Op die oomblik ontwikkel OAO NPO Molniya 'n multi-modus hipersoniese onbemande vliegtuig oor navorsing en ontwikkelingswerk "Hammer". Hierdie UAV word beskou as 'n prototipe demonstrateur van tegnologieë vir 'n hipersoniese onbemande versnellervliegtuig met 'n gekombineerde turbo-ramjet-kragstasie. Die belangrikste tegnologie van die prototipe is die gebruik van 'n ramjet -enjin (ramjet) met 'n subsoniese verbrandingskamer en 'n luginlaatapparaat.
Berekende en eksperimentele parameters van die demonstrator prototipe:
Die agtergrond van hierdie R&D was 'n projek van 'n multi-mode supersoniese onbemande vliegtuig (MSBLA) wat deur die RDK NPO Molniya ontwikkel is, waarin die aërodinamiese voorkoms van 'n belowende onbemande of bemande versnellervliegtuig bepaal is. Die belangrikste tegnologie van MSBLA is die gebruik van 'n ramjet -enjin (ramjet) met 'n subsoniese verbrandingskamer en 'n luginlaatapparaat. Ontwerpparameters van MSBLA: vaar Mach -getalle M = 1.8 … 4, vlughoogtes van laag tot H ≈ 20.000 m, lanseringsgewig tot 1000 kg.
Die uitlaat van die luginlaat wat op die SVS-2-stand van TsAGI bestudeer is, toon 'n lae doeltreffendheid van die aangebrachte ventrale wigskerm, wat "terselfdertyd" gemaak is met die romp (figuur A) en 'n reghoekige skild met 'n spanwydte gelyk aan die breedte van die romp (Fig. B).
Beide het verseker dat die koëffisiënte van herwinning van die totale druk ν en die vloeitempo f in die invalshoek ongeveer gelyk bly, in plaas daarvan om dit te verhoog.
Aangesien die voorste skerm van die tipe wat op die Kh-90-vuurpyl gebruik is, nie geskik was vir die MSBLA nie, as prototipe van 'n versnellervliegtuig, is daar op grond van eksperimentele studies van TsAGI in die vroeë 80's besluit om 'n ventrale skerm, behou die konfigurasie met 'n tweestapige sentrale liggaam wat deur toetsresultate verkry is.
In die loop van twee fases van eksperimentele navorsing oor 'n spesiale stand SVS-2 TsAGI, Desember 2008-Februarie 2009 en Maart 2010, met 'n intermediêre stadium van numeriese soektogstudies, 'n skerm-luginlaatapparaat (EHU) met 'n twee-fase koniese liggaam met verskillende berekende getalle is ontwikkel. Mach in stappe, wat dit moontlik gemaak het om 'n aanvaarbare krag in 'n wye reeks Mach -getalle te verkry.
Die effek van die skerm bestaan uit 'n toename in die vloeitempo en herwinningskoëffisiënte met 'n toename in die invalshoek by Mach -getalle M> 2.5. Die grootte van die positiewe gradiënt van beide eienskappe neem toe met 'n toenemende Mach -getal.
EVZU is die eerste keer ontwikkel en toegepas op die X-90 hipersoniese eksperimentele vliegtuie wat ontwikkel is deur NPO Raduga (kruisraket, volgens die NAVO-klassifikasie AS-19 Koala)
As gevolg hiervan is die aërodinamiese opset van die prototipe ontwikkel volgens die 'hibriede' skema wat deur die skrywers genoem is met die integrasie van die EHU in die draerstelsel.
Die hibriede skema het kenmerke van 'n "eend" -skema (volgens die aantal en ligging van draoppervlaktes) en 'n "stertlose" skema (volgens die tipe longitudinale kontroles). 'N Tipiese MSBLA-baan sluit 'n lansering van 'n grondgebaseerde lanseerder in, versnelling met 'n soliede dryfversterker na 'n supersoniese lanseersnelheid, vlug volgens 'n gegewe program met 'n horisontale segment en rem tot 'n lae subsoniese spoed met 'n sagte valskermlanding.
Dit kan gesien word dat die hibriede uitleg, as gevolg van 'n groter grondeffek en optimalisering van die aërodinamiese uitleg vir 'n minimum weerstand by α = 1.2 ° … 1.4 °, aansienlik hoër maksimum vlug Mach -getalle M ≈ 4.3 in 'n groot hoogtehoogte H = 11 … 21 km. Die "eend" en "stertlose" skemas bereik die maksimum waarde van die getal М = 3,72 … 3,74 op die hoogte Н = 11 km. In hierdie geval het die hibriede skema 'n klein wins as gevolg van die verskuiwing in die minimum weerstand en by lae Mach -getalle, met 'n reeks vlieggetalle M = 1,6 … 4,25 op 'n hoogte van H ≈ 11 km. Die kleinste gebied van ewewigsvlug word gerealiseer in die 'eend' -skema.
Die tabel toon die berekende vlugprestasie -data vir die ontwikkelde uitlegte vir tipiese vliegbane.
Die vliegreekse, wat dieselfde vlak vir alle weergawes van die MSBLA het, het die moontlikheid getoon om 'n versnellervliegtuig met 'n effens groter relatiewe petroleumbrandstof met 'n supersoniese vlugafstand van 1500-2000 km suksesvol te skep om terug te keer na die tuisvliegveld. Terselfdertyd het die ontwikkelde hibriede uitleg, wat die gevolg is van die diep integrasie van die aërodinamiese skema en die luginlaat van die ramjet -enjin, 'n duidelike voordeel ten opsigte van die maksimum vliegsnelheid en die omvang van die hoogte waarin die maksimum snelhede bereik word. Die absolute waardes van die Mach-getal en vlughoogte, wat Мmax = 4,3 bereik by Нmax Mmax = 20,500 m, dui daarop dat die herbruikbare lugvaartstelsel met 'n hipersoniese hoëhoogte-boostervliegtuig haalbaar is op die vlak van bestaande tegnologie in Rusland. ruimte vir eenmalige gebruik is 6-8 keer in vergelyking met 'n lansering van die grond af.
Hierdie aërodinamiese uitleg was die laaste opsie vir die oorweging van 'n herbruikbare multi-modus onbemande lugvoertuig met hoë supersoniese vlugsnelhede.
Konsep en algemene uitleg
'N Kenmerkende vereiste vir 'n oorklokvliegtuig, in vergelyking met die klein prototipe, is opstyg / landing op 'n vliegtuig vanaf bestaande vliegvelde en die behoefte om op Mach-getalle minder te vlieg as die Mach-aantal om 'n ramjet-enjin M <1.8 te lanseer. … 2. Dit bepaal die tipe en samestelling van die gekombineerde kragstasie van die vliegtuig - 'n ramjet -enjin en turbo -enjins met 'n naverbrander (TRDF).
Op grond hiervan is die tegniese voorkoms en algemene uitleg van die versnellervliegtuie vir die ligte klasvervoerstelsel gevorm met 'n ontwerp-dravermoë van ongeveer 1000 kg tot 'n lae aarde-baan van 200 km. 'N Evaluering van die gewigsparameters van 'n vloeibare tweestadige wenteltrap, gebaseer op 'n suurstof-kerosine-enjin RD-0124, is uitgevoer volgens die metode van kenmerkende snelheid met integrale verliese, gebaseer op die aanvangstoestande van die versneller.
In die eerste fase word die RD-0124-enjin (leegdruk 30 000 kg, spesifieke impuls 359 s) geïnstalleer, maar met 'n verminderde raamdiameter en geslote kamers, of die RD-0124M-enjin (verskil een vir een van die basis en 'n nuwe spuitstuk met 'n groter deursnee); in die tweede fase, 'n enjin met een kamer van RD-0124 ('n leemte van 7 500 kg word aanvaar). Op grond van die ontvangde gewigsverslag van die orbitaalstadium met 'n totale gewig van 18 508 kg, is die konfigurasie daarvan ontwikkel en op grond daarvan die uitleg van 'n hipersoniese boostervliegtuig met 'n opstyggewig van 74.000 kg met 'n gekombineerde kragstasie (KSU).
KSU bevat:
TRDF- en ramjet -enjins is in 'n vertikale pakket geleë, waarmee elkeen afsonderlik gemonteer en versien kan word. Die hele lengte van die voertuig is gebruik om 'n ramjet -enjin met 'n EVC van die maksimum grootte te akkommodeer en gevolglik stootkrag. Die maksimum opstyggewig van die voertuig is 74 ton, die leeggewig is 31 ton.
Die gedeelte toon 'n wentelbaan-'n tweestapige vloeibare lanseervoertuig van 18,5 ton, wat 'n lanseervoertuig van 1000 kg in 'n lae-aarde-baan van 200 km inspuit. 3 TRDDF AL-31FM1 is ook sigbaar.
Eksperimentele toetse van 'n ramjet -enjin van hierdie grootte moet direk in vlugtoetse uitgevoer word, met behulp van 'n turbojet -enjin vir versnelling. By die ontwikkeling van 'n verenigde luginlaatstelsel is die basiese beginsels aanvaar:
Geïmplementeer deur die lugbuise vir die turbojet -enjin en die ramjet -enjin agter die supersoniese deel van die luginlaat te skei en die ontwikkeling van 'n eenvoudige transformator wat die supersoniese deel van die EHU omskakel in ongereguleerde konfigurasies "heen en weer", terwyl die gelyktydige omskakeling van die lugtoevoer tussen die kanale. Die EVZU van die voertuig by opstyg werk op 'n turbojet -enjin, as die snelheid op M = 2, 0 gestel is, skakel dit oor na die ramjet -enjin.
Die laai -kompartement en die belangrikste brandstoftenks is agter die transformator EVCU in 'n horisontale pakket. Die gebruik van opgaartenks is nodig vir die termiese ontkoppeling van die "warm" rompstruktuur en "koue" hitte-geïsoleerde tenks met petroleum. Die TRDF -kompartement is agter die laairuim -kompartement geleë, met vloerkanale vir die afkoeling van die enjinspuitpunte, die ontwerp van die kompartement en die boonste klep van die ramjet -spuitstuk wanneer die TRDF werk.
Die werkingsbeginsel van die EVZU -transformator van die versnellervliegtuig sluit met 'n klein akkuraatheid die kragweerstand op die bewegende deel van die toestel van die kant van die inkomende vloei uit. Hiermee kan u die relatiewe massa van die luginlaatstelsel verminder deur die gewig van die toestel self en die aandrywing daarvan te verminder in vergelyking met tradisionele verstelbare reghoekige luginnames. Die ramjet-enjin het 'n skeidingspuit-dreiner, wat in 'n geslote vorm tydens die werking van die turbojet-enjin 'n ononderbroke vloei van die vloei rondom die romp bied. By die oopmaak van die afvoermondstuk by die oorgang na die werkmodus van die ramjet -enjin, sluit die boonste klep die onderste gedeelte van die turbo -enjinkompartement. Die oop ramjet -spuitkop is 'n supersoniese verwarmer en bied 'n sekere mate van onderuitbreiding van die ramjet -straal, wat met hoë Mach -getalle gerealiseer word, 'n toename in stootkrag as gevolg van die langs projeksie van die drukkragte op die boonste klep.
In vergelyking met die prototipe, is die relatiewe oppervlakte van die vleuelkonsole aansienlik vergroot vanweë die noodsaaklikheid van opstyg / landing van vliegtuie. Vleuelmeganisasie sluit slegs elevate in. Die kiele is toegerus met roere wat as remklappe gebruik kan word tydens die landing. Om 'n ononderbroke vloei by subsoniese vlugsnelhede te verseker, het die skerm 'n neerbuigbare neus. Die landingsgestel van die versnellervliegtuig is met vier pilare geleë, wat langs die kante geplaas word om die binnedring van vuil en vreemde voorwerpe in die luginlaat uit te sluit. So 'n skema is op die EPOS -produk getoets - 'n analoog van die orbitale vliegtuigstelsel "Spiral", wat, net soos 'n fietsonderstel, kan laat "hurk" tydens opstyg.
'N Vereenvoudigde soliede model in die CAD-omgewing is ontwikkel om die vluggewigte, die posisie van die massamiddelpunt en die selfmomente van traagheid van die boostervliegtuie te bepaal.
Die struktuur, kragsentrale en toerusting van die boostervliegtuie is in 28 elemente verdeel, wat elkeen geëvalueer is volgens 'n statistiese parameter (spesifieke gewig van die verminderde vel, ens.) En is gemodelleer deur 'n geometries soortgelyke vaste element. Vir die konstruksie van die romp en laeroppervlaktes is geweegde statistieke gebruik vir MiG-25 / MiG-31 vliegtuie. Die massa van die AL-31F M1-enjin word "na die waarheid" geneem. Verskillende persentasies kerosine-vulsel is gemodelleer deur afgekapte "gooi" van die interne holtes van die brandstoftenks.
'N Vereenvoudigde solid-state model van die orbitaalstadium is ook ontwikkel. Die massas van die strukturele elemente is geneem op grond van data oor die I-blok (die derde fase van die Soyuz-2-lanseervoertuig en die belowende Angara-lanseervoertuig) met die toekenning van konstante en veranderlike komponente, afhangende van die massa brandstof.
Enkele kenmerke van die behaalde resultate van aërodinamika van die ontwikkelde vliegtuie:
Op die versnellervliegtuig word die sweefmodus gebruik om die vlugreikwydte te vergroot, maar sonder om brandstof daaraan te verskaf. In hierdie modus word 'n afvoermondstuk gebruik, wat die oplossing verminder as die ramjet -enjin afgeskakel word na die gebied van die vloei wat die vloei in die EHU -kanaal bied, sodat die stoot van die subsoniese diffuser van die kanaal word gelyk aan die weerstand van die spuitstuk:
Pdif EVCU = Xcc ramjet. Eenvoudig gestel, die beginsel van werking van die smoorapparaat word gebruik in die SVS-2 TsAGI-tipe lug-tot-lug-toetsinstallasies. Die podsobranny spuitmondafvoer maak die onderste gedeelte van die TRDF-kompartement oop, wat sy eie onderweerstand begin skep, maar minder as die weerstand van die afgeskakel ramjet met supersoniese vloei in die luginlaatkanaal. In toetse van die EVCU op die SVS-2 TsAGI-installasie is 'n stabiele werking van die luginlaat met Mach nommer M = 1.3 getoon, daarom kan aangevoer word dat die beplanningsmodus met die gebruik van 'n afvoermondstuk as 'n EVCU verstik die bereik 1.3 ≤ M ≤ Mmax kan beweer word.
Vlugprestasie en tipiese vlugpad
Die boostervliegtuig se taak is om 'n wentelbaan van die kant af tydens die vlug te begin, op 'n hoogte, vlugspoed en baanhoek wat voldoen aan die toestand van die maksimum laai massa in die verwysingsbaan. In die voorlopige stadium van navorsing oor die Hammer -projek is die taak om die maksimum hoogte en vlugsnelheid van hierdie vliegtuig te bereik wanneer u die 'skuif' -maneuver gebruik om groot positiewe waardes van die baanhoek op sy stygende tak te skep. In hierdie geval is die voorwaarde gestel om die snelheidskop tot 'n minimum te beperk by die skeiding van die verhoog vir 'n ooreenstemmende afname in die massa van die kuip en om die vragte op die laai -kompartement in die oop posisie te verminder.
Die aanvanklike gegewens oor die werking van die enjins was die vlugtrekkrag en ekonomiese eienskappe van die AL-31F, gekorrigeer volgens die bankdata van die AL-31F M1-enjin, sowel as die eienskappe van die prototipe ramjet-enjin wat herbereken is in verhouding tot die verbrandingskamer en die skermhoek.
In fig. toon die gebiede van horisontale bestendige vlug van 'n hipersoniese versnellervliegtuig in verskillende werkswyses van die gekombineerde kragstasie.
Elke sone word bereken vir die gemiddelde oor die ooreenstemmende gedeelte van die versneller van die "Hammer" -projek vir die gemiddelde massas langs die gedeeltes van die vliegmassatrajek van die voertuig. Dit kan gesien word dat die boostervliegtuig die maksimum vlug Mach nommer M = 4,21 bereik; as dit op turbojet -enjins vlieg, is die Mach -getal beperk tot M = 2,23. Dit is belangrik om daarop te let dat die grafiek die behoefte illustreer om die vereiste ramjet -druk vir die versnellervliegtuie in 'n wye reeks Mach -getalle te bied, wat eksperimenteel bereik en bepaal is tydens die werk aan die prototipe skerm -luginlaatapparaat. Die opstyg word uitgevoer teen 'n hefsnelheid V = 360 m / s - die dra -eienskappe van die vleuel en die skerm is voldoende sonder die gebruik van opstyg- en landingsmeganisme en sweef van elevators. Na die optimale klim op die horisontale gedeelte H = 10.700 m, bereik die boostervliegtuig supersoniese klank vanaf die subsoniese Mach -nommer M = 0.9, die gekombineerde aandrywingstelsel skakel oor by M = 2 en voorlopige versnelling na Vopt by M = 2.46. In die proses om op 'n ramjet te klim, draai die booster -vliegtuig na die tuisveld en bereik 'n hoogte van H0pik = 20.000 m met 'n Mach -getal M = 3.73.
Op hierdie hoogte begin 'n dinamiese maneuver by die bereiking van die maksimum vlughoogte en baanhoek om die wentelbaan te begin. 'N Saggies skuins duik word uitgevoer met versnelling tot M = 3,9 gevolg deur 'n "gly" -maneuver. Die ramjet -enjin beëindig sy werk op 'n hoogte van H ≈ 25000 m, en die daaropvolgende klim vind plaas as gevolg van die kinetiese energie van die booster. Die begin van die wentelbaan vind plaas op die stygende tak van die baan op 'n hoogte van Нpusk = 44,049 m met 'n Mach -getal М = 2,05 en 'n baanhoek θ = 45 °. Die boostervlak bereik die hoogte Hmax = 55,871 m op die "heuwel". Op die dalende tak van die baan, by die bereiking van die Mach -nommer M = 1,3, word die ramjet -enjin → turbojet -enjin omgeskakel om die oplewing van die ramjet -luginlaat uit te skakel.
In die konfigurasie van die turbojet -enjin beplan die boostervliegtuig voordat hy die glybaan binnegaan, met 'n brandstoftoevoer aan boord van Ggzt = 1000 kg.
In die normale modus vind die hele vlug vanaf die oomblik dat die ramjet afgeskakel word na die landing plaas sonder die gebruik van enjins met 'n marge vir sweefafstand.
Die verandering in die hoekparameters van die stapbeweging word in hierdie figuur getoon.
As dit in 'n sirkelvormige wentelbaan H = 200 km op 'n hoogte van H = 114 878 m teen 'n spoed van V = 3 291 m / s ingespuit word, word die versneller van die eerste subfase geskei. Die massa van die tweede subfase met 'n las in wentelbaan H = 200 km is 1504 kg, waarvan die vragmpg = 767 kg is.
Die skema van toepassing en vlugroete van die Hamerson -projek, hipersoniese versnellervliegtuie, het 'n analogie met die Amerikaanse "universiteit" -projek RASCAL, wat met steun van die staatsdepartement DARPA opgestel word.
'N Kenmerk van die Molot- en RASCAL-projekte is die gebruik van 'n dinamiese maneuver van die "skyfie" -tipe met passiewe toegang tot hoë lanseerhoogtes van die wentelbaan Нpusk ≈ 50.000 m by lae hoëspoedkoppe; vir die Molot, q launch = 24 kg / m2. Die lanseerhoogte maak dit moontlik om die gravitasieverliese en die vlugtyd van 'n duur weggaande baan, dit wil sê die totale massa, te verminder. Klein snelkoppe met hoë spoed maak dit moontlik om die massa van die laaipak te verminder of in sommige gevalle selfs te weier, wat noodsaaklik is vir stelsels van die ultraligte klas (200 kg <1000 kg).
Die belangrikste voordeel van die Hammer -projek -boostervliegtuie bo RASCAL is die afwesigheid van vloeibare suurstofvoorraad aan boord, wat die koste van die operasie vereenvoudig en verminder en die onontginde tegnologie van herbruikbare kryogene tenks uit die lug uitsluit. Die druk-tot-gewig-verhouding in die werkmodus van die ramjet-enjin laat die Molot-booster toe om die stygende tak van die "glybaan" van die "werkers" te bereik vir die wentelbaan van die baanhoeke θ begin ≈ 45 °, terwyl die RASCAL die versneller bied slegs aan sy wentelbaan die beginbaanhoek θ begin ≈ 20 ° met daaropvolgende verliese as gevolg van die stapomsetmaneuver.
Wat die spesifieke drakrag betref, is die lugvaartstelsel met die onbemande versneller van Molot beter as die RASCAL -stelsel: (mпгН500 / mvzl) hamer = 0,93%, (mпнН486 / mvzl) rascal = 0,25%
Die tegnologie van 'n ramjet -enjin met 'n subsoniese verbrandingskamer (die "sleutel" van die Hammer -projek), wat deur die binnelandse lugvaartbedryf ontwikkel en onder die knie is, oortref die belowende Amerikaanse tegnologie MIPCC om suurstof in die TRDF -luginlaatkanaal in hipersoniese spuit te spuit booster vliegtuie.
'N Hipersoniese onbemande versnellervliegtuig met 'n gewig van 74 000 kg voer 'n opstyg vanaf 'n vliegveld, versnel, klim langs 'n geoptimaliseerde baan met 'n tussentydse draai na die opstartpunt tot 'n hoogte van H = 20,000 m en M = 3,73, 'n dinamiese' gly 'maneuver met 'n intermediêre versnelling in 'n afdak wat duik tot M = 3,9. Op die stygende vertakking van die baan by H = 44,047 m, M = 2, word 'n tweestapige wenteltrap met 'n massa van 18 508 kg, ontwerp op grond van die RD-0124-enjin, geskei.
Nadat u die "glybaan" Hmax = 55 871 m in die sweefmodus verbygesteek het, vlieg die booster na die vliegveld met 'n gewaarborgde brandstoftoevoer van 1000 kg en 'n landingsgewig van 36 579 kg. Die wentelbaan spuit 'n vrag met massa mpg = 767 kg in 'n sirkelvormige baan H = 200 km, by H = 500 km mpg = 686 kg.
Verwysing.
1. Die laboratoriumtoetsbasis van die NPO "Molniya" bevat die volgende laboratoriumkomplekse:
2. A dit is 'n HEXAFLY-INT hoëspoed burgerlike vliegtuigprojek
Dit is een van die grootste internasionale samewerkingsprojekte. Dit behels vooraanstaande Europese (ESA, ONERA, DLR, CIRA, ens.), Russies (TsAGI, CIAM, LII, MIPT) en Australiese (The University of Sydney, ens.).
3. Rostec het nie die bankrotskap toegelaat van die maatskappy wat die ruimtetuig "Buran" ontwikkel het nie
Let wel: die 3D-model aan die begin van die artikel het niks te doen met die navorsing en ontwikkeling "Hammer" nie.
