamjenskog bespilotnog zrakoplova za višekratnu upotrebu velikih nadzvučnih brzina leta.
Koncept i opći izgled
Poseban zahtjev za overclocking zrakoplov, u usporedbi s njegovim prototipom male veličine, je polijetanje / slijetanje na zrakoplov s postojećih uzletišta i potreba za letenjem pod brojevima Mach manjim od Machovog broja za lansiranje ramjetnog motora M <1,8 … 2. Time se određuje tip i sastav kombinirane elektrane zrakoplova - ramjetnog motora i turboreaktivnih motora s dopunskim plamenikom (TRDF).
Na temelju toga formiran je tehnički izgled i opći raspored zrakoplova s akceleratorom za transportni svemirski sustav lake klase s projektnom nosivošću od oko 1000 kg u nisko Zemljinu orbitu od 200 km. Procjena parametara težine tekućeg dvostupanjskog orbitalnog stupnja na bazi motora s kisikom-kerozinom RD-0124 provedena je metodom karakteristične brzine s integralnim gubicima, na temelju uvjeta lansiranja s akceleratora.
U prvoj fazi ugrađuje se motor RD-0124 (potisak praznine 30.000 kg, specifični impuls 359 s), ali sa smanjenim promjerom okvira i zatvorenim komorama, ili motor RD-0124M (razlikuje se od baze jednu po jednu komoru i nova mlaznica većeg promjera); u drugoj fazi motor s jednom komorom iz RD-0124 (pretpostavlja se potisak od 7.500 kg). Na temelju zaprimljenog izvješća o težini orbitalnog stupnja ukupne težine 18.508 kg, razvijena je njegova konfiguracija, a na temelju toga - izgled hipersoničnog potisnog zrakoplova uzletne mase 74.000 kg s kombiniranom elektranom (KSU).
KSU uključuje:
TRDF i ramjet motori smješteni su u okomitom paketu, što omogućuje da se svaki od njih zasebno montira i servisira. Cijela duljina vozila korištena je za smještaj ramjet motora s EVC -om najveće veličine i, sukladno tome, potiskom. Maksimalna poletna masa vozila je 74 tone, a prazna težina 31 tona.
Poglavlje prikazuje orbitalni stupanj-dvostupanjsko tekuće lansirno vozilo težine 18,5 tona, ubrizgavajući lansirno vozilo od 1000 kg u nisko Zemljinu orbitu od 200 km. Vidljive su i 3 TRDDF AL-31FM1.
Eksperimentalna ispitivanja ramjetskog motora ove veličine trebala bi se provesti izravno u letnim ispitivanjima, pomoću turboreaktivnog motora za ubrzanje. Prilikom razvoja jedinstvenog sustava usisa zraka usvojena su osnovna načela:
Provedeno odvajanjem zračnih kanala za turboreaktivni motor i ramjetni motor iza nadzvučnog dijela usisnika zraka i razvojem jednostavnog transformatorskog uređaja koji pretvara nadzvučni dio EHU -a u neregulirane konfiguracije "kružna vožnja", dok se istovremeno prebacuje dovod zraka između kanala. EVZU vozila pri polijetanju radi na turboreaktivnom motoru, kada je brzina postavljena na M = 2, 0, prelazi na ramjetni motor.
Odeljak korisnog tereta i glavni rezervoari za gorivo nalaze se iza transformatora EVCU u horizontalnom pakovanju. Korištenje spremnika za skladištenje potrebno je za toplinsko razdvajanje "vrućeg" trupa i "hladnih" toplinski izoliranih spremnika s kerozinom. Odsjek TRDF nalazi se iza odjeljka za korisni teret, koji ima protočne kanale za hlađenje mlaznica motora, dizajn odjeljka i gornji poklopac mlaznice ramjeta dok TRDF radi.
Načelo rada transformatora EVZU zrakoplova s akceleratorom isključuje, s točnošću male vrijednosti, otpor sile na pokretni dio uređaja sa strane dolaznog toka. To vam omogućuje smanjenje relativne mase sustava za usisavanje zraka smanjenjem težine samog uređaja i njegovog pogona u usporedbi s tradicionalnim podesivim pravokutnim usisnicima zraka. Ramjetni motor ima razdjelnu mlaznicu-odvodnik, koja u zatvorenom obliku za vrijeme rada turboreaktivnog motora osigurava neprekinuti protok strujanja oko trupa trupa. Prilikom otvaranja ispusne mlaznice pri prijelazu u način rada motora s ramjetnim pogonom, gornji poklopac zatvara donji dio odjeljka motora s turbo -mlaznicama. Otvorena mlaznica ramjeta nadzvučni je zbunjivač i, uz određeni stupanj nedovoljnog širenja mlaza ramjeta, koji se ostvaruje pri velikim Machovim brojevima, osigurava povećanje potiska zbog uzdužne projekcije sila pritiska na gornju zaklopku.
U usporedbi s prototipom, relativna površina konzola krila značajno je povećana zbog potrebe za polijetanjem / slijetanjem zrakoplova. Mehanizacija krila uključuje samo elevone. Kobilice su opremljene kormilima koja se mogu koristiti kao zaklopke pri slijetanju. Kako bi se osigurao neprekinuti protok pri podzvučnim brzinama leta, zaslon ima otklonjivi nos. Stajni trap zrakoplova s akceleratorom je četvero stup, postavljen uz bočne strane kako bi se isključio ulazak prljavštine i stranih predmeta u usisnik zraka. Takva je shema testirana na EPOS proizvodu - analognom orbitalnom zrakoplovnom sustavu "Spiral", koji omogućuje, slično kao i šasija bicikla, "čučanj" pri polijetanju.
Pojednostavljeni čvrsti model u CAD okruženju razvijen je za određivanje težina leta, položaja središta mase i samomomenata inercije zrakoplova za povišenje tlaka.
Konstrukcija, elektrana i oprema zrakoplova za povišenje tlaka podijeljeni su u 28 elemenata, od kojih je svaki ocijenjen prema statističkom parametru (specifična težina reducirane opne itd.), A modeliran je geometrijski sličnim čvrstim elementom. Za izgradnju trupa i nosivih površina korištene su ponderirane statistike za zrakoplove MiG-25 / MiG-31. Masa motora AL-31F M1 uzima se "nakon činjenice". Različiti postoci punjenja kerozinom modelirani su skraćenim čvrstim "odljevima" unutarnjih šupljina spremnika za gorivo.
Razvijen je i pojednostavljeni čvrsti model orbitalnog stupnja. Mase konstrukcijskih elemenata uzete su na temelju podataka o I bloku (treći stupanj rakete-nosača Soyuz-2 i obećavajuća raketa-nosač Angara) s raspodjelu stalnih i promjenjivih komponenti ovisno o masi goriva.
Neke značajke dobivenih rezultata aerodinamike razvijenih zrakoplova:
Na zrakoplovu s akceleratorom, za povećanje dometa leta, način klizanja koristi se pri konfiguriranju za ramjet, ali bez opskrbe gorivom. U ovom načinu rada koristi se odvodna mlaznica koja smanjuje njegovo rješenje pri isključenom ramjet motoru na područje protoka koje osigurava protok u EHU kanalu, tako da potisak podzvučnog difuzora kanala postaje jednak otporu mlaznice:
Pdif EVCU = Xcc ramjet. Jednostavno rečeno, princip rada uređaja za prigušivanje koristi se na ispitnim instalacijama tipa zrak-zrak tipa SVS-2 TsAGI. Podsobranny mlaznica-odvod otvara donji dio odjeljka TRDF, koji počinje stvarati vlastiti donji otpor, ali manji od otpora isključenog ramjeta sa nadzvučnim protokom u usisnom kanalu. U ispitivanjima EVCU-a na instalaciji SVS-2 TsAGI prikazan je stabilan rad usisa zraka s Machovim brojem M = 1,3, stoga se može tvrditi da je način planiranja s uporabom odvodne mlaznice kao prigušnice EVCU u može se ustvrditi raspon 1,3 ≤ M ≤ Mmax.
Performanse leta i tipična putanja leta
Zadatak potisnog zrakoplova je pokrenuti orbitalni stupanj sa strane u letu, na nadmorskoj visini, brzini leta i kutu putanje koji zadovoljavaju uvjet najveće mase korisnog tereta u referentnoj orbiti. U preliminarnoj fazi istraživanja projekta Hammer, zadatak je postići maksimalnu visinu i brzinu leta ovog zrakoplova pri korištenju manevra "klizanje" za stvaranje velikih pozitivnih vrijednosti kuta putanje na njegovoj uzlaznoj grani. U tom slučaju postavljen je uvjet da se pri odvajanju stupnja smanji brzina nagiba radi odgovarajućeg smanjenja mase oplate i smanji opterećenje odjeljka korisnog tereta u otvorenom položaju.
Početni podaci o radu motora bili su vučna sila leta i ekonomske karakteristike AL-31F, korigirane prema podacima sa stola motora AL-31F M1, kao i karakteristike prototipa ramjet motora preračunatih proporcionalno komora za izgaranje i kut zaslona.
Na sl. prikazuje područja vodoravnog ujednačenog leta zrakoplova s hiperzvučnim ubrzanjem u različitim načinima rada kombinirane elektrane.
Svaka zona izračunava se za prosjek na odgovarajućem presjeku akceleratora projekta "Hammer" za prosječne mase duž dijelova putanje mase leta vozila. Može se vidjeti da avion za povišenje tlaka doseže najveći Machov broj leta M = 4,21; kada leti na turboreaktivnim motorima, Mahov broj je ograničen na M = 2,23. Važno je napomenuti da graf ilustrira potrebu osiguravanja potrebnog potiska ramjeta za zrakoplove s akceleratorom u širokom rasponu Machovih brojeva, što je postignuto i eksperimentalno utvrđeno tijekom rada na prototipu ekrana za usis zraka. Polijetanje se izvodi pri brzini uzlijetanja V = 360 m / s - nosivost krila i paravana dovoljna je bez upotrebe mehanizacije za polijetanje i slijetanje te lebdenja elevona. Nakon optimalnog uspona na vodoravnoj dionici H = 10.700 m, zrakoplov za povišenje tlaka doseže nadzvučni zvuk iz podzvučnog Machovog broja M = 0.9, kombinirani pogonski sustav prelazi na M = 2 i preliminarno ubrzanje do Vopt pri M = 2.46. U procesu penjanja na ramjet, potisni avion skreće prema matičnom uzletištu i doseže visinu od H0pik = 20.000 m s Machovim brojem M = 3.73.
Na ovoj nadmorskoj visini počinje dinamički manevar postizanjem najveće visine leta i kuta putanje za lansiranje orbitalne pozornice. Ronjenje s blagim nagibom izvodi se s ubrzanjem do M = 3,9, nakon čega slijedi manevar "klizanjem". Ramjet motor završava svoj rad na nadmorskoj visini od H ≈ 25000 m, a naknadni uspon nastaje zbog kinetičke energije pojačala. Lansiranje orbitalnog stupnja odvija se na uzlaznoj grani putanje na nadmorskoj visini Npusk = 44,049 m s Machovim brojem M = 2,05 i kutom trajektorije θ = 45 °. Potisni avion na "brdu" doseže visinu Hmax = 55.871 m. Na silaznoj grani putanje, nakon dostizanja Machovog broja M = 1.3, prekidač ramjet motora → turboreaktivni motor se uključuje kako bi se uklonio nalet usisa zraka.
U konfiguraciji turbo -mlaznog motora, potisni avion planira prije ulaska na kliznu putanju, imajući na lageru zalihu goriva Ggzt = 1000 kg.
U normalnom načinu rada cijeli let od trenutka isključenja ramjeta do slijetanja odvija se bez upotrebe motora s rezervom za klizni domet.
Promjena kutnih parametara pomaka koraka prikazana je na ovoj slici.
Kad se ubrizga u kružnu orbitu H = 200 km na nadmorskoj visini H = 114 878 m pri brzini V = 3 291 m / s, akcelerator prve podstupnje se odvaja. Masa druge podstupnje s teretom u orbiti H = 200 km iznosi 1504 kg, od čega je korisni teret mpg = 767 kg.
Shema primjene i putanje leta hipersoničnog ubrzanja zrakoplova Hammer ima analogiju s američkim "sveučilišnim" projektom RASCAL, koji se stvara uz potporu vladinog odjela DARPA.
Značajka projekata Molot i RASCAL je upotreba dinamičkog manevra tipa "slajd" s pasivnim pristupom velikim visinama lansiranja orbitalne pozornice Npusk ≈ 50.000 m na malim glavama velike brzine; za Molot, q launch = 24 kg / m2. Visina lansiranja omogućuje smanjenje gravitacijskih gubitaka i vremena leta skupog orbitalnog stupnja za jednokratnu upotrebu, odnosno njegove ukupne mase. Male lansirne glave velike brzine omogućuju minimiziranje mase oplate korisnog tereta ili čak odbijanje u nekim slučajevima, što je bitno za sustave ultralake klase (MPGN200 <1000 kg).
Glavna prednost pogonskog zrakoplova Hammer projekta u odnosu na RASCAL je nedostatak opskrbe tekućim kisikom na brodu, što pojednostavljuje i smanjuje troškove njegova rada i isključuje neiskorištenu tehnologiju zrakoplovnih kriogenih spremnika za višekratnu uporabu. Omjer potiska i težine u načinu rada motora s ramjetnim pogonom omogućuje Molotovom pojačivaču da dosegne na uzlaznoj grani "klizanja" "radnika" za orbitalnu fazu kutova trajektorije θ lansiranja ≈ 45 °, dok je RASCAL akcelerator svojoj orbitalnoj fazi osigurava kut početne trajektorije samo θ lansiranje ≈ 20 ° s naknadnim gubicima zbog manevra okretanja koraka.
Što se tiče specifične nosivosti, zračno -svemirski sustav s Molotovim hiperzvučnim akceleratorom bez posade superiorniji je od sustava RASCAL: (mpgN500 / mvzl) čekić = 0,93%, (mpnN486 / mvzl) hulja = 0,25%
Tako tehnologija ramjetskog motora s podzvučnom komorom za izgaranje ("ključ" projekta Hammer), koju je razvila i savladala domaća zrakoplovna industrija, nadilazi obećavajuću američku tehnologiju MIPCC za ubrizgavanje kisika u trakt za usisavanje zraka TRDF u hiperzvučnom potisni zrakoplov.
Hiperzvučni bespilotni letjelica s akceleratorom težine 74.000 kg izvodi polijetanje s uzletišta, ubrzanje, penjanje po optimiziranoj putanji s međuzakretom do točke polijetanja na nadmorsku visinu H = 20.000 m i M = 3.73, dinamički manevar "klizanjem" s srednje ubrzanje u nadstrešnici pri ronjenju do M = 3,9. Na uzlaznoj grani putanje na H = 44,047 m, M = 2, odvojena je dvostupanjska orbitalna pozornica mase 18.508 kg, projektirana na temelju motora RD-0124.
Nakon prolaska "tobogana" Hmax = 55 871 m u načinu klizanja, pojačivač leti na uzletište, s zajamčenom opskrbom gorivom od 1000 kg i težinom slijetanja od 36 579 kg. Orbitalna faza ubrizgava korisni teret mase mpg = 767 kg u kružnu orbitu H = 200 km, pri H = 500 km mpg = 686 kg.
Referenca.
1. Baza laboratorijskih ispitivanja NPO "Molniya" uključuje sljedeće laboratorijske komplekse:
2. A ovo je projekt HEXAFLY-INT brzih civilnih zrakoplova
To je jedan od najvećih projekata međunarodne suradnje. Uključuje vodeće europske (ESA, ONERA, DLR, CIRA itd.), Ruske (TsAGI, CIAM, LII, MIPT) i australske (Sveučilište u Sydneyu itd.).
3. Rostec nije dopustio bankrot tvrtke koja je razvila svemirski brod "Buran"
Napomena: 3-D model na početku članka nema nikakve veze s istraživanjem i razvojem "Hammer".
