For tiden utvikler OAO NPO Molniya et multimodus hypersonisk ubemannet luftfartøy om forsknings- og utviklingsarbeid "Hammer". Denne UAV regnes som en prototype demonstrator av teknologier for et hypersonisk ubemannet akseleratorfly med et kombinert turbo-ramjet-kraftverk. Nøkkelteknologien til prototypen er bruk av en ramjet -motor (ramjet) med et subsonisk forbrenningskammer og et skjermluftinntak.
Beregnede og eksperimentelle parametere for demonstratorprototypen:
Bakgrunnen for denne FoU var et prosjekt av et multimodus supersonisk ubemannet luftfartøy (MSBLA) utviklet av JSC NPO Molniya, der det aerodynamiske utseendet til et lovende ubemannet eller bemannet akseleratorfly ble bestemt. Nøkkelteknologien til MSBLA er bruk av en ramjet -motor (ramjet) med et subsonisk forbrenningskammer og et skjermluftinntak. Designparametere for MSBLA: cruising Mach -tall M = 1,8 … 4, flyhøyder fra lav til H ≈ 20 000 m, lanseringsvekt opp til 1000 kg.
Luftinnløpsoppsettet som ble studert ved SVS-2-stativet til TsAGI viste lav effektivitet av det påførte ventrale kileskjermen, laget "samtidig" med flykroppen (fig. A) og et rektangulært skjold med et spenn som tilsvarer bredden på flykroppen (fig. B).
Begge sørget for den omtrentlige konstanten til utvinningskoeffisientene for totaltrykket ν og strømningshastigheten f i angrepsvinkelen, i stedet for å øke dem.
Siden frontskjermen av typen som ble brukt på Kh-90-raketten ikke var egnet for MSBLA, som en prototype av et akseleratorfly, ble det besluttet, på grunnlag av eksperimentelle studier av TsAGI på begynnelsen av 80-tallet, å utvikle en ventral skjermen, og beholder konfigurasjonen med et to-trinns sentrallegeme oppnådd av testresultater.
I løpet av to stadier av eksperimentell forskning på en spesiell stand SVS-2 TsAGI, desember 2008-februar 2009 og mars 2010, med et mellomtrinn i numeriske søkestudier, en skjermluftinntaksenhet (EHU) med en to-trinns konisk kroppen med forskjellige beregnede tall ble utviklet. Mach i trinn, noe som gjorde det mulig å oppnå akseptabelt trykk i et bredt spekter av Mach -tall.
Effekten av skjermen består i en økning i strømningshastigheten og utvinningskoeffisienter med en økning i angrepsvinkelen ved Mach -tall M> 2,5. Størrelsen på den positive gradienten til begge karakteristikkene øker med økende Mach -antall.
EVZU ble først utviklet og brukt på det hypersoniske eksperimentelle flyet X-90 utviklet av NPO Raduga (cruisemissiler, i henhold til NATO-klassifisering AS-19 Koala)
Som et resultat ble den aerodynamiske konfigurasjonen av prototypen utviklet i henhold til "hybrid" -opplegget som ble kalt av forfatterne med integrering av EHU i bærersystemet.
Hybridordningen har trekk ved både en "and" -ordning (etter antall og plassering av lagerflater) og en "halefri" ordning (etter typen langsgående kontroller). En typisk MSBLA-bane inkluderer en oppskytning fra en bakkebasert bærerakett, akselerasjon med en solid drivstoffforsterker til en supersonisk ramjet-lanseringshastighet, flyging i henhold til et gitt program med et horisontalt segment og bremsing til en lav subsonisk hastighet med en myk fallskjermlanding.
Det kan sees at hybridoppsettet, på grunn av en større bakkeeffekt og optimalisering av det aerodynamiske oppsettet for et minimum av drag ved α = 1,2 ° … 1,4 °, implementerer betydelig høyere maksimal flytur Mach -tall M ≈ 4,3 i bredden høydeområde H = 11 … 21 km. "Ande" og "haleløse" ordninger når maksimalverdien til tallet М = 3,72 … 3,74 i høyden Н = 11 km. I dette tilfellet har hybridskjemaet en liten gevinst på grunn av endringen i minimumsmotstanden og ved lave Mach -tall, med en rekke flyvningstall M = 1,6 … 4,25 i en høyde på H ≈ 11 km. Det minste området med likevektsflyging realiseres i "and" -opplegget.
Tabellen viser de beregnede flyprestasjonsdataene for de utviklede oppsettene for typiske flybaner.
Flyområdene, som har samme nivå for alle versjoner av MSBLA, har vist muligheten for å lykkes med å lage et akseleratorfly med en noe økt relativ reserve av parafin med supersoniske flyvningsområder i størrelsesorden 1500-2000 km for retur til hjemmeflyplassen. Samtidig hadde det utviklede hybridoppsettet, som er en konsekvens av den dype integreringen av det aerodynamiske opplegget og skjermluftinntaket til ramjetmotoren, en klar fordel når det gjelder maksimal flygehastighet og høydeområdet som maksimal hastighet er oppnådd. De absolutte verdiene for Mach-tallet og flyhøyden, som når Мmaks = 4,3 ved Нmaks Mmax = 20,500 m, antyder at det gjenbrukbare luftfartssystemet med et hypersonisk boosterfly i stor høyde er mulig på nivå med eksisterende teknologi i Russland. engangsromstadiet er 6–8 ganger sammenlignet med en oppskytning fra bakken.
Denne aerodynamiske oppsettet var det siste alternativet for å vurdere et flerbrukt ubemannet luftfartøy med flere moduser med høye supersoniske flygehastigheter.
Konsept og generell layout
Et særpreget krav for et overklokkingsfly, sammenlignet med den lille prototypen, er start / landing på et fly fra eksisterende flyplasser og behovet for å fly på Mach-tall som er mindre enn Mach-antallet for å starte en ramjetmotor M <1.8 … 2. Dette bestemmer typen og sammensetningen av flyets kombinerte kraftverk - en ramjet -motor og turbojet -motorer med en etterbrenner (TRDF).
På grunnlag av dette ble det tekniske utseendet og den generelle utformingen av akseleratorflyet for lette romtransportsystemet dannet med en konstruert bæreevne på ca 1000 kg til en bane med lav jord på 200 km. En vurdering av vektparametrene til et flytende totrinns orbitaltrinn basert på en oksygen-parafin motor RD-0124 ble utført ved metoden for karakteristisk hastighet med integrerte tap, basert på betingelsene for oppskytning fra gasspedalen.
På det første trinnet er RD-0124-motoren (tomromskraft 30 000 kg, spesifikk impuls 359 s) installert, men med redusert rammediameter og tette kamre, eller RD-0124M-motoren (skiller seg fra basen ett etter ett kammer og en ny dyse med større diameter); i den andre fasen, en motor med ett kammer fra RD-0124 (det antas et tomrom på 7500 kg). Basert på den mottatte vektrapporten fra banestadiet med en totalvekt på 18 508 kg, ble dens konfigurasjon utviklet og på grunnlag - utformingen av et hypersonisk boosterfly med en startvekt på 74 000 kg med et kombinert kraftverk (KSU).
KSU inkluderer:
TRDF- og ramjet -motorer er plassert i en vertikal pakke, som gjør at hver av dem kan monteres og betjenes separat. Hele kjøretøyets lengde ble brukt til å imøtekomme en ramjetmotor med en EVC av maksimal størrelse og følgelig skyvekraft. Maksimal startvekt for kjøretøyet er 74 tonn. Den tomme vekten er 31 tonn.
Seksjonen viser et banestadium-et to-trinns flytende oppskytningsbil som veier 18, 5 tonn, og injiserer et 1000 kg oppskytningsbil i en bane med lav jord på 200 km. 3 TRDDF AL-31FM1 er også synlige.
Eksperimentell testing av en ramjetmotor av denne størrelsen skal utføres direkte i flygtester, ved bruk av en turbojetmotor for akselerasjon. Ved utviklingen av et enhetlig luftinntakssystem ble de grunnleggende prinsippene vedtatt:
Implementert ved å skille luftkanalene for turbojetmotoren og ramjetmotoren bak den supersoniske delen av luftinntaket og utviklingen av en enkel transformator som omdanner den supersoniske delen av EHU til uregulerte konfigurasjoner "rundtur", samtidig som den bytter lufttilførsel mellom kanalene. EVZU for kjøretøyet ved start starter på en turbojetmotor, når hastigheten er satt til M = 2, 0, bytter den til ramjetmotoren.
Nyttelastrommet og hoveddrivstofftankene er plassert bak transformatoren EVCU i en horisontal pakke. Bruk av lagertanker er nødvendig for termisk frakobling av den "varme" flykonstruksjonen og "kalde" varmeisolerte tanker med parafin. TRDF -rommet er plassert bak nyttelastrommet, som har strømningskanaler for kjøling av motorens dyser, utformingen av rommet og den øvre klaffen på ramjet -dysen når TRDF er i drift.
Funksjonsprinsippet for EVZU -transformatoren til akseleratorflyet utelukker, med en liten nøyaktighet, kraftmotstanden på den bevegelige delen av enheten fra siden av den innkommende strømmen. Dette lar deg minimere den relative massen til luftinntakssystemet ved å redusere vekten til selve enheten og drivverket sammenlignet med tradisjonelle justerbare rektangulære luftinntak. Ramjet-motoren har en splittende dyse-avløp, som i lukket form under driften av turbojet-motoren gir en uavbrutt strøm av strømmen rundt flykroppen. Når du åpner avløpsdysen ved overgangen til ramjet -motorens driftsmodus, lukker den øvre klaffen den nedre delen av turbojet -motorrommet. Den åpne ramjet -dysen er en supersonisk forveksler og gir med en viss underutvidelse av ramjet -strålen, som er realisert ved høye Mach -tall, en økning i skyvekraften på grunn av den langsgående projeksjonen av trykkreftene på den øvre klaffen.
Sammenlignet med prototypen har det relative arealet til vingekonsollene blitt betydelig økt på grunn av behovet for flystart / landing. Vingemekanisering inkluderer bare elevons. Kjølene er utstyrt med ror som kan brukes som bremseklaffer ved landing. For å sikre uavbrutt flyt ved subsoniske flygehastigheter har skjermen en avbøyelig nese. Landingsutstyret til gasspedalen er fire søyler, med plassering langs sidene for å utelukke inntrengning av smuss og fremmedlegemer i luftinntaket. En slik ordning ble testet på EPOS -produktet - en analog av orbitalflysystemet "Spiral", som tillater, på samme måte som et sykkelunderstell, å "sitte på huk" ved start.
En forenklet solid modell i CAD-miljøet ble utviklet for å bestemme flyvektene, posisjonen til massesenteret og selvmomentene for treghet i flyet.
Boosterflyets struktur, kraftverk og utstyr ble delt inn i 28 elementer, som hver ble evaluert i henhold til en statistisk parameter (spesifikk vekt av redusert hud, etc.) og ble modellert av et geometrisk lignende fast element. For konstruksjonen av flykroppen og lagerflatene ble det brukt vektet statistikk for MiG-25 / MiG-31 fly. Massen til AL-31F M1-motoren er tatt "etter det faktum". Ulike prosentandel av parafinpåfylling ble modellert av avkortede solid-state "avstøpninger" av de indre hulrommene i drivstofftankene.
Det ble også utviklet en forenklet solid state-modell av banestadiet. Massene av strukturelementene ble tatt på grunnlag av data om I-blokken (den tredje fasen av Soyuz-2 lanseringskjøretøy og det lovende Angara-lanseringsbilen) med tildelingen av konstante og variable komponenter avhengig av masse drivstoff.
Noen trekk ved de oppnådde resultatene av aerodynamikken til det utviklede flyet:
På akseleratorflyet, for å øke flyområdet, brukes glidemodus når du konfigurerer for en ramjet, men uten å levere drivstoff til den. I denne modusen brukes en dreneringsdyse, som reduserer løsningen når ramjetmotoren slås av til strømningsområdet som gir strømmen i EHU -kanalen, slik at kraften til den subsoniske diffusoren til kanalen blir lik dysens motstand:
Pdif EVCU = Xcc ramjet. Enkelt sagt, driftsprinsippet for strupeenheten brukes på luft-til-luft testinstallasjoner av SVS-2 TsAGI-typen. Podsobranny dysedrenering åpner bunnseksjonen i TRDF-rommet, som begynner å skape sin egen bunnmotstand, men mindre enn motstanden til den slåtte ramjet med supersonisk strømning i luftinntakskanalen. I tester av EVCU på SVS-2 TsAGI-installasjonen ble stabil drift av luftinntaket med Mach nummer M = 1,3 vist, derfor kan det argumenteres for at planleggingsmodus med bruk av avløpsdyse som EVCU-drossel i området 1,3 ≤ M ≤ Mmax kan hevdes.
Flyytelse og typisk flyvei
Boosterflyets oppgave er å starte et orbitalstadium fra siden under flyging, i en høyde, flyhastighet og banevinkel som oppfyller betingelsen for maksimal nyttelastmasse i referansebanen. På det innledende stadiet av forskningen på Hammer -prosjektet er oppgaven å oppnå maksimal høyde og flyhastighet for dette flyet ved bruk av "lysbilde" -manøveren for å lage store positive verdier av banevinkelen på den stigende grenen. I dette tilfellet er betingelsen satt til å minimere hastigheten på hodet når du skiller trinnet for en tilsvarende reduksjon i massen til kåpen og for å redusere belastningene på nyttelastrommet i åpen stilling.
De første dataene om driften av motorene var flytrekk og økonomiske egenskaper til AL-31F, korrigert i henhold til benkdataene til AL-31F M1-motoren, samt egenskapene til prototypen ramjetmotor som er beregnet på nytt i forhold til forbrenningskammeret og skjermvinkelen.
I fig. viser områdene med horisontal jevn flyging av et hypersonisk akseleratorfly i forskjellige driftsmåter for det kombinerte kraftverket.
Hver sone beregnes for gjennomsnittet over den tilsvarende delen av gasspedalen i "Hammer" -prosjektet for gjennomsnittsmassene langs delene av kjøretøyets flymassebane. Det kan sees at booster -planet når maksimal flytur Mach -nummer M = 4,21; når du flyr på turbojetmotorer, er Mach -antallet begrenset til M = 2,23. Det er viktig å merke seg at grafen illustrerer behovet for å gi den nødvendige ramjetrykk for akseleratorflyet i et bredt spekter av Mach -tall, som ble oppnådd og bestemt eksperimentelt under arbeidet med prototypeskjermens luftinntak. Start gjøres med en løftehastighet V = 360 m / s - bæreegenskapene til vingen og skjermen er tilstrekkelige uten bruk av start- og landingsmekanisering og sveving av elevoner. Etter den optimale klatringen på den horisontale delen H = 10.700 m når boosterflyet supersonisk lyd fra det subsoniske Mach nummer M = 0.9, det kombinerte fremdriftssystemet bytter ved M = 2 og foreløpig akselerasjon til Vopt ved M = 2.46. I ferd med å klatre på en ramjet tar booster -flyet en sving til hjemmeflyplassen og når en høyde på H0pik = 20 000 m med et Mach -nummer M = 3,73.
I denne høyden begynner en dynamisk manøver når den maksimale flygehøyden og banevinkelen når lanseringen av banestadiet. Et forsiktig skrånende dykk utføres med akselerasjon til M = 3,9 etterfulgt av en "lysbilde" manøver. Ramjet -motoren avslutter arbeidet i en høyde på H ≈ 25000 m, og den påfølgende stigningen skjer på grunn av boosterens kinetiske energi. Lanseringen av banestadiet finner sted på den stigende grenen av banen i en høyde på Нpusk = 44.049 m med et Mach -nummer М = 2.05 og en banevinkel θ = 45 °. Forsterkerplanet når høyden Hmax = 55,871 m på "åsen". På den nedadgående grenen av banen, når den når Mach -nummeret M = 1,3, blir ramjetmotoren → turbojetmotoren slått for å eliminere bølge av ramjet luftinntak.
I konfigurasjonen av turbojetmotoren planlegger boosterplanet før det går inn i glidebanen, med drivstofftilførsel ombord på Ggzt = 1000 kg.
I normalmodus skjer hele flyvningen fra det øyeblikket ramjetten slås av til landing uten bruk av motorer med margin for glidebredde.
Endringen i vinkelparametrene til trinnbevegelsen er vist i denne figuren.
Når den injiseres i en sirkulær bane H = 200 km i en høyde på H = 114 878 m ved en hastighet på V = 3291 m / s, skilles akseleratoren til det første deltrinnet. Massen til det andre deltrinnet med en belastning i bane H = 200 km er 1504 kg, hvorav nyttelasten er mpg = 767 kg.
Ordningen med søknad og flytur for Hammer -prosjektets hypersoniske akseleratorfly har en analogi med det amerikanske "universitetet" -prosjektet RASCAL, som opprettes med støtte fra regjeringsavdelingen DARPA.
Et trekk ved Molot- og RASCAL-prosjektene er bruk av en dynamisk manøver av "lysbildet" -typen med passiv tilgang til høye oppskytningshøyder på banestadiet Нpusk ≈ 50.000 m ved lave høyhastighetshoder; for Molot, q lansering = 24 kg / m2. Lanseringshøyden gjør det mulig å redusere gravitasjonstapene og flytiden til et dyrt engangsbanestadium, det vil si totalmassen. Små høyhastighets lanseringshoder gjør det mulig å minimere massen på nyttelasten eller til og med nekte den i noen tilfeller, noe som er avgjørende for systemer i ultralettklassen (mпгН200 <1000 kg).
Den viktigste fordelen med Hammer -prosjektets boosterfly i forhold til RASCAL er fraværet av flytende oksygenforsyning ombord, noe som forenkler og reduserer driftskostnadene og utelukker den uutnyttede teknologien til luftfartsgjenbrukbare kryogene tanker. Trykk-til-vekt-forholdet i ramjet-motorens driftsmodus gjør at Molot-booster kan nå den stigende grenen av "lysbildet" til "arbeiderne" for banestadiet i banevinklene θ starter ≈ 45 °, mens RASCAL akseleratoren gir sitt banestadium bare startbanevinkelen θ lansering ≈ 20 ° med påfølgende tap på grunn av trinnomsetningsmanøveren.
Når det gjelder spesifikk bæreevne, er luftfartssystemet med Molot hypersoniske ubemannede akselerator overlegen RASCAL -systemet: (mпгН500 / mvzl) hammer = 0,93%, (mпнН486 / mvzl) rascal = 0,25%
Dermed overgår teknologien til en ramjet -motor med et subsonisk forbrenningskammer ("nøkkelen" til Hammer -prosjektet), utviklet og mestret av den innenlandske luftfartsindustrien, den lovende amerikanske teknologien MIPCC for å injisere oksygen i TRDF -luftinntaket i hypersonisk booster fly.
Et hypersonisk ubemannet akseleratorfly som veier 74 000 kg utfører start fra et flyplass, akselererer, klatrer langs en optimalisert bane med en mellomsving til startpunktet til en høyde på H = 20 000 m og M = 3,73, en dynamisk "lysbilde" manøver med en mellomakselerasjon i en baldakin som dykker opp til M = 3,9. På den stigende grenen av banen ved H = 44.047 m, M = 2, skilles et to-trinns banetrinn med en masse på 18.508 kg, designet på grunnlag av RD-0124-motoren.
Etter å ha passert "lysbildet" Hmax = 55 871 m i glidemodus, flyr booster til flyplassen, med en garantert drivstofftilførsel på 1000 kg og en landingsvekt på 36 579 kg. Orbitalstadiet injiserer en nyttelast med masse mpg = 767 kg i en sirkulær bane H = 200 km, ved H = 500 km mpg = 686 kg.
Henvisning.
1. Laboratorietestingbasen til NPO "Molniya" inkluderer følgende laboratoriekomplekser:
2. A dette er et HEXAFLY-INT høyhastighets sivilt flyprosjekt
Som er et av de største internasjonale samarbeidsprosjektene. Det involverer ledende europeiske (ESA, ONERA, DLR, CIRA, etc.), russiske (TsAGI, CIAM, LII, MIPT) og australske (The University of Sydney, etc.) organisasjoner.
3. Rostec tillot ikke konkursen til selskapet som utviklet romfergen "Buran"
Merk: 3D-modellen i begynnelsen av artikkelen har ingenting å gjøre med forskningen og utviklingen "Hammer".
