V současné době OAO NPO Molniya vyvíjí vícerežimové hypersonické bezpilotní letadlo na téma výzkumné a vývojové práce „Kladivo“. Tento bezpilotní letoun je považován za prototyp demonstrátoru technologií hypersonického bezpilotního akcelerátoru s kombinovanou obrazovkou turbo-ramjetové elektrárny. Klíčovou technologií prototypu je použití náporového motoru (ramjet) s podzvukovou spalovací komorou a zařízením pro sání vzduchu.
Vypočtené a experimentální parametry prototypu demonstrátoru:
Pozadí tohoto výzkumu a vývoje byl projekt vícemódového nadzvukového bezpilotního letounu (MSBLA) vyvinutého JSC NPO Molniya, ve kterém byl určen aerodynamický vzhled slibného bezpilotního nebo pilotovaného akcelerátoru. Klíčovou technologií MSBLA je použití náporového motoru (ramjet) s podzvukovou spalovací komorou a zařízením pro sání vzduchu. Konstrukční parametry MSBLA: cestovní Machova čísla M = 1,8 … 4, letové výšky od nízkých do H ≈ 20 000 m, startovací hmotnost až 1000 kg.
Uspořádání přívodu vzduchu studované na stánku SVS-2 společnosti TsAGI ukázalo nízkou účinnost aplikovaného ventrálního klínového štítu vyrobeného „současně“s trupem (obr. A) a obdélníkovým štítem s rozpětím rovným šířce trupu (obr. B).
Oba zajistili přibližnou stálost koeficientů zotavení celkového tlaku ν a průtoku f v úhlu náběhu, místo aby je zvyšovali.
Vzhledem k tomu, že čelní stínění typu použitého na raketě Kh-90 nebylo pro MSBLA vhodné, jako prototyp akceleračního letadla, bylo na základě experimentálních studií TsAGI na počátku 80. let rozhodnuto vyvinout ventrální obrazovka, zachovávající konfiguraci s dvoustupňovým centrálním tělesem získaným výsledky testů.
V průběhu dvou fází experimentálního výzkumu na speciálním stojanu SVS-2 TsAGI, prosinec 2008-únor 2009 a březen 2010, s mezistupněm numerických rešeršních studií, zařízení pro sání vzduchu (EHU) s dvoustupňovým kónickým bylo vyvinuto těleso s různými vypočítanými počty. Mach v krocích, které umožnily získat přijatelný tah v široké škále Machových čísel.
Účinek clony spočívá ve zvýšení koeficientů průtoku a zotavení se zvýšením úhlu náběhu při Machových číslech M> 2,5. Velikost pozitivního gradientu obou charakteristik roste s rostoucím Machovým číslem.
EVZU byl poprvé vyvinut a použit na hypersonickém experimentálním letadle X-90 vyvinutém NPO Raduga (řízená střela podle klasifikace NATO AS-19 Koala)
V důsledku toho byla aerodynamická konfigurace prototypu vyvinuta podle „hybridního“schématu, které autoři nazývali s integrací EHU do nosného systému.
Hybridní schéma má vlastnosti jak „kachního“schématu (podle počtu a umístění nosných ploch), tak „bezocasého“schématu (podle typu podélných ovladačů). Typická trajektorie MSBLA zahrnuje start z pozemního odpalovacího zařízení, zrychlení s posilovačem na tuhá paliva na nadzvukovou rychlost rozběhu, let podle daného programu s horizontálním segmentem a brzdění na nízkou podzvukovou rychlost s měkkým přistáním na padáku.
Je vidět, že hybridní uspořádání, díky většímu účinku na půdu a optimalizaci aerodynamického uspořádání pro minimální odpor při α = 1,2 ° … 1,4 °, implementuje výrazně vyšší maximální letová Machova čísla M ≈ 4,3 v širokém rozsah výšek H = 11 … 21 km. Schémata „kachna“a „bez ocasu“dosahují maximální hodnoty čísla М = 3,72 … 3,74 ve výšce Н = 11 km. V tomto případě má hybridní schéma malý zisk díky posunu minimálního odporu a při nízkých Machových číslech, které mají rozsah letových čísel M = 1,6 … 4,25 ve výšce H ≈ 11 km. Nejmenší oblast rovnovážného letu je realizována v „kachním“schématu.
Tabulka ukazuje vypočítané údaje o letových výkonech pro vyvinutá rozvržení pro typické trajektorie letu.
Letové rozsahy, které mají stejnou úroveň pro všechny verze MSBLA, ukázaly možnost úspěšného vytvoření akceleračního letadla s mírně zvýšenou relativní rezervou petrolejového paliva s nadzvukovými letovými dolety řádově 1500-2000 km pro návrat do domácí letiště. Vyvinuté hybridní uspořádání, které je důsledkem hluboké integrace aerodynamického schématu a sání vzduchu z obrazovky motoru ramjet, mělo zároveň jasnou výhodu, pokud jde o maximální letové rychlosti a rozsah nadmořských výšek, ve kterých jsou realizovány maximální rychlosti. Absolutní hodnoty Machova čísla a letové výšky dosahující Мmax = 4,3 při Нmax Mmax = 20 500 m, umožňují hovořit o proveditelnosti opakovaně použitelného leteckého systému s hypersonickým výškovým posilovacím letounem na úrovni stávajícího technologie v Rusku. vesmírná fáze na jedno použití je 6–8krát ve srovnání se startem ze země.
Toto aerodynamické uspořádání bylo poslední možností pro zvážení opakovaně použitelného vícerežimového bezpilotního letounu s vysokou nadzvukovou rychlostí letu.
Koncept a obecné rozložení
Charakteristickým požadavkem na přetaktování letounu ve srovnání s jeho malým prototypem je vzlet / přistání na letadle ze stávajících letišť a potřeba létat na Machových číslech nižších, než je Machův počet startů ramjet M <1,8 … 2. Toto určuje typ a složení kombinované elektrárny letadla - rázový motor a proudové motory s přídavným spalováním (TRDF).
Na základě toho byl vytvořen technický vzhled a celkové uspořádání akceleračního letounu pro transportní vesmírný systém lehkých tříd s konstrukční nosností asi 1000 kg na oběžnou dráhu Země s délkou 200 km. Hmotnostní parametry kapalného dvoustupňového orbitálního stupně na bázi kyslíkovo-petrolejového motoru RD-0124 byly odhadnuty metodou charakteristické rychlosti s integrálními ztrátami na základě podmínek startu z urychlovače.
V první fázi je nainstalován motor RD-0124 (prázdný tah 30 000 kg, specifický impuls 359 s), ale se zmenšeným průměrem rámu a uzavřenými komorami, nebo motor RD-0124M (liší se od základny o jednu komoru a nová tryska většího průměru); ve druhém stupni motor s jednou komorou z RD-0124 (předpokládá se prázdný tah 7 500 kg). Na základě přijaté zprávy o hmotnosti orbitálního stupně s celkovou hmotností 18 508 kg byla vyvinuta jeho konfigurace a na jejím základě - uspořádání nadzvukového posilovacího letadla se vzletovou hmotností 74 000 kg s kombinovanou elektrárnou (KSU).
KSU zahrnuje:
Motory TRDF a ramjet jsou umístěny ve svislém pouzdře, které umožňuje montáž a servis každého z nich samostatně. Po celé délce vozidla bylo použito pro náporový motor s EVC maximální velikosti, a tedy i tahu. Maximální vzletová hmotnost vozidla je 74 tun. Prázdná hmotnost je 31 tun.
Sekce ukazuje orbitální stupeň-dvoustupňové kapalinové nosné vozidlo s hmotností 18,5 tuny, které vynáší nosnou raketu o hmotnosti 1 000 kg na oběžnou dráhu Země s délkou 200 km. Viditelné jsou také 3 TRDDF AL-31FM1.
Experimentální testování náporového motoru této velikosti by mělo být prováděno přímo v letových zkouškách s využitím proudového motoru pro zrychlení. Při vývoji jednotného systému sání vzduchu byly přijaty základní principy:
Realizováno rozdělením vzduchových kanálů pro proudový motor a náporový motor za nadzvukovou část přívodu vzduchu a vývoj jednoduchého transformátorového zařízení, které převádí nadzvukovou část EHU na neregulované konfigurace „zpáteční“a současně přepíná vzduch napájení mezi kanály. EVZU vozidla při vzletu pracuje na proudovém motoru, když jsou otáčky nastaveny na M = 2, 0, přepne se na náporový motor.
Prostor pro užitečné zatížení a hlavní palivové nádrže jsou umístěny za transformátorem EVCU v horizontálním provedení. Použití akumulačních nádrží je nezbytné pro tepelné oddělení "horké" konstrukce trupu a "studených" tepelně izolovaných nádrží s petrolejem. Prostor TRDF je umístěn za oddílem užitečného zatížení, který má průtokové kanály pro chlazení trysek motoru, konstrukci oddílu a horní klapku ramjetové trysky, když je TRDF v provozu.
Princip činnosti transformátoru EVZU pomocného letadla vylučuje s přesností malé hodnoty silový odpor na pohybující se část zařízení ze strany příchozího toku. To vám umožní minimalizovat relativní hmotnost systému sání vzduchu snížením hmotnosti samotného zařízení a jeho pohonu ve srovnání s tradičními nastavitelnými obdélníkovými přívody vzduchu. Nárazový motor má dělicí trysku-drén, který v uzavřené formě během provozu proudového motoru zajišťuje nepřerušovaný tok proudu kolem trupu. Při otevírání vypouštěcí trysky při přechodu do provozního režimu náporového motoru horní klapka uzavírá spodní část prostoru proudového motoru. Otevřená náporová tryska je nadzvukový zmatek a s určitým stupněm podexponování paprskové trysky, která je realizována při vysokých Machových číslech, poskytuje zvýšení tahu v důsledku podélného promítání tlakových sil na horní klapku.
Ve srovnání s prototypem byla relativní plocha křídlových konzol výrazně zvětšena kvůli potřebě vzletu / přistání letadla. Křídlová mechanizace zahrnuje pouze eleonty. Kýly jsou vybaveny směrovkami, které lze při přistání použít jako brzdové klapky. Aby bylo zajištěno nepřerušované proudění při podzvukových letových rychlostech, má obrazovka odklonitelný nos. Podvozek akceleračního letounu je čtyř pilířový, s umístěním po stranách, aby se vyloučilo vnikání nečistot a cizích předmětů do přívodu vzduchu. Toto schéma bylo testováno na produktu EPOS - analog orbitálního letadlového systému „Spiral“, který umožňuje, podobně jako podvozek jízdního kola, „dřepnout“při vzletu.
Zjednodušený solidní model v prostředí CAD byl vyvinut ke stanovení letových hmotností, polohy těžiště a momentů vlastní setrvačnosti pomocného letounu.
Struktura, elektrárna a vybavení pomocného letounu byly rozděleny do 28 prvků, z nichž každý byl vyhodnocen podle statistického parametru (měrná hmotnost zmenšené kůže atd.) A byl modelován geometricky podobným pevným prvkem. Pro konstrukci trupu a nosných ploch byla použita hmotnostní statistika letadel MiG-25 / MiG-31. Hmotnost motoru AL-31F M1 se odebírá „po faktu“. Různá procenta petrolejové náplně byla modelována zkrácenými pevnými „odlitky“vnitřních dutin palivových nádrží.
Byl také vyvinut zjednodušený solid-state model orbitálního stupně. Hmoty strukturních prvků byly odebrány na základě údajů o bloku I (třetí stupeň nosné rakety Sojuz-2 a slibná nosná raketa Angara) s přidělení konstantních a variabilních složek v závislosti na hmotnostním palivu.
Některé vlastnosti získaných výsledků aerodynamiky vyvinutého letadla:
Na akceleračním letadle se ke zvýšení letového dosahu používá klouzavý režim při konfiguraci pro ramjet, ale bez dodávek paliva do něj. V tomto režimu se používá vypouštěcí tryska, která redukuje jeho řešení, když je motor ramjet vypnut do oblasti toku, která zajišťuje tok v kanálu EHU, takže tah podzvukového difuzoru kanálu se stává rovná odporu trysky:
Pdif EVCU = Xcc ramjet. Jednoduše řečeno, princip činnosti škrticího zařízení je použit na zkušebních zařízeních typu vzduch-vzduch typu SVS-2 TsAGI. Podsobranný odtok trysek otevírá spodní část oddílu TRDF, který začíná vytvářet vlastní spodní odpor, ale menší než odpor vypnutého ramjet s nadzvukovým prouděním v kanálu sání vzduchu. Při testech EVCU na instalaci SVS-2 TsAGI byl prokázán stabilní provoz přívodu vzduchu s Machovým číslem M = 1,3, proto lze tvrdit, že režim plánování s použitím vypouštěcí trysky jako škrticí klapky Lze uplatnit EVCU v rozsahu 1,3 ≤ M ≤ Mmax.
Letový výkon a typická dráha letu
Úkolem pomocného letounu je za letu vypustit orbitální stupeň ze strany ve výšce, rychlosti letu a úhlu trajektorie, které splňují podmínku maximální hmotnosti užitečného zatížení na referenční oběžné dráze. V předběžné fázi výzkumu projektu Hammer je úkolem dosáhnout maximální výšky a rychlosti letu tohoto letadla při použití „skluzového“manévru k vytvoření velkých kladných hodnot úhlu trajektorie na jeho vzestupné větvi. V tomto případě je podmínka nastavena tak, aby při oddělení stupně byla minimalizována rychlostní hlava pro odpovídající snížení hmotnosti kapotáže a aby se snížila zatížení v prostoru užitečného zatížení v otevřené poloze.
Počáteční údaje o provozu motorů byly letová trakce a ekonomické charakteristiky AL-31F, opravené podle údajů na zkušebním stavu motoru AL-31F M1, jakož i charakteristiky prototypu ramjetového motoru přepočtené v poměru spalovací komora a úhel obrazovky.
Na obr. ukazuje oblasti horizontálního ustáleného letu nadzvukového urychlovače v různých režimech provozu kombinované elektrárny.
Každá zóna je vypočtena jako průměr za odpovídající část urychlovače projektu „Hammer“pro průměrné hmotnosti podél úseků trajektorie hmotnosti letu vozidla. Je vidět, že pomocné letadlo dosahuje maximálního letu Mach číslo M = 4,21; při létání na proudových motorech je Machovo číslo omezeno na M = 2,23. Je důležité si uvědomit, že graf ilustruje potřebu zajistit požadovaný urychlovací letoun pro urychlovací letoun v široké škále Machových čísel, čehož bylo dosaženo a stanoveno experimentálně při práci na prototypu přívodu vzduchu. Vzlet se provádí při vzletové rychlosti V = 360 m / s - ložiskové vlastnosti křídla a stínítka jsou dostatečné bez použití vzletové a přistávací mechanizace a vznášení výškových letadel. Po optimálním stoupání na horizontálním úseku H = 10 700 m dosáhne pomocný letoun nadzvukový zvuk z podzvukového Machova čísla M = 0,9, kombinovaná elektrárna se přepne na M = 2 a předběžné zrychlení na Vopt na M = 2,46. Při stoupání na rampě se pomocné letadlo otočí na domácí letiště a dosáhne výšky H0pik = 20 000 m s Machovým číslem M = 3,73.
V této výšce začíná dynamický manévr dosahovat maximální letové výšky a úhlu trajektorie pro zahájení orbitálního stupně. Provádí se jemný ponor se zrychlením na M = 3,9 s následným „skluzovým“manévrem. Ramjetový motor končí svoji práci ve výšce H ≈ 25 000 m a následný stoupání nastává díky kinetické energii posilovače. Zahájení orbitálního stupně probíhá na vzestupné větvi trajektorie ve výšce Нpusk = 44,049 m s Machovým číslem М = 2,05 a úhlem trajektorie θ = 45 °. Pomocná rovina dosáhne na „kopci“výšky Hmax = 55 871 m. Na sestupné větvi trajektorie se při dosažení Machova čísla M = 1,3 přepne náporový motor → proudový motor, aby se eliminovalo vlnění náporového vzduchu přívod.
V konfiguraci proudového motoru plánuje pomocné letadlo před vstupem do sestupové dráhy se zásobou paliva na palubě Ggzt = 1000 kg.
V normálním režimu probíhá celý let od okamžiku, kdy je ramjet vypnut do přistání, bez použití motorů s rezervou pro klouzání.
Změna úhlových parametrů krokového pohybu je znázorněna na tomto obrázku.
Při vstříknutí na kruhovou dráhu H = 200 km ve výšce H = 114 878 m při rychlosti V = 3 291 m / s se urychlovač prvního dílčího stupně oddělí. Hmotnost druhého dílčího stupně se zatížením na oběžné dráze H = 200 km je 1504 kg, z toho užitečné zatížení mpg = 767 kg.
Schéma aplikace a dráhy letu hypersonického urychlovače projektu Hammer má obdobu s americkým „univerzitním“projektem RASCAL, který vzniká za podpory vládního resortu DARPA.
Rysem projektů Molot a RASCAL je použití dynamického manévru typu „slide“s pasivním přístupem do vysokých nadmořských výšek orbitálního stupně uspusk ≈ 50 000 m při nízkých rychlostních hlavách; u Molotu q launch = 24 kg / m2. Startovací výška umožňuje snížit gravitační ztráty a dobu letu nákladného jednorázového orbitálního stupně, tedy jeho celkovou hmotnost. Malé vysokorychlostní odpalovací hlavy umožňují minimalizovat hmotnost kapotáže užitečného zatížení nebo ji v některých případech dokonce odmítnout, což je pro ultralehké systémy (mпгН200 <1000 kg) zásadní.
Hlavní výhodou pomocných letadel projektu Hammer oproti RASCAL je absence palubních zásob tekutého kyslíku, což zjednodušuje a snižuje náklady na jeho provoz a vylučuje nevyužitou technologii leteckých opakovaně použitelných kryogenních nádrží. Poměr tahu k hmotnosti v provozním režimu náporového motoru umožňuje posilovači Molot dosáhnout „pracovníků“pro orbitální stupeň úhlů trajektorie θ start ≈ 45 ° na vzestupné větvi „skluzu“, zatímco RASCAL akcelerátor poskytuje svůj orbitální stupeň pouze s úhlem počáteční trajektorie θ start ≈ 20 ° s následnými ztrátami v důsledku manévru obratu kroku.
Pokud jde o specifickou nosnost, letecký systém s hypersonickým bezpilotním urychlovačem Molot je lepší než systém RASCAL: (mпгН500 / mvzl) kladivo = 0,93%, (mпнН486 / mvzl) rošťák = 0,25%
Technologie náporového motoru s podzvukovou spalovací komorou („klíč“projektu Hammer), vyvinutá a zvládnutá domácím leteckým průmyslem, tedy překonává slibnou americkou technologii MIPCC pro vstřikování kyslíku do sacího traktu vzduchu TRDF v hypersonických pomocné letadlo.
Hypersonický bezpilotní letoun s hmotností 74 000 kg provádí vzlet z letiště, zrychlení, stoupání po optimalizované trajektorii s mezilehlou zatáčkou do bodu vzletu do výšky H = 20 000 m a M = 3,73, dynamický manévr „skluzový“typ s mezilehlým zrychlením v baldachýnu potápění až M = 3,9. Na vzestupné větvi trajektorie v H = 44 047 m, M = 2, je oddělen dvoustupňový orbitální stupeň o hmotnosti 18 508 kg, navržený na základě motoru RD-0124.
Po absolvování „skluzu“Hmax = 55 871 m v klouzavém režimu odlétá posilovač na přistávací plochu s garantovaným přísunem paliva 1 000 kg a přistávací hmotností 36 579 kg. Orbitální stupeň vstřikuje na kruhovou dráhu H = 200 km užitečné zatížení s hmotností mpg = 767 kg, při H = 500 km mpg = 686 kg.
Odkaz.
1. Laboratorní zkušební základna NPO „Molniya“zahrnuje následující laboratorní komplexy:
2. A toto je projekt vysokorychlostních civilních letadel HEXAFLY-INT
Jedná se o jeden z největších projektů mezinárodní spolupráce. Zahrnuje přední evropské (ESA, ONERA, DLR, CIRA atd.), Ruské (TsAGI, CIAM, LII, MIPT) a australské (The University of Sydney atd.) Organizace.
3. Rostec nedovolil bankrot společnosti, která vyvinula raketoplán „Buran“
Poznámka: Model 3-D na začátku článku nemá nic společného s „kladivem“výzkumu a vývoje.
