Pašlaik OAO NPO Molniya izstrādā vairāku režīmu hiperskaņas bezpilota lidaparātu par pētniecības un izstrādes darbu "Hammer". Šo bezpilota lidaparātu uzskata par prototipa tehnoloģiju demonstrētāju hiperskaņas bezpilota paātrinātāja lidmašīnai ar kombinētā ekrāna turbo-ramjet spēkstaciju. Prototipa galvenā tehnoloģija ir ramjet dzinēja (ramjet) izmantošana ar zemskaņas sadegšanas kameru un ekrāna gaisa ieplūdes ierīci.
Demonstrētāja prototipa aprēķinātie un eksperimentālie parametri:
Šīs pētniecības un izstrādes fons bija a / s NPO Molniya izstrādāts vairāku režīmu virsskaņas bezpilota lidaparāta (MSBLA) projekts, kurā tika noteikts daudzsološā bezpilota vai bezpilota paātrinātāja lidmašīnas aerodinamiskais izskats. MSBLA galvenā tehnoloģija ir ramjet dzinēja (ramjet) izmantošana ar zemskaņas sadegšanas kameru un ekrāna gaisa ieplūdes ierīci. MSBLA konstrukcijas parametri: kreisēšanas Maha skaitļi M = 1,8 … 4, lidojuma augstums no zema līdz H ≈ 20 000 m, starta svars līdz 1000 kg.
Gaisa ieplūdes izkārtojums, kas pētīts TsAGI SVS-2 stendā, uzrādīja zemu pielietotā ventrālā ķīļa vairoga efektivitāti, kas izgatavots "vienlaikus" ar fizelāžu (A attēls) un taisnstūrveida vairogu ar platumu, kas vienāds ar platumu fizelāža (B att.).
Abi nodrošināja aptuveno kopējā spiediena ν un plūsmas ātruma f atgūšanas koeficientu noturību uzbrukuma leņķī, nevis tos palielināja.
Tā kā Kh-90 raķetē izmantotā tipa priekšējais ekrāns nebija piemērots MSBLA kā lidmašīnas paātrinātāja prototipam, pamatojoties uz eksperimentālajiem TsAGI pētījumiem 80. gadu sākumā, tika nolemts izstrādāt ventrālu ekrānā, saglabājot konfigurāciju ar divpakāpju centrālo korpusu, kas iegūts ar testa rezultātiem.
Divu eksperimentālo pētījumu posmu gaitā uz speciāla stenda SVS-2 TsAGI, 2008. gada decembris-2009. gada februāris un 2010. gada marts, ar skaitliskās meklēšanas pētījumu starpposmu, ekrāna gaisa ieplūdes ierīce (EHU) ar divpakāpju konisku tika izstrādāts korpuss ar dažādiem aprēķinātiem skaitļiem.
Ekrāna efekts ir plūsmas ātruma un atgūšanas koeficientu palielināšanās, palielinoties uzbrukuma leņķim pie Mach skaitļiem M> 2,5. Abu raksturlielumu pozitīvā gradienta lielums palielinās, palielinoties Mach skaitam.
EVZU vispirms tika izstrādāts un pielietots X-90 hiperskaņas eksperimentālajai lidmašīnai, ko izstrādāja NPO Raduga (spārnotā raķete, saskaņā ar NATO klasifikāciju AS-19 Koala)
Rezultātā prototipa aerodinamiskā konfigurācija tika izstrādāta saskaņā ar autoru izsaukto "hibrīda" shēmu, integrējot EHU nesēja sistēmā.
Hibrīda shēmai ir gan "pīles" shēmas (pēc nesošo virsmu skaita un atrašanās vietas), gan "astes" shēmas iezīmes (pēc gareniskās kontroles veida). Tipiska MSBLA trajektorija ietver palaišanu no zemes nesējraķetes, paātrinājumu ar cietā propelenta pastiprinātāju līdz virsskaņas raķetes palaišanas ātrumam, lidojumu saskaņā ar konkrētu programmu ar horizontālu segmentu un bremzēšanu līdz zemam zemskaņas ātrumam ar mīkstu izpletņa nolaišanos.
Var redzēt, ka hibrīda izkārtojums, pateicoties lielākam zemes efektam un aerodinamiskā izkārtojuma optimizācijai minimālai pretestībai pie α = 1,2 ° … 1,4 °, nodrošina ievērojami augstākus maksimālos lidojuma Mach skaitļus M ≈ 4,3 plašā augstuma diapazons H = 11 … 21 km. Shēmas "pīle" un "astes" sasniedz skaitļa М = 3,72 … 3,74 maksimālo vērtību augstumā Н = 11 km. Šajā gadījumā hibrīda shēmai ir neliels ieguvums, pateicoties minimālās pretestības maiņai un zemiem Mach skaitļiem, un lidojuma skaitļu diapazons M = 1,6 … 4,25 H ≈ 11 km augstumā. Mazākā līdzsvara lidojuma zona tiek realizēta "pīles" shēmā.
Tabulā ir parādīti aprēķinātie lidojuma veiktspējas dati par izstrādātajiem izkārtojumiem tipiskām lidojuma trajektorijām.
Lidojumu diapazoni, kuriem ir vienāds līmenis visās MSBLA versijās, ir parādījuši iespēju veiksmīgi izveidot gaisa kuģi paātrinātāju ar nedaudz palielinātu petrolejas degvielas relatīvo rezervi ar virsskaņas lidojumu diapazonu apmēram 1500–2000 km, lai atgrieztos mājas lidlauks. Tajā pašā laikā izstrādātajam hibrīda izkārtojumam, kas ir radies aerodinamiskās shēmas dziļas integrācijas un ramjet dzinēja ekrāna gaisa ieplūdes rezultātā, bija skaidras priekšrocības attiecībā uz maksimālo lidojuma ātrumu un augstuma diapazonu, kurā tiek sasniegts maksimālais ātrums. Maha skaitļa un lidojuma augstuma absolūtās vērtības, sasniedzot Мmax = 4,3 pie Нmax Mmax = 20 500 m, liek domāt, ka atkārtoti izmantojama kosmiskās aviācijas sistēma ar hiperskaņas augsta augstuma pastiprinātāja lidmašīnu ir iespējama Krievijā esošo tehnoloģiju līmenī. vienreizējas lietošanas kosmosa posms ir 6–8 reizes lielāks nekā palaišana no zemes.
Šis aerodinamiskais izkārtojums bija pēdējais variants, lai apsvērtu atkārtoti lietojamu bezrežīmu daudzrežīmu lidaparātu ar augstu virsskaņas lidojuma ātrumu.
Koncepcija un vispārējais izkārtojums
Atšķirīga prasība lidaparātam ar ātrumu, salīdzinot ar tā mazo prototipu, ir pacelšanās / nolaišanās lidmašīnā no esošajiem lidlaukiem un nepieciešamība lidot ar Maha skaitļiem, kas ir mazāki par Maha skaitu, kad tiek palaists trieciendzinēja dzinējs M <1,8 … 2. Tas nosaka lidaparāta kombinētās spēkstacijas tipu un sastāvu - ramjet dzinēju un turboreaktīvos dzinējus ar pēcdedzi (TRDF).
Pamatojoties uz to, tika izveidots gaisa kuģa paātrinātāja tehniskais izskats un vispārējais izkārtojums vieglās klases transporta telpu sistēmai ar konstrukcijas celtspēju aptuveni 1000 kg zemas zemes orbītā 200 km. Šķidrās divpakāpju orbitālās pakāpes, kas balstīta uz skābekļa-petrolejas motoru RD-0124, svara parametru novērtējums tika veikts ar raksturīgā ātruma metodi ar neatņemamiem zudumiem, pamatojoties uz palaišanas apstākļiem no akseleratora.
Pirmajā posmā tiek uzstādīts dzinējs RD-0124 (tukša vilce 30 000 kg, īpatnējais impulss 359 s), bet ar samazinātu rāmja diametru un aizvērtām kamerām, vai RD-0124M dzinējs (atšķiras no pamatnes pa vienai kamerai un jauna sprausla ar lielāku diametru); otrajā posmā dzinējs ar vienu kameru no RD-0124 (tiek pieņemts tukšs vilces spēks 7500 kg). Pamatojoties uz saņemto orbitālās stadijas svara ziņojumu ar kopējo svaru 18 508 kg, tika izstrādāta tā konfigurācija un uz tās pamata - hiperskaņas pastiprinātāja lidmašīna ar pacelšanās svaru 74 000 kg ar kombinēto spēkstaciju. KSU).
KSU ietver:
TRDF un ramjet dzinēji atrodas vertikālā iepakojumā, kas ļauj katru no tiem uzstādīt un apkalpot atsevišķi. Viss transportlīdzekļa garums tika izmantots, lai ievietotu ramjet dzinēju ar maksimālā izmēra EVC un attiecīgi vilci. Transportlīdzekļa maksimālais pacelšanās svars ir 74 tonnas, tukšais svars-31 tonnas.
Sadaļā parādīts orbitālais posms-divpakāpju šķidra nesējraķete, kas sver 18,5 tonnas, injicējot 1000 kg nesējraķeti 200 km zemas zemes orbītā. Redzami arī 3 TRDDF AL-31FM1.
Šāda izmēra ramjet dzinēja eksperimentālos testus paredzēts veikt tieši lidojuma testos, paātrināšanai izmantojot turboreaktīvo dzinēju. Izstrādājot vienotu gaisa ieplūdes sistēmu, tika pieņemti pamatprincipi:
Īstenots, atdalot gaisa kanālus turboreaktīvajam dzinējam un ramjet dzinējam aiz gaisa ieplūdes virsskaņas daļas un izstrādājot vienkāršu transformatora ierīci, kas pārvērš EHU virsskaņas daļu neregulētās konfigurācijās, turp un atpakaļ. gaisa padeve starp kanāliem. Pacelšanās transportlīdzekļa EVZU darbojas ar turboreaktīvo dzinēju, kad ātrums ir iestatīts uz M = 2, 0, tas pārslēdzas uz ramjet dzinēju.
Kravas nodalījums un galvenās degvielas tvertnes atrodas aiz transformatora EVCU horizontālā iepakojumā. Uzglabāšanas tvertnes ir nepieciešamas, lai termiski atvienotu "karsto" fizelāžas struktūru un "aukstās" siltumizolācijas tvertnes ar petroleju. TRDF nodalījums atrodas aiz kravnesības nodalījuma, kuram ir plūsmas kanāli motora sprauslu dzesēšanai, nodalījuma konstrukcija un trieciengala sprauslas augšējais atloks, kad TRDF darbojas.
Paātrinātāja lidmašīnas EVZU transformatora darbības princips ar nelielu precizitāti izslēdz spēka pretestību ierīces kustīgajai daļai no ienākošās plūsmas puses. Tas ļauj samazināt gaisa ieplūdes sistēmas relatīvo masu, samazinot pašas ierīces un tās piedziņas svaru salīdzinājumā ar tradicionālajām regulējamām taisnstūra gaisa ieplūdes atverēm. Ramjet dzinējam ir sadalīšanas sprauslu nosusinātājs, kas slēgtā veidā turboreaktīvā dzinēja darbības laikā nodrošina nepārtrauktu plūsmas plūsmu ap fizelāžu. Atverot drenāžas sprauslu, pārejot uz ramjet dzinēja darbības režīmu, augšējais atloks aizver turboreaktīvā dzinēja nodalījuma apakšējo daļu. Atvērtā strūklas sprausla ir virsskaņas apjukums, un ar zināmu ramjet strūklas nepietiekamas izplešanās pakāpi, kas tiek realizēta ar lieliem Mach skaitļiem, nodrošina vilces palielināšanos, pateicoties spiediena spēku gareniskajai izvirzīšanai uz augšējā atloka.
Salīdzinot ar prototipu, spārnu konsoļu relatīvais laukums ir ievērojami palielināts, jo ir nepieciešama gaisa kuģa pacelšanās / nosēšanās. Spārnu mehanizācija ietver tikai pacēlumus. Ķīles ir aprīkotas ar stūres, kuras piezemējoties var izmantot kā bremžu atlokus. Lai nodrošinātu nepārtrauktu plūsmu zemskaņas lidojuma ātrumā, ekrānam ir izliekams deguns. Paātrinātāja lidmašīnas šasija ir četrpīlāru, novietota gar sāniem, lai novērstu netīrumu un svešķermeņu iekļūšanu gaisa ieplūdes atverē. Šāda shēma tika pārbaudīta ar EPOS produktu - orbitālās lidmašīnas sistēmas "Spiral" analogu, kas ļauj, līdzīgi kā velosipēda šasijai, pacelties "tupēt".
CAD vidē tika izstrādāts vienkāršots ciets modelis, lai noteiktu lidojuma svaru, masas centra stāvokli un pastiprinātāja lidmašīnas inerces momentus.
Pastiprinātāja lidmašīnas uzbūve, spēkstacija un aprīkojums tika sadalīts 28 elementos, no kuriem katrs tika novērtēts pēc statistiskā parametra (samazinātās ādas īpatnējais svars utt.) Un tika modelēts ar ģeometriski līdzīgu cietu elementu. Fizelāžas un nesošo virsmu konstruēšanai tika izmantota MiG-25 / MiG-31 lidmašīnu svērtā statistika. Motora AL-31F M1 masa tiek ņemta "pēc fakta". Dažādi petrolejas uzpildes procenti tika modelēti ar saīsinātiem cietvielu "izliejumiem" no degvielas tvertņu iekšējiem dobumiem.
Tika izstrādāts arī vienkāršots orbītas pakāpes cietvielu modelis. Konstrukcijas elementu masas tika ņemtas, pamatojoties uz datiem par I bloku (nesējraķetes Soyuz-2 trešā kārta un daudzsološā nesējraķete Angara). nemainīgu un mainīgu komponentu piešķiršana atkarībā no degvielas masas.
Dažas izstrādātā gaisa kuģa aerodinamikas rezultātu iezīmes:
Lidmašīnā paātrinātājs, lai palielinātu lidojuma diapazonu, slīdošais režīms tiek izmantots, konfigurējot ramjet, bet nepiegādājot tam degvielu. Šajā režīmā tiek izmantota iztukšošanas sprausla, kas samazina tā šķīdumu, kad ramjet dzinējs tiek izslēgts uz plūsmas zonu, kas nodrošina plūsmu EHU kanālā, tā, ka kanāla zemskaņas difuzora vilce kļūst vienāds ar sprauslas pretestību:
Pdif EVCU = Xcc ramjet. Vienkārši sakot, droseļvārsta darbības princips tiek izmantots SVS-2 TsAGI tipa gaisa-gaisa testa iekārtās. Podsobranny sprauslu aizplūšana atver TRDF nodalījuma apakšējo daļu, kas sāk veidot savu apakšējo pretestību, bet mazāku par izslēgtā ramjet pretestību ar virsskaņas plūsmu gaisa ieplūdes kanālā. EVCU testos SVS-2 TsAGI instalācijā tika parādīta stabila gaisa ieplūdes darbība ar Maha skaitli M = 1,3, tāpēc var apgalvot, ka plānošanas režīms, izmantojot iztukšošanas sprauslu kā EVCU droseli var apgalvot diapazonu 1,3 ≤ M ≤ Mmax.
Lidojuma veiktspēja un tipiskais lidojuma maršruts
Pastiprinātāja uzdevums ir sākt orbītas posmu lidojuma laikā no sāniem tādā augstumā, lidojuma ātrumā un trajektorijas leņķī, kas atbilst maksimālās lietderīgās slodzes masas nosacījumam atskaites orbītā. Sākotnējā Hammer projekta izpētes posmā uzdevums ir sasniegt šī gaisa kuģa maksimālo augstumu un lidojuma ātrumu, izmantojot “bīdāmo” manevru, lai uz augšupejošā atzarojuma radītu lielas pozitīvas trajektorijas leņķa vērtības. Šajā gadījumā nosacījums ir iestatīts tā, lai, samazinot posmu, tiktu samazināts ātruma pacēlums, lai attiecīgi samazinātu seguma masu, un lai samazinātu slodzi uz kravas nodalījumu atvērtā stāvoklī.
Sākotnējie dati par dzinēju darbību bija AL-31F lidojuma vilces un ekonomiskās īpašības, kas koriģētas saskaņā ar AL-31F M1 dzinēja stenda datiem, kā arī prototipa ramjet dzinēja raksturlielumi, kas pārrēķināti proporcionāli sadegšanas kamera un ekrāna leņķis.
Att. parāda hiperskaņas paātrinātāja lidmašīnas horizontāla vienmērīga lidojuma apgabalus dažādos kombinētās spēkstacijas darbības režīmos.
Katra zona tiek aprēķināta vidējam rādītājam attiecīgajā projekta "Hammer" akseleratora sadaļā vidējām masām transportlīdzekļa lidojuma masas trajektorijas posmos. Var redzēt, ka pastiprinātāja lidmašīna sasniedz maksimālo lidojuma Maha skaitli M = 4,21; lidojot ar turboreaktīviem dzinējiem, Maha skaits ir ierobežots līdz M = 2,23. Ir svarīgi atzīmēt, ka diagramma ilustrē nepieciešamību nodrošināt nepieciešamo ātruma vilces spēku gaisa kuģim paātrinātājam plašā Maha skaitļu diapazonā, kas tika sasniegts un noteikts eksperimentāli, strādājot pie ekrāna gaisa ieplūdes ierīces prototipa. Pacelšanās tiek veikta ar pacelšanās ātrumu V = 360 m / s - spārna un ekrāna nesošās īpašības ir pietiekamas, neizmantojot pacelšanās un nolaišanās mehanizāciju un pacelšanu. Pēc optimālā kāpuma horizontālajā posmā H = 10 700 m, pastiprinātājs sasniedz virsskaņas skaņu no zemskaņas Mach skaitļa M = 0,9, kombinētā vilces sistēma pārslēdzas pie M = 2 un sākotnējais paātrinājums līdz Vopt pie M = 2,46. Kāpjot uz ramjet, pastiprinātāja lidmašīna veic pagriezienu uz mājas lidlauku un sasniedz H0pik = 20 000 m augstumu ar Maha skaitli M = 3,73.
Šajā augstumā sākas dinamisks manevrs, sasniedzot maksimālo lidojuma augstumu un trajektorijas leņķi orbitālās pakāpes uzsākšanai. Viegli slīpa niršana tiek veikta ar paātrinājumu līdz M = 3,9, kam seko "slīdēšanas" manevrs. Ramjet dzinējs beidz darbu H ≈ 25000 m augstumā, un sekojošais kāpums notiek pastiprinātāja kinētiskās enerģijas dēļ. Orbitālās stadijas palaišana notiek uz augšupejošas trajektorijas atzarojuma Нpusk = 44,049 m augstumā ar Maha skaitli М = 2,05 un trajektorijas leņķi θ = 45 °. Palielinātāja plakne "kalnā" sasniedz augstumu Hmax = 55,871 m. Trajektorijas lejupejošajā atzarā, sasniedzot Maha skaitli M = 1,3, iesmidzināšanas dzinējs → turboreaktīvais dzinējs tiek pārslēgts, lai novērstu straujas gaisa ieplūdes pārspriegumu.
Turboreaktīvā dzinēja konfigurācijā pastiprinātāja plakne plāno pirms ieiešanas slīdēšanas ceļā, degvielas padeve uz kuģa Ggzt = 1000 kg.
Parastā režīmā viss lidojums no brīža, kad ramjet tiek izslēgts, līdz nolaišanās notiek, neizmantojot dzinējus ar slīdēšanas diapazonu.
Pakāpju kustības leņķisko parametru izmaiņas ir parādītas šajā attēlā.
Ievadot apļveida orbītā H = 200 km H = 114 878 m augstumā ar ātrumu V = 3 291 m / s, pirmā apakšposma paātrinātājs ir atdalīts. Otrā posma masa ar slodzi orbītā H = 200 km ir 1504 kg, no kuriem lietderīgā slodze ir mpg = 767 kg.
Hammer projekta hiperskaņas paātrinātāja lidmašīnas pielietošanas shēmai un lidojuma trajektorijai ir analoģija ar amerikāņu "universitātes" projektu RASCAL, kas tiek veidots ar valdības departamenta DARPA atbalstu.
Projektu Molot un RASCAL īpatnība ir dinamiska "slaidu" tipa manevra izmantošana ar pasīvu piekļuvi orbītas posma Нpusk ≈ 50 000 m augstiem palaišanas augstumiem pie zema ātrgaitas galviņām; Molot gadījumā q starts = 24 kg / m2. Palaišanas augstums ļauj samazināt gravitācijas zudumus un dārgas vienreizējās lietošanas orbitālās pakāpes lidojuma laiku, tas ir, tās kopējo masu. Nelielas ātrgaitas palaišanas galvas ļauj samazināt kravnesības masas masu vai dažos gadījumos to pat atteikt, kas ir būtiski īpaši vieglās klases sistēmām (mпгН200 <1000 kg).
Galvenā Hammer projekta pastiprinātāja lidmašīnas priekšrocība salīdzinājumā ar RASCAL ir šķidro skābekļa padeves trūkums uz kuģa, kas vienkāršo un samazina tā ekspluatācijas izmaksas un izslēdz neizmantoto aviācijas atkārtoti lietojamo kriogēno tvertņu tehnoloģiju. Vilkmes un svara attiecība ramjet dzinēja darbības režīmā ļauj Molot pastiprinātājam sasniegt uz augšupejošo "strādnieku" "slaida" zaru trajektorijas leņķu orbītas stadijā θ palaišana ≈ 45 °, savukārt RASCAL akselerators nodrošina savu orbitālo posmu tikai ar sākuma trajektorijas leņķi θ palaišanu ≈ 20 ° ar sekojošiem zaudējumiem pakāpienu aprites manevra dēļ.
Runājot par īpašo kravnesību, kosmosa sistēma ar Molot bezskaņas bezpilota paātrinātāju ir pārāka par RASCAL sistēmu: (mпгН500 / mvzl) āmurs = 0,93%, (mпнН486 / mvzl) rascal = 0,25%
Tādējādi vietējā aviācijas un kosmosa rūpniecības izstrādātā un apgūtā ramjet dzinēja tehnoloģija ar zemskaņas sadegšanas kameru (Hammer projekta "atslēga") pārspēj daudzsološo amerikāņu tehnoloģiju MIPCC skābekļa ievadīšanai TRDF gaisa ieplūdes traktā hipersonikā pastiprinātājs.
Hiperskaņas bezpilota lidaparāts ar paātrinātāju, kas sver 74 000 kg, veic pacelšanos no lidlauka, paātrina, kāpj pa optimizētu trajektoriju ar starpposma pagriezienu līdz pacelšanās punktam līdz H = 20 000 m augstumam un M = 3,73, dinamisku "slīdēšanas" manevru ar starpposma paātrinājums nojumē, nirjot līdz M = 3.9. Uz augšupejošā trajektorijas atzarojuma pie H = 44,047 m, M = 2 ir atdalīta divpakāpju orbitālā pakāpe ar masu 18 508 kg, kas veidota, pamatojoties uz motoru RD-0124.
Pēc slīdēšanas Hmax = 55 871 m slīdēšanas režīmā pastiprinātājs lido uz lidlauku ar garantētu degvielas padevi 1000 kg un nosēšanās svaru 36 579 kg. Orbitālajā posmā apļveida orbītā H = 200 km, pie H = 500 km mpg = 686 kg injicē lietderīgo kravu ar masu mpg = 767 kg.
Atsauce.
1. NPO "Molniya" laboratorijas testēšanas bāze ietver šādus laboratorijas kompleksus:
2. Šis ir HEXAFLY-INT ātrgaitas civilo gaisa kuģu projekts
Tas ir viens no lielākajiem starptautiskās sadarbības projektiem. Tajā ir iesaistītas vadošās Eiropas (ESA, ONERA, DLR, CIRA u.c.), Krievijas (TsAGI, CIAM, LII, MIPT) un Austrālijas (Sidnejas Universitāte u.c.) organizācijas.
3. Rostec neļāva bankrotēt uzņēmumam, kas izstrādāja kosmosa kuģi "Buran"
Piezīme: 3D modelim raksta sākumā nav nekāda sakara ar pētniecību un izstrādi "Hammer".
