В момента ОАО „НПО„ Молния”разработва многорежимна хиперзвукова безпилотна летателна машина по темата на научноизследователската и развойна дейност„ Чук”. Този БЛА се счита за прототип на демонстратор на технологии за хиперзвуков безпилотен ускорителен самолет с комбинирана екранна турбореактивна силова установка. Ключовата технология на прототипа е използването на ramjet двигател (ramjet) с дозвукова горивна камера и екранно устройство за всмукване на въздух.
Изчислени и експериментални параметри на прототипа на демонстратора:
Фонът на тази научноизследователска и развойна дейност беше проект на многорежимна свръхзвукова безпилотна летателна апаратура (MSBLA), разработена от АД НПО „Молния“, в която беше определен аеродинамичният вид на обещаващ безпилотен или пилотиран ускорител. Ключовата технология на MSBLA е използването на ramjet двигател (ramjet) с дозвукова горивна камера и екранно устройство за всмукване на въздух. Конструктивни параметри на MSBLA: крейсерски числа на Мах M = 1,8 … 4, височини на полета от ниско до H ≈ 20 000 m, тегло на изстрелване до 1000 kg.
Изследваното разположение на входа на въздуха в щанда SVS-2 на TsAGI показа ниска ефективност на прилагания вентрален клинов щит, направен „едновременно“с фюзелажа (фиг. А) и правоъгълен щит с размах, равен на ширината на фюзелажа (фиг. Б).
И двамата осигуряват приблизителната постоянство на коефициентите на възстановяване на общото налягане ν и дебита f в ъгъла на атака, вместо да ги увеличават.
Тъй като челният екран от типа, използван на ракетата Х-90, не е подходящ за MSBLA, като прототип на самолет с ускорител, е взето решение въз основа на експериментални изследвания на TsAGI в началото на 80-те години да се разработи вентрален екран, запазващ конфигурацията с двустепенно централно тяло, получено от резултатите от теста.
В хода на два етапа на експериментално изследване на специален щанд SVS-2 TsAGI, декември 2008 г.-февруари 2009 г. и март 2010 г., с междинен етап от числените проучвания за търсене, екранно устройство за всмукване на въздух (EHU) с двустепенна конична беше разработено тяло с различни изчислени числа. Мах на стъпки, което направи възможно получаването на приемлива тяга в широк диапазон от числа на Мах.
Ефектът на екрана се състои в увеличаване на дебита и коефициентите на възстановяване с увеличаване на ъгъла на атака при числа на Мах М> 2.5. Величината на положителния градиент на двете характеристики се увеличава с увеличаване на числото на Мах.
EVZU е разработен и приложен за първи път на хиперзвуков експериментален самолет X-90, разработен от NPO Raduga (крилата ракета, според класификацията на НАТО AS-19 Koala)
В резултат на това аеродинамичната конфигурация на прототипа е разработена съгласно схемата „хибрид“, наречена от авторите, с интегрирането на EHU в носещата система.
Хибридната схема има характеристики както на "патешка" схема (по броя и местоположението на носещите повърхности), така и на "без опашка" (по типа на надлъжните контроли). Типична траектория на MSBLA включва изстрелване от наземна ракета-носител, ускорение с усилвател с твърдо гориво до свръхзвукова скорост на изстрелване на реактивен реактивен самолет, полет по дадена програма с хоризонтален сегмент и спиране до ниска дозвукова скорост с меко кацане с парашут.
Може да се види, че хибридното оформление, поради по -големия ефект на земята и оптимизирането на аеродинамичното разположение за минимално съпротивление при α = 1,2 ° … 1,4 °, реализира значително по -високи максимални числа на Мах за полет M ≈ 4,3 в широк обхват на надморските височини H = 11 … 21 км. Схемите "патица" и "без опашка" достигат максималната стойност на числото М = 3,72 … 3,74 на височина Н = 11 км. В този случай хибридната схема има малка печалба поради изместване на минималното съпротивление и при ниски числа на Мах, имаща диапазон от номера на полети M = 1,6 … 4,25 на височина H ≈ 11 km. Най -малката зона на равновесен полет се реализира в схемата "патица".
Таблицата показва изчислените данни за полетните характеристики за разработените схеми за типични траектории на полета.
Полетите за полети, които имат еднакво ниво за всички версии на MSBLA, показаха възможността за успешно създаване на самолет-ускорител с леко увеличен относителен запас от керосиново гориво със свръхзвукови полети от порядъка на 1500-2000 км за връщане към домашното летище. В същото време разработеното хибридно оформление, което е следствие от дълбоката интеграция на аеродинамичната схема и екранния въздухозаборник на двигателя на ПВРД, имаше ясно предимство по отношение на максималните скорости на полета и обхвата на височини, в които се реализират максимални скорости. Абсолютните стойности на числото на Мах и височината на полета, достигащи Мmax = 4,3 при Нmax Mmax = 20 500 m, предполагат, че космическата система за многократна употреба с хиперзвуков високопланетен самолет е осъществима на нивото на съществуващите технологии в Русия. космическият етап за еднократна употреба е 6-8 пъти в сравнение с изстрелването от земята.
Това аеродинамично оформление беше последната възможност за разглеждане на многофункционален безпилотен летателен апарат за многократна употреба с високи свръхзвукови скорости на полета.
Концепция и общо оформление
Отличително изискване за овърклок самолет, в сравнение с неговия прототип с малки размери, е излитането / кацането на самолет от съществуващите летища и необходимостта да се лети с числа на Мах, по-малки от броя на Мах при изстрелване на реактивен двигател M <1,8 … 2. Това определя вида и състава на комбинираната електроцентрала на въздухоплавателното средство - двигател с реактивен реактивен двигател и турбореактивни двигатели с допълнително горене (TRDF).
Въз основа на това беше оформен техническият вид и общото разположение на ускорителния самолет за транспортна космическа система от лек клас с проектна товароподемност около 1000 кг на нискоземна орбита от 200 км. Оценка на параметрите на теглото на течен двустепенен орбитален етап на базата на кислород-керосинов двигател RD-0124 беше извършена по метода на характерна скорост с интегрални загуби, въз основа на условията на изстрелване от ускорителя.
На първия етап е инсталиран двигателят RD-0124 (празна тяга 30 000 kg, специфичен импулс 359 s), но с намален диаметър на рамката и затворени камери, или двигателят RD-0124M (различава се от основата една по една камера и нова дюза с по -голям диаметър); на втория етап, двигател с една камера от RD-0124 (предполага се празна тяга от 7500 кг). Въз основа на получения доклад за теглото на орбиталния етап с общо тегло 18 508 кг, е разработена неговата конфигурация и на негова база - схемата на хиперзвуков ускорителен самолет с излитно тегло 74 000 кг с комбинирана електроцентрала (KSU).
KSU включва:
Двигателите TRDF и ramjet са разположени във вертикална опаковка, което позволява всеки от тях да се монтира и обслужва отделно. Цялата дължина на превозното средство е използвана за поставяне на двигател с реактивен двигател с EVC с максимален размер и съответно тяга. Максималното излетно тегло на превозното средство е 74 т. Теглото на празен ход е 31 тона.
Разделът показва орбитален етап-двустепенна течна ракета-носител с тегло 18,5 тона, инжектираща 1000 кг ракета-носител в нискоземна орбита от 200 км. Виждат се и 3 TRDDF AL-31FM1.
Експерименталното изпитване на двигател с реактивен реактивен двигател с такъв размер се очаква да се извърши директно в летателни изпитания, като се използва турбореактивен двигател за ускорение. При разработването на единна система за всмукване на въздух бяха приети основните принципи:
Реализирано чрез отделяне на въздуховодите за турбореактивния двигател и двигателя на прямото движение зад свръхзвуковата част на всмукателния въздух и разработването на просто трансформаторно устройство, което превръща свръхзвуковата част на EHU в нерегламентирани конфигурации „кръгово пътуване“, като едновременно превключва подаване на въздух между каналите. EVZU на превозното средство при излитане работи на турбореактивен двигател, когато скоростта е зададена на M = 2, 0, той превключва към двигателя на прямото движение.
Отделението за полезен товар и основните резервоари за гориво са разположени зад трансформаторния EVCU в хоризонтална опаковка. Използването на резервоари за съхранение е необходимо за термично отделяне на "горещата" конструкция на фюзелажа и "студените" топлоизолирани резервоари с керосин. Отделението TRDF е разположено зад отделението за полезен товар, което има поточни канали за охлаждане на дюзите на двигателя, конструкцията на отделението и горната клапа на дюзата на ramjet, когато TRDF работи.
Принципът на действие на трансформатора EVZU на ускорителния самолет изключва, с точност на малка стойност, силовото съпротивление върху движещата се част на устройството от страната на входящия поток. Това ви позволява да сведете до минимум относителната маса на системата за всмукване на въздух чрез намаляване на теглото на самото устройство и неговото задвижване в сравнение с традиционните регулируеми правоъгълни въздухозаборници. Двигателят с реактивен реактивен двигател има разделяща дюза-дренаж, която в затворена форма по време на работа на турбореактивния двигател осигурява непрекъснат поток на потока около фюзелажа. При отваряне на дренажната дюза при преминаване към режим на работа на двигател с реактивен двигател, горният клапан затваря долната част на двигателното отделение на турбореактивния двигател. Отворената дюза за прямото движение е свръхзвуков объркващ механизъм и с известна степен на недоразширяване на реактивната струя, която се реализира при високи числа на Мах, осигурява увеличаване на тягата поради надлъжната проекция на силите на натиск върху горната клапа.
В сравнение с прототипа, относителната площ на конзолите на крилата е значително увеличена поради необходимостта от излитане / кацане на самолет. Механизацията на крилото включва само елевони. Килите са оборудвани с кормила, които могат да се използват като спирачни клапани при кацане. За да се осигури непрекъснат поток при дозвукови скорости на полета, екранът има отклоняващ се нос. Шасито на самолета с ускорител е с четири стълба, с разположение по страните, за да се изключи проникването на мръсотия и чужди предмети във въздухозаборника. Подобна схема е тествана върху продукта EPOS - аналог на орбиталната самолетна система „Спирала“, която позволява, подобно на шасито на велосипед, да „кляка“при излитане.
Разработен е опростен твърд модел в CAD средата, за да се определят полетните тегла, положението на центъра на масата и самомоментите на инерцията на самолета-усилвател.
Структурата, електроцентралата и оборудването на самолета -бустер бяха разделени на 28 елемента, всеки от които беше оценен според статистически параметър (специфично тегло на намалената кожа и т.н.) и беше моделиран от геометрично сходен твърд елемент. За изграждането на фюзелажа и носещите повърхности е използвана претеглена статистика за самолети МиГ-25 / МиГ-31. Масата на двигателя AL-31F M1 се взема "след факта". Различни проценти на пълнене с керосин бяха моделирани чрез отрязани твърди "отливки" на вътрешните кухини на резервоарите за гориво.
Разработен е и опростен твърдотелен модел на орбиталния етап. Масите на конструктивните елементи са взети въз основа на данни за I блок (третият етап на ракетата-носител "Союз-2" и обещаващата ракета-носител "Ангара") с разпределението на постоянни и променливи компоненти в зависимост от масата на горивото.
Някои характеристики на получените резултати от аеродинамиката на разработения самолет:
На самолета с ускорител, за да се увеличи обхватът на полета, режимът на плъзгане се използва при конфигуриране за реактивен самолет, но без да се подава гориво към него. В този режим се използва дренажна дюза, която намалява неговото решение, когато двигателят на прямото движение е изключен до зоната на потока, която осигурява потока в канала на EHU, така че тягата на дозвуковия дифузьор на канала става равно на съпротивлението на дюзата:
Pdif EVCU = Xcc ramjet. Просто казано, принципът на действие на дроселиращото устройство се използва при изпитвателни инсталации тип въздух-въздух SVS-2 TsAGI. Подсъбраната дюза-дренаж отваря долната секция на TRDF отделението, което започва да създава собствено дънно съпротивление, но по-малко от съпротивлението на изключената реактивна струя със свръхзвуков поток във входящия канал за въздух. При изпитванията на EVCU на инсталацията SVS-2 TsAGI беше показана стабилна работа на всмукателния въздух с число на Мах М = 1,3, следователно може да се твърди, че режимът на планиране с използването на дренажна дюза като дросел на EVCU в диапазонът 1,3 ≤ M ≤ Mmax може да се твърди.
Производителност на полета и типична траектория на полета
Задачата на самолета за подсилване е да изстреля орбитален етап отстрани по време на полет, на височина, скорост на полета и ъгъл на траекторията, които отговарят на условието за максимална маса на полезен товар в референтната орбита. На предварителния етап от изследването на проекта „Чук“задачата е да се постигне максимална надморска височина и скорост на полета на този самолет, когато се използва маневра „плъзгане“за създаване на големи положителни стойности на ъгъла на траекторията на възходящия му клон. В този случай се задава условието да се сведе до минимум скоростта на напора при отделяне на степента за съответно намаляване на масата на обтекателя и да се намалят натоварванията върху отделението за полезен товар в отворено положение.
Първоначалните данни за работата на двигателите бяха тягата на полета и икономическите характеристики на AL-31F, коригирани според стендовите данни на двигателя AL-31F M1, както и характеристиките на прототипа на реактивния реактивен двигател, преизчислени пропорционално на горивната камера и ъгъла на екрана.
На фиг. показва зоните на хоризонтален постоянен полет на самолет с хиперзвуков ускорител при различни режими на работа на комбинираната електроцентрала.
Всяка зона се изчислява за средната стойност в съответния участък на ускорителя на проекта "Чук" за средните маси по участъците от траекторията на масата на полета на превозното средство. Може да се види, че усилвателният самолет достига максималното полетно число на Мах М = 4,21; при полет на турбореактивни двигатели, числото на Мах е ограничено до М = 2,23. Важно е да се отбележи, че графиката илюстрира необходимостта от осигуряване на необходимата тяга на ускорителя на самолета с ускорител в широк диапазон от числа на Мах, което беше постигнато и определено експериментално по време на работата по прототипното екранно устройство за всмукване на въздух. Излитането се извършва при скорост на излитане V = 360 m / s - носещите свойства на крилото и екрана са достатъчни без използване на механизация за излитане и кацане и зависване на елевони. След оптималното изкачване по хоризонталната секция H = 10 700 m, усилвателният самолет достига свръхзвуков звук от дозвуковото число на Мах M = 0,9, комбинираната задвижваща система се превключва при M = 2 и предварително ускорение до Vopt при M = 2,46. В процеса на изкачване на реактивен самолет, усилвателният самолет прави завой към родното летище и достига височина H0pik = 20 000 m с число на Мах M = 3,73.
На тази височина започва динамична маневра при достигане на максималната височина на полета и ъгъла на траекторията за изстрелване на орбиталния етап. Леко наклонено гмуркане се извършва с ускорение до M = 3,9, последвано от маневра „плъзгане“. Двигателят с въздушно движение е завършил работата си на височина H ≈ 25000 m и последващото изкачване се дължи на кинетичната енергия на усилвателя. Изстрелването на орбиталния етап се извършва по възходящия клон на траекторията на височина Нpusk = 44,049 м с число на Мах М = 2,05 и ъгъл на траектория θ = 45 °. Ускорителната равнина достига височината Hmax = 55 871 м. На "хълма". На низходящия клон на траекторията, след достигане на числото на Мах М = 1,3, двигателят на реактивния реактивен двигател → турбореактивният двигател се превключва, за да се елиминира приливът на въздухозаборник.
В конфигурацията на турбореактивния двигател усилвателният самолет планира, преди да влезе в плъзгащата се траектория, като има запас от гориво на борда Ggzt = 1000 кг.
В нормален режим целият полет от момента на изключване на реактивния реактивен самолет до кацане се извършва без използване на двигатели с запас за обхват на плъзгане.
Промяната в ъгловите параметри на стъпаловидното движение е показана на тази фигура.
Когато се инжектира в кръгова орбита Н = 200 км на височина Н = 114 878 м при скорост V = 3 291 м / сек, ускорителят на първия подетап се отделя. Масата на втория подетап с товар в орбита Н = 200 км е 1504 кг, от които полезният товар е mpg = 767 кг.
Схемата на приложение и траекторията на полета на хиперзвуковия ускорителен самолет от проекта Hammer има аналогия с американския "университетски" проект RASCAL, който се създава с подкрепата на правителствения департамент DARPA.
Характерна особеност на проектите Molot и RASCAL е използването на динамична маневра от типа „слайд“с пасивен достъп до големи височини на изстрелване на орбиталния етап Нpusk ≈ 50 000 м при нискоскоростни глави; за Molot, q старт = 24 кг / м2. Височината на изстрелване дава възможност да се намалят гравитационните загуби и времето за полет на скъп орбитален етап за еднократна употреба, тоест общата му маса. Малките високоскоростни изстрелващи глави позволяват да се сведе до минимум масата на обтекателя на полезния товар или дори да се откаже от него в някои случаи, което е от съществено значение за системите от свръхлекия клас (mпгН200 <1000 кг).
Основното предимство на самолета за подсилване на проекта Hammer пред RASCAL е липсата на бордови доставки на течен кислород, което опростява и намалява разходите за неговата експлоатация и изключва неизползваната технология на авиационни криогенни резервоари за многократна употреба. Съотношението на тягата към теглото в режима на работа на прямоточния двигател позволява на усилвателя Molot да достигне до възходящия клон на „плъзгача“на „работниците“за орбиталния етап на ъглите на траектория θ изстрел ≈ 45 °, докато RASCAL ускорителят осигурява своя орбитален етап с началния ъгъл на траектория само θ изстрел ≈ 20 ° с последващи загуби поради маневрата на стъпаловидното обръщане.
По отношение на специфичната товароносимост, космическата система с хиперзвуков безпилотен ускорител Molot превъзхожда системата RASCAL: (mпгН500 / mvzl) чук = 0,93%, (mпнН486 / mvzl) гад = 0,25%
По този начин технологията на двигател с въздушен реактивен двигател с дозвукова горивна камера („ключът“на проекта Hammer), разработена и усвоена от местната космическа индустрия, надминава обещаващата американска технология MIPCC за инжектиране на кислород във въздухозаборния тракт TRDF при хиперзвукова бустерни самолети.
Хиперзвуков безпилотен ускорителен самолет с тегло 74 000 кг изпълнява излитане от летище, ускорение, изкачване по оптимизирана траектория с междинен завой до точката на излитане на височина H = 20 000 m и M = 3,73, динамична маневра „плъзгане“с междинно ускорение при гмуркане с балдахин до M = 3,9. На възходящия клон на траекторията при Н = 44 047 м, М = 2, се отделя двустепенна орбитална степен с маса 18 508 кг, проектирана на базата на двигателя RD-0124.
След преминаване на "пързалката" Hmax = 55 871 м в режим на плъзгане, бустерът лети до летището, с гарантиран запас от гориво 1000 кг и тегло за кацане 36 579 кг. Орбиталният етап инжектира полезен товар с маса mpg = 767 kg в кръгова орбита H = 200 km, при H = 500 km mpg = 686 kg.
Справка.
1. Базата за лабораторни тестове на НПО "Молния" включва следните лабораторни комплекси:
2. А това е проект за високоскоростни граждански самолети HEXAFLY-INT
Това е един от най -големите проекти за международно сътрудничество. В него участват водещи европейски (ESA, ONERA, DLR, CIRA и др.), Руски (TsAGI, CIAM, LII, MIPT) и австралийски (Университетът в Сидни и др.).
3. Ростех не допусна фалит на компанията, разработила космическата совалка "Буран"
Забележка: 3-D моделът в началото на статията няма нищо общо с изследванията и разработките „Hammer“.
