Trenutno OAO NPO Molniya razvija večnamensko hipersonično brezpilotno letalo na področju raziskovalnega in razvojnega dela "Hammer". Ta brezpilotna letalnica velja za prototipni demonstrator tehnologij za hipersonično pospeševalno letalo brez posadke s kombinirano zasilno turbo-turbinsko elektrarno. Ključna tehnologija prototipa je uporaba ramjetnega motorja (ramjet) s podzvočno zgorevalno komoro in zaslonsko napravo za dovod zraka.
Izračunani in eksperimentalni parametri prototipa demonstratorja:
Ozadje te raziskave in razvoja je bil projekt večnamenskega nadzvočnega brezpilotnega letala (MSBLA), ki ga je razvilo JSC NPO Molniya, pri katerem je bil določen aerodinamični videz obetavnega letala za pospeševanje brez posadke ali posadke. Ključna tehnologija MSBLA je uporaba ramjetnega motorja (ramjet) s podzvočno zgorevalno komoro in zaslonsko napravo za dovod zraka. Projektni parametri MSBLA: križarjenje po Machovih številkah M = 1,8 … 4, višine letenja od nizkih do H ≈ 20 000 m, izstrelitvena teža do 1000 kg.
Razpored dovoda zraka, preučen na stojnici SVS-2 TsAGI, je pokazal nizko učinkovitost uporabljenega ventralnega klinastega ščita, izdelanega "hkrati" s trupom (slika A) in pravokotnim ščitom z razponom, ki je enak širini trupa trupa (slika B).
Oba sta zagotovila približno konstantnost koeficientov povrnitve celotnega tlaka ν in pretoka f v napadnem kotu, namesto da bi jih povečala.
Ker čelni zaslon, ki je bil uporabljen pri raketi Kh-90, ni bil primeren za MSBLA kot prototip letala za pospeševanje, je bilo na podlagi eksperimentalnih študij TsAGI v zgodnjih 80. letih sklenjeno razviti ventralno zaslon, ki ohranja konfiguracijo z dvostopenjskim osrednjim ohišjem, pridobljenim z rezultati preskusov.
Med dvema stopnjama eksperimentalnih raziskav na posebnem stojalu SVS-2 TsAGI, december 2008-februar 2009 in marec 2010, z vmesno stopnjo numeričnih iskalnih študij, je naprava za odvod zraka z zaslonom (EHU) z dvostopenjsko stožčasto Telo z različnimi izračunanimi števili je bilo razvito po korakih, kar je omogočilo doseganje sprejemljivega potiska v širokem razponu Mahovih števil.
Učinek zaslona je povečanje pretoka in koeficientov obnavljanja s povečanjem napadnega kota pri Mahovih številkah M> 2,5. Velikost pozitivnega gradienta obeh značilnosti se povečuje z naraščajočim Machovim številom.
EVZU je bil prvič razvit in uporabljen na hipersoničnem eksperimentalnem letalu X-90, ki ga je razvila NPO Raduga (križarjena raketa po Natovi klasifikaciji AS-19 Koala)
Posledično je bila aerodinamična konfiguracija prototipa razvita po "hibridni" shemi, ki so jo poimenovali avtorji z integracijo EHU v sistem nosilcev.
Hibridna shema ima značilnosti sheme "raca" (po številu in lokaciji nosilnih površin) in sheme "brez repa" (po vrsti vzdolžnih krmil). Tipična trajektorija MSBLA vključuje izstrelitev iz zemeljske lansirne naprave, pospeševanje z ojačevalnikom na trdno gorivo do nadzvočne hitrosti izstrelitve s krožnim curkom, let po določenem programu z vodoravnim segmentom in zaviranje do nizke podzvočne hitrosti z mehkim pristankom s padalom.
Vidimo lahko, da hibridna postavitev zaradi večjega učinka na zemljo in optimizacije aerodinamične postavitve za najmanjši upor pri α = 1,2 ° … 1,4 ° izvaja bistveno višje največje leteče Machove številke M ≈ 4,3 v širini območje višin H = 11 … 21 km. Shemi "raca" in "brez repa" dosežeta največjo vrednost števila М = 3,72 … 3,74 na višini Н = 11 km. V tem primeru ima hibridna shema majhen dobiček zaradi premika minimalnega upora in pri nizkih Machovih številkah z razponom številk letenja M = 1,6 … 4,25 na nadmorski višini H ≈ 11 km. Najmanjše območje ravnotežnega leta je realizirano v shemi "raca".
Tabela prikazuje izračunane podatke o zmogljivostih letenja za razvite postavitve za tipične poti letenja.
Doleti letenja, ki imajo enako raven za vse različice MSBLA, so pokazali možnost uspešnega ustvarjanja letala za pospeševanje z nekoliko povečano relativno zalogo goriva iz petroleja z nadzvočnimi dosegi letov reda 1500-2000 km za vrnitev v domače letališče. Hkrati je imela razvita hibridna postavitev, ki je posledica poglobljene integracije aerodinamične sheme in zastoja zraka na zaslonu motorja s krožnim curkom, očitno prednost glede največjih hitrosti letenja in višinskega območja so dosežene največje hitrosti. Absolutne vrednosti Machovega števila in nadmorske višine, ki dosežejo Mmax = 4,3 pri Нmax Mmax = 20 500 m, kažejo, da je vesoljski sistem za večkratno uporabo s hiperzvočnim dvižnim letalom za nadmorsko višino izvedljiv na ravni obstoječih tehnologij v Rusiji. vesoljski oder za enkratno uporabo je 6-8 krat v primerjavi z izstrelitvijo s tal.
Ta aerodinamična postavitev je bila zadnja možnost za razmislek o večnamenskem brezpilotnem letalu za večkratno uporabo z visokimi nadzvočnimi hitrostmi letenja.
Koncept in splošna postavitev
Posebna zahteva za overclocking letalo v primerjavi z njegovim prototipom majhnosti je vzlet / pristanek na letalu z obstoječih letališč in potreba po letenju z Machovim številom, manjšim od Machovega števila pri zagonu motorja s krožnim curkom M <1,8 … 2. To določa vrsto in sestavo kombinirane elektrarne letala - motor s krožnim curkom in turboreaktivni motorji z naknadnim gorilnikom (TRDF).
Na podlagi tega je bil oblikovan tehnični videz in splošna postavitev pospeševalnega letala za transportni vesoljski sistem lahkega razreda s konstrukcijsko nosilnostjo približno 1000 kg v nizko zemeljsko orbito 200 km. Ocena parametrov teže tekoče dvostopenjske orbitalne stopnje na osnovi kisikovo-kerozinskega motorja RD-0124 je bila izvedena po metodi značilne hitrosti z integralnimi izgubami na podlagi pogojev izstrelitve iz pospeševalnika.
Na prvi stopnji je nameščen motor RD-0124 (praznina potiska 30.000 kg, specifični impulz 359 s), vendar z zmanjšanim premerom okvirja in zaprtimi komorami, ali motor RD-0124M (od podstavka se razlikuje za eno komoro in nova šoba večjega premera); na drugi stopnji motor z eno komoro iz RD-0124 (predpostavljen je prazen potisk 7.500 kg). Na podlagi prejetega poročila o masi orbitalne stopnje s skupno težo 18.508 kg je bila razvita njegova konfiguracija in na njeni podlagi - postavitev hiperzvočnega ojačevalnega letala z vzletno maso 74.000 kg s kombinirano elektrarno (KSU).
KSU vključuje:
Motorji TRDF in ramjet so nameščeni v navpičnem paketu, kar omogoča, da se vsak posebej namesti in servisira. Celotna dolžina vozila je bila uporabljena za namestitev ramjetnega motorja z EVC največje velikosti in s tem potiska. Največja vzletna teža vozila je 74 ton, prazna masa pa 31 ton.
Odsek prikazuje orbitalno stopnjo-dvostopenjsko tekočo lansirno vozilo, ki tehta 18,5 tone, ki vbrizga 1000 kg lansirno raketo v 200 km nizko zemeljsko orbito. Vidni so tudi 3 TRDDF AL-31FM1.
Eksperimentalno preskušanje takšnega motorja s krožnim curkom naj bi se izvajalo neposredno pri preizkusih letenja z uporabo turboreaktivnega motorja za pospeševanje. Pri razvoju enotnega sistema za dovod zraka so bila sprejeta osnovna načela:
Izvedeno z ločitvijo zračnih kanalov za turboreaktivni motor in motor s krožnim curkom za nadzvočnim delom dovoda zraka ter razvojem enostavne transformatorske naprave, ki pretvori nadzvočni del EHU v neregulirane konfiguracije "krožno potovanje", hkrati pa preklopi dovod zraka med kanali. EVZU vozila pri vzletu deluje na turboreaktivnem motorju, ko je hitrost nastavljena na M = 2, 0, preklopi na motor s krožnim curkom.
Prostor za tovor in glavni rezervoarji za gorivo se nahajajo za transformatorjem EVCU v vodoravnem paketu. Za shranjevanje rezervoarjev je potrebna toplotna ločitev "vroče" strukture trupa in "hladnih" toplotno izoliranih rezervoarjev s petrolejem. Predal TRDF se nahaja za predelom tovora, ki ima pretočne kanale za hlajenje motornih šob, zasnovo predelka in zgornjo loputo šobe ramjet, ko deluje TRDF.
Načelo delovanja transformatorja EVZU letala za pospeševanje z natančnostjo majhne vrednosti izključuje upor sile na gibljivem delu naprave s strani vhodnega toka. To vam omogoča, da zmanjšate relativno maso sistema za dovod zraka z zmanjšanjem teže same naprave in njenega pogona v primerjavi s tradicionalnimi nastavljivimi pravokotnimi odprtinami za dovod zraka. Motor s krožnim curkom ima razdelilno šobo-odtok, ki v zaprti obliki med delovanjem turboreaktivnega motorja zagotavlja nemoten pretok toka okoli trupa trupa. Pri odpiranju odtočne šobe pri prehodu v način delovanja motorja s krožnim curkom zgornja loputa zapre spodnji del motornega prostora turboreaktivnega motorja. Odprta šoba ramjet je nadzvočni mešalnik in z določeno stopnjo premajhne širitve curka ramjeta, ki se realizira pri visokih Machovih številih, povečuje potisk zaradi vzdolžne projekcije sil pritiska na zgornjo loputo.
V primerjavi s prototipom se je relativna površina konusov kril znatno povečala zaradi potrebe po vzletu / pristanku letala. Krilna mehanizacija vključuje samo elevone. Kobilice so opremljene s krmili, ki se lahko uporabijo kot zavorne lopute pri pristanku. Za zagotovitev neprekinjenega toka pri podzvočni hitrosti letenja ima zaslon odklonljiv nos. Pristajalna naprava letala za pospeševanje je štiri stebrična, postavljena ob straneh, da izključi vdor umazanije in tujih predmetov v dovod zraka. Takšna shema je bila preizkušena na izdelku EPOS - analognem orbitalnem letalskem sistemu "Spiral", ki podobno kot podvozje za kolo omogoča "počep" pri vzletu.
Poenostavljen trdni model v okolju CAD je bil razvit za določitev letalnih mas, položaja središča mase in samomomentov vztrajnosti letala za dvig.
Struktura, elektrarna in oprema letala za dvig tlaka so bili razdeljeni na 28 elementov, od katerih je bil vsak ovrednoten po statističnem parametru (specifična teža zmanjšane kože itd.) In je bil modeliran z geometrijsko podobnim trdnim elementom. Za izdelavo trupa in nosilnih površin so bili uporabljeni tehtani statistični podatki za letala MiG-25 / MiG-31. Masa motorja AL-31F M1 se vzame "po dejstvu". Različni odstotki polnjenja s kerozinom so bili modelirani z okrnjenimi trdnimi "ulitki" notranjih votlin rezervoarjev za gorivo.
Razvit je bil tudi poenostavljen polprevodniški model orbitalne stopnje, mase strukturnih elementov so bile posnete na podlagi podatkov o bloku I (tretja stopnja nosilne rakete Sojuz-2 in obetavna nosilna raketa Angara) z razporeditev stalnih in spremenljivih komponent glede na maso goriva.
Nekatere značilnosti pridobljenih rezultatov aerodinamike razvitega letala:
Na letalu s pospeševalnikom se za povečanje dosega leta pri konfiguriranju za ramjet uporablja način drsenja, vendar brez dovajanja goriva. V tem načinu se uporablja odtočna šoba, ki zmanjša njeno rešitev, ko je motor s krožnim curkom izklopljen na območje toka, ki zagotavlja pretok v kanalu EHU, tako da potisk podzvočnega difuzorja kanala postane enaka uporu šobe:
Pdif EVCU = Xcc ramjet. Preprosto povedano, načelo delovanja naprave za dušenje se uporablja pri preskusnih napravah zrak-zrak tipa SVS-2 TsAGI. Podsobran šoba-odtok odpira spodnji del predelka TRDF, ki začne ustvarjati lasten spodnji upor, vendar manjši od upora izklopljenega ramjeta z nadzvočnim tokom v dovodnem kanalu. Pri preskusih EVCU na instalaciji SVS-2 TsAGI je bilo prikazano stabilno delovanje dovoda zraka s številko Mach M = 1,3, zato je mogoče trditi, da je način načrtovanja z uporabo odtočne šobe kot dušilke EVCU v lahko trdimo za območje 1,3 ≤ M ≤ Mmax.
Zmogljivost leta in značilna pot leta
Naloga ojačevalnega letala je izstreliti orbitalno stopnjo s strani med letom, na nadmorski višini, hitrosti leta in kotu poti, ki ustrezata pogoju največje mase nosilnosti na referenčni orbiti. V začetni fazi raziskovanja projekta Hammer je naloga doseči največjo višino in hitrost letenja tega letala, ko z manevrom "drsnik" ustvarimo velike pozitivne vrednosti kota poti na njegovi naraščajoči veji. V tem primeru je postavljen pogoj za zmanjšanje hitrosti pri ločevanju stopnje za ustrezno zmanjšanje mase obloge in zmanjšanje obremenitve prostora za tovor v odprtem položaju.
Začetni podatki o delovanju motorjev so bili vlečni pogoni leta in ekonomske značilnosti AL-31F, popravljene glede na klopne podatke motorja AL-31F M1, pa tudi značilnosti prototipa motorja s pravokotnim curkom, preračunane v sorazmerju z zgorevalno komoro in kot zaslona.
Na sl. prikazuje območja vodoravnega enakomernega letenja hiperzvočnega pospeševalnega letala pri različnih načinih delovanja kombinirane elektrarne.
Vsako območje je izračunano za povprečje na ustreznem odseku pospeševalnika projekta "Hammer" za povprečne mase vzdolž odsekov poti mas letenja vozila. Vidimo lahko, da ojačevalna ravnina doseže največje leteče Machovo število M = 4,21; pri letenju na turboreaktivnih motorjih je Machovo število omejeno na M = 2,23. Pomembno je omeniti, da graf ponazarja potrebo po zagotavljanju zahtevanega potiska ramjet za letalo za pospeševanje v širokem razponu Machovih števil, kar je bilo doseženo in eksperimentalno določeno med delom na prototipni zasilni sesalni napravi. Vzlet se izvaja pri vzletni hitrosti V = 360 m / s - nosilne lastnosti krila in sita zadoščajo brez uporabe vzletno -pristajalne mehanizacije in lebdenja elevonov. Po optimalnem vzponu na vodoravnem odseku H = 10.700 m, ojačevalno letalo doseže podzvočni zvok iz podzvočnega Machovega števila M = 0.9, se kombinirani pogonski sistem preklopi na M = 2 in predhodni pospešek na Vopt pri M = 2.46. V procesu plezanja na ramjetu se ojačevalno letalo obrne na domače letališče in doseže višino H0pik = 20.000 m z Machovim številom M = 3.73.
Na tej nadmorski višini se začne dinamični manever, ko doseže največjo višino leta in kot poti za izstrelitev orbitalne stopnje. Rahlo nagnjeni potop se izvede s pospeškom do M = 3,9, čemur sledi manever "drsnik". Motor ramjet konča svoje delo na nadmorski višini H ≈ 25000 m, poznejši vzpon pa nastane zaradi kinetične energije ojačevalnika. Izstrelitev orbitalne stopnje poteka na naraščajoči veji poti na nadmorski višini Нpusk = 44.049 m z Machovim številom М = 2.05 in kotom poti θ = 45 °. Raketa za dvig tlaka doseže višino Hmax = 55.871 m na "hribu". Na padajoči veji poti se po dosegu Machovega števila M = 1,3 preklopi motor ramjet → turboreaktivni motor, da se odpravi pretok zraka za dovod zraka.
V konfiguraciji turboreaktivnega motorja potisno letalo načrtuje pred vstopom na drsno pot in ima na krovu zalogo goriva Ggzt = 1000 kg.
V normalnem načinu se celoten let od trenutka izklopa ramjeta do pristajanja zgodi brez uporabe motorjev z rezervo za doseg drsenja.
Sprememba kotnih parametrov koračnega gibanja je prikazana na tej sliki.
Ko se vbrizga v krožno orbito H = 200 km na nadmorski višini H = 114 878 m pri hitrosti V = 3 291 m / s, se pospeševalnik prve stopnje loči. Masa druge stopnje z obremenitvijo v orbiti H = 200 km je 1504 kg, od tega je koristna obremenitev mpg = 767 kg.
Shema uporabe in pot leta hiperzvočnega pospeševalnega letala projekta Hammer ima analogijo z ameriškim "univerzitetnim" projektom RASCAL, ki nastaja s podporo vladnega oddelka DARPA.
Značilnost projektov Molot in RASCAL je uporaba dinamičnega manevra tipa "diapozitiv" s pasivnim dostopom do velikih nadmorskih višin orbitalne stopnje Нpusk ≈ 50.000 m pri nizkohitrostnih glavah; za izstrelitev Molot q 24 kg / m2. Višina izstrelitve omogoča zmanjšanje gravitacijskih izgub in časa leta drage orbitalne stopnje za enkratno uporabo, to je njene skupne mase. Majhne izstrelitvene glave za visoke hitrosti omogočajo zmanjšanje mase obloge tovora ali pa jo v nekaterih primerih celo zavrnejo, kar je bistveno za sisteme ultralahkega razreda (mпгН200 <1000 kg).
Glavna prednost pospeševalnega letala projekta Hammer pred RASCAL je pomanjkanje zaloge tekočega kisika na krovu, kar poenostavlja in zmanjšuje stroške njegovega delovanja ter izključuje neizkoriščeno tehnologijo letalskih kriogenih tankov za večkratno uporabo. Razmerje med potiskom in težo v načinu delovanja motorja s krožnim curkom omogoča, da ojačevalnik Molot doseže vzponsko vejo "diapozitiva" "delavcev" za orbitalno stopnjo kotov poti θ zagona ≈ 45 °, medtem ko RASCAL pospeševalnik zagotavlja svojo orbitalno stopnjo z začetnim kotom trajektorije le θ izstrelitve ≈ 20 ° z naknadnimi izgubami zaradi postopnega koraka.
Kar zadeva specifično nosilnost, je vesoljski sistem s hiperzvočnim pospeševalnikom brez posadke Molot boljši od sistema RASCAL: (mпгН500 / mvzl) kladivo = 0,93%, (mпнН486 / mvzl) hlev = 0,25%
Tako tehnologija ramjetnega motorja s podzvočno zgorevalno komoro ("ključ" projekta Hammer), ki jo je razvila in obvladala domača letalska industrija, presega obetavno ameriško tehnologijo MIPCC za vbrizgavanje kisika v trakt za dovod zraka TRDF pri hipersonični potisno letalo.
Hipersonično letalo za pospeševanje brez posadke, ki tehta 74.000 kg, vzleti z letališča, pospeši, se vzpenja po optimizirani poti z vmesnim zavojem do vzletne točke na nadmorsko višino H = 20.000 m in M = 3.73, dinamičnim "drsnim" manevrom z vmesni pospešek pri potapljanju s krošnjami do M = 3,9. Na naraščajoči veji poti pri H = 44.047 m, M = 2, je ločena dvostopenjska orbitalna stopnja z maso 18.508 kg, zasnovana na osnovi motorja RD-0124.
Po prehodu "tobogana" Hmax = 55 871 m v načinu drsenja, ojačevalnik odleti na letališče, z zagotovljeno zalogo goriva 1000 kg in težo za pristanek 36 579 kg. Orbitalna stopnja vbrizga tovor z maso mpg = 767 kg v krožno orbito H = 200 km, pri H = 500 km mpg = 686 kg.
Referenca.
1. Laboratorijska preskusna baza NPO "Molniya" vključuje naslednje laboratorijske komplekse:
2. A to je projekt hitrih civilnih letal HEXAFLY-INT
To je eden največjih projektov mednarodnega sodelovanja. Vključuje vodilne evropske (ESA, ONERA, DLR, CIRA itd.), Ruske (TsAGI, CIAM, LII, MIPT) in avstralske (Univerza v Sydneyju itd.).
3. Rostec ni dovolil stečaja podjetja, ki je razvilo vesoljski šatl "Buran"
Opomba: 3-D model na začetku članka nima nič opraviti z raziskavo in razvojem "Hammer".
