Praegu töötab OAO mittetulundusühing Molniya välja mitmerežiimilist hüpersoonilist mehitamata õhusõidukit uurimis- ja arendustöö teemal "Hammer". Seda UAV-d peetakse kombineeritud ekraaniga turbo-ramjet-elektrijaamaga hüpersoonilise mehitamata kiirenduslennuki tehnoloogiate prototüübiks. Prototüübi võtmetehnoloogiaks on alahelikõrguse põlemiskambri ja ekraani õhu sisselaskeseadmega ramjetmootori (ramjet) kasutamine.
Demonstraatori prototüübi arvutatud ja eksperimentaalsed parameetrid:
Selle teadus- ja arendustegevuse taustaks oli JSC NPO Molniya poolt välja töötatud mitme režiimiga ülehelikiirusega mehitamata õhusõiduki (MSBLA) projekt, milles määrati paljutõotava mehitamata või mehitatud kiirenduslennuki aerodünaamiline välimus. MSBLA põhitehnoloogiaks on alahelikiirusega põlemiskambri ja ekraani õhu sisselaskeseadmega ramjetmootori (ramjet) kasutamine. MSBLA konstruktsiooniparameetrid: kruiisimasinate arvud M = 1,8 … 4, lennukõrgus madalast kõrgusele H ≈ 20 000 m, stardimass kuni 1000 kg.
TsAGI SVS-2 stendil uuritud õhu sisselaske paigutus näitas rakendatud ventraalse kiilukilbi madalat efektiivsust, mis tehti "samal ajal" kerega (joonis A) ja ristkülikukujulist kilpi, mille laius on võrdne kere (joonis B).
Mõlemad tagasid nende suurendamise asemel kogurõhu ν ja voolukiiruse f taastumiskoefitsientide ligikaudse püsivuse.
Kuna raketil Kh-90 kasutatud esiekraan ei sobinud kiirenduslennuki prototüübina MSBLA-le, otsustati 80ndate alguses TsAGI eksperimentaalsete uuringute põhjal välja töötada ventraalne ekraanil, säilitades konfiguratsiooni kaheastmelise keskkorpusega, mis on saadud katsetulemustega.
Spetsiaalse stendi SVS-2 TsAGI eksperimentaalse uurimistöö kahe etapi käigus, detsember 2008-veebruar 2009 ja märts 2010 koos numbriliste otsinguuuringute vaheetapiga, kaheastmelise koonilise ekraaniga õhu sisselaskeseade (EHU) väljatöötatud keha, millel on erinevad arvutatud arvud.
Ekraani mõju seisneb voolukiiruse ja taastumiskoefitsientide suurenemises koos ründenurga suurenemisega Machi arvudel M> 2,5. Mõlema tunnuse positiivse gradiendi suurus suureneb Machi arvu suurenemisega.
EVZU töötati esmakordselt välja ja rakendati hüperhelikiirusega X-90 katselennukil, mille on välja töötanud NPO Raduga (tiibrakett, vastavalt NATO klassifikatsioonile AS-19 Koala)
Selle tulemusena töötati prototüübi aerodünaamiline konfiguratsioon välja vastavalt autorite poolt kutsutud "hübriidskeemile" koos EHU integreerimisega kandesüsteemi.
Hübriidskeemil on nii "pardi" skeemi (kandepindade arvu ja asukoha järgi) kui ka "sabata" skeemi (pikisuunalise kontrolli tüübi järgi) omadused. Tüüpiline MSBLA trajektoor hõlmab starti maapealsest kanderakettist, kiirendamist tahke raketikütuse võimendiga ülehelikiirusega raketiheitmiskiiruseks, lendu vastavalt antud programmile koos horisontaalse segmendiga ja pidurdamist madalale helikiirusele pehme langevarjuga maandumisega..
On näha, et tänu suuremale maapinna efektile ja aerodünaamilise paigutuse optimeerimisele minimaalse tõmbejõu korral α = 1,2 ° … 1,4 ° saavutab hübriidpaigutus oluliselt suurema maksimaalse lennu Machi arvu M ≈ 4,3 kõrguste vahemik H = 11 … 21 km. Skeemid "pardid" ja "sabadeta" saavutavad arvu М = 3,72 … 3,74 maksimaalse väärtuse kõrgusel Н = 11 km. Sel juhul on hübriidskeemil minimaalse takistuse nihkumise ja väikeste Machi arvude tõttu väike võimendus, mille lennunumbrite vahemik M = 1,6 … 4,25 kõrgusel H ≈ 11 km. Väikseim tasakaalulennu ala realiseeritakse "pardi" skeemis.
Tabelis on esitatud tüüpiliste lennutrajektooride väljatöötatud paigutuste arvutatud lennutulemuste andmed.
Lennupiirkonnad, millel on kõikidel MSBLA versioonidel sama tase, on näidanud võimalust edukalt luua kiirenduslennuk, mille petrooleumikütuse suhteline varu on pisut suurem, ülehelikiirusega lennuväljade vahemikus 1500–2000 km. kodune lennuväli. Samal ajal oli välja töötatud hübriidpaigutusel, mis on tingitud aerodünaamilise skeemi ja ramjetmootori ekraani õhu sisselaske sügavast integreerimisest, selge eelis maksimaalsete lennukiiruste ja kõrguste vahemiku osas, kus saavutatakse maksimaalsed kiirused. Machi arvu ja lennukõrguse absoluutväärtused, mis ulatuvad Мmax = 4,3 punktini Нmax Mmax = 20 500 m, viitavad sellele, et korduskasutatav kosmosesüsteem koos hüpersoonilise kõrglennukiga on Venemaal olemasolevate tehnoloogiate tasemel teostatav. ühekordseks kasutamiseks mõeldud kosmoseetapp on 6–8 korda kõrgem kui maapinnalt.
See aerodünaamiline paigutus oli viimane võimalus kaaluda korduvkasutatavat mitme režiimiga mehitamata õhusõidukit, millel on suur ülehelikiirusega lennukiirus.
Kontseptsioon ja üldine paigutus
Kiirendava õhusõiduki eristav nõue võrreldes selle väikese prototüübiga on õhkutõusmine / maandumine õhusõidukile olemasolevatelt lennuväljadelt ja vajadus lennata Machi arvudega, mis on väiksemad kui Machi arv, kui käivitatakse raketimootor M <1,8 … 2. See määrab kindlaks õhusõiduki kombineeritud elektrijaama tüübi ja koostise - ramjetmootor ja järelpõletiga turboreaktiivmootorid (TRDF).
Selle põhjal kujundati kergeklassi transpordiruumi süsteemi kiirenduslennuki tehniline välimus ja üldine paigutus, mille konstruktsiooniline kandevõime oli umbes 1000 kg madala maaga 200 km orbiidile. Hapniku-petrooleumimootoril RD-0124 põhineva vedela kaheastmelise orbitaalastme kaalunäitajate hindamine viidi läbi iseloomuliku kiiruse meetodil koos lahutamatute kadudega, lähtudes kiirendist käivitamise tingimustest.
Esimeses etapis on paigaldatud mootor RD-0124 (tühi tõukejõud 30 000 kg, eripulss 359 s), kuid vähendatud raami läbimõõduga ja suletud kambritega või mootor RD-0124M (erineb alusest ükshaaval ja uus suurema läbimõõduga otsik); teises etapis ühe kambriga mootor RD-0124-st (eeldatakse tühja tõukejõudu 7500 kg). Saadud orbiidietapi kaaluaruande põhjal, mille kogumass oli 18 508 kg, töötati välja selle konfiguratsioon ja selle põhjal - 74 000 kg stardimassiga hüperhelikiirenduslennuki paigutus koos kombineeritud elektrijaamaga (KSU).
KSU sisaldab:
TRDF- ja ramjetmootorid asuvad vertikaalses pakendis, mis võimaldab igaühte eraldi paigaldada ja hooldada. Kogu sõiduki pikkust kasutati maksimaalse suurusega EVC ja vastavalt ka tõukejõuga ramjetmootori mahutamiseks. Sõiduki maksimaalne stardimass on 74. Tühimass on 31 tonni.
Jaotis näitab orbiidi etappi-kaheastmeline vedelikrakett, mis kaalub 18, 5 tonni ja süstib 1000 kg kanderaketti 200 km madalale mullamaa orbiidile. Samuti on nähtavad 3 TRDDF AL-31FM1.
Sellise suurusega ramjetmootori katsetamine peaks toimuma otse lennukatsetel, kasutades kiirendamiseks turboreaktiivmootorit. Ühtse õhu sisselaskesüsteemi väljatöötamisel võeti vastu põhiprintsiibid:
Rakendatakse turboreaktiivmootori ja ramjetmootori õhukanalite eraldamisega õhu sisselaske ülehelikiiruse taga ning lihtsa transformaatoriseadme väljatöötamisega, mis muudab EHU ülehelikiiruse reguleerimata konfiguratsiooniks "edasi -tagasi", vahetades samal ajal õhuvarustus kanalite vahel. Õhkutõusva sõiduki EVZU töötab turboreaktiivmootoril, kui kiirus on seatud väärtusele M = 2, 0, lülitub see ramjetmootorile.
Kandevõime sahtel ja peamised kütusepaagid asuvad trafo EVCU taga horisontaalses pakendis. Mahutite kasutamine on vajalik "kuuma" kerekonstruktsiooni ja "külmade" soojusisolatsiooniga paakide petrooleumiga termiliseks lahtiühendamiseks. TRDF -i sahtel asub kandekoha taga, millel on voolukanalid mootori pihustite jahutamiseks, sektsiooni konstruktsioon ja ramjet -düüsi ülemine klapp, kui TRDF töötab.
Kiirenduslennuki EVZU trafo tööpõhimõte välistab väikese väärtusega täpsusega sissetuleva voolu küljelt seadme liikuva osa jõutakistuse. See võimaldab teil minimeerida õhu sisselaskesüsteemi suhtelist massi, vähendades seadme enda ja selle ajami kaalu võrreldes traditsiooniliste reguleeritavate ristkülikukujuliste õhuvõtuavadega. Ramjetmootoril on lõhestav otsik-äravool, mis suletud kujul turboreaktiivmootori töö ajal tagab voolu katkematu voolu kere ümber. Kui tühjendusotsik avatakse üleminekul ramjetmootori töörežiimile, sulgeb ülemine klapp turboreaktiivmootoriruumi alumise osa. Avatud ramjet -düüs on ülehelikiirgusega segaja ja teatud määral alajaotusega ramjet -juga, mis saavutatakse suurte Machi numbrite korral, suurendab tõukejõudu ülemise klapi survejõudude pikiprojektsiooni tõttu.
Võrreldes prototüübiga on tiibkonsoolide suhtelist pinda oluliselt suurendatud, kuna on vaja lennukit õhkutõusmiseks / maandumiseks. Tiibade mehhaniseerimine hõlmab ainult elevone. Kiilid on varustatud roolidega, mida saab maandumisel kasutada piduriklappidena. Katkematu voolu tagamiseks alahelikiirusel lennukiirusel on ekraanil nihutatav nina. Kiirenduslennuki maandumisseade on nelja sambaga, paigutatud piki külgi, et välistada mustuse ja võõrkehade sattumine õhu sisselaskeavasse. Sellist skeemi testiti EPOS -i tootel - orbiidilennukisüsteemi "Spiral" analoogil, mis võimaldab sarnaselt jalgratta šassiile õhkutõusmisel "kükitada".
CAD-keskkonnas töötati välja lihtsustatud tahke mudel, et määrata lennukaalu, massikeskme asukoht ja kiirenduslennuki inertsmoment.
Kiirenduslennuki struktuur, elektrijaam ja varustus jagati 28 elemendiks, millest igaüks hinnati vastavalt statistilisele parameetrile (vähendatud naha erikaal jne) ja modelleeriti geomeetriliselt sarnase tahke elemendiga. Kere ja kandepindade ehitamiseks kasutati MiG-25 / MiG-31 lennukite kaalutud statistikat. Mootori AL-31F M1 mass võetakse "pärast fakti". Petrooleumi täitmise erinevaid protsente modelleeriti kütusepaakide sisemiste õõnsuste kärbitud tahkis "valamistega".
Samuti töötati välja orbiidi etapi lihtsustatud tahkis-mudel. Konstruktsioonielementide massid võeti I ploki andmete (kanderakett Sojuz-2 kolmas ja paljutõotav kanderakett Angara) andmete põhjal. konstantsete ja muutuvate komponentide eraldamine sõltuvalt kütuse massist.
Mõned arendatud õhusõiduki aerodünaamika tulemuste omadused:
Kiirenduslennukil kasutatakse lennuulatuse suurendamiseks libisemisrežiimi ramjetile konfigureerimisel, kuid ilma kütust tarnimata. Selles režiimis kasutatakse äravooluotsikut, mis vähendab selle lahendust, kui ramjetmootor lülitatakse välja voolualale, mis tagab voolu EHU kanalis, nii et kanali alahelikiirguri tõukejõud muutub võrdne düüsi takistusega:
Pdif EVCU = Xcc ramjet. Lihtsamalt öeldes kasutatakse drosselseadme tööpõhimõtet SVS-2 TsAGI tüüpi õhk-õhk katseseadmetes. Podsobranny düüside äravool avab TRDF-sektsiooni alumise osa, mis hakkab looma oma põhjatakistust, kuid vähem kui väljalülitatud ramsi takistus ülehelikiirusega õhu sisselaskekanalis. EVCU testides SVS-2 TsAGI paigaldisel näidati õhu sisselaske stabiilset toimimist Machi numbriga M = 1,3, seetõttu võib väita, et planeerimisrežiim koos tühjendusotsiku kasutamisega EVCU õhuklappina võib kinnitada vahemikku 1,3 ≤ M ≤ Mmax.
Lennu jõudlus ja tüüpiline lennutrajektoor
Kiirenduslennuki ülesanne on käivitada orbiidietapp küljelt lennu ajal, kõrgusel, lennukiirusel ja trajektoori nurgal, mis vastavad võrdlusorbiidi maksimaalse kasuliku massi tingimustele. Hammeri projekti uurimise esialgses etapis on ülesanne saavutada selle õhusõiduki maksimaalne kõrgus ja lennukiirus, kui kasutada „libisemismanöövrit”, et luua tõusvale harule trajektoori nurga suured positiivsed väärtused. Sellisel juhul on tingimuseks seatud kiiruspea minimeerimine lava eraldamisel, et kattekihi mass oleks vastavalt vähenenud, ja vähendada koormusi lahtises asendis.
Esialgsed andmed mootorite töö kohta olid AL-31F lennuveojõud ja majanduslikud omadused, mida on parandatud vastavalt mootori AL-31F M1 pingiandmetele, samuti proportsionaalselt ümber arvutatud ramjetmootori prototüübi omadused. põlemiskamber ja ekraani nurk.
Joonisel fig. näitab hüperhelikiirendiga õhusõiduki horisontaalse ühtlase lennu valdkondi kombineeritud elektrijaama erinevates töörežiimides.
Iga tsoon arvutatakse projekti "Hammer" kiirendi vastava lõigu keskmise kohta keskmise massi ulatuses sõiduki lennumassi trajektoori lõikudes. On näha, et kiirenduslennuk saavutab maksimaalse lennu Machi arvu M = 4,21; turboreaktiivmootoritel lennates on Machi arv piiratud M = 2,23. Oluline on märkida, et graafik illustreerib vajadust pakkuda kiirenduslennukile vajalikku ramjet -tõukejõudu laias Machi arvudes, mis saavutati ja määrati eksperimentaalselt õhu sisselaskeseadme prototüübi töö käigus. Õhkutõusmine toimub õhkutõusukiirusel V = 360 m / s - tiiva ja ekraani kandevõime on piisav ilma õhkutõusmise ja maandumise mehhaniseerimiseta ning elevantide hõljumiseta. Pärast optimaalset ronimist horisontaalsel lõigul H = 10 700 m jõuab võimenduslennuk ülehelikiirusele, mis pärineb alahelikiirguse Machi numbrilt M = 0,9, kombineeritud tõukejõusüsteem lülitub M = 2 ja esialgne kiirendus Vopt -ile M = 2,46. Ramjetil ronimise käigus teeb võimenduslennuk pöörde koduväljakule ja jõuab H0pik = 20 000 m kõrgusele Machi numbriga M = 3,73.
Sellel kõrgusel algab dünaamiline manööver, kui saavutatakse orbiidi etapi käivitamiseks maksimaalne lennukõrgus ja trajektoori nurk. Õrnalt kaldus sukeldumine toimub kiirendusega M = 3,9, millele järgneb "libisemismanööver". Ramjetmootor lõpetab oma töö H ≈ 25000 m kõrgusel ja sellele järgnev tõus toimub tänu võimendi kineetilisele energiale. Orbitaalse etapi käivitamine toimub trajektoori tõusvas harus kõrgusel Нpusk = 44,049 m Machi numbriga М = 2,05 ja trajektoori nurgaga θ = 45 °. Kiirtasand jõuab "mäel" kõrgusele Hmax = 55 871 m. Trajektoori laskuval harul, Machi arvu M = 1,3 saavutamisel, lülitatakse ramjetmootor → turboreaktiivmootor välja, et kõrvaldada ramjet -õhu sisselaskeava.
Turboreaktiivmootori konfiguratsioonis planeerib võimendustasand enne liugteele sisenemist plaani, mille pardal on kütusevarustus Ggzt = 1000 kg.
Tavarežiimis toimub kogu lend alates ramjeti väljalülitamisest kuni maandumiseni ilma mootoriteta, millel on libisemisulatus.
Astmelise liikumise nurgaparameetrite muutus on näidatud sellel joonisel.
Kui süstitakse ringikujulisele orbiidile H = 200 km kõrgusel H = 114 878 m kiirusel V = 3291 m / s, eraldatakse esimese alaetapi kiirendi. Teise alaetapi mass koormusega orbiidil H = 200 km on 1504 kg, millest kasulik koormus on mpg = 767 kg.
Hammer projekti hüperhelikiirenduslennuki rakendusskeem ja lennutrajektoor on analoogia Ameerika "ülikooli" projektiga RASCAL, mis on loodud valitsusasutuse DARPA toel.
Moloti ja RASCALi projektide eripära on dünaamilise "slaidi" manöövri kasutamine, millel on passiivne juurdepääs orbiidi staadiumi kõrgele stardikõrgusele Нpusk ≈ 50 000 m madalatel kiirustel; Moloti puhul q käivitus = 24 kg / m2. Stardikõrgus võimaldab vähendada kallite ühekordselt kasutatavate orbitaalfaaside gravitatsioonikaod ja lennuaega, st selle kogumassi. Väikesed kiirkäivituspead võimaldavad kasuliku koormuse massi minimeerida või mõningatel juhtudel isegi sellest keelduda, mis on ülikerge klassi (mпгН200 <1000 kg) süsteemide jaoks hädavajalik.
Hammeri projekti kiirenduslennuki peamine eelis RASCALi ees on pardal oleva vedela hapnikuga varustamise puudumine, mis lihtsustab ja vähendab selle töökulusid ning välistab lennunduse korduvkasutatavate krüogeensete paakide kasutamata tehnoloogia. Tõukejõu ja kaalu suhe ramjetmootori töörežiimis võimaldab Moloti võimendil jõuda "töötajate" "slaidi" tõusvasse harusse trajektoori nurkade orbiidi etapi jaoks θ käivitamine ≈ 45 °, samal ajal kui RASCAL kiirendi tagab oma orbitaalsele etapile ainult starditrajektoori nurga θ käivitamise ≈ 20 ° koos järgnevate kahjudega, mis tulenevad sammukäigu manöövrist.
Spetsiifilise kandevõime poolest on kosmosesüsteem koos mehitamata Molot -kiirendajaga RASCAL -süsteemist parem: (mпгН500 / mvzl) haamer = 0,93%, (mпнН486 / mvzl) rascal = 0,25%
Seega ületab kodumaise lennundustööstuse poolt välja töötatud ja meisterdatud alahelikõrguse põlemiskambriga ramjetmootori tehnoloogia (Hammeri projekti „võti“) Ameerika paljutõotav tehnoloogia MIPCC, mis on ette nähtud hapniku süstimiseks TRDF õhu sisselasketraktisse hüperhelikiirusel võimendav lennuk.
Hüpersooniline mehitamata kiirenduslennuk kaaluga 74 000 kg sooritab õhkutõusu lennuväljalt, kiirendab, ronib mööda optimeeritud trajektoori vahepealse pöördega stardipunkti kõrgusele H = 20 000 m ja M = 3,73, dünaamiline "libisemismanööver" vahekiirendus varikatuses sukeldumisel kuni M = 3,9. Trajektoori tõusvas harus H = 44,047 m, M = 2 on eraldatud kaheastmeline orbitaaletapp massiga 18 508 kg, mis on projekteeritud mootori RD-0124 alusel.
Pärast libisemisrežiimis "slaidi" Hmax = 55 871 m möödumist lendab võimendi lennuväljale, garanteeritud kütusevaruga 1000 kg ja maandumismassiga 36 579 kg. Orbiidi etapp süstib ringikujulisele orbiidile kasulikku koormust, mille mass on mpg = 767 kg, H = 200 km, H = 500 km mpg = 686 kg.
Viide.
1. MTÜ "Molniya" laborikatsebaas sisaldab järgmisi laborikomplekse:
2. See on HEXAFLY-INT kiire tsiviillennukite projekt
Mis on üks suuremaid rahvusvahelisi koostööprojekte. See hõlmab juhtivaid Euroopa (ESA, ONERA, DLR, CIRA jne), Venemaa (TsAGI, CIAM, LII, MIPT) ja Austraalia (The University of Sydney jt) organisatsioone.
3. Rostec ei lubanud kosmosesüstikut "Buran" välja töötanud ettevõtte pankrotti
Märkus: 3-D mudel artikli alguses ei ole kuidagi seotud uurimis- ja arendustegevusega "Hammer".
