Op dit moment ontwikkelt OAO NPO Molniya een multi-mode hypersonisch onbemand luchtvoertuig op het gebied van onderzoeks- en ontwikkelingswerk "Hammer". Deze UAV wordt beschouwd als een prototype demonstrator van technologieën voor een hypersonisch onbemand acceleratorvliegtuig met een gecombineerde schermturbo-ramjet-krachtcentrale. De sleuteltechnologie van het prototype is het gebruik van een straalmotor (ramjet) met een subsonische verbrandingskamer en een zeefluchtinlaatinrichting.
Berekende en experimentele parameters van het prototype van de demonstrator:
De achtergrond van deze R&D was een project van een multi-mode supersonic unmanned aerial vehicle (MSBLA) ontwikkeld door JSC NPO Molniya, waarin het aerodynamische uiterlijk van een veelbelovend onbemand of bemand versnellervliegtuig werd bepaald. De sleuteltechnologie van MSBLA is het gebruik van een straalmotor (ramjet) met een subsonische verbrandingskamer en een zeefluchtinlaatinrichting. Ontwerpparameters van MSBLA: kruisende Mach-nummers M = 1,8 … 4, vlieghoogten van laag tot H ≈ 20.000 m, startgewicht tot 1000 kg.
De lay-out van de luchtinlaat die bij de SVS-2-stand van TsAGI werd bestudeerd, toonde een lage efficiëntie van het toegepaste ventrale wigschild, "tegelijkertijd" gemaakt met de romp (Fig. A) en een rechthoekig schild met een overspanning gelijk aan de breedte van de romp (Fig. B).
Beide zorgden voor de benaderende constantheid van de herstelcoëfficiënten van de totale druk ν en de stroomsnelheid f in de aanvalshoek, in plaats van ze te vergroten.
Omdat het frontale scherm van het type dat op de Kh-90-raket werd gebruikt niet geschikt was voor de MSBLA, als prototype van een versnellervliegtuig, werd begin jaren 80 op basis van experimentele studies van TsAGI besloten om een ventrale scherm, met behoud van de configuratie met een tweetraps centraal lichaam verkregen door testresultaten.
In de loop van twee fasen van experimenteel onderzoek op een speciale stand SVS-2 TsAGI, december 2008 - februari 2009 en maart 2010, met een tussenfase van numerieke zoekstudies, een schermluchtinlaatapparaat (EHU) met een tweetraps conische lichaam met verschillende berekende getallen werd ontwikkeld, Mach in stappen, waardoor het mogelijk werd een aanvaardbare stuwkracht te verkrijgen in een breed scala van Mach-getallen.
Het effect van het scherm bestaat uit een toename van de stroomsnelheid en herstelcoëfficiënten met een toename van de invalshoek bij Mach-getallen M>2,5. De grootte van de positieve gradiënt van beide kenmerken neemt toe met toenemend Mach-getal.
EVZU werd voor het eerst ontwikkeld en toegepast op het X-90 hypersonische experimentele vliegtuig ontwikkeld door NPO Raduga (kruisraket, volgens NAVO-classificatie AS-19 Koala)
Als gevolg hiervan werd de aerodynamische configuratie van het prototype ontwikkeld volgens het "hybride" schema dat door de auteurs werd genoemd met de integratie van de EHU in het draagsysteem.
Het hybride schema heeft kenmerken van zowel een "eend" -schema (door het aantal en de locatie van de lageroppervlakken) als een "staartloos" schema (door het type longitudinale bedieningselementen). Een typisch MSBLA-traject omvat een lancering vanaf een op de grond gebaseerde draagraket, versnelling met een booster voor vaste stuwstof tot een supersonische lanceersnelheid van een straalmotor, vlucht volgens een bepaald programma met een horizontaal segment en remmen tot een lage subsonische snelheid met een zachte parachutelanding.
Het is te zien dat de hybride lay-out, vanwege een groter grondeffect en optimalisatie van de aerodynamische lay-out voor een minimale weerstand bij α = 1,2 ° … 1,4 °, aanzienlijk hogere maximale vlucht Mach-nummers M ≈ 4,3 in een brede hoogtebereik H = 11 … 21 km. De schema's "eend" en "staartloos" bereiken de maximale waarde van het getal М = 3,72 … 3,74 op de hoogte Н = 11 km. In dit geval heeft het hybride schema een kleine winst vanwege de verschuiving in de minimale weerstand en bij lage Mach-getallen, met een bereik van vluchtnummers M = 1,6 … 4,25 op een hoogte van H ≈ 11 km. Het kleinste gebied van evenwichtsvlucht wordt gerealiseerd in het "eend" -schema.
De tabel toont de berekende vluchtprestatiegegevens voor de ontwikkelde lay-outs voor typische vliegtrajecten.
De vliegbereiken, die hetzelfde niveau hebben voor alle versies van de MSBLA, hebben de mogelijkheid aangetoond om met succes een acceleratievliegtuig te creëren met een licht verhoogde relatieve reserve aan kerosinebrandstof met supersonische vliegbereiken in de orde van 1500-2000 km voor terugkeer naar het thuisvliegveld. Tegelijkertijd had de ontwikkelde hybride lay-out, die een gevolg is van de diepe integratie van het aerodynamische schema en de schermluchtinlaat van de straalmotor, een duidelijk voordeel in termen van maximale vliegsnelheden en het bereik van hoogtes waarop de maximale snelheden worden gerealiseerd. De absolute waarden van het Mach-getal en de vlieghoogte, die Мmax = 4,3 bereiken bij Нmax Mmax = 20.500 m, suggereren dat het herbruikbare ruimtevaartsysteem met een hypersonische booster op grote hoogte haalbaar is op het niveau van bestaande technologieën in Rusland. ruimtepodium voor eenmalig gebruik is 6-8 keer in vergelijking met een lancering vanaf de grond.
Deze aerodynamische lay-out was de laatste optie voor het overwegen van een herbruikbaar multi-mode onbemand luchtvoertuig met hoge supersonische vliegsnelheden.
Concept en algemene lay-out
Een onderscheidende vereiste voor een overklokkend vliegtuig, in vergelijking met zijn kleine prototype, is het opstijgen / landen op een vliegtuig vanaf bestaande vliegvelden en de noodzaak om te vliegen met Mach-nummers lager dan het Mach-getal voor het lanceren van een straalmotor M <1.8 … 2. Dit bepaalt het type en de samenstelling van de gecombineerde krachtcentrale van het vliegtuig - een straalmotor en turbojetmotoren met een naverbrander (TRDF).
Op basis hiervan werd het technische uiterlijk en de algemene lay-out van het versnellervliegtuig voor het lichte transportruimtesysteem gevormd met een ontwerpdraagvermogen van ongeveer 1000 kg in een lage baan om de aarde van 200 km. Een beoordeling van de gewichtsparameters van een vloeibare tweetraps orbitale fase op basis van een zuurstof-kerosinemotor RD-0124 werd uitgevoerd door de methode van karakteristieke snelheid met integrale verliezen, gebaseerd op de omstandigheden van lancering vanaf het gaspedaal.
In de eerste fase wordt de RD-0124-motor (lege stuwkracht 30.000 kg, specifieke impuls 359 s) geïnstalleerd, maar met een kleinere framediameter en gesloten kamers, of de RD-0124M-motor (verschilt één voor één van de basis en een nieuw mondstuk met een grotere diameter); in de tweede fase, een motor met één kamer van RD-0124 (er wordt uitgegaan van een lege stuwkracht van 7.500 kg). Op basis van het ontvangen gewichtsrapport van de orbitale fase met een totaal gewicht van 18.508 kg, werd de configuratie ontwikkeld en op basis daarvan - de lay-out van een hypersonisch boostervliegtuig met een startgewicht van 74.000 kg met een gecombineerde krachtcentrale (KSU).
KSU omvat:
TRDF- en straalmotormotoren bevinden zich in een verticaal pakket, waardoor ze elk afzonderlijk kunnen worden gemonteerd en onderhouden. De gehele lengte van het voertuig werd gebruikt om plaats te bieden aan een straalmotor met een EVC van de maximale grootte en dienovereenkomstig stuwkracht. Het maximale startgewicht van het voertuig is 74 ton, het leeggewicht is 31 ton.
De sectie toont een orbitale fase - een tweetraps vloeibare draagraket met een gewicht van 18, 5 ton, die een draagraket van 1000 kg injecteert in een lage baan om de aarde van 200 km. Ook zichtbaar zijn 3 TRDDF AL-31FM1.
Het experimenteel testen van een straalmotor van deze omvang zou direct in vliegtesten moeten worden uitgevoerd, met behulp van een turbostraalmotor voor acceleratie. Bij het ontwikkelen van een uniform luchtinlaatsysteem zijn de basisprincipes overgenomen:
Uitgevoerd door het scheiden van de luchtkanalen voor de turbojetmotor en de straalmotor achter het supersonische deel van de luchtinlaat en de ontwikkeling van een eenvoudig transformatorapparaat dat het supersonische deel van de EHU omzet in ongereguleerde configuraties "round trip", terwijl tegelijkertijd de luchttoevoer tussen de kanalen. De EVZU van het voertuig bij het opstijgen werkt op een turbostraalmotor, wanneer de snelheid is ingesteld op M = 2, 0, schakelt deze over op de straalmotor.
Het laadcompartiment en de belangrijkste brandstoftanks bevinden zich achter de transformator EVCU in een horizontale verpakking. Het gebruik van opslagtanks is noodzakelijk voor thermische ontkoppeling van de "hete" rompstructuur en "koude" warmte-geïsoleerde tanks met kerosine. Het TRDF-compartiment bevindt zich achter het laadcompartiment, dat stroomkanalen heeft voor het koelen van de motorsproeiers, het ontwerp van het compartiment en de bovenste klep van het straalmotormondstuk wanneer de TRDF in werking is.
Het werkingsprincipe van de EVZU-transformator van het versnellervliegtuig sluit, met een nauwkeurigheid van een kleine waarde, de krachtweerstand op het bewegende deel van het apparaat uit vanaf de zijkant van de inkomende stroom. Hierdoor kunt u de relatieve massa van het luchtinlaatsysteem minimaliseren door het gewicht van het apparaat zelf en zijn aandrijving te verminderen in vergelijking met traditionele verstelbare rechthoekige luchtinlaten. De straalmotor heeft een splijtbare nozzle-drainer, die in gesloten vorm tijdens de werking van de turbojet-motor zorgt voor een ononderbroken stroming van de stroming rond de romp. Bij het openen van het aftapmondstuk bij de overgang naar de bedrijfsmodus van de straalmotor, sluit de bovenste klep het onderste gedeelte van de turbojet-motorruimte. De open straalmotor is een supersonische verwarring en zorgt bij een zekere mate van onderexpansie van de straalmotor, die bij hoge Mach-getallen wordt gerealiseerd, voor een verhoging van de stuwkracht door de longitudinale projectie van de drukkrachten op de bovenklep.
In vergelijking met het prototype is het relatieve oppervlak van de vleugelconsoles aanzienlijk vergroot vanwege de behoefte aan opstijgen / landen van vliegtuigen. Wing mechanisatie omvat alleen elevons. De kielen zijn voorzien van roeren die bij de landing als remkleppen kunnen worden gebruikt. Om een ononderbroken doorstroming bij subsonische vliegsnelheden te garanderen, heeft het scherm een afbuigbare neus. Het landingsgestel van het gaspedaal heeft vier pijlers, met plaatsing langs de zijkanten om het binnendringen van vuil en vreemde voorwerpen in de luchtinlaat uit te sluiten. Een dergelijk schema werd getest op het EPOS-product - een analoog van het orbitale vliegtuigsysteem "Spiral", dat het, net als een fietschassis, mogelijk maakt om te "hurken" bij het opstijgen.
Een vereenvoudigd solide model in de CAD-omgeving werd ontwikkeld om de vlieggewichten, de positie van het zwaartepunt en de zelftraagheidsmomenten van het boostervliegtuig te bepalen.
De structuur, de krachtcentrale en de uitrusting van het boostervliegtuig waren verdeeld in 28 elementen, die elk werden geëvalueerd volgens een statistische parameter (soortelijk gewicht van de verminderde huid, enz.) en werd gemodelleerd door een geometrisch vergelijkbaar vast element. Voor de constructie van de romp en draagvlakken werden gewogen statistieken voor MiG-25 / MiG-31 vliegtuigen gebruikt. De massa van de AL-31F M1-motor wordt "achteraf" genomen. Verschillende percentages kerosinevulling werden gemodelleerd door afgeknotte vaste stof "afgietsels" van de interne holtes van de brandstoftanks.
Er werd ook een vereenvoudigd solid-state model van de orbitale fase ontwikkeld. De massa's van de structurele elementen werden genomen op basis van gegevens over het I-blok (de derde fase van het Sojoez-2-lanceervoertuig en het veelbelovende Angara-lanceervoertuig) met de toewijzing van constante en variabele componenten afhankelijk van de massabrandstof.
Enkele kenmerken van de verkregen resultaten van de aerodynamica van het ontwikkelde vliegtuig:
Op het gaspedaalvliegtuig wordt, om het vliegbereik te vergroten, de zweefmodus gebruikt bij het configureren voor een straalmotor, maar zonder er brandstof aan toe te voeren. In deze modus wordt een afvoermondstuk gebruikt, dat de oplossing ervan vermindert wanneer de straalmotor wordt uitgeschakeld naar het gebied van de stroom die de stroom in het EHU-kanaal levert, zodat de stuwkracht van de subsonische diffusor van het kanaal wordt gelijk aan de weerstand van het mondstuk:
Pdif EVCU = Xcc straalmotor. Simpel gezegd, het werkingsprincipe van de smoorinrichting wordt gebruikt op de lucht-lucht testinstallaties van het type SVS-2 TsAGI. De podsobranny nozzle-drain opent het onderste gedeelte van het TRDF-compartiment, dat zijn eigen bodemweerstand begint te creëren, maar minder dan de weerstand van de uitgeschakelde ramjet met supersonische stroming in het luchtinlaatkanaal. In tests van de EVCU op de SVS-2 TsAGI-installatie werd een stabiele werking van de luchtinlaat met Mach-getal M = 1,3 aangetoond, daarom kan worden gesteld dat de planningsmodus met het gebruik van een afvoermondstuk als EVCU-smoorspoel in het bereik 1,3 ≤ M ≤ Mmax kan worden beweerd.
Vliegprestaties en typische vliegroute
De taak van het boostervliegtuig is om tijdens de vlucht vanaf de zijkant een orbitaal platform te lanceren op een hoogte, vliegsnelheid en trajecthoek die voldoen aan de voorwaarde van de maximale nuttige massa in de referentiebaan. In de voorbereidende fase van het onderzoek naar het Hammer-project is het de taak om de maximale hoogte en vliegsnelheid van dit vliegtuig te bereiken bij het gebruik van de "schuif" -manoeuvre om grote positieve waarden van de trajecthoek op zijn stijgende tak te creëren. In dit geval wordt de voorwaarde gesteld om de snelheidskop te minimaliseren bij het scheiden van het podium voor een overeenkomstige afname van de massa van de stroomlijnkap en om de belastingen op het laadcompartiment in de open positie te verminderen.
De initiële gegevens over de werking van de motoren waren de vluchttractie en economische kenmerken van de AL-31F, gecorrigeerd volgens de bankgegevens van de AL-31F M1-motor, evenals de kenmerken van het prototype straalmotor, herberekend in verhouding tot de verbrandingskamer en de schermhoek.
In afb. toont de gebieden van horizontale gestage vlucht van een hypersonisch versnellervliegtuig in verschillende bedrijfsmodi van de gecombineerde krachtcentrale.
Elke zone wordt berekend voor het gemiddelde over het overeenkomstige gedeelte van het gaspedaal van het "Hammer"-project voor de gemiddelde massa's langs de secties van het vliegmassatraject van het voertuig. Te zien is dat het boostervliegtuig de maximale vlucht Mach-getal M = 4,21 bereikt; bij het vliegen op turbojetmotoren is het Mach-getal beperkt tot M = 2,23. Het is belangrijk op te merken dat de grafiek de noodzaak illustreert om de vereiste stuwkracht voor het gaspedaal in een breed scala van Mach-getallen te leveren, wat experimenteel werd bereikt en bepaald tijdens het werk aan het prototype schermluchtinlaatapparaat. De start wordt uitgevoerd met een lanceersnelheid V = 360 m / s - de lagereigenschappen van de vleugel en het scherm zijn voldoende zonder het gebruik van start- en landingsmechanisatie en zweven van elevons. Na de optimale klim op het horizontale gedeelte H = 10.700 m, bereikt het boostervliegtuig supersonisch geluid van het subsonische Mach-getal M = 0,9, schakelt het gecombineerde voortstuwingssysteem bij M = 2 en voorlopige versnelling naar Vopt bij M = 2,46. Tijdens het klimmen op een ramjet maakt het boostervliegtuig een bocht naar het thuisvliegveld en bereikt een hoogte van H0pik = 20.000 m met een Mach-getal M = 3,73.
Op deze hoogte begint een dynamische manoeuvre bij het bereiken van de maximale vlieghoogte en trajecthoek voor het lanceren van de orbitale fase. Een zacht glooiende duik wordt uitgevoerd met versnelling tot M = 3,9 gevolgd door een "slide" manoeuvre. De straalmotor beëindigt zijn werk op een hoogte van H ≈ 25000 m en de daaropvolgende klim vindt plaats vanwege de kinetische energie van de booster. De lancering van de orbitale fase vindt plaats op de stijgende tak van het traject op een hoogte van Нpusk = 44.049 m met een Mach-getal М = 2,05 en een trajecthoek θ = 45 °. Het boostervliegtuig bereikt de hoogte Hmax = 55.871 m op de "heuvel". Op de dalende tak van het traject, bij het bereiken van het Mach-getal M = 1,3, wordt de straalmotor → turbostraalmotor geschakeld om de golf van de straalmotorluchtinlaat te elimineren.
In de configuratie van de turbostraalmotor plant het boostervliegtuig voordat het het glijpad betreedt, met een brandstofvoorraad aan boord Ggzt = 1000 kg.
In de normale modus vindt de hele vlucht vanaf het moment dat de straalmotor wordt uitgeschakeld tot de landing plaats zonder het gebruik van motoren met een marge voor het vliegbereik.
De verandering in de hoekparameters van de stapbeweging wordt weergegeven in deze figuur.
Wanneer geïnjecteerd in een cirkelvormige baan H = 200 km op een hoogte van H = 114 878 m met een snelheid van V = 3 291 m / s, wordt het gaspedaal van de eerste subtrap gescheiden. De massa van de tweede ondertrap met een belasting in een baan om de aarde H = 200 km is 1504 kg, waarvan het laadvermogen mpg = 767 kg.
Het toepassingsschema en de vliegroute van het hypersonische acceleratorvliegtuig van het Hammer-project heeft een analogie met het Amerikaanse "universitaire" project RASCAL, dat wordt gecreëerd met de steun van de overheidsafdeling DARPA.
Een kenmerk van de Molot- en RASCAL-projecten is het gebruik van een dynamische manoeuvre van het "slide"-type met passieve toegang tot hoge lanceerhoogten van de orbitale fase Нpusk ≈ 50.000 m bij lage hogesnelheidskoppen; voor de Molot, q lancering = 24kg/m2. De lanceerhoogte maakt het mogelijk om de zwaartekrachtverliezen en de vliegtijd van een dure wegwerpbare orbitale stage, dat wil zeggen de totale massa, te verminderen. Kleine lanceerkoppen met hoge snelheid maken het mogelijk om de massa van de kuip van het laadvermogen te minimaliseren of in sommige gevallen zelfs te weigeren, wat essentieel is voor systemen van de ultralichte klasse (mпгН200 <1000 kg).
Het belangrijkste voordeel van het Hammer-projectboostervliegtuig ten opzichte van RASCAL is de afwezigheid van vloeibare zuurstoftoevoer aan boord, wat de werking ervan vereenvoudigt en verlaagt en de onbenutte technologie van herbruikbare cryogene tanks voor de luchtvaart uitsluit. De stuwkracht-gewichtsverhouding in de werkingsmodus van de straalmotormotor stelt de Molot-booster in staat om op de stijgende tak van de "schuif" van de "werkers" te reiken voor de orbitale fase van de baanhoeken - lancering ≈ 45 °, terwijl de RASCAL versneller voorziet zijn orbitale fase met alleen de starttrajecthoek θ lancering ≈ 20 ° met daaropvolgende verliezen als gevolg van de stapomzetmanoeuvre.
In termen van specifiek draagvermogen is het ruimtevaartsysteem met de Molot hypersonische onbemande versneller superieur aan het RASCAL-systeem: (mпгН500 / mvzl) hamer = 0,93%, (mпнН486 / mvzl) boef = 0,25%
Zo overtreft de technologie van een straalmotor met een subsonische verbrandingskamer (de "sleutel" van het Hammer-project), ontwikkeld en beheerst door de binnenlandse lucht- en ruimtevaartindustrie, de veelbelovende Amerikaanse technologie MIPCC voor het injecteren van zuurstof in het TRDF-luchtinlaatkanaal in hypersonische booster vliegtuig.
Een hypersonisch onbemand gaspedaal met een gewicht van 74.000 kg voert een start uit vanaf een vliegveld, acceleratie, klim langs een geoptimaliseerd traject met een tussenliggende bocht naar het startpunt tot een hoogte van H = 20.000 m en M = 3,73, een dynamische "slide" -manoeuvre met een tussentijdse versnelling in een bladerdak duiken tot M = 3,9. Op de opgaande tak van het traject bij H = 44.047 m, M = 2, is een tweetraps orbitale trap met een massa van 18.508 kg, ontworpen op basis van de RD-0124-motor, gescheiden.
Na het passeren van de "slide" Hmax = 55 871 m in de zweefmodus vliegt de booster naar het vliegveld, met een gegarandeerde brandstofvoorraad van 1000 kg en een landingsgewicht van 36 579 kg. De orbitale fase injecteert een lading met massa mpg = 767 kg in een cirkelvormige baan H = 200 km, bij H = 500 km mpg = 686 kg.
Verwijzing.
1. De laboratoriumtestbasis van NPO "Molniya" omvat de volgende laboratoriumcomplexen:
2. A dit is een HEXAFLY-INT project voor hogesnelheidsvliegtuigen voor de burgerluchtvaart
Dat is een van de grootste internationale samenwerkingsprojecten. Het omvat toonaangevende Europese (ESA, ONERA, DLR, CIRA, enz.), Russische (TsAGI, CIAM, LII, MIPT) en Australische (The University of Sydney, enz.) organisaties.
3. Rostec stond het faillissement van het bedrijf dat de spaceshuttle "Buran" ontwikkelde niet toe
Opmerking: het 3D-model aan het begin van het artikel heeft niets te maken met het onderzoek en de ontwikkeling "Hammer".
