För närvarande utvecklar OAO NPO Molniya ett multiläge hypersoniskt obemannat flygfordon inom ämnet forsknings- och utvecklingsarbete "Hammer". Denna UAV betraktas som en prototypdemonstrator av teknik för ett hypersoniskt obemannat acceleratorflygplan med ett kombinerat skärmturbo-ramjet-kraftverk. Prototypens nyckelteknologi är användningen av en ramjetmotor (ramjet) med en subsonisk förbränningskammare och en skärmluftsintag.
Beräknade och experimentella parametrar för demonstratorns prototyp:
Bakgrunden till denna FoU var ett projekt av ett multiläge supersoniskt obemannat luftfartyg (MSBLA) utvecklat av JSC NPO Molniya, där det aerodynamiska utseendet på ett lovande obemannat eller bemannat accelerationsflygplan bestämdes. Nyckeltekniken för MSBLA är användningen av en ramjetmotor (ramjet) med en subsonisk förbränningskammare och en skärmluftsintagsanordning. Designparametrar för MSBLA: cruising Mach -nummer M = 1,8 … 4, flyghöjder från låga till H ≈ 20 000 m, startvikt upp till 1000 kg.
Luftinloppslayout som studerades vid SVS-2-stativet för TsAGI visade låg effektivitet hos den applicerade ventrala kilskärmen, gjord "samtidigt" med flygkroppen (bild A) och en rektangulär skärm med ett spännvidd lika med bredden på flygkroppen (bild B).
Båda säkerställde den ungefärliga konstanten för återhämtningskoefficienterna för det totala trycket ν och flödeshastigheten f i angreppsvinkeln, istället för att öka dem.
Eftersom frontskärmen av den typ som användes på Kh-90-raketen inte var lämplig för MSBLA, som en prototyp av ett acceleratorflygplan, beslutades det, på grundval av experimentella studier av TsAGI i början av 80-talet, att utveckla en ventral skärm, bibehåller konfigurationen med en tvåstegs central kropp erhållen genom testresultat.
Under två etapper av experimentell forskning på ett särskilt stativ SVS-2 TsAGI, december 2008-februari 2009 och mars 2010, med ett mellanstadium av numeriska sökstudier, en skärmluftsintagsanordning (EHU) med en tvåstegs konisk kroppen med olika beräknade antal utvecklades. Mach i steg, vilket gjorde det möjligt att erhålla acceptabelt dragkraft i ett stort antal Mach -nummer.
Effekten av skärmen består av en ökning av flödeshastigheten och återhämtningskoefficienter med en ökning av attackvinkeln vid Mach -nummer M> 2,5. Storleken på den positiva gradienten för båda egenskaperna ökar med ökande Mach -antal.
EVZU utvecklades och tillämpades först på X-90 hypersoniska experimentflygplan som utvecklats av NPO Raduga (kryssningsmissiler, enligt NATO-klassificeringen AS-19 Koala)
Som ett resultat utvecklades den aerodynamiska konfigurationen av prototypen enligt "hybrid" -schemat som författarna kallade med integrationen av EHU i bärarsystemet.
Hybridschemat har egenskaper hos både ett "anka" -schema (efter antal och placering av lagerytor) och ett "svansfritt" schema (efter typen av längsgående kontroller). En typisk MSBLA-bana inkluderar en uppskjutning från en markbaserad bärraket, acceleration med en fast drivkraftsförstärkare till en supersonisk ramjet-starthastighet, flygning enligt ett visst program med ett horisontellt segment och bromsning till en låg subsonisk hastighet med en mjuk fallskärmslandning.
Det kan ses att hybridlayouten, på grund av en större markeffekt och optimering av den aerodynamiska layouten för ett minimum av drag vid α = 1,2 ° … 1,4 °, implementerar betydligt högre maxflyg Mach -nummer M ≈ 4,3 i en bred höjdintervall H = 11 … 21 km. "Anka" och "svanslösa" scheman når det maximala värdet av talet М = 3,72 … 3,74 på höjden Н = 11 km. I det här fallet har hybridschemat en liten vinst på grund av förändringen i minimimotståndet och vid låga Mach -nummer, med en räckvidd av flygnummer M = 1,6 … 4,25 på en höjd av H ≈ 11 km. Det minsta området för jämviktsflygning realiseras i "anka" -schemat.
Tabellen visar beräknade flygprestanda för de utvecklade layouterna för typiska flygbanor.
Flygområdena, som har samma nivå för alla versioner av MSBLA, har visat möjligheten att framgångsrikt skapa ett acceleratorflygplan med en något ökad relativ reserv av fotogenbränsle med överljudsintervall i storleksordningen 1500-2000 km för att återvända till hemmaflygplatsen. Samtidigt hade den utvecklade hybridlayouten, som är en följd av den djupa integrationen av det aerodynamiska systemet och ramluftsintaget för ramjetmotorn, en klar fördel när det gäller maximala flyghastigheter och höjdintervallet där maximala hastigheter uppnås. De absoluta värdena för Mach-antalet och flyghöjden, som når Мmax = 4,3 vid Нmax Mmax = 20 500 m, tyder på att ett återanvändbart rymdsystem med ett hypersoniskt höghöjdsflygplan är möjligt på nivå med befintlig teknik i Ryssland. engångsutrymmet är 6–8 gånger jämfört med en uppskjutning från marken.
Denna aerodynamiska layout var det sista alternativet för att överväga ett flerfunktionellt obemannat luftfartyg med flera supersoniska flyghastigheter.
Koncept och allmän layout
Ett utpräglat krav för ett överklockningsflygplan, i jämförelse med dess småstora prototyp, är start / landning på ett flygplan från befintliga flygfält och behovet av att flyga med Mach-nummer som är mindre än Mach-antalet för att starta en ramjetmotor M <1,8 … 2. Detta bestämmer typen och sammansättningen av flygplanets kombinerade kraftverk - en ramjetmotor och turbojetmotorer med en efterbrännare (TRDF).
På grundval av detta bildades acceleratorflygplanets tekniska utseende och allmänna utformning för transportsystemet för lätta klasser med en konstruktionskapacitet på cirka 1000 kg till en jordbana på 200 km. En bedömning av viktparametrarna för ett flytande tvåstegs orbitalsteg baserat på en syre-fotogenmotor RD-0124 utfördes med metoden för karakteristisk hastighet med integrerade förluster, baserat på startförhållandena från acceleratorn.
I det första steget installeras RD-0124-motorn (tomrumskraft 30 000 kg, specifik impuls 359 s), men med reducerad ramdiameter och nära kamrar, eller RD-0124M-motorn (skiljer sig från basen en efter en kammare och ett nytt munstycke med större diameter); i det andra steget, en motor med en kammare från RD-0124 (ett tomrum på 7 500 kg antas). Baserat på den mottagna viktrapporten från omloppsstadiet med en totalvikt på 18 508 kg, utvecklades dess konfiguration och på grundval - layouten för ett hypersoniskt boosterflygplan med en startvikt på 74 000 kg med ett kombinerat kraftverk (KSU).
KSU inkluderar:
TRDF- och ramjetmotorer finns i ett vertikalt paket, vilket gör att var och en av dem kan monteras och servas separat. Fordonets hela längd användes för att rymma en ramjetmotor med en EVC av maximal storlek och följaktligen dragkraft. Fordonets maximala startvikt är 74 ton. Tomvikten är 31 ton.
Avsnittet visar ett omloppsstadium-ett tvåstegs flytande sjösättningsfordon som väger 18, 5 ton och injicerar ett 1000 kg sjösättningsfordon i en jordbana på 200 km. 3 TRDDF AL-31FM1 är också synliga.
Experimentell testning av en ramjetmotor av denna storlek är tänkt att utföras direkt i flygprov, med hjälp av en turbojetmotor för acceleration. Vid utvecklingen av ett enhetligt luftintagssystem antogs de grundläggande principerna:
Implementeras genom att separera luftkanalerna för turbojetmotorn och ramjetmotorn bakom den supersoniska delen av luftintaget och utvecklingen av en enkel transformator som omvandlar den supersoniska delen av EHU till oreglerade konfigurationer "tur och retur", samtidigt som man byter lufttillförsel mellan kanalerna. Fordonets EVZU vid start startar på en turbojetmotor, när hastigheten är inställd på M = 2, 0 växlar den till ramjetmotorn.
Nyttolastfacket och huvudbränsletankarna finns bakom transformatorn EVCU i ett horisontellt paket. Användning av lagringstankar är nödvändig för termisk avkoppling av den "heta" flygkroppsstrukturen och "kalla" värmeisolerade tankar med fotogen. TRDF -facket är placerat bakom nyttolastfacket, som har flödeskanaler för kylning av motorns munstycken, fackets utformning och ramjetmunstyckets övre flik när TRDF är i drift.
Funktionsprincipen för EVZU -transformatorn i acceleratorflygplanet utesluter, med en liten noggrannhet, kraftmotståndet på anordningens rörliga del från sidan av det inkommande flödet. Detta gör att du kan minimera den relativa massan av luftintagsystemet genom att minska vikten på själva enheten och dess drivning jämfört med traditionella justerbara rektangulära luftintag. Ramjetmotorn har en klyvande munstycksdrenare, som i sluten form under turbojetmotorns drift ger ett oavbrutet flöde av flödet runt flygkroppen. När dräneringsmunstycket öppnas vid övergången till ramjetmotorns driftsläge, stänger den övre luckan den nedre delen av turbojetmotorrummet. Det öppna ramjetmunstycket är en supersonisk förvirrare och ger en viss underutvidgning av ramjetstrålen, som realiseras vid höga Mach -nummer, en ökning av dragkraften på grund av den längsgående projiceringen av tryckkrafterna på den övre klaffen.
Jämfört med prototypen har vingkonsolernas relativa yta ökat avsevärt på grund av behovet av start / landning av flygplan. Vingmekanisering inkluderar endast elevons. Kölen är utrustade med roder som kan användas som bromsklaffar vid landning. För att säkerställa oavbrutet flöde vid subsoniska flyghastigheter har skärmen en böjbar näsa. Acceleratorflygplanets landningsställ har fyra pelare, med placering längs sidorna för att utesluta att smuts och främmande föremål tränger in i luftintaget. Ett sådant schema testades på EPOS -produkten - en analog av det orbitala flygplanssystemet "Spiral", som gör det möjligt att, på samma sätt som ett cykelchassi, "haka" vid start.
En förenklad solid modell i CAD-miljön utvecklades för att bestämma flygvikterna, massans centrumposition och självmomentet för tröghetsflygplanets självmoment.
Boosterflygplanets struktur, kraftverk och utrustning delades upp i 28 element, var och en utvärderades enligt en statistisk parameter (specifik vikt för den reducerade huden, etc.) och modellerades av ett geometriskt liknande fast element. För konstruktionen av flygkroppen och lagerytorna användes viktad statistik för MiG-25 / MiG-31-flygplan. Massan på AL-31F M1-motorn tas "efter det faktum". Olika procentsatser av påfyllning av fotogen modellerades av trunkerade "state-casts" av bränsletankarnas inre hålrum.
En förenklad solid-state-modell av orbitalstadiet utvecklades också. Massorna av strukturelementen togs på grundval av data om I-blocket (tredje etappen i Soyuz-2-lanseringsfordonet och det lovande Angara-lanseringsfordonet) med fördelningen av konstanta och variabla komponenter beroende på bränslet.
Några funktioner i de erhållna resultaten av aerodynamik för det utvecklade flygplanet:
På acceleratorflygplanet, för att öka flygintervallet, används glidläget vid konfigurering för en ramjet, men utan att tillföra bränsle till det. I detta läge används ett dräneringsmunstycke, vilket minskar dess lösning när ramjetmotorn stängs av till det flödesområde som ger flödet i EHU -kanalen, så att kraften i kanalens subsoniska diffusor blir lika med munstyckets motstånd:
Pdif EVCU = Xcc ramjet. Enkelt uttryckt används strypningsanordningens driftsprincip på luft-till-luft-testinstallationer av typ SVS-2 TsAGI. Podsobranny-munstycksavloppet öppnar den nedre delen av TRDF-facket, vilket börjar skapa sitt eget bottenmotstånd, men mindre än motståndet hos den avstängda ramjet med supersoniskt flöde i luftintagskanalen. I tester av EVCU på SVS-2 TsAGI-installationen visades stabil drift av luftintaget med Mach-nummer M = 1,3, därför kan det hävdas att planeringsläget med användning av ett dräneringsmunstycke som EVCU-drossel i intervallet 1,3 ≤ M ≤ Mmax kan hävdas.
Flygprestanda och typisk flygväg
Boosterflygplanets uppgift är att starta ett omloppsstadium från sidan under flygning, på en höjd, flyghastighet och banvinkel som uppfyller villkoren för den maximala nyttolastmassan i referensbanan. På det inledande forskningsstadiet om Hammer -projektet är uppgiften att uppnå maximal höjd och flyghastighet för detta flygplan när man använder "glid" -manöver för att skapa stora positiva värden för banvinkeln på dess stigande gren. I detta fall är villkoret inställt på att minimera hastighetshuvudet vid separering av scenen för en motsvarande minskning av kåpan och att minska belastningarna på nyttolastfacket i öppet läge.
De inledande uppgifterna om motorernas funktion var AL-31F: s dragkraft och ekonomiska egenskaper, korrigerade enligt bänkdata för AL-31F M1-motorn, samt egenskaperna hos prototypen ramjetmotor omberäknad i proportion till förbränningskammaren och skärmvinkeln.
I fig. visar områdena för horisontell jämnflygning av ett hypersoniskt acceleratorflygplan i olika driftsätt för det kombinerade kraftverket.
Varje zon beräknas för genomsnittet över motsvarande sektion av acceleratorn i "Hammer" -projektet för de genomsnittliga massorna längs sektionerna av fordonets flygmassa. Det kan ses att förstärkningsplanet når det maximala flyget Mach -nummer M = 4,21; vid flygning på turbojetmotorer är Mach -antalet begränsat till M = 2,23. Det är viktigt att notera att grafen illustrerar behovet av att tillhandahålla den erforderliga ramjetkraften för acceleratorflygplanet i ett brett spektrum av Mach -nummer, vilket uppnåddes och bestämdes experimentellt under arbetet med prototypskärmsluftintagsanordningen. Start sker med en lyfthastighet V = 360 m / s - bäregenskaperna hos vingen och skärmen är tillräckliga utan användning av start- och landningsmekanisering och svävande av elevons. Efter den optimala stigningen på den horisontella sektionen H = 10 700 m når boosterflygplanet supersoniskt ljud från det subsoniska Mach -talet M = 0,9, det kombinerade framdrivningssystemet växlar vid M = 2 och den preliminära accelerationen till Vopt vid M = 2,46. I processen med att klättra på en ramjet gör boosterplanet en sväng till hemflygplatsen och når en höjd av H0pik = 20 000 m med ett Mach -nummer M = 3,73.
På denna höjd börjar en dynamisk manöver när den maximala flyghöjden och banvinkeln uppnås för att starta orbitalstadiet. Ett försiktigt sluttande dyk utförs med acceleration till M = 3,9 följt av en "glid" -manöver. Ramjetmotorn avslutar sitt arbete på en höjd av H ≈ 25000 m och den efterföljande stigningen sker på grund av boosterns rörelseenergi. Lanseringen av omloppsstadiet sker på banans stigande gren på en höjd av Нpusk = 44,049 m med ett Mach -tal М = 2,05 och en böjningsvinkel θ = 45 °. Boosterplanet når höjden Hmax = 55,871 m på "backen". På banans nedåtgående gren, när Mach -talet M = 1,3 uppnås, kopplas ramjetmotorn → turbojetmotorn för att eliminera ramjet -luftintaget.
I konfigurationen av turbojetmotorn planerar boosterplanet innan det går in i glidbanan, med en bränsletillförsel ombord på Ggzt = 1000 kg.
I normalläget sker hela flygningen från det att ramjet stängs av till landning utan motorer med marginal för glidande räckvidd.
Förändringen i stegrörelsens vinkelparametrar visas i denna figur.
När den injiceras i en cirkulär bana H = 200 km på en höjd av H = 114 878 m med en hastighet av V = 3291 m / s separeras acceleratorn för det första delsteget. Massan av det andra delsteget med en belastning i omloppsbana H = 200 km är 1504 kg, varav nyttolasten är mpg = 767 kg.
Systemet för tillämpning och flygväg för Hammer -projektets hypersoniska acceleratorflygplan har en analogi med det amerikanska "universitet" -projektet RASCAL, som skapas med stöd av regeringsavdelningen DARPA.
En egenskap hos Molot- och RASCAL-projekten är användningen av en dynamisk manöver av typen "diabild" med passiv åtkomst till höga starthöjder i orbitalstadiet Нpusk ≈ 50 000 m vid låga höghastighetshuvuden; för Molot, q lansering = 24 kg / m2. Uppskjutningshöjden gör det möjligt att minska gravitationstapparna och flygtiden för ett dyrt engångsbanesteg, det vill säga dess totala massa. Små höghastighets lanseringshuvuden gör det möjligt att minimera massan av nyttolastkapslingen eller till och med neka den i vissa fall, vilket är viktigt för system av ultralätt klass (mпгН200 <1000 kg).
Den främsta fördelen med Hammer -projektets förstärkningsflygplan jämfört med RASCAL är frånvaron av flytande syretillförsel ombord, vilket förenklar och minskar driftskostnaderna och utesluter den outnyttjade tekniken för återanvändbara kryogenbehållare för flyg. Drag-till-vikt-förhållandet i ramjetmotorns driftläge tillåter Molot-booster att nå den stigande grenen av "glid" av "arbetarna" för banans vinkelbanor θ startar ≈ 45 °, medan RASCAL acceleratorn förser sitt orbitalstadium med startbanans vinkel endast θ lansering ≈ 20 ° med efterföljande förluster på grund av stegomsättningsmanöver.
När det gäller specifik bärighet är flyg- och rymdsystemet med Molots hypersoniska obemannade accelerator överlägsen RASCAL -systemet: (mпгН500 / mvzl) hammare = 0,93%, (mпнН486 / mvzl) rascal = 0,25%
Således överträffar tekniken för en ramjetmotor med en subsonisk förbränningskammare ("nyckeln" i Hammer -projektet), utvecklad och behärskad av den inhemska rymdindustrin, den lovande amerikanska tekniken MIPCC för att injicera syre i TRDF -luftintagskanalen i hypersonisk boostarflygplan.
Ett hypersoniskt obemannat accelerationsflygplan som väger 74 000 kg utför start från ett flygfält, accelererar, klättrar längs en optimerad bana med en mellanliggande sväng till startpunkten till en höjd av H = 20 000 m och M = 3,73, en dynamisk "glidmanöver" med en mellanacceleration i en baldakin som dyker upp till M = 3,9. På banans stigande gren vid H = 44 047 m, M = 2, separeras ett tvåstegs bansteg med en massa på 18 508 kg, utformat på grundval av RD-0124-motorn.
Efter att ha passerat "glid" Hmax = 55 871 m i glidläget, flyger boostern till flygfältet, med en garanterad bränsletillförsel på 1000 kg och en landningsvikt på 36 579 kg. Orbitalstadiet injicerar en nyttolast med massa mpg = 767 kg i en cirkulär bana H = 200 km, vid H = 500 km mpg = 686 kg.
Referens.
1. Laboratorietester för NPO "Molniya" inkluderar följande laboratoriekomplex:
2. A detta är ett HEXAFLY-INT höghastighets civilt flygplansprojekt
Vilket är ett av de största internationella samarbetsprojekten. Det omfattar ledande europeiska (ESA, ONERA, DLR, CIRA, etc.), ryska (TsAGI, CIAM, LII, MIPT) och australiensiska (The University of Sydney, etc.) organisationer.
3. Rostec tillät inte konkurs hos företaget som utvecklade rymdfärjan "Buran"
Obs: 3D-modellen i början av artikeln har ingenting att göra med forskningen och utvecklingen "Hammer".
