Jelenleg az OAO NPO Molniya több üzemmódú hiperszonikus pilóta nélküli repülőgépet fejleszt a "Hammer" kutatási és fejlesztési munka témakörében. Ezt az UAV-t a kombinált képernyős turbo-ramjet erőművel rendelkező hiperszonikus, pilóta nélküli gyorsítógépek technológiáinak prototípus-bemutatójának tekintik. A prototípus kulcstechnológiája egy ramjet motor (ramjet) használata szubszonikus égéskamrával és egy szita légbeszívó berendezéssel.
A demonstrátor prototípusának számított és kísérleti paraméterei:
Ennek a kutatás-fejlesztésnek a háttere egy, a JSC NPO Molniya által kifejlesztett, több üzemmódú szuperszonikus pilóta nélküli repülőgép (MSBLA) projektje volt, amelyben egy ígéretes pilóta nélküli vagy pilóta nélküli gyorsítógép aerodinamikai megjelenését határozták meg. Az MSBLA kulcsfontosságú technológiája egy ramjet motor (ramjet) használata szubszonikus égéskamrával és szitalevegő -beszívó berendezéssel. Az MSBLA tervezési paraméterei: cirkáló Mach -számok M = 1,8 … 4, repülési magasságok alacsonyról H -re ≈ 20 000 m, indító tömeg 1000 kg -ig.
A TsAGI SVS-2 állványán vizsgált levegőbeömlő elrendezés azt mutatta, hogy az alkalmazott hasi ékvédő pajzs alacsony hatékonyságú, a törzsével "egyidejűleg" készült (A. ábra) és egy téglalap alakú pajzs, amelynek szélessége megegyezik a törzs (B. ábra).
Mindkettő biztosította az ν össznyomás és az f térfogatáram visszanyerési együtthatóinak hozzávetőleges állandóságát a támadásszögben, ahelyett, hogy növelné őket.
Mivel a Kh-90 rakétán használt elülső képernyő nem volt alkalmas az MSBLA-ra, mint egy gyorsító repülőgép prototípusa, a 80-as évek elején a TsAGI kísérleti vizsgálatai alapján úgy döntöttek, hogy kifejlesztenek egy ventrált. képernyőn, megtartva a konfigurációt egy kétlépcsős központi testtel, amely a vizsgálati eredményekből származik.
Az SVS-2 TsAGI különleges állványon végzett kísérleti kutatás két szakaszában, 2008. december-2009. február és 2010. március, a numerikus keresési tanulmányok közbenső szakaszával, egy kétlépcsős kúpos szellőzőberendezéssel (EHU) Különböző számított számokkal rendelkező testet fejlesztettek ki, Mach lépésről lépésre, ami lehetővé tette, hogy elfogadható tolóerőt érjünk el a Mach számok széles tartományában.
A képernyő hatása az áramlási sebesség és a visszanyerési együtthatók növekedését jelenti, valamint a támadási szög növekedését az M> 2,5 Mach -számoknál. Mindkét jellemző pozitív gradiensének nagysága növekszik a Mach -szám növekedésével.
Az EVZU-t először a Raduga NPO által kifejlesztett X-90 hiperszonikus kísérleti repülőgépen fejlesztették ki és alkalmazták (cirkálórakéta, a NATO AS-19 Koala besorolása szerint)
Ennek eredményeként a prototípus aerodinamikai konfigurációját a szerzők által megnevezett "hibrid" séma szerint fejlesztették ki az EHU hordozórendszerbe történő integrálásával.
A hibrid séma jellemzői mind a "kacsa" séma (a csapágyfelületek száma és elhelyezkedése szerint), mind a "farok nélküli" séma (a hosszirányú vezérlés típusa szerint). Egy tipikus MSBLA pálya magában foglalja a kilövést a földi hordozórakétáról, a gyorsítást szilárd hajtógázzal a szuperszonikus ramjet indítási sebességre, a repülést egy adott program szerint, vízszintes szegmenssel és a fékezést alacsony szubszonikus sebességre, lágy ejtőernyős leszállással..
Látható, hogy a hibrid elrendezés a nagyobb talajhatás és az aerodinamikai elrendezés optimalizálása miatt minimális ellenálláshoz α = 1,2 ° … 1,4 ° -nál lényegesen nagyobb maximális repülési Mach számokat valósít meg M ≈ 4,3 széles magasságtartomány H = 11 … 21 km. A "kacsa" és a "farok nélküli" sémák elérik a М = 3,72 … 3,74 szám maximális értékét Н = 11 km magasságban. Ebben az esetben a hibrid séma kis nyereséggel rendelkezik a minimális ellenállás eltolódása és alacsony Mach -számok miatt, amelynek repülési számtartománya M = 1,6 … 4,25 H ≈ 11 km magasságban. Az egyensúlyi repülés legkisebb területe a "kacsa" sémában valósul meg.
A táblázat a tipikus repülési pályákra kidolgozott elrendezésekhez tartozó kiszámított repülési teljesítmény adatokat tartalmazza.
A repüléstartományok, amelyek az MSBLA minden verziója esetében azonosak, megmutatják annak lehetőségét, hogy sikeresen létrehozzanak egy gyorsítórepülőgépet kissé megnövelt relatív petróleum-üzemanyag tartalékkal, 1500-2000 km nagyságú szuperszonikus repülési tartományokkal. a hazai repülőteret. Ugyanakkor a kifejlesztett hibrid elrendezés, amely az aerodinamikai rendszer mély integrációjának és a ramjet motor képernyő -beszívásának következménye, egyértelmű előnyt jelentett a maximális repülési sebesség és a magasságtartomány tekintetében. maximális sebességek valósulnak meg. A Mach-szám és a repülési magasság abszolút értékei, amelyek Нmax Mmax = 20 500 m-en elérik a Мmax = 4,3 értéket, azt sugallják, hogy az újrafelhasználható repülőgépes rendszer hiperszonikus, magas magasságú emlékeztető repülőgéppel megvalósítható Oroszországban a meglévő technológiák szintjén. A az egyszer használatos űrállomás 6-8-szorosa a földről indításhoz képest.
Ez az aerodinamikai elrendezés jelentette a végső lehetőséget az újrafelhasználható, több üzemmódú, pilóta nélküli, nagy szuperszonikus repülési sebességű repülőgép mérlegeléséhez.
Koncepció és általános elrendezés
A túlméretezett repülőgép megkülönböztető követelménye a kis méretű prototípushoz képest, hogy felszáll / leszáll a repülőgépen a meglévő repülőterekről, és szükség van arra, hogy Mach-kal kisebb repülési számmal rendelkezzen, mint a M <1,8 ramjet hajtóművet indító Mach-szám. … 2. Ez határozza meg a repülőgép kombinált erőművének típusát és összetételét - ramjet motor és turbóhajtású motorok utóégetővel (TRDF).
Ennek alapján alakították ki a könnyű osztályú szállítási űrrendszer gyorsítógépének műszaki megjelenését és általános elrendezését, amelynek tervezési teherbírása körülbelül 1000 kg volt 200 km-es alacsony földi pályára. Az RD-0124 oxigén-kerozin motoron alapuló folyékony kétlépcsős keringési szakasz súlyparamétereinek értékelését elvégeztük a jellemző sebességgel, beépített veszteségekkel, a gyorsítóról történő indítás körülményei alapján.
Az első szakaszban az RD-0124 motort (üres tolóerő 30 000 kg, fajlagos impulzus 359 s) szerelik fel, de csökkentett vázátmérővel és zárt kamrákkal, vagy az RD-0124M motort (egyenként különbözik az alaptól és új, nagyobb átmérőjű fúvóka); a második szakaszban egykamrás motor az RD-0124-ből (7500 kg üres tolóerőt feltételezünk). A 18 508 kg össztömegű keringési szakasz beérkezett súlyjelentése alapján kidolgozták annak konfigurációját, és ennek alapján - egy 74 000 kg felszálló tömegű hiperszonikus emlékeztető repülőgép elrendezését kombinált erőművel (KSU).
A KSU a következőket tartalmazza:
A TRDF és a ramjet motorok függőleges csomagolásban vannak elhelyezve, amely lehetővé teszi mindegyik külön felszerelését és szervizelését. A jármű teljes hosszát a maximális méretű EVC -vel és ennek megfelelően a tolóerővel rendelkező ramjet motor befogadására használták. A jármű maximális felszálló tömege 74 tonna, üres súlya 31 tonna.
A szakasz egy keringési szakaszt mutat be-kétlépcsős, 18,5 tonna súlyú folyékony hordozórakéta, amely 1000 kg-os hordozórakétát fecskendez egy 200 km-es alacsony földi pályára. Látható még a 3 TRDDF AL-31FM1.
Az ilyen méretű ramjet motor kísérleti tesztelését közvetlenül a repülési tesztek során kell elvégezni, turboreaktív motorral a gyorsításhoz. Az egységes légbeszívó rendszer kialakításakor az alapelveket fogadták el:
A turboreaktív motor és a ramjet motor légcsatornáinak szétválasztása a levegőbevitel szuperszonikus része mögött, és egy egyszerű transzformátor -eszköz kifejlesztése, amely az EHU szuperszonikus részét szabályozatlan konfigurációvá alakítja "oda -vissza", miközben egyidejűleg kapcsolja a levegőellátás a csatornák között. A felszálló jármű EVZU -ja turbóhajtású motoron működik, ha a sebességet M = 2, 0 -ra állítja, akkor ramjet motorra kapcsol.
A hasznos teherrekesz és a fő üzemanyagtartályok az EVCU transzformátor mögött, vízszintes csomagolásban találhatók. A tárolótartályok használata szükséges a "forró" törzsszerkezet és a "hideg" kerozinnal hőszigetelt tartályok termikus leválasztásához. A TRDF rekesz a hasznos rakománytér mögött található, amely áramlási csatornákkal rendelkezik a motor fúvókáinak, a rekesz kialakításának és a ramjet fúvóka felső szárának hűtésére, amikor a TRDF működik.
A gyorsító repülőgép EVZU transzformátorának működési elve kis értékű pontossággal kizárja a készülék mozgó részén fellépő erőellenállást a bejövő áramlás oldaláról. Ez lehetővé teszi, hogy minimálisra csökkentse a légbeszívó rendszer relatív tömegét azáltal, hogy csökkenti a készülék és hajtásának súlyát a hagyományos állítható téglalap alakú légbeömlőkhöz képest. A ramjet motor hasító fúvóka-leeresztővel rendelkezik, amely zárt formában a turboreaktív motor működése közben biztosítja a törzs körüli áramlás zavartalan áramlását. Amikor kinyitja a leeresztő fúvókát a ramjet motor üzemmódba való átmenetkor, a felső szárny lezárja a turboreaktív motortér alsó részét. A nyitott ramjet fúvóka szuperszonikus zavaró, és a ramjet fúvóka bizonyos mértékű alultágulásával, amely nagy Mach -számoknál valósul meg, növeli a tolóerőt a felső szárnyon lévő nyomóerők hosszirányú vetítése miatt.
A prototípushoz képest a szárnykonzolok relatív területe jelentősen megnőtt a repülőgépek felszállása / leszállása miatt. A szárny gépesítése csak elevonokat tartalmaz. A kulcsok kormányokkal vannak felszerelve, amelyek leszálláskor fékszárnyakként használhatók. A szubszonikus repülési sebességnél a zavartalan áramlás biztosítása érdekében a képernyő elfordítható orral rendelkezik. A gyorsító repülőgép futóműve négyoszlopos, az oldalak mentén helyezve el, hogy kizárja a szennyeződések és idegen tárgyak bejutását a légbeömlőbe. Egy ilyen sémát teszteltek az EPOS terméken - a "Spiral" orbitális repülőgép -rendszer analógján, amely lehetővé teszi, hasonlóan a kerékpár alvázához, hogy "guggoljon" felszálláskor.
A CAD környezetben leegyszerűsített szilárd modellt fejlesztettek ki a repülési súlyok, a tömegközéppont helyzetének és az emlékeztető repülőgép tehetetlenségi nyomatékainak meghatározására.
Az emlékeztető repülőgép szerkezetét, erőművét és felszerelését 28 elemre osztották, amelyek mindegyikét egy statisztikai paraméter (a redukált bőr fajsúlya stb.) Szerint értékelték, és geometriailag hasonló szilárd elemmel modellezték. A törzs és a csapágyfelületek építéséhez a MiG-25 / MiG-31 repülőgépek súlyozott statisztikáit használták. Az AL-31F M1 motor tömegét "utólag" veszik. A kerozin töltésének különböző százalékát modellezték az üzemanyagtartályok belső üregeinek csonka szilárdtest-öntéseivel.
Az orbitális szakasz egyszerűsített szilárdtest-modelljét is kidolgozták. A szerkezeti elemek tömegeit az I blokk (a Szojuz-2 hordozórakéta és az ígéretes Angara hordozórakéta harmadik lépcsője) adatai alapján vettük fel. állandó és változó komponensek kiosztása az üzemanyag tömegétől függően.
A kifejlesztett repülőgép aerodinamikai eredményeinek néhány jellemzője:
A gyorsítórepülőgépen a repülési tartomány növelése érdekében a sikló üzemmódot használják a ramjet konfigurálásakor, de üzemanyag -ellátás nélkül. Ebben az üzemmódban egy leeresztő fúvókát használnak, amely csökkenti annak megoldását, amikor a ramjet motort lekapcsolják az áramlás azon területére, amely biztosítja az áramlást az EHU csatornában, úgy, hogy a csatorna szubszonikus diffúzorának tolóereje egyenlő a fúvóka ellenállásával:
Pdif EVCU = Xcc ramjet. Egyszerűen fogalmazva, a fojtószelep működési elve az SVS-2 TsAGI típusú levegő-levegő tesztberendezéseken használatos. A podsobranny fúvóka-leeresztő nyitja a TRDF rekesz alsó részét, amely elkezdi létrehozni saját alsó ellenállását, de kisebb, mint a kikapcsolt, szuperszonikus áramlású ramjet ellenállása a levegőbevezető csatornában. Az EVCU tesztjein az SVS-2 TsAGI berendezésen a M = 1,3-as Mach-számú légbeömlő stabil működését mutatták ki, ezért vitatható, hogy a tervezési mód egy leeresztő fúvóka EVCU-fojtóként történő használatával az 1,3 ≤ M ≤ Mmax tartomány állítható.
Repülési teljesítmény és tipikus repülési útvonal
Az emlékeztető repülőgép feladata, hogy a pályán egy keringési szakaszt indítson el oldalról a repülés során, olyan magasságban, repülési sebességben és pályaszögben, amelyek megfelelnek a referenciapályán a maximális hasznos tömeg feltételeinek. A Hammer projekt kutatásának előzetes szakaszában a feladat az, hogy elérjék ennek a repülőgépnek a maximális magasságát és repülési sebességét, amikor a „csúsztatási” manővert használva nagy pozitív értékeket hoznak létre a pálya szögéről emelkedő ágán. Ebben az esetben a feltétel úgy van beállítva, hogy a sebességváltó fejét a színpad elválasztásakor minimálisra csökkentse a burkolat tömegének megfelelő csökkenése érdekében, és hogy csökkentse a terhelést a hasznos teherrekeszt nyitott helyzetben.
A hajtóművek működésére vonatkozó kezdeti adatok az AL-31F repülési vonóereje és gazdasági jellemzői voltak, amelyeket az AL-31F M1 motor kisadatainak megfelelően korrigáltak, valamint a prototípus ramjet motor jellemzői, amelyeket a az égéstér és a szita szöge.
Ábrán. ábra egy hiperszonikus gyorsító repülőgép vízszintes, egyenletes repülési területeit mutatja a kombinált erőmű különböző üzemmódjaiban.
Minden zónát a "Hammer" projekt gyorsítójának megfelelő szakaszának átlagára számítanak ki a jármű repülési tömegpályájának szakaszai mentén mért átlagos tömegekre. Látható, hogy az emlékeztető repülőgép eléri a maximális repülési Mach -számot M = 4,21; ha turbóhajtású motorral repül, a Mach -szám M = 2,23. Fontos megjegyezni, hogy a grafikon szemlélteti annak szükségességét, hogy a gyorsítórepülőgép számára a szükséges ramjet tolóerőt biztosítani kell a Mach -számok széles tartományában, amelyet kísérletileg értek el és határoztak meg a képernyő prototípus légbeszívó berendezésén végzett munka során. A felszállást V = 360 m / s felemelési sebességgel hajtják végre - a szárny és a szita teherbírási tulajdonságai elegendőek felszállás és leszállás mechanizálása és az elevonok lebegése nélkül. A H = 10700 m vízszintes szakaszon történő optimális emelkedő után az emlékeztető repülőgép eléri a szuperszonikus hangot az M = 0,9 szubszonikus Mach -számból, a kombinált meghajtórendszer M = 2 -nél kapcsol, az előzetes gyorsulás pedig Vopt -ra M = 2,46 -nál. A ramjeten való mászás során az emlékeztető repülőgép kanyarodik a hazai repülőtérre, és eléri a H0pik = 20 000 m magasságot M = 3,73 Mach -számmal.
Ezen a tengerszint feletti magasságon egy dinamikus manőver kezdődik, amikor eléri a maximális repülési magasságot és a pálya szögét a keringési szakasz elindításához. Enyhén lejtős merülést hajtanak végre gyorsulással M = 3,9 -re, majd "csúsztatási" manővert. A ramjet motor H ≈ 25000 m tengerszint feletti magasságban fejezi be munkáját, és az ezt követő emelkedő az emlékeztető mozgási energiájának köszönhetően következik be. A keringési szakasz elindítása a pálya emelkedő ágán, a Нpusk = 44,049 m magasságban történik, Mach -számmal М = 2,05 és pályaszöggel θ = 45 °. Az emlékeztető sík eléri a Hmax = 55,871 m magasságot a "dombon". A pálya csökkenő ágán, az M = 1,3 Mach -szám elérésekor a ramjet motor → turboreaktoros motor bekapcsol, hogy kiküszöbölje a ramjet levegő beszívásának túlfeszültségét.
A turboreaktív motor konfigurációjában az emlékeztető sík tervez, mielőtt belép a siklópályára, és üzemanyag -ellátása van a fedélzeten Ggzt = 1000 kg.
Normál üzemmódban a teljes repülés a ramjet kikapcsolásától a leszállásig történik a siklótávolsággal rendelkező motorok használata nélkül.
A lépésmozgás szögparamétereinek változását ez az ábra mutatja.
Ha H = 200 km körkörös pályára fecskendezik, H = 114 878 m magasságban, V = 3291 m / s sebességgel, akkor az első alfázis gyorsítója elválik. A második alszakasz tömege terheléssel H = 200 km pályán 1504 kg, ebből a hasznos teher mpg = 767 kg.
A Hammer projekt hiperszonikus gyorsító repülőgép alkalmazási sémája és repülési útvonala hasonlít az amerikai "egyetemi" RASCAL projekthez, amelyet a DARPA kormányzati minisztérium támogatásával hoznak létre.
A Molot és a RASCAL projektek egyik jellemzője a "csúszda" típusú dinamikus manőver használata, amely passzív hozzáférést biztosít a keringési szakasz Нpusk ≈ 50 000 m magas indítási magasságához alacsony sebességű fejeknél; a Molot esetében q start = 24 kg / m2. Az indítási magasság lehetővé teszi a drága eldobható keringési szakasz gravitációs veszteségeinek és repülési idejének, azaz teljes tömegének csökkentését. A kis, nagy sebességű indítófejek lehetővé teszik a hasznos terhelés tömegének minimalizálását, vagy egyes esetekben akár megtagadását is, ami elengedhetetlen az ultrakönnyű osztályú rendszerekhez (mпгН200 <1000 kg).
A Hammer projekt emlékeztető repülőgép fő előnye a RASCAL -al szemben a fedélzeti folyékony oxigénellátás hiánya, ami leegyszerűsíti és csökkenti üzemeltetési költségeit, és kizárja a repülés újrafelhasználható kriogén tartályok kiaknázatlan technológiáját. A tolóerő-súly arány a ramjet motor üzemmódjában lehetővé teszi a Molot emlékeztetőnek, hogy elérje a "munkások" "csúszda" emelkedő ágát a pálya szögeinek keringési szakaszához képest θ 45 °, míg a RASCAL A gyorsító a pálya szakaszát csak a kezdő pálya szögével biztosítja θ indítás ≈ 20 °, a lépcsőmozgás miatti veszteségekkel.
A fajlagos teherbírást tekintve a Molot hiperszonikus pilóta nélküli gyorsítóval rendelkező repülőgép -rendszer felülmúlja a RASCAL rendszert: (mпгН500 / mvzl) kalapács = 0,93%, (mпнН486 / mvzl) rascal = 0,25%
Így a hazai repülőgépipar által kifejlesztett és elsajátított, szubszonikus égéstérrel rendelkező ramjet motor technológiája (a Hammer projekt "kulcsa") felülmúlja az ígéretes amerikai MIPCC technológiát, amely hiperszonikus oxigént fecskendez be a TRDF légbeszívó traktusba emlékeztető repülőgép.
A hiperszonikus, 74 000 kg súlyú pilóta nélküli gyorsítógép felszállást végez a repülőtérről, gyorsít, felmászik az optimalizált pálya mentén, közbenső fordulattal a felszállási pontig H = 20 000 m és M = 3,73 magasságig, dinamikus "csúsztatási" manővert egy közbenső gyorsulás lombkorona búvárkodásban M = 3,9. A pálya emelkedő ágán H = 44,047 m, M = 2, az RD-0124 motor alapján tervezett kétlépcsős pálya 18,508 kg tömegű.
A "csúszda" Hmax = 55 871 m elhaladása után a sikló üzemmódban az emlékeztető a repülőtérre repül, garantált 1000 kg üzemanyag -ellátással és 36 579 kg leszállási súllyal. Az orbitális szakasz mpg = 767 kg tömegű hasznos terhet fecskendez egy körkörös pályára H = 200 km, H = 500 km mpg = 686 kg.
Referencia.
1. A "Molniya" NPO laboratóriumi vizsgálati bázisa a következő laboratóriumi komplexeket tartalmazza:
2. Ez egy HEXAFLY-INT nagysebességű polgári repülőgép-projekt
Ez az egyik legnagyobb nemzetközi együttműködési projekt. Vezető európai (ESA, ONERA, DLR, CIRA stb.), Orosz (TsAGI, CIAM, LII, MIPT) és ausztrál (The University of Sydney, stb.) Vezető szervezeteket foglal magában.
3. A Rostec nem engedélyezte a "Buran" űrsiklót fejlesztő cég csődjét.
Megjegyzés: A cikk elején található 3-D modellnek semmi köze a "Hammer" kutatáshoz és fejlesztéshez.
