Tällä hetkellä OAO NPO Molniya kehittää monitilaista hypersonista miehittämätöntä ilma-alusta tutkimus- ja kehitystyöstä "Hammer". Tätä UAV: ta pidetään prototyyppinä demonstroimalla tekniikoita hypersonic-miehittämättömälle kiihdytinlentokoneelle, jossa on yhdistetty turbo-ramjet-voimala. Prototyypin avaintekniikka on ramjet -moottorin (ramjet) käyttö, jossa on aliääninen polttokammio ja näytön ilmanottolaite.
Demo -prototyypin lasketut ja kokeelliset parametrit:
Tämän T & K-toiminnan taustalla oli JSC NPO Molniya -yhtiön kehittämä monitilainen yliääninen miehittämätön ilma-alus (MSBLA), jossa määritettiin lupaavan miehittämättömän tai miehitetyn kiihdytinlentokoneen aerodynaaminen ulkonäkö. MSBLA: n avaintekniikka on ramjet -moottorin (ramjet) käyttö, jossa on aliääninen polttokammio ja seula ilmanottolaite. MSBLA: n suunnitteluparametrit: risteilykoneiden luvut M = 1,8 … 4, lentokorkeudet matalista korkeuksiin ≈ 20000 m, laukaisupaino jopa 1000 kg.
TsAGI: n SVS-2-telineellä tutkittu ilmanottoasento osoitti alhaisen tehokkuuden levitetylle ventraalikiilakilvelle, joka on tehty "samanaikaisesti" rungon kanssa (kuva A) ja suorakulmainen suoja, jonka leveys on yhtä suuri kuin rungon (kuva B).
Molemmat varmistivat kokonaispaineen ν ja virtausnopeuden f talteenottokertoimien likimääräisen pysyvyyden hyökkäyskulmassa sen sijaan, että lisäisivät niitä.
Koska Kh-90-raketissa käytetyn tyyppinen etusuoja ei sopinut MSBLA: lle kiihdytinlentokoneen prototyypiksi, päätettiin 80-luvun alussa TsAGI: n kokeellisten tutkimusten perusteella kehittää ventraali näytöllä, säilyttäen kokoonpanon kaksivaiheisella keskusrungolla, joka on saatu testituloksilla.
Erikoistelineen SVS-2 TsAGI kokeellisen tutkimuksen kahden vaiheen aikana, joulukuu 2008-helmikuu 2009 ja maaliskuu 2010, numeeristen hakututkimusten välivaiheessa, näytön ilmanottolaite (EHU), jossa on kaksivaiheinen kartiomainen kehon, jolla on eri lasketut luvut, kehitettiin Mach vaiheittain, mikä mahdollisti hyväksyttävän työntövoiman saamisen monilla Mach -numeroalueilla.
Näytön vaikutus koostuu virtausnopeuden ja talteenottokertoimien kasvusta sekä hyökkäyskulman kasvusta Mach -numeroilla M> 2,5. Molempien ominaisuuksien positiivisen gradientin suuruus kasvaa Mach -luvun kasvaessa.
EVZU kehitettiin ja sitä käytettiin ensimmäisen kerran NPO Radugan (risteilyohjus, Naton luokituksen AS-19 Koala) kehittämässä hypersonic-kokeellisessa lentokoneessa X-90.
Tämän seurauksena prototyypin aerodynaaminen kokoonpano kehitettiin tekijöiden kutsuman "hybridi" -mallin mukaisesti integroimalla EHU kantojärjestelmään.
Hybridijärjestelmässä on sekä "ankka" -mallin piirteitä (kantavien pintojen lukumäärän ja sijainnin mukaan) että "hännätön" -mallia (pituussuuntaisten ohjainten tyypin mukaan). Tyypillinen MSBLA-liikerata sisältää laukaisun maanpäällisestä kantoraketista, kiihtyvyyden kiinteällä ponneaineella tehostimella yliääniseen ramjet-laukaisunopeuteen, lennon tietyn ohjelman mukaisesti, vaakasuuntaisen segmentin ja jarrutuksen alhaiselle aliäänenopeudelle pehmeällä laskuvarjolla.
Voidaan nähdä, että hybridirakenne, joka johtuu suuremmasta maanvaikutuksesta ja aerodynaamisen asettelun optimoinnista vähimmäisvastukselle α = 1,2 ° … 1,4 °, toteuttaa huomattavasti suurempia maksimilentokoneita Mach numbers 4,3 laajalla korkeusalue H = 11 … 21 km. "Ankka" ja "hännätön" järjestelmät saavuttavat luvun М = 3,72 … 3,74 maksimiarvon korkeudessa Н = 11 km. Tässä tapauksessa hybridijärjestelmällä on pieni vahvistus, joka johtuu vähimmäisvastuksen muutoksesta ja pienistä Mach -luvuista, ja lentojen numeroalue M = 1,6 … 4,25 korkeudessa H ≈ 11 km. Pienin tasapainon lentoalue toteutetaan "ankka" -kaaviossa.
Taulukossa esitetään lasketut lentotehokkuustiedot kehitetyille asetteluille tyypillisille lentoradoille.
Lentoalueet, joilla on sama taso kaikille MSBLA-versioille, ovat osoittaneet mahdollisuuden luoda onnistuneesti kiihdytinlentokone, jossa on hieman lisääntynyt kerosiinipolttoaineen suhteellinen varanto ja jonka yliäänilentoalueet ovat luokkaa 1500–2000 km paluuta varten kotikenttä. Samaan aikaan kehitetyllä hybridirakenteella, joka on seurausta aerodynaamisen järjestelmän syvästä yhdistämisestä ja ramjet -moottorin näytön ilmanottoon, oli selkeä etu suurimpien lentonopeuksien ja korkeusalueiden suhteen. maksiminopeudet toteutuvat. Machin lukumäärän ja lentokorkeuden absoluuttiset arvot, jotka saavuttavat Мmax = 4,3 kohdassa Нmax Mmax = 20500 m, viittaavat siihen, että uudelleenkäytettävä ilmailu- ja avaruusjärjestelmä, jossa on hypersonic-korkeakorotuslentokone, on mahdollista nykyisen tekniikan tasolla Venäjällä. A kertakäyttöinen avaruusaste on 6–8 kertaa verrattuna maasta laukaisuun.
Tämä aerodynaaminen ulkoasu oli viimeinen vaihtoehto harkita uudelleenkäytettävää, monitilaista miehittämätöntä ilma-alusta, jolla on suuret yliäänen lentonopeudet.
Konsepti ja yleinen ulkoasu
Ylikellotuskoneen erottuva vaatimus sen pienikokoiseen prototyyppiin verrattuna on lentoonlähtö / lasku ilma-aluksella olemassa olevilta kentiltä ja tarve lentää Mach-numeroilla, jotka ovat pienempiä kuin Mach-luku, kun käynnistetään ramjet-moottori M <1,8 … 2. Tämä määrittää lentokoneen yhdistetyn voimalaitoksen tyypin ja koostumuksen - ramjet- ja turbojet -moottorit, joissa on jälkipoltin (TRDF).
Tämän perusteella muodostettiin kevyen luokan kuljetustilajärjestelmän kiihdytyskoneen tekninen ulkonäkö ja yleinen ulkoasu, jonka suunnittelukyky oli noin 1000 kg matalan maan kiertoradalle 200 km. Nestemäisen kaksivaiheisen kiertoradan painoparametrien arviointi, joka perustuu happi-kerosiinimoottoriin RD-0124, suoritettiin ominaisnopeusmenetelmällä, jossa on kiinteät häviöt, perustuen käynnistysolosuhteisiin kiihdyttimestä.
Ensimmäisessä vaiheessa asennetaan RD-0124-moottori (tyhjä työntövoima 30000 kg, ominaisimpulssi 359 s), mutta sen rungon halkaisija on pienempi ja kammiot sulkeutuvat, tai RD-0124M-moottori (eroaa alustasta yksi kerrallaan ja uusi suutin, jonka halkaisija on suurempi); toisessa vaiheessa moottori, jossa on yksi kammio RD-0124: stä (oletetaan tyhjä työntövoima 7500 kg). Kiertoradan painoraportin perusteella, jonka kokonaispaino on 18 508 kg, kehitettiin sen kokoonpano ja sen perusteella - 74 000 kg: n lentoonlähtöpainon sisältävän hypersonic -tehostelentokoneen asettelu yhdistetyllä voimalaitoksella (KSU).
KSU sisältää:
TRDF- ja ramjet -moottorit sijaitsevat pystysuorassa pakkauksessa, minkä ansiosta jokainen niistä voidaan asentaa ja huoltaa erikseen. Ajoneuvon koko pituutta käytettiin ramjet -moottoriin, jonka EVC oli suurin koko ja vastaavasti työntövoima. Ajoneuvon suurin lentoonlähtöpaino on 74 tonnia ja tyhjäpaino 31 tonnia.
Osassa näkyy kiertorata-kaksivaiheinen nestemäinen kantoraketti, joka painaa 18,5 tonnia ja ruiskuttaa 1000 kg: n kantoraketin matalan maan kiertoradalle 200 km. Näkyvissä ovat myös 3 TRDDF AL-31FM1.
Tämän kokoisen ramjet -moottorin kokeellinen testaus on tarkoitus suorittaa suoraan lentotesteissä käyttämällä kiihdytykseen turbojet -moottoria. Yhtenäistä ilmanottojärjestelmää kehitettäessä noudatettiin perusperiaatteita:
Toteutetaan erottamalla turbojet -moottorin ja ramjet -moottorin ilmakanavat ilmanoton yliääniosan takana ja kehittämällä yksinkertainen muuntajalaite, joka muuttaa EHU: n yliäänisen osan säätelemättömiksi kokoonpanoiksi "edestakaisin" ja samalla kytkee ilmansyöttö kanavien välillä. Ajoneuvon EVZU lentoonlähdössä toimii turboreaktiivisella moottorilla, kun nopeus on asetettu M = 2, 0, se vaihtaa ramjet -moottoriin.
Hyötykuorma ja pääpolttoainesäiliöt sijaitsevat vaakasuorassa pakkauksessa muuntajan EVCU takana. Säiliöiden käyttö on välttämätöntä "kuuman" runkorakenteen ja "kylmien" lämpöeristettyjen kerosiinisäiliöiden lämpöerottamiseksi. TRDF -osasto sijaitsee hyötykuormatilan takana, ja siinä on virtauskanavat moottorin suuttimien, osaston rakenteen ja ramjet -suuttimen yläläpän jäähdyttämiseksi TRDF: n ollessa toiminnassa.
Kiihdytinlentokoneen EVZU -muuntajan toimintaperiaate sulkee pienen tarkkuudella pois laitteen liikkuvan osan voimaresistanssin tulevan virtauksen puolelta. Näin voit minimoida ilmanottojärjestelmän suhteellisen massan vähentämällä laitteen ja sen käyttöpainon verrattuna perinteisiin säädettäviin suorakulmaisiin ilmanottoaukkoihin. Ramjet-moottorissa on halkaisusuutin-tyhjennyslaite, joka suljetussa muodossa turboahtomoottorin käytön aikana tarjoaa keskeytymättömän virtauksen rungon ympärille. Kun avataan tyhjennyssuutin, kun siirrytään ramjet -moottorin toimintatilaan, ylempi läppä sulkee turboreaktiivisen moottoritilan alaosan. Avoin ramjet -suutin on yliääninen hämmennin, ja jos ramjet -suihkun laajeneminen tietyllä asteella on vähäistä, mikä saavutetaan suurilla Mach -luvuilla, se lisää työntövoimaa johtuen ylemmän läpän painevoimien pitkittäisprojektiosta.
Prototyyppiin verrattuna siipikonsolien suhteellinen pinta -ala on kasvanut merkittävästi lentokoneiden nousun / laskun tarpeen vuoksi. Siipien koneistukseen kuuluu vain elevoneja. Kiilat on varustettu peräsinillä, joita voidaan käyttää jarrulevyinä laskeutumisen yhteydessä. Varmistaaksesi keskeytymättömän virtauksen aliäänen lennonopeuksilla, näytöllä on taipuva nenä. Kiihdytyskoneen laskuteline on nelipylväinen, ja se on sijoitettu sivuja pitkin estämään lian ja vieraiden esineiden pääsyn ilmanottoaukkoon. Tällainen järjestelmä testattiin EPOS -tuotteella - kiertoratalentokonejärjestelmän "Spiral" analogilla, joka mahdollistaa polkupyörän alustan tapaan "kyykky" nousun aikana.
Yksinkertaistettu kiinteä malli CAD-ympäristössä kehitettiin lentopainojen, massakeskuksen sijainnin ja tehostinlentokoneiden hitausmomenttien määrittämiseksi.
Tehostelentokoneen rakenne, voimalaitos ja laitteet jaettiin 28 elementtiin, joista jokainen arvioitiin tilastollisen parametrin (alennetun nahan ominaispaino jne.) Mukaan ja mallinnettiin geometrisesti samanlaisella kiinteällä elementillä. Rungon ja laakeripintojen rakentamiseen käytettiin MiG-25 / MiG-31-lentokoneiden painotettuja tilastoja. AL-31F M1 -moottorin massa otetaan "jälkikäteen". Eri prosenttiosuudet kerosiinitäytöstä mallinnettiin polttoainesäiliöiden sisäisten ontelojen katkaistujen solid-state-"valujen" avulla.
Kehitettiin myös yksinkertaistettu kiertoradan puolijohdemalli. Rakenneelementtien massat otettiin I-lohkon (Soyuz-2-kantorakettin kolmas vaihe ja lupaava Angara-kantoraketti) tietojen perusteella. vakioiden ja muuttuvien komponenttien jakaminen polttoaineen massasta riippuen.
Jotkut ominaisuudet kehitetyn lentokoneen aerodynamiikan tuloksista:
Kiihdytyskoneessa lentoetäisyyden lisäämiseksi liukumismoodia käytetään määritettäessä ramjet, mutta ilman polttoaineen syöttämistä siihen. Tässä tilassa käytetään tyhjennyssuulaketta, joka vähentää sen ratkaisua, kun ramjet -moottori sammutetaan virtausalueelle, joka tuottaa virtauksen EHU -kanavassa, niin että kanavan aliäänen diffuusorin työntövoima muuttuu yhtä suuri kuin suuttimen vastus:
Pdif EVCU = Xcc ramjet. Yksinkertaisesti sanottuna, kuristuslaitteen toimintaperiaatetta käytetään SVS-2 TsAGI-tyyppisissä ilma-ilma-testauslaitteistoissa. Podsobranny-suuttimen tyhjennys avaa TRDF-osaston alaosan, joka alkaa luoda oman pohjavastuksen, mutta pienempi kuin sammutetun ramjetin vastus, jossa on yliäänivirtaus ilmanottokanavassa. EVSU: n testeissä SVS-2 TsAGI -laitteistolla ilmansuodattimen vakaa toiminta Mach-luvulla M = 1,3 osoitettiin, joten voidaan väittää, että suunnittelutila, jossa käytetään tyhjennyssuulaketta EVCU-kuristimena alue 1,3 ≤ M ≤ Mmax voidaan väittää.
Lennon suorituskyky ja tyypillinen lentoreitti
Tehostelentokoneen tehtävänä on käynnistää kiertorata sivulta lennon aikana korkeudessa, lentonopeudessa ja liikeradassa, jotka täyttävät referenssikierroksen suurimman hyötykuorman ehdot. Hammer -projektin tutkimuksen alustavassa vaiheessa tehtävänä on saavuttaa tämän lentokoneen suurin korkeus ja lentonopeus, kun käytetään "liukumekanismia" luodakseen suuria positiivisia liikeradan arvoja sen nousevalle haaralle. Tässä tapauksessa ehto on asetettu minimoimaan nopeuspää, kun porras erotetaan, jotta päällysteen massa vastaavasti pienenee ja hyötykuormaosaston kuormat vähenevät auki -asennossa.
Alkutiedot moottoreiden toiminnasta olivat AL-31F: n lentokoneen vetovoima ja taloudelliset ominaisuudet, korjattu AL-31F M1 -moottorin penkkitietojen mukaan, sekä ramjet-moottorin prototyypin ominaisuudet, jotka on laskettu uudelleen suhteessa palokammio ja seulan kulma.
Kuviossa 1 esittää hypersonic -kiihdytinlentokoneen vaakasuoran vakaan lennon alueita yhdistetyn voimalaitoksen eri toimintatiloissa.
Kukin vyöhyke lasketaan "Hammer" -projektin kiihdyttimen vastaavan osan keskiarvolle ajoneuvon lentomassaradan osien keskimääräisille massoille. Voidaan nähdä, että tehosterokotus saavuttaa suurimman lennon Mach -luvun M = 4,21; kun lentää turboreaktoreilla, Mach -numero on rajoitettu M = 2,23. On tärkeää huomata, että kaavio havainnollistaa tarvetta tarjota tarvittava ramjet -työntövoima kiihdytinlentokoneelle laajalla Mach -lukumäärällä, mikä saavutettiin ja määritettiin kokeellisesti näytön ilmanottolaitteen prototyyppityön aikana. Lentoonlähtö suoritetaan nostonopeudella V = 360 m / s - siiven ja suojaverkon kantavuusominaisuudet ovat riittävät ilman lentoonlähtö- ja laskeutumiskoneistusta ja elevonien leijumista. Optimaalisen nousun jälkeen vaakasuoralla osuudella H = 10700 m, tehosterokotus saavuttaa yliäänisen äänen aliäänen Mach -luvusta M = 0,9, yhdistetty käyttövoimajärjestelmä kytkeytyy M = 2: een ja alustava kiihtyvyys Vopt: iin M = 2,46. Kiipeilyssä ramjet -koneella tehostustaso tekee käännöksen kotikentälle ja saavuttaa korkeuden H0pik = 20000 m Mach -luvulla M = 3,73.
Tällä korkeudella dynaaminen liike alkaa saavutettuaan lentokorkeuden ja lentokulman suurimman sallitun kiertoradan. Kevyesti kalteva sukellus suoritetaan kiihdytyksellä M = 3,9, jota seuraa "liukumäki". Ramjet -moottori lopettaa työnsä H ≈ 25000 m: n korkeudessa ja seuraava nousu tapahtuu tehostimen kineettisen energian vuoksi. Kiertoradan käynnistys tapahtuu liikeradan nousevalla haaralla korkeudessa Нpusk = 44,049 m, Mach -numero М = 2,05 ja liikeradan kulma θ = 45 °. Tehostustaso saavuttaa korkeuden Hmax = 55,871 m "mäellä". Trajektorin laskevalla haaralla, kun Mach -luku M = 1,3 on saavutettu, ramjet -moottori → turbojet -moottori kytketään pois, jotta poistetaan ramjet -ilmanottoaukko.
Turbojetimoottorin kokoonpanossa tehostustaso suunnittelee ennen liukupolulle astumista, ja polttoaineen syöttö Ggzt = 1000 kg.
Normaalitilassa koko lento ramjetin sammuttamishetkestä laskeutumiseen tapahtuu ilman moottoreita, joilla on luistoetäisyys.
Askelliikkeen kulmaparametrien muutos näkyy tässä kuvassa.
Kun ruiskutetaan pyöreälle kiertoradalle H = 200 km korkeudessa H = 114 878 m nopeudella V = 3291 m / s, ensimmäisen osavaiheen kiihdytin erotetaan. Toisen alivaiheen massa kuormalla kiertoradalla H = 200 km on 1504 kg, josta hyötykuorma on mpg = 767 kg.
Hammer -projektin hypersonic -kiihdytyskoneen sovellus ja lentopolku ovat analogisia amerikkalaisen "yliopisto" -projektin RASCALin kanssa, joka on luotu hallituksen DARPA -tuella.
Molot- ja RASCAL-hankkeiden ominaisuus on "dia" -tyyppisen dynaamisen liikkeen käyttö, jolla on passiivinen pääsy kiertorata-aseman korkeille laukaisukorkeuksille Нpusk ≈ 50000 m matalilla nopeilla nopeuksilla; Molotille: q launch = 24 kg / m2. Lähtökorkeus mahdollistaa kalliiden kertakäyttöisten kiertoradan painovoimahäviöiden ja lentoajan, eli sen kokonaismassan, vähentämisen. Pienet nopeat laukaisupäät mahdollistavat hyötykuorman kaatamisen massan minimoinnin tai joissakin tapauksissa jopa kieltäytymisen, mikä on välttämätöntä erittäin kevyiden luokkien järjestelmille (mпгН200 <1000 kg).
Hammer -projektin tehostelentokoneen tärkein etu RASCALiin verrattuna on nestemäisen hapen saannin puuttuminen, mikä yksinkertaistaa ja vähentää sen käyttökustannuksia ja sulkee pois ilmailun uudelleenkäytettävien kryogeenisäiliöiden käyttämättömän tekniikan. Työntövoiman ja painon suhde ramjet-moottorin toimintatilassa sallii Molot-tehostimen saavuttaa "työntekijöiden" "liukumäen" nousevan haaran liikeradan kulmien kiertoradalle θ laukaisu ≈ 45 °, kun taas RASCAL kiihdytin tarjoaa kiertoradalleen vain liikeradan kulman θ laukaisun ≈ 20 °, josta seuraa askelvaihtotoiminnasta johtuvia häviöitä.
Erityisen kantokyvyn osalta ilmailu- ja avaruusjärjestelmä, jossa on miehittämätön Molot -kiihdytin, on parempi kuin RASCAL -järjestelmä: (mпгН500 / mvzl) vasara = 0,93%, (mпнН486 / mvzl) rascal = 0,25%
Näin ollen kotimaisen ilmailu- ja avaruusteollisuuden kehittämä ja hallitsema ramsoottorin tekniikka, jossa on aliääninen polttokammio (Hammer -projektin "avain"), ylittää lupaavan amerikkalaisen MIPCC -tekniikan hapen ruiskuttamisesta TRDF -ilmanottoaukkoon hypersonicissa tehostelentokone.
Hypersonic -miehittämätön kiihdytinlentokone, joka painaa 74 000 kg, suorittaa lentoonlähdön, kiihdytyksen, kiipeää optimoitua liikeradaa pitkin välikäännöksellä lentoonlähtöpisteeseen H = 20000 m korkeuteen ja M = 3,73, dynaamisen "liukumäen" välikiihtyvyys katos sukelluksessa jopa M = 3.9. Radan nousevalla haaralla H = 44,047 m, M = 2 on erotettu kaksivaiheinen kiertorata, jonka massa on 18508 kg ja joka on suunniteltu RD-0124-moottorin perusteella.
Ohitettuaan "liukumäen" Hmax = 55 871 m luistitilassa, tehosterokotus lentää lentokentälle taatulla polttoaineen saannilla 1000 kg ja laskeutumispainolla 36 579 kg. Kiertoradan vaihe ruiskuttaa hyötykuorman, jonka massa on mpg = 767 kg, pyöreälle kiertoradalle H = 200 km, kun H = 500 km mpg = 686 kg.
Viite.
1. NPO "Molniya" laboratoriotestauspohja sisältää seuraavat laboratoriokompleksit:
2. tämä on HEXAFLY-INT suurnopeuslentokoneiden hanke
Se on yksi suurimmista kansainvälisistä yhteistyöhankkeista. Siihen kuuluu johtavia eurooppalaisia (ESA, ONERA, DLR, CIRA jne.), Venäläisiä (TsAGI, CIAM, LII, MIPT) ja australialaisia (The University of Sydney jne.) Organisaatioita.
3. Rostec ei sallinut Buran -avaruussukkulan kehittäneen yrityksen konkurssia
Huomautus: 3-D-mallilla artikkelin alussa ei ole mitään tekemistä Hammer-tutkimuksen ja -kehityksen kanssa.
