V súčasnosti OAO NPO Molniya vyvíja viacrežimové hypersonické bezpilotné lietadlo na tému práce výskumu a vývoja „Kladivo“. Tento UAV je považovaný za prototyp demonštrátora technológií pre hypersonické bezpilotné urýchľovacie lietadlo s kombinovanou obrazovkou turbo-ramjetovej elektrárne. Kľúčovou technológiou prototypu je použitie ramjetového motora (ramjet) s podzvukovou spaľovacou komorou a zariadením na prívod vzduchu do sita.
Vypočítané a experimentálne parametre prototypu demonštrátora:
Pozadím tohto výskumu a vývoja bol projekt viacrežimového nadzvukového bezpilotného lietadla (MSBLA) vyvinutého spoločnosťou JSC NPO Molniya, v ktorom bol stanovený aerodynamický vzhľad sľubného bezpilotného alebo pilotovaného akcelerátora. Kľúčovou technológiou MSBLA je použitie ramjetového motora (ramjet) s podzvukovou spaľovacou komorou a zariadením na prívod vzduchu do sita. Konštrukčné parametre MSBLA: cestovné Machove čísla M = 1,8 … 4, letové výšky od nízkych po H ≈ 20 000 m, hmotnosť štartu až 1 000 kg.
Usporiadanie prívodu vzduchu študované v stánku SVS-2 spoločnosti TsAGI ukázalo nízku účinnosť použitého ventrálneho klinového štítu vyrobeného „súčasne“s trupom (obr. A) a obdĺžnikovým štítom s rozpätím rovným šírke trupu (obr. B).
Oba zaistili namiesto ich zvýšenia približnú stálosť koeficientov rekuperácie celkového tlaku ν a prietoku f v uhle nábehu.
Pretože predná obrazovka typu použitého na rakete Kh-90 nebola vhodná pre MSBLA, ako prototyp urýchľovacieho lietadla, bolo na základe experimentálnych štúdií TsAGI na začiatku 80. rokov rozhodnuté vyvinúť ventrálny obrazovka, pričom sa zachová konfigurácia s dvojstupňovým centrálnym telesom získaným výsledkami testov.
V priebehu dvoch etáp experimentálneho výskumu na špeciálnom stojane SVS-2 TsAGI, december 2008-február 2009 a marec 2010, s medzistupňom numerických vyhľadávacích štúdií, zariadenie na nasávanie vzduchu (EHU) s dvojstupňovým kužeľom bolo vyvinuté teleso s rôznymi vypočítanými číslami. Mach v krokoch, ktoré umožnili získať prijateľný ťah v širokom rozsahu Machových čísel.
Účinok clony spočíva v zvýšení koeficientov prietoku a zotavenia so zvýšením uhla nárazu pri Machových číslach M> 2,5. Veľkosť pozitívneho gradientu oboch charakteristík sa zvyšuje so zvyšujúcim sa Machovým číslom.
EVZU bol prvýkrát vyvinutý a aplikovaný na hypersonickom experimentálnom lietadle X-90 vyvinutom NPO Raduga (riadená strela, podľa klasifikácie NATO AS-19 Koala)
Výsledkom bolo, že aerodynamická konfigurácia prototypu bola vyvinutá podľa „hybridnej“schémy, ktorú autori nazývali s integráciou EHU do nosného systému.
Hybridná schéma má vlastnosti schémy „kačice“(počtom a umiestnením nosných plôch) aj schémy „bez ocasu“(podľa typu pozdĺžnych ovládačov). Typická trajektória MSBLA zahŕňa štart z pozemného odpaľovača, zrýchlenie s posilňovačom na tuhé palivo na nadzvukovú rýchlosť štartu ramjet, let podľa daného programu s horizontálnym segmentom a brzdenie na nízku podzvukovú rýchlosť s mäkkým pristátím na padáku.
Je vidieť, že hybridné usporiadanie v dôsledku väčšieho účinku na zem a optimalizácie aerodynamického usporiadania na minimálny odpor pri α = 1,2 ° … 1,4 ° implementuje výrazne širšie maximálne letové Machove čísla M ≈ 4,3 v širokom rozsahu rozsah výšok H = 11 … 21 km. Schémy „kačice“a „bez ocasu“dosahujú maximálnu hodnotu čísla М = 3,72 … 3,74 vo výške Н = 11 km. V tomto prípade má hybridná schéma malý zisk v dôsledku posunu minimálneho odporu a pri nízkych Machových číslach s rozsahom letových čísel M = 1,6 … 4,25 vo výške H ≈ 11 km. Najmenšia oblasť rovnovážneho letu je realizovaná v schéme „kačice“.
Tabuľka zobrazuje vypočítané údaje o letových výkonoch pre vyvinuté rozloženia pre typické trajektórie letu.
Letové rozsahy, ktoré majú rovnakú úroveň pre všetky verzie MSBLA, ukázali možnosť úspešného vytvorenia akceleračného lietadla s mierne zvýšenou relatívnou rezervou petrolejového paliva s nadzvukovými letovými doletmi rádovo 1 500-2 000 km na návrat do domáce letisko. Vyvinuté hybridné usporiadanie, ktoré je dôsledkom hlbokej integrácie aerodynamickej schémy a prívodu vzduchu z obrazovky motora ramjet, malo zároveň jasnú výhodu z hľadiska maximálnych letových rýchlostí a rozsahu nadmorských výšok, v ktorých sú dosiahnuté maximálne rýchlosti. Absolútne hodnoty Machovho čísla a letovej nadmorskej výšky dosahujúce Мmax = 4,3 pri Нmax Mmax = 20 500 m naznačujú, že opakovane použiteľný letecký a kozmický systém s nadzvukovým posilňovacím lietadlom vo vysokej nadmorskej výške je uskutočniteľný na úrovni existujúcich technológií v Rusku. A jednorazový vesmírny stupeň je 6–8-krát v porovnaní so štartom zo zeme.
Toto aerodynamické usporiadanie bolo konečnou možnosťou pre zváženie opakovane použiteľného viacrežimového bezpilotného lietadla s vysokou nadzvukovou rýchlosťou letu.
Koncept a celkové rozloženie
Výraznou požiadavkou na pretaktovanie lietadla v porovnaní s jeho malým prototypom je vzlet / pristátie na lietadle z existujúcich letísk a potreba lietať s Machovými číslami menšími, ako je počet Machov pri spustení ramjet motora M <1,8 … 2. Od toho sa určuje typ a zloženie kombinovanej elektrárne lietadla - rázového motora a prúdových motorov s prídavným spaľovaním (TRDF).
Na základe toho bol vytvorený technický vzhľad a celkové usporiadanie urýchľovača pre dopravný vesmírny systém ľahkej triedy s konštrukčnou nosnosťou asi 1000 kg na obežnú dráhu Zeme s dĺžkou 200 km. Posúdenie hmotnostných parametrov kvapalinového dvojstupňového orbitálneho stupňa na základe kyslíkovo-petrolejového motora RD-0124 sa uskutočnilo metódou charakteristickej rýchlosti s integrálnymi stratami na základe podmienok štartu z urýchľovača.
V prvej fáze je nainštalovaný motor RD-0124 (prázdny ťah 30 000 kg, špecifický impulz 359 s), ale so zmenšeným priemerom rámu a uzavretými komorami, alebo motor RD-0124M (líši sa od základne o jednu komoru a nová tryska väčšieho priemeru); v druhom stupni motor s jednou komorou z RD-0124 (predpokladá sa prázdny ťah 7 500 kg). Na základe prijatej správy o hmotnosti orbitálneho stupňa s celkovou hmotnosťou 18 508 kg bola vyvinutá jeho konfigurácia a na jej základe - usporiadanie hypersonického posilňovacieho lietadla so vzletovou hmotnosťou 74 000 kg s kombinovanou elektrárňou (KSU).
KSU obsahuje:
Motory TRDF a ramjet sú umiestnené vo zvislom balení, ktoré umožňuje montáž a údržbu každého z nich samostatne. Po celej dĺžke vozidla bol uložený náporový motor s EVC maximálnej veľkosti a podľa toho aj ťahu. Maximálna vzletová hmotnosť vozidla je 74 ton. Prázdna hmotnosť je 31 ton.
Časť zobrazuje orbitálny stupeň-dvojstupňové kvapalinové nosné vozidlo s hmotnosťou 18, 5 ton, vstrekujúce 1000 kg nosnú raketu na obežnú dráhu Zeme s dĺžkou 200 km. Tiež sú viditeľné 3 TRDDF AL-31FM1.
Experimentálne testovanie ramjetového motora tejto veľkosti sa má vykonávať priamo v letových testoch s použitím prúdového motora na akceleráciu. Pri vývoji jednotného systému prívodu vzduchu boli prijaté základné zásady:
Realizované oddelením vzduchových potrubí pre prúdový motor a prúdový motor za nadzvukovou časťou prívodu vzduchu a vývojom jednoduchého transformátorového zariadenia, ktoré prevádza nadzvukovú časť EHU na neregulované konfigurácie „spiatočný“a súčasne prepína prívod vzduchu medzi kanálmi. EVZU vozidla pri štarte funguje na prúdovom motore, keď sú otáčky nastavené na M = 2, 0, prepne sa na rázový motor.
Priestor pre užitočné zaťaženie a hlavné palivové nádrže sú umiestnené za transformátorom EVCU v horizontálnom balení. Použitie akumulačných nádrží je nevyhnutné pre tepelné oddelenie „horúcej“konštrukcie trupu a „studených“tepelne izolovaných nádrží s petrolejom. Priestor TRDF je umiestnený za priestorom užitočného zaťaženia, ktorý má prietokové kanály na chladenie trysiek motora, konštrukciu oddelenia a hornú klapku ramjetovej dýzy, keď je TRDF v prevádzke.
Princíp činnosti transformátora EVZU urýchľovacieho lietadla vylučuje s presnosťou na malú hodnotu silový odpor na pohyblivej časti zariadenia zo strany prichádzajúceho toku. To vám umožní minimalizovať relatívnu hmotnosť systému nasávania vzduchu znížením hmotnosti samotného zariadenia a jeho pohonu v porovnaní s tradičnými nastaviteľnými obdĺžnikovými prívodmi vzduchu. Nárazový motor má deliacu dýzu-odtok, ktorý v uzavretej forme počas prevádzky prúdového motora zaisťuje nepretržité prúdenie prúdu okolo trupu. Pri otváraní vypúšťacej dýzy pri prechode na prevádzkový režim nárazového motora horná klapka zatvára spodnú časť priestoru prúdového motora. Otvorená ramjetová dýza je nadzvukový zmätok a s určitým stupňom podexponovania prúdovej trysky, ktorá sa realizuje pri vysokých Machových číslach, poskytuje zvýšenie ťahu v dôsledku pozdĺžneho priemetu tlakových síl na hornú klapku.
V porovnaní s prototypom bola relatívna plocha konzol krídla výrazne zvýšená kvôli potrebe vzletu / pristátia lietadla. Krídlová mechanizácia zahŕňa iba elevány. Kýly sú vybavené kormidlami, ktoré je možné použiť ako brzdové klapky pri pristávaní. Aby sa zaistilo neprerušované prúdenie pri podzvukových letových rýchlostiach, má obrazovka vychýliteľný nos. Podvozok akcelerátora je štvorpilierový s umiestnením po stranách, aby sa zabránilo vnikaniu nečistôt a cudzích predmetov do prívodu vzduchu. Takáto schéma bola testovaná na produkte EPOS - analógii systému orbitálneho lietadla „Spiral“, ktorý umožňuje, podobne ako na podvozku bicykla, „drepnúť“pri štarte.
Zjednodušený pevný model v prostredí CAD bol vyvinutý na určenie letových hmotností, polohy ťažiska a vlastných momentov zotrvačnosti pomocného lietadla.
Štruktúra, elektráreň a vybavenie pomocného lietadla boli rozdelené do 28 prvkov, z ktorých každý bol vyhodnotený podľa štatistického parametra (špecifická hmotnosť zmenšenej kože, atď.) A bol modelovaný geometricky podobným pevným prvkom. Na stavbu trupu a nosných plôch boli použité vážené štatistiky pre lietadlá MiG-25 / MiG-31. Hmotnosť motora AL-31F M1 sa odoberá „po skutočnosti“. Rôzne percentá petrolejovej náplne boli modelované pomocou skrátených polovodičových „odliatkov“vnútorných dutín palivových nádrží.
Bol tiež vyvinutý zjednodušený model tuhej fázy orbitálneho stupňa. Hmotnosti štruktúrnych prvkov boli odobraté na základe údajov o bloku I (tretí stupeň nosnej rakety Sojuz-2 a sľubná nosná raketa Angara) s alokácia konštantných a variabilných zložiek v závislosti od hmotnosti paliva.
Niektoré vlastnosti získaných výsledkov aerodynamiky vyvinutého lietadla:
Na akcelerátorovom lietadle sa na zvýšenie letového dosahu používa režim kĺzania pri konfigurácii na ramjet, ale bez dodávok paliva do neho. V tomto režime sa používa odtoková dýza, ktorá redukuje jeho riešenie, keď je motor ramjet vypnutý do oblasti toku, ktorá poskytuje prietok v kanáli EHU, takže ťah podzvukového difuzéra kanála sa stáva rovná odporu dýzy:
Pdif EVCU = Xcc ramjet. Jednoducho povedané, princíp činnosti škrtiaceho zariadenia je použitý na testovacích inštaláciách vzduch-vzduch typu SVS-2 TsAGI. Podsobranný odtok trysiek otvára spodnú časť oddelenia TRDF, ktorá začína vytvárať vlastný spodný odpor, ale menší ako odpor vypnutého ramjet s nadzvukovým prúdením v kanáli nasávania vzduchu. V testoch EVCU na inštalácii SVS-2 TsAGI sa ukázala stabilná prevádzka prívodu vzduchu s Machovým číslom M = 1,3, preto je možné tvrdiť, že režim plánovania s použitím odtokovej dýzy ako tlmivky EVCU v je možné tvrdiť rozsah 1,3 ≤ M ≤ Mmax.
Letový výkon a typická dráha letu
Úlohou pomocného lietadla je za letu vypustiť orbitálny stupeň zo strany, vo výške, rýchlosti letu a uhlu trajektórie, ktoré spĺňajú podmienku maximálnej hmotnosti užitočného zaťaženia na referenčnej obežnej dráhe. V predbežnej fáze výskumu projektu Hammer je úlohou dosiahnuť maximálnu výšku a rýchlosť letu tohto lietadla pomocou „kĺzavého“manévru na vytvorenie veľkých kladných hodnôt uhla trajektórie na jeho stúpajúcej vetve. V tomto prípade je podmienka nastavená na minimalizáciu rýchlosti hlavy pri oddeľovaní stupňa na zodpovedajúce zníženie hmotnosti kapotáže a na zníženie zaťaženia priestoru užitočného zaťaženia v otvorenej polohe.
Počiatočné údaje o prevádzke motorov boli letová trakcia a ekonomické charakteristiky AL-31F, opravené podľa údajov na skúšobnej stolici motora AL-31F M1, ako aj charakteristiky prototypu ramjetového motora prepočítané v pomere k spaľovacia komora a uhol obrazovky.
Na obr. ukazuje oblasti horizontálneho stabilného letu lietadla s nadzvukovým akcelerátorom v rôznych režimoch prevádzky kombinovanej elektrárne.
Každá zóna je vypočítaná ako priemer pre zodpovedajúci úsek akcelerátora projektu „Hammer“pre priemerné hmotnosti pozdĺž úsekov trajektórie hmotnosti letu vozidla. Je vidieť, že pomocné lietadlo dosahuje maximálny let Mach číslo M = 4,21; pri lietaní s prúdovými motormi je Machovo číslo obmedzené na M = 2,23. Je dôležité poznamenať, že graf ilustruje potrebu zaistenia požadovaného nárazu ramjet pre akceleračné lietadlo v širokom rozsahu Machových čísel, ktoré bolo dosiahnuté a určené experimentálne počas práce na prototype zariadenia na prívod vzduchu do obrazovky. Vzlet sa vykonáva pri vzletovej rýchlosti V = 360 m / s - ložiskové vlastnosti krídla a clony sú dostatočné bez použitia mechanizmu vzletu a pristátia a vznášania sa výškov. Po optimálnom stúpaní na horizontálnom úseku H = 10 700 m dosiahne pomocné lietadlo nadzvukový zvuk z podzvukového Machovho čísla M = 0,9, kombinovaný pohonný systém sa prepne na M = 2 a predbežné zrýchlenie na Vopt na M = 2,46. V procese lezenia na ramjet sa pomocné lietadlo otočí k domácemu letisku a dosiahne výšku H0pik = 20 000 m s Machovým číslom M = 3,73.
V tejto výške začína dynamický manéver po dosiahnutí maximálnej letovej výšky a uhla trajektórie na spustenie orbitálneho stupňa. Mierne sa zvažujúci svah sa vykonáva so zrýchlením na M = 3,9, po ktorom nasleduje „kĺzavý“manéver. Ramjetový motor končí svoju prácu vo výške H ≈ 25 000 m a k následnému stúpaniu dochádza v dôsledku kinetickej energie posilňovača. Štart orbitálneho stupňa prebieha na stúpajúcej vetve trajektórie vo výške Нpusk = 44,049 m s Machovým číslom М = 2,05 a uhlom trajektórie θ = 45 °. Pomocná rovina dosahuje na „kopci“výšku Hmax = 55 871 m. Na zostupnej vetve trajektórie sa pri dosiahnutí Machovho čísla M = 1,3 prepne náporový motor → prúdový motor, aby sa eliminoval nárast prívodu vzduchu do rametra..
V konfigurácii prúdového motora plánuje pomocné lietadlo pred vstupom do zostupovej dráhy so zásobou paliva na palube Ggzt = 1 000 kg.
V normálnom režime celý let od vypnutia ramjet po pristátie prebieha bez použitia motorov s rezervou na kĺzanie.
Zmena uhlových parametrov krokového pohybu je znázornená na tomto obrázku.
Pri vstreknutí na kruhovú obežnú dráhu H = 200 km vo výške H = 114 878 m pri rýchlosti V = 3 291 m / s sa urýchľovač prvého čiastkového stupňa oddelí. Hmotnosť druhého čiastkového stupňa so zaťažením na obežnej dráhe H = 200 km je 1504 kg, z toho užitočné zaťaženie je mpg = 767 kg.
Schéma aplikácie a dráhy letu hypersonického urýchľovača projektu Hammer má obdobu s americkým „univerzitným“projektom RASCAL, ktorý vzniká s podporou rezortu vlády DARPA.
Rysom projektov Molot a RASCAL je použitie dynamického manévru typu „sklz“s pasívnym prístupom do vysokých nadmorských výšok orbitálneho stupňa uspusk ≈ 50 000 m pri nízkych vysokorýchlostných hlaviciach; pre Molot q spustenie = 24 kg / m2. Štartovacia výška umožňuje znížiť gravitačné straty a dobu letu drahého jednorazového orbitálneho stupňa, to znamená jeho celkovú hmotnosť. Malé vysokorýchlostné štartovacie hlavice umožňujú minimalizovať hmotnosť kapotáže užitočného zaťaženia alebo ju v niektorých prípadoch dokonca odmietnuť, čo je nevyhnutné pre systémy ultraľahkej triedy (m 200-1 000 kg).
Hlavnou výhodou podporného lietadla projektu Hammer oproti systému RASCAL je absencia palubných dodávok tekutého kyslíka, čo zjednodušuje a znižuje náklady na jeho prevádzku a vylučuje nevyužitú technológiu leteckých opakovane použiteľných kryogénnych nádrží. Pomer ťahu k hmotnosti v prevádzkovom režime náporového motora umožňuje posilňovaču Molot dosiahnuť na vzostupnej vetve „sklzu“„robotníkov“pre orbitálny stupeň uhlov trajektórie θ štart ≈ 45 °, zatiaľ čo RASCAL akcelerátor poskytuje svojmu orbitálnemu stupňu iba uhol počiatočnej trajektórie θ štart ≈ 20 ° s následnými stratami v dôsledku manévru obratu kroku.
Pokiaľ ide o špecifickú nosnosť, letecký systém s hypersonickým urýchľovačom bez posádky Molot je lepší ako systém RASCAL: (mпгН500 / mvzl) kladivo = 0,93%, (mпнН486 / mvzl) rošťák = 0,25%
Technológia rázového motora s podzvukovou spaľovacou komorou („kľúč“projektu Hammer), vyvinutá a zvládnutá domácim leteckým priemyslom, teda prekonáva sľubnú americkú technológiu MIPCC na vstrekovanie kyslíka do traktu sania vzduchu TRDF v hypersonickom režime. pomocné lietadlo.
Hypersonické bezpilotné lietadlo s hmotnosťou 74 000 kg vykonáva vzlet z letiska, zrýchlenie, stúpanie po optimalizovanej trajektórii s medziľahlou zákrutou do bodu vzletu do výšky H = 20 000 m a M = 3,73, dynamický „kĺzavý“manéver s stredné zrýchlenie v baldachýne až do M = 3,9. Na stúpajúcej vetve trajektórie v H = 44 047 m, M = 2, je oddelený dvojstupňový orbitálny stupeň s hmotnosťou 18 508 kg, navrhnutý na základe motora RD-0124.
Po prejdení „šmýkačky“Hmax = 55 871 m v kĺzavom režime posilňovač letí na letisko s garantovaným prísunom paliva 1 000 kg a hmotnosťou pristátia 36 579 kg. Orbitálny stupeň vstrekuje užitočné zaťaženie s hmotnosťou mpg = 767 kg na kruhovú dráhu H = 200 km, pri H = 500 km mpg = 686 kg.
Referencia.
1. Laboratórna skúšobná základňa NPO „Molniya“zahŕňa tieto laboratórne komplexy:
2. A toto je projekt vysokorýchlostných civilných lietadiel HEXAFLY-INT
Ide o jeden z najväčších projektov medzinárodnej spolupráce. Zahŕňa popredné európske (ESA, ONERA, DLR, CIRA atď.), Ruské (TsAGI, CIAM, LII, MIPT) a austrálske (The University of Sydney, atď.) Organizácie.
3. Rostec neumožnil bankrot spoločnosti, ktorá vyvinula raketoplán „Buran“
Poznámka: 3-D model na začiatku článku nemá nič spoločné s „kladivom“výskumu a vývoja.
