Trenutno OAO NPO Molniya razvija višenamjenski hiperzvučni bespilotni letjelica na temu istraživanja i razvoja "Hammer". Ovaj se bespilotni letjelica smatra prototipom demonstratora tehnologija hipersoničnih bespilotnih letjelica s ubrzanjem s kombinovanom zasićenom turbo-ramjetnom elektranom. Ključna tehnologija prototipa je upotreba ramjet motora (ramjet) sa podzvučnom komorom za sagorijevanje i zaštitnim uređajem za usisavanje zraka.
Izračunati i eksperimentalni parametri prototipa demonstratora:
Pozadina ovog istraživanja i razvoja bio je projekt višenamjenskog nadzvučnog bespilotnog letača bez posade (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) sa podzvučnom komorom za sagorijevanje 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 efikasnost primijenjenog ventralnog klinastog štita, napravljenog "u isto vrijeme" s trupom (slika A) i pravokutnog štita s rasponom jednakim širini trupa (slika B).
Oboje su osigurali približnu stalnost koeficijenata povrata ukupnog pritiska ν i protoka f u napadnom kutu, umjesto da ih povećavaju.
Budući da frontalni ekran tipa koji se koristio na raketi Kh-90 nije bio prikladan za MSBLA, kao prototip aviona s akceleratorom, na temelju eksperimentalnih studija TsAGI-a ranih 80-ih godina odlučeno je razviti ventralni ekran, zadržavajući konfiguraciju s dvostupanjskim središnjim tijelom dobivenim rezultatima ispitivanja.
U toku dvije faze eksperimentalnog istraživanja na posebnom štandu SVS-2 TsAGI, decembar 2008.-februar 2009. i mart 2010. godine, sa srednjom fazom studija numeričkog pretraživanja, uređaj za usisavanje vazdušnog ekrana (EHU) sa dvostepenom konusnom izvedbom razvijeno je tijelo s različitim izračunatim brojevima, Mach u koracima, što je omogućilo postizanje prihvatljivog potiska u širokom rasponu Mach brojeva.
Učinak ekrana sastoji se u povećanju brzine protoka i koeficijenata oporavka s povećanjem napadnog kuta pri Mahovim brojevima M> 2,5. Veličina pozitivnog gradijenta obje karakteristike raste sa povećanjem Mahovog broja.
EVZU je prvi put razvijen i primijenjen na hipersoničnom eksperimentalnom avionu 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 uz integraciju EHU -a u sistem nosača.
Hibridna shema ima značajke i "patkine" sheme (prema broju i lokaciji nosivih površina) i "bezrepene" sheme (prema vrsti uzdužnih kontrola). Tipična MSBLA putanja 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 minimalni otpor pri α = 1,2 ° … 1,4 °, implementira znatno veće maksimalne letne Mahove brojeve M ≈ 4,3 u širokom rasponu raspon nadmorskih visina H = 11 … 21 km. Sheme "patka" i "bez repa" dostižu maksimalnu 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 Mahovim brojevima, s rasponom brojeva leta M = 1,6 … 4,25 na nadmorskoj visini H ≈ 11 km. Najmanja površina ravnotežnog leta ostvarena je u "patkinoj" shemi.
Tabela prikazuje proračunate podatke o performansama leta za razvijene rasporede za tipične putanje leta.
Rasponi letenja, koji imaju isti nivo za sve verzije MSBLA-e, pokazali su mogućnost uspješnog stvaranja aviona s akceleratorom s malo povećanom relativnom rezervom goriva od petroleja sa nadzvučnim dometima reda reda od 1500-2000 km za povratak u matični aerodrom. U isto vrijeme, razvijeni hibridni raspored, koji je posljedica duboke integracije aerodinamičke sheme i usisa zraka s ekrana motora ramjet, imao je jasnu prednost u pogledu maksimalnih brzina leta i raspona nadmorskih visina maksimalne brzine su postignute. Apsolutne vrijednosti Machovog broja i visine leta, koje dosežu Mmax = 4,3 pri Nmax Mmax = 20 500 m, omogućuju govor o izvodljivosti zračno-kosmičkog sistema za višekratnu upotrebu sa hipersoničnim povišenim avionom na visini na nivou postojećih tehnologije u Rusiji. svemirska pozornica za jednokratnu upotrebu je 6-8 puta u odnosu na lansiranje sa zemlje.
Ovaj aerodinamički raspored bio je posljednja opcija za razmatranje višenamjenskog bespilotnog letjelice za višekratnu upotrebu velikih nadzvučnih brzina leta.
Koncept i opći izgled
Poseban zahtjev za overkloking avion, u usporedbi s njegovim prototipom male veličine, je polijetanje / slijetanje na zrakoplov sa postojećih aerodroma i potreba za letenjem na Mahovim brojevima manjim od Machovog broja lansiranja ramjeta M <1,8.. 2. Ovo određuje tip i sastav kombinovane elektrane aviona - ramjet motora i turboreaktivnih motora sa dopunskim gorionikom (TRDF).
Na osnovu toga, formiran je tehnički izgled i opšti raspored aviona-akceleratora za transportni svemirski sistem lake klase sa projektovanom nosivošću od oko 1000 kg u nisko Zemljinu orbitu od 200 km. Parametri težine tekućeg dvostupanjskog orbitalnog stupnja na bazi motora s kisikom-kerozinom RD-0124 procijenjeni su 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 osnovu primljenog izvještaja o težini orbitalne faze ukupne težine 18.508 kg, razvijena je njena konfiguracija, a na osnovu nje - izgled hipersoničnog potisnog aviona uzlijetanja 74.000 kg s kombiniranom elektranom (KSU).
KSU uključuje:
TRDF i ramjet motori smješteni su u okomitom paketu, što omogućava svaki od njih da se montiraju i servisiraju zasebno. Cijela dužina vozila korištena je za smještaj ramjet motora s EVC -om najveće veličine i, shodno tome, potiskom. Maksimalna uzletna težina vozila je 74 tone, a prazna težina 31 tona.
Odjeljak prikazuje orbitalni stupanj-dvostupanjsko tekuće lansirno vozilo težine 18,5 tona, koje nosi lansirno vozilo od 1000 kg u nisko Zemljinu orbitu od 200 km. Vidljive su i 3 TRDDF AL-31FM1.
Eksperimentalna ispitivanja ramjet motora ove veličine trebala bi se izvesti izravno u letnim ispitivanjima, koristeći turboreaktivni motor za ubrzanje. Prilikom razvoja jedinstvenog sistema usisa zraka usvojeni su osnovni principi:
Implementirano dijeljenjem zračnih kanala za turbo -mlazni motor i ramjet -motor iza nadzvučnog dijela usisnika zraka i razvojem jednostavnog transformatorskog uređaja koji pretvara nadzvučni dio EHU -a u neregulirane konfiguracije "kružna vožnja", uz istovremeno prebacivanje zraka opskrba 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. Upotreba skladišnih spremnika neophodna je za toplinsko razdvajanje "vrućeg" trupa i "hladnih" toplinski izoliranih spremnika s kerozinom. Odeljak TRDF nalazi se iza prostora za korisni teret, koji ima protočne kanale za hlađenje mlaznica motora, dizajn odeljka i gornji poklopac mlaznice ramjeta dok TRDF radi.
Princip rada EVZU transformatora aviona za povišenje pritiska isključuje, sa tačnošću male vrijednosti, otpor sile na pokretni dio uređaja sa strane dolaznog toka. To vam omogućuje da smanjite relativnu masu sistema za usisavanje zraka smanjenjem težine samog uređaja i njegovog pogona u odnosu na tradicionalne podesive pravokutne usisnike za zrak. Ramjet motor ima razdjelnu mlaznicu-odvodnik, koja u zatvorenom obliku za vrijeme rada turbo-mlaznog motora osigurava nesmetan protok strujanja oko trupa. Prilikom otvaranja ispusne mlaznice na prijelazu u način rada motora s direktnim pogonom, gornji poklopac zatvara donji dio motornog prostora s turbo -mlaznicom. Otvorena mlaznica ramjeta je nadzvučni zbunjivač i, uz određeni stupanj nedovoljnog širenja mlaza ramjeta, koji se ostvaruje pri velikim Mahovim brojevima, osigurava povećanje potiska zbog uzdužne projekcije sila pritiska na gornju zaklopku.
U odnosu na prototip, relativna površina konzola krila značajno je povećana zbog potrebe za polijetanjem / slijetanjem aviona. Mehanizacija krila uključuje samo elevone. Kobilice su opremljene kormilima koja se mogu koristiti kao zaklopke pri slijetanju. Kako bi se osigurao nesmetan protok pri podzvučnim brzinama leta, zaslon ima otklonjivi nos. Stajni trap aviona s akceleratorom je četvero stub, postavljen uz bočne strane kako bi se isključio ulazak prljavštine i stranih predmeta u usisnik zraka. Ova shema je testirana na EPOS proizvodu - analognom orbitalnom avionskom sistemu "Spiral", koji omogućava, slično šasiji bicikla, da "čuči" pri polijetanju.
Pojednostavljeni čvrsti model u CAD okruženju razvijen je kako bi se odredile težine leta, položaj centra mase i momenti inercije aviona za povišenje pritiska.
Konstrukcija, elektrana i oprema aviona za povišenje pritiska podijeljeni su u 28 elemenata, od kojih je svaki ocijenjen prema statističkom parametru (specifična težina smanjene opne itd.), A modeliran je geometrijski sličnim čvrstim elementom. Za izgradnju trupa i nosivih površina korištena je statistika težine aviona MiG-25 / MiG-31. Masa motora AL-31F M1 uzima se "nakon činjenice". Različiti postoci punjenja kerozinom modelirani su skraćenim čvrstim "odljevima" unutrašnjih šupljina spremnika za gorivo.
Razvijen je i pojednostavljeni solid-state model orbitalnog stepena. Mase konstrukcijskih elemenata uzete su na osnovu podataka o I bloku (treća etapa rakete-nosača Soyuz-2 i obećavajuća raketa-nosač Angara) sa raspodjelu stalnih i promjenjivih komponenti ovisno o masi goriva.
Neke karakteristike dobivenih rezultata aerodinamike razvijenih aviona:
Na avionu s akceleratorom, za povećanje dometa leta, način klizanja se koristi pri konfiguriranju za ramjet, ali bez opskrbe gorivom. U ovom načinu rada koristi se odvodna mlaznica, koja smanjuje njegovo rješenje kada se ramjet motor isključi 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. Podsobran 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 dovoda zraka s Machovim brojem M = 1,3, stoga se može tvrditi da je način planiranja s upotrebom odvodne mlaznice kao prigušivača EVCU u rasponu 1,3 ≤ M ≤ Mmax se može ustvrditi.
Performanse leta i tipična putanja leta
Zadatak aviona za poticanje je pokretanje orbitalne faze 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 nadmorsku visinu i brzinu leta ove letjelice koristeći manevar „klizanje“za stvaranje velikih pozitivnih vrijednosti kuta putanje na uzlaznoj grani. U ovom slučaju, postavljen je uvjet da se smanji brzina pri odvajanju stepena 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, korigovane prema podacima sa stola motora AL-31F M1, kao i karakteristike prototipa ramjet motora preračunatih proporcionalno komora za sagorevanje i ugao ekrana.
Na sl. prikazuje područja horizontalnog ujednačenog leta aviona s hiperzvučnim ubrzanjem u različitim načinima rada kombinirane elektrane.
Svaka zona se izračunava za prosjek na odgovarajućoj dionici akceleratora projekta "Hammer" za prosječne mase duž dijelova putanje mase leta vozila. Može se vidjeti da potisni avion dostiže maksimalni Mahov broj leta M = 4,21; kada leti na turboreaktivnim motorima, Mahov broj je ograničen na M = 2,23. Važno je napomenuti da grafikon ilustrira potrebu osiguravanja potrebnog potiska ramjeta za avione s akceleratorom u širokom rasponu Mahovih brojeva, što je postignuto i eksperimentalno utvrđeno tokom rada na prototipu ulaza zraka. Polijetanje se izvodi brzinom dizanja V = 360 m / s - nosivost krila i paravana dovoljna je bez upotrebe mehanizacije za polijetanje i slijetanje i lebdenja elevona. Nakon optimalnog uspona na vodoravnoj dionici H = 10.700 m, avion za povišenje tlaka dopire do nadzvučnog zvuka iz podzvučnog Mahovog broja M = 0.9, kombinirana elektrana se prebacuje na M = 2 i preliminarno ubrzanje do Vopt na M = 2.46. U procesu penjanja na ramjet, potisni avion skreće prema matičnom aerodromu i doseže visinu od H0pik = 20.000 m sa Mahovim brojem M = 3.73.
Na ovoj visini dinamički manevar počinje dostizati najveću visinu leta i kut putanje za lansiranje orbitalne faze. Lagani zaron 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 kasniji uspon nastaje zbog kinetičke energije pojačivača. Lansiranje orbitalne faze odvija se na uzlaznoj grani putanje na nadmorskoj visini Npusk = 44,049 m sa Mahovim brojem M = 2,05 i uglom trajektorije θ = 45 °. Potisni avion dostiže visinu Hmax = 55 871 m na "brdu". Na silaznoj grani putanje, nakon dostizanja Mahovog broja M = 1,3, prekidački motor → turboreaktivni motor se uključuje kako bi se uklonio nalet zraka unos.
U konfiguraciji turbo -mlaznog motora, pojačivački avion planira prije ulaska u kliznu putanju, sa zalihom goriva na brodu 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.
Kada 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 podfaze sa teretom u orbiti H = 200 km iznosi 1504 kg, od čega je korisni teret mpg = 767 kg.
Shema primjene i putanje leta aviona za hipersonične akceleratore projekta Hammer ima analogiju s američkim "univerzitetskim" projektom RASCAL, koji se stvara uz podršku 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 pri malim brzinama; za Molot, q launch = 24 kg / m2. Visina lansiranja omogućuje smanjenje gravitacijskih gubitaka i vremena leta skupe orbitalne etape za jednokratnu upotrebu, odnosno njenu ukupnu masu. Male brze glave za lansiranje omogućavaju smanjenje mase oplate korisnog tereta ili čak odbijanje u nekim slučajevima, što je bitno za ultra lagane sisteme (mpgN200 <1000 kg).
Glavna prednost pogonskog aviona projekta Hammer u odnosu na RASCAL je nedostatak opskrbe tekućim kisikom na brodu, što pojednostavljuje i smanjuje troškove njegovog rada i isključuje neiskorištenu tehnologiju zrakoplovnih kriogenih tenkova za višekratnu upotrebu. Omjer potiska i težine u načinu rada motora s ramjetnim pogonom omogućava Molotovom pojačivaču da dosegne "radnike" za orbitalnu fazu kutova trajektorije θ lansiranja ≈ 45 ° na uzlaznoj grani "klizača", dok je RASCAL akcelerator osigurava svojoj orbitalnoj etapi početni kut trajektorije samo θ lansiranje ≈ 20 ° s naknadnim gubicima uslijed manevara okretanja koraka.
U pogledu specifične nosivosti, vazdušno -kosmički sistem sa Molotovim hiperzvučnim akceleratorom bez posade superiorniji je od sistema RASCAL: (mpgN500 / mvzl) čekić = 0,93%, (mpnN486 / mvzl) malver = 0,25%
Tako tehnologija ramjetnog motora sa podzvučnom komorom za sagorijevanje ("ključ" Hammer projekta), koju je razvila i savladala domaća vazduhoplovna industrija, nadmašuje obećavajuću američku tehnologiju MIPCC za ubrizgavanje kiseonika u trakt za usisavanje vazduha TRDF u hiperzvučnom pomoćni avioni.
Hiperzvučni bespilotni letelica sa akceleratorom mase 74.000 kg izvodi polijetanje sa aerodroma, ubrzanje, penjanje po optimiziranoj putanji sa međuzakretom do mjesta polijetanja na visinu od H = 20.000 m i M = 3.73, dinamički manevar "klizni" tip sa srednjim ubrzanjem u ronjenju s nadstrešnicom do M = 3,9. Na uzlaznoj grani putanje na H = 44,047 m, M = 2, odvojena je dvostepena orbitalna etapa mase 18.508 kg, projektirana na bazi motora RD-0124.
Nakon što je prošao "klizač" Hmax = 55 871 m u režimu klizanja, pojačivač leti do aerodroma, sa zagarantovanom snabdijevanjem gorivom od 1000 kg i težinom za slijetanje od 36 579 kg. Orbitalni stupanj ubrizgava u kružnu orbitu H = 200 km korisni teret mase mpg = 767 kg, pri H = 500 km mpg = 686 kg.
Reference.
1. Baza laboratorijskih ispitivanja NPO "Molniya" uključuje sljedeće laboratorijske komplekse:
2. A ovo je HEXAFLY-INT projekat brzih civilnih aviona
To je jedan od najvećih projekata međunarodne saradnje. Uključuje vodeće evropske (ESA, ONERA, DLR, CIRA, itd.), Ruske (TsAGI, CIAM, LII, MIPT) i australijske (Univerzitet u Sydneyu itd.).
3. Rostec nije dopustio bankrot kompanije koja je razvila svemirski šatl "Buran"
Napomena: 3-D model na početku članka nema nikakve veze s istraživanjem i razvojem "Hammer".
