În prezent, OAO NPO Molniya dezvoltă un vehicul aerian hipersonic fără pilot multi-mod pe subiectul cercetării și dezvoltării „Hammer”. Acest UAV este considerat un prototip demonstrator al tehnologiilor pentru o aeronavă hipersonică fără pilot cu accelerator cu o centrală turbo-ramjet cu ecran combinat. Tehnologia cheie a prototipului este utilizarea unui motor ramjet (ramjet) cu o cameră de ardere subsonică și un dispozitiv de admisie a aerului ecranat.
Parametrii calculați și experimentali ai prototipului demonstrator:
Fundalul acestei cercetări și dezvoltări a fost un proiect al unui vehicul aerian supersonic fără pilot multimod (MSBLA) dezvoltat de JSC NPO Molniya, în care a fost determinat aspectul aerodinamic al unei avioane acceleratoare fără pilot sau fără pilot promițătoare. Tehnologia cheie a MSBLA este utilizarea unui motor ramjet (ramjet) cu o cameră de ardere subsonică și un dispozitiv de admisie a aerului ecranat. Parametrii de proiectare ai MSBLA: numere Mach de croazieră M = 1,8 … 4, altitudini de zbor de la scăzut la H ≈ 20,000 m, greutate de lansare de până la 1000 kg.
Structura orificiului de admisie a aerului studiat la standul SVS-2 al TsAGI a arătat o eficiență scăzută a scutului ventral aplicat, realizat „în același timp” cu fuselajul (Fig. A) și un scut dreptunghiular cu o întindere egală cu lățimea fuselajul (Fig. B).
Ambii au asigurat constanța aproximativă a coeficienților de recuperare a presiunii totale ν și a debitului f în unghiul de atac, în loc să le mărească.
Deoarece ecranul frontal de tipul folosit pe racheta Kh-90 nu era potrivit pentru MSBLA, ca prototip al unei aeronave acceleratoare, s-a decis, pe baza studiilor experimentale ale TsAGI la începutul anilor 80, să se dezvolte o ventrală ecran, păstrând configurația cu un corp central în două etape obținut prin rezultatele testelor.
În cursul a două etape de cercetare experimentală pe un stand special SVS-2 TsAGI, decembrie 2008 - februarie 2009 și martie 2010, cu o etapă intermediară a studiilor de căutare numerică, un dispozitiv de admisie a aerului ecran (EHU) cu un conic în două etape a fost dezvoltat corpul având diferite numere calculate. Mach în trepte, ceea ce a făcut posibilă obținerea unei împingeri acceptabile într-o gamă largă de numere Mach.
Efectul ecranului constă într-o creștere a debitului și a coeficienților de recuperare, cu o creștere a unghiului de atac la numerele Mach M> 2,5. Magnitudinea gradientului pozitiv al ambelor caracteristici crește odată cu creșterea numărului Mach.
EVZU a fost dezvoltat și aplicat pentru prima dată pe avionul experimental hipersonic X-90 dezvoltat de NPO Raduga (rachetă de croazieră, conform clasificării NATO AS-19 Koala)
Drept urmare, configurația aerodinamică a prototipului a fost dezvoltată în conformitate cu schema „hibridă” numită de autori cu integrarea EHU în sistemul purtător.
Schema hibridă are caracteristici atât ale schemei „rață” (după numărul și amplasarea suprafețelor portante), cât și ale schemei „fără coadă” (după tipul de controale longitudinale). O traiectorie tipică MSBLA include o lansare de la un lansator la sol, accelerația cu un propulsor cu propulsor solid la o viteză de lansare a ramjetului supersonic, zborul conform unui program dat cu un segment orizontal și frânarea la o viteză subsonică scăzută cu o aterizare moale a parașutei.
Se poate observa că dispunerea hibridă, datorită unui efect mai mare la sol și optimizării structurii aerodinamice pentru o rezistență minimă la α = 1,2 ° … 1,4 °, implementează zboruri maxime semnificativ mai mari Numere Mach M ≈ 4,3 intervalul de altitudini H = 11 … 21 km. Schemele „rață” și „fără coadă” ating valoarea maximă a numărului М = 3,72 … 3,74 la înălțimea Н = 11 km. În acest caz, schema hibridă are un câștig mic datorită schimbării rezistenței minime și la numere Mach reduse, având o gamă de numere de zbor M = 1,6 … 4,25 la o altitudine de H ≈ 11 km. Cea mai mică zonă de zbor de echilibru este realizată în schema „rață”.
Tabelul prezintă datele de performanță ale zborului calculate pentru aspectele dezvoltate pentru traiectorii tipice de zbor.
Distanțele de zbor, care au același nivel pentru toate versiunile MSBLA, au arătat posibilitatea de a crea cu succes o aeronavă acceleratoare cu o rezervă relativ crescută relativă de combustibil kerosen cu intervale de zbor supersonice de ordinul 1500-2000 km pentru întoarcerea la aerodromul de acasă. În același timp, aspectul hibrid dezvoltat, care este o consecință a integrării profunde a schemei aerodinamice și a admisiei de aer pe ecran a motorului ramjet, a avut un avantaj clar în ceea ce privește viteza maximă de zbor și gama de altitudini în care se realizează viteze maxime. Valorile absolute ale numărului Mach și ale altitudinii de zbor, ajungând la Мmax = 4,3 la Нmax Mmax = 20 500 m, sugerează că sistemul aerospațial reutilizabil cu un avion hipersonic de înălțime la mare altitudine este fezabil la nivelul tehnologiilor existente în Rusia. etapa spațială de unică folosință este de 6-8 ori comparativ cu o lansare de la sol.
Acest aspect aerodinamic a fost opțiunea finală pentru luarea în considerare a unui vehicul aerian fără pilot multi-mod reutilizabil cu viteze de zbor supersonice ridicate.
Concept și aspect general
O cerință distinctă pentru o aeronavă de overclocking, în comparație cu prototipul său de dimensiuni mici, este decolarea / aterizarea pe o aeronavă de pe aerodromurile existente și necesitatea de a zbura cu numere Mach mai mici decât numărul Mach de lansare a unui motor ramjet M <1,8 … 2. Aceasta determină tipul și compoziția centralei combinate a aeronavei - un motor ramjet și motoare cu turboreactor cu post-arzător (TRDF).
Pe baza acestui fapt, aspectul tehnic și structura generală a aeronavei de accelerație pentru sistemul spațial de transport din clasa ușoară s-au format cu o capacitate de transport de aproximativ 1000 kg pe o orbită de pământ de 200 km. O evaluare a parametrilor de greutate a unei etape orbitale lichide în două trepte, bazată pe un motor oxigen-kerosen RD-0124, a fost efectuată prin metoda vitezei caracteristice cu pierderi integrale, pe baza condițiilor de lansare de pe accelerator.
În prima etapă, este instalat motorul RD-0124 (presiune gol 30.000 kg, impuls specific 359 s), dar cu un diametru redus al cadrului și camere închise, sau motorul RD-0124M (diferă de bază una câte una și o duză nouă cu un diametru mai mare); în a doua etapă, un motor cu o singură cameră de la RD-0124 (se presupune o forță de golire de 7.500 kg). Pe baza raportului de greutate primit al stadiului orbital cu o greutate totală de 18.508 kg, a fost dezvoltată configurația sa, iar pe baza sa - dispunerea unei aeronave de rapel hipersonice cu o greutate la decolare de 74.000 kg cu o centrală combinată (KSU).
KSU include:
Motoarele TRDF și ramjet sunt amplasate într-un pachet vertical, care permite montarea și întreținerea fiecăruia dintre ele. Întreaga lungime a vehiculului a fost utilizată pentru a găzdui un motor ramjet cu un EVC de dimensiunea maximă și, în consecință, de tracțiune. Greutatea maximă la decolare a vehiculului este de 74 de tone. Greutatea goală este de 31 de tone.
Secțiunea prezintă o etapă orbitală - un vehicul de lansare lichid în două etape, cântărind 18, 5 tone, injectând un vehicul de lansare de 1000 kg pe o orbită de pământ de 200 km. De asemenea, sunt vizibile 3 TRDDF AL-31FM1.
Testarea experimentală a unui motor ramjet de această dimensiune ar trebui să fie efectuată direct în testele de zbor, folosind un motor turbojet pentru accelerație. La dezvoltarea unui sistem unificat de admisie a aerului, au fost adoptate principiile de bază:
Implementat prin separarea conductelor de aer pentru motorul turboreactor și motorul ramjet în spatele părții supersonice a admisiei de aer și dezvoltarea unui dispozitiv transformator simplu care transformă partea supersonică a EHU în configurații nereglementate „dus-întors”, în timp ce comutați simultan alimentarea cu aer între canale. EVZU-ul vehiculului la decolare funcționează pe un motor turbojet, când turația este setată la M = 2, 0, trece la motorul cu jet de ram.
Compartimentul pentru sarcina utilă și rezervoarele principale de combustibil sunt amplasate în spatele transformatorului EVCU într-un pachet orizontal. Utilizarea rezervoarelor de stocare este necesară pentru decuplarea termică a structurii fuselajului "fierbinte" și a rezervoarelor termoizolate "reci" cu kerosen. Compartimentul TRDF este situat în spatele compartimentului pentru sarcina utilă, care are canale de curgere pentru răcirea duzelor motorului, designul compartimentului și clapeta superioară a duzei ramjet când TRDF funcționează.
Principiul de funcționare al transformatorului EVZU al aeronavei acceleratoare exclude, cu o precizie de o valoare mică, rezistența forței pe partea mobilă a dispozitivului din partea fluxului de intrare. Acest lucru vă permite să minimizați masa relativă a sistemului de admisie a aerului prin reducerea greutății dispozitivului în sine și a unității sale în comparație cu prizele de aer dreptunghiulare reglabile tradiționale. Motorul ramjet are un scurgător de duze de divizare, care într-o formă închisă în timpul funcționării motorului turbojet asigură un flux neîntrerupt al fluxului în jurul fuselajului. La deschiderea duzei de scurgere la trecerea la modul de funcționare a motorului ramjet, clapeta superioară închide secțiunea inferioară a compartimentului motorului cu turboreactor. Duza ramjet deschisă este un confuz supersonic și, cu un anumit grad de subexpansiune a jetului ramjet, care se realizează la un număr mare de Mach, oferă o creștere a tracțiunii datorită proiecției longitudinale a forțelor de presiune pe clapeta superioară.
Comparativ cu prototipul, aria relativă a consolei de aripi a fost semnificativ crescută datorită necesității decolării / aterizării aeronavelor. Mecanizarea aripilor include doar elevoni. Chilele sunt echipate cu cârme care pot fi utilizate ca clapete de frână la aterizare. Pentru a asigura un flux neîntrerupt la viteze de zbor subsonice, ecranul are un nas deflectabil. Trenul de aterizare al avionului accelerator este cu patru stâlpi, cu amplasare de-a lungul laturilor pentru a exclude pătrunderea murdăriei și a obiectelor străine în admisia de aer. O astfel de schemă a fost testată pe produsul EPOS - un analog al sistemului orbital al aeronavei "Spiral", care permite, în mod similar cu un șasiu de bicicletă, să se "ghemuit" la decolare.
Un model solid simplificat în mediul CAD a fost dezvoltat pentru a determina greutățile de zbor, poziția centrului de masă și momentele de inerție ale avionului de rapel.
Structura, centrala electrică și echipamentul aeronavei de rapel au fost împărțite în 28 de elemente, fiecare dintre acestea fiind evaluat în funcție de un parametru statistic (greutatea specifică a pielii reduse etc.) și a fost modelat de un element solid similar din punct de vedere geometric. Pentru construcția fuselajului și a suprafețelor portante, au fost utilizate statistici ponderate pentru avioanele MiG-25 / MiG-31. Masa motorului AL-31F M1 este luată „după fapt”. Diferite procente de umplere cu kerosen au fost modelate prin „piese” trunchiate în stare solidă ale cavităților interne ale rezervoarelor de combustibil.
De asemenea, a fost dezvoltat un model simplificat în stare solidă a etapei orbitale. Masele elementelor structurale au fost luate pe baza datelor de pe blocul I (a treia etapă a vehiculului de lansare Soyuz-2 și promițătorul de lansare Angara) cu alocarea componentelor constante și variabile în funcție de masa combustibilului.
Unele caracteristici ale rezultatelor obținute ale aerodinamicii aeronavelor dezvoltate:
Pe avionul accelerator, pentru a crește raza de acțiune, modul de planare este utilizat atunci când se configurează un jet de ram, dar fără a-i furniza combustibil. În acest mod, se folosește o duză de scurgere, care își reduce soluția atunci când motorul ramjet este oprit în zona debitului care asigură fluxul în canalul EHU, astfel încât împingerea difuzorului subsonic al canalului devine egală cu rezistența duzei:
Pdif EVCU = Xcc ramjet. Pur și simplu, principiul de funcționare al dispozitivului de strangulare este utilizat la instalațiile de testare aer-aer de tip SVS-2 TsAGI. Scurgerea duzei podsobranny deschide secțiunea inferioară a compartimentului TRDF, care începe să-și creeze propria rezistență de fund, dar mai mică decât rezistența ramjetului oprit cu flux supersonic în canalul de admisie a aerului. În testele EVCU pe instalația SVS-2 TsAGI, a fost prezentată o funcționare stabilă a admisiei de aer cu numărul Mach M = 1.3, prin urmare, se poate argumenta că modul de planificare cu utilizarea unei duze de scurgere ca sufocator EVCU în se poate afirma domeniul 1,3 ≤ M ≤ Mmax.
Performanța zborului și traseul tipic de zbor
Sarcina aeronavei de rapel este de a lansa o etapă orbitală din lateral în zbor, la o altitudine, viteza de zbor și unghiul de traiectorie care îndeplinesc condiția masei maxime de încărcare utilă pe orbita de referință. În etapa preliminară de cercetare a proiectului Hammer, sarcina este de a atinge altitudinea maximă și viteza de zbor a acestui avion atunci când se utilizează manevra „slide” pentru a crea valori pozitive mari ale unghiului de traiectorie pe ramura sa ascendentă. În acest caz, condiția este setată pentru a minimiza viteza capului la separarea scenei pentru o scădere corespunzătoare a masei carenajului și pentru a reduce sarcinile de pe compartimentul de sarcină utilă în poziția deschisă.
Datele inițiale privind funcționarea motoarelor au fost tracțiunea de zbor și caracteristicile economice ale AL-31F, corectate în funcție de datele de pe bancă ale motorului AL-31F M1, precum și caracteristicile prototipului de motor ramjet recalculat proporțional cu camera de ardere și unghiul ecranului.
În fig. prezintă zonele de zbor orizontal constant al unei aeronave cu accelerare hipersonică în diferite moduri de funcționare ale centralei combinate.
Fiecare zonă este calculată pentru media peste secțiunea corespunzătoare a acceleratorului proiectului „Hammer” pentru masele medii de-a lungul secțiunilor traiectoriei masei de zbor a vehiculului. Se poate observa că avionul de rapel atinge numărul maxim de zbor Mach M = 4,21; atunci când zboară pe motoare cu turboreactor, numărul Mach este limitat la M = 2,23. Este important să rețineți că graficul ilustrează necesitatea de a oferi impulsul ramjet necesar pentru aeronava acceleratoare într-o gamă largă de numere Mach, care a fost atinsă și determinată experimental în timpul lucrului pe dispozitivul de admisie a aerului cu ecran prototip. Decolarea se efectuează la o viteză de decolare V = 360 m / s - proprietățile lagărului aripii și ale ecranului sunt suficiente fără utilizarea mecanizării decolării și a aterizării și a plutirii elevonilor. După urcarea optimă pe secțiunea orizontală H = 10.700 m, avionul de rapel atinge sunetul supersonic de la numărul Mach subsonic M = 0.9, sistemul de propulsie combinat trece la M = 2 și accelerația preliminară la Vopt la M = 2.46. În procesul de urcare pe un ramjet, avionul de rapel face o întoarcere către aerodromul de acasă și atinge o altitudine de H0pik = 20.000 m cu un număr Mach M = 3.73.
La această altitudine, începe o manevră dinamică la atingerea altitudinii maxime de zbor și a unghiului de traiectorie pentru lansarea etapei orbitale. O scufundare ușor înclinată este efectuată cu accelerație la M = 3,9 urmată de o manevră „glisantă”. Motorul ramjet își termină activitatea la o altitudine de H ≈ 25000 m și urcarea ulterioară are loc datorită energiei cinetice a rapelului. Lansarea etapei orbitale are loc pe ramura ascendentă a traiectoriei la o altitudine de Нpusk = 44.049 m cu un număr Mach М = 2.05 și un unghi de traiectorie θ = 45 °. Planul de rapel atinge înălțimea Hmax = 55.871 m pe "deal". Pe ramura descendentă a traiectoriei, la atingerea numărului Mach M = 1.3, motorul ramjet → motor turbojet este comutat pentru a elimina creșterea admisiei de aer ramjet.
În configurația motorului turboreactor, planul de rapel planifică înainte de a intra pe traseul de alunecare, având o sursă de combustibil la bord Ggzt = 1000 kg.
În modul normal, întregul zbor din momentul opririi ramjetului până la aterizare are loc fără utilizarea motoarelor cu o marjă pentru raza de alunecare.
Modificarea parametrilor unghiulari ai mișcării treptelor este prezentată în această figură.
Când este injectat pe o orbită circulară H = 200 km la o altitudine de H = 114 878 m la viteza V = 3 291 m / s, acceleratorul primei etape este separat. Masa celei de-a doua subetape cu o sarcină pe orbită H = 200 km este de 1504 kg, din care sarcina utilă este mpg = 767 kg.
Schema de aplicare și traseul de zbor al avionului accelerator hipersonic al proiectului Hammer are o analogie cu proiectul american „universitar” RASCAL, care este creat cu sprijinul departamentului guvernamental DARPA.
O caracteristică a proiectelor Molot și RASCAL este utilizarea unei manevre dinamice de tip "slide" cu acces pasiv la altitudini mari de lansare ale stadiului orbital Нpusk ≈ 50.000 m la capete de viteză reduse; pentru Molot, q lansare = 24 kg / m2. Altitudinea de lansare face posibilă reducerea pierderilor gravitaționale și a timpului de zbor al unei etape orbitale de unică folosință scumpe, adică a masei sale totale. Capetele mici de lansare de mare viteză fac posibilă minimizarea masei carenajului de sarcină utilă sau chiar refuzarea în unele cazuri, ceea ce este esențial pentru sistemele din clasa ultraligeră (mпгН200 <1000 kg).
Principalul avantaj al aeronavei de rapel a proiectului Hammer față de RASCAL este absența alimentării cu oxigen lichid la bord, ceea ce simplifică și reduce costurile operațiunii sale și exclude tehnologia neexploatată a tancurilor criogenice refolosibile din aviație. Raportul forță-greutate în modul de funcționare al motorului cu jet de ramă permite amplificatorului Molot să ajungă pe ramura ascendentă a „alunecării” „lucrătorilor” pentru etapa orbitală a unghiurilor de traiectorie θ lansare ≈ 45 °, în timp ce RASCAL acceleratorul asigură stadiul său orbital cu unghiul de traiectorie de pornire numai θ lansare ≈ 20 ° cu pierderi ulterioare datorate manevrei de rotire a treptelor.
În ceea ce privește capacitatea de încărcare specifică, sistemul aerospațial cu acceleratorul hipersonic fără pilot Molot este superior sistemului RASCAL: (mпгН500 / mvzl) ciocan = 0,93%, (mпнН486 / mvzl) rascal = 0,25%
Astfel, tehnologia unui motor ramjet cu o cameră de ardere subsonică („cheia” proiectului Hammer), dezvoltată și stăpânită de industria aerospațială internă, depășește promițătoarea tehnologie americană MIPCC pentru injectarea de oxigen în tractul de admisie a aerului TRDF în hipersonic aeronave de rapel.
O aeronavă hipersonică fără pilot care cântărește 74.000 kg efectuează decolarea de pe un aerodrom, accelerația, urcarea de-a lungul unei traiectorii optimizate cu o întoarcere intermediară până la punctul de decolare la o altitudine de H = 20.000 m și M = 3.73, o manevră dinamică de „alunecare” cu un accelerație intermediară într-un baldachin scufundat până la M = 3,9. Pe ramura ascendentă a traiectoriei la H = 44.047 m, M = 2, este separată o etapă orbitală în două trepte cu o masă de 18.508 kg, proiectată pe baza motorului RD-0124.
După trecerea „diapozitivului” Hmax = 55 871 m în modul de planare, amplificatorul zboară la aerodrom, cu o sursă de combustibil garantată de 1000 kg și o greutate de aterizare de 36 579 kg. Etapa orbitală injectează o sarcină utilă cu masa mpg = 767 kg într-o orbită circulară H = 200 km, la H = 500 km mpg = 686 kg.
Referinţă.
1. Baza de testare de laborator a NPO „Molniya” include următoarele complexe de laborator:
2. Acesta este un proiect de avioane civile de mare viteză HEXAFLY-INT
Care este unul dintre cele mai mari proiecte de cooperare internațională. Aceasta implică organizații europene de vârf (ESA, ONERA, DLR, CIRA etc.), rusești (TsAGI, CIAM, LII, MIPT) și australiene (Universitatea din Sydney etc.).
3. Rostec nu a permis falimentul companiei care a dezvoltat naveta spațială „Buran”
Notă: Modelul 3-D de la începutul articolului nu are nicio legătură cu cercetarea și dezvoltarea „Hammer”.
