Actualment, OAO NPO Molniya està desenvolupant un vehicle aeri hipersònic no tripulat multimode sobre el tema del treball de recerca i desenvolupament "Hammer". Aquest UAV es considera un prototip demostrador de les tecnologies d’un avió accelerador no tripulat hipersònic amb una central combinada turbo-ramjet de pantalla combinada. La tecnologia clau del prototip és l’ús d’un motor ramjet (ramjet) amb una cambra de combustió subsònica i un dispositiu d’entrada d’aire amb pantalla.
Paràmetres calculats i experimentals del prototip demostrador:
Els antecedents d’aquest R + D eren el projecte d’un vehicle aeri supersònic no tripulat multimode (MSBLA) desenvolupat per JSC NPO Molniya, en què es determinava l’aspecte aerodinàmic d’un avió accelerador no tripulat o tripulat. La tecnologia clau de MSBLA és l’ús d’un motor ramjet (ramjet) amb una cambra de combustió subsònica i un dispositiu d’entrada d’aire amb pantalla. Paràmetres de disseny de MSBLA: números de Mach de creuer M = 1,8 … 4, altituds de vol de baixes a H ≈ 20.000 m, pes de llançament de fins a 1000 kg.
La distribució de l’entrada d’aire estudiada a l’estand SVS-2 de TsAGI mostrava una baixa eficiència de l’escut de falca ventral aplicat, fabricat “al mateix temps” amb el fuselatge (figura A) i un escut rectangular amb un tram igual a l’amplada de el fuselatge (figura B).
Tots dos van assegurar la constància aproximada dels coeficients de recuperació de la pressió total ν i el cabal f en l'angle d'atac, en lloc d'augmentar-los.
Atès que la pantalla frontal del tipus utilitzat al coet Kh-90 no era adequada per al MSBLA, com a prototip d’avió accelerador, es va decidir, sobre la base d’estudis experimentals de TsAGI a principis dels 80, desenvolupar un ventral pantalla, conservant la configuració amb un cos central de dues etapes obtingut pels resultats de les proves.
En el transcurs de dues etapes d’investigació experimental en un estand especial SVS-2 TsAGI, desembre de 2008 - febrer de 2009 i març de 2010, amb una etapa intermèdia d’estudis de cerca numèrica, un dispositiu de captació d’aire de pantalla (EHU) amb un sistema cònic de dues etapes es va desenvolupar un cos que tenia diferents nombres calculats. Mach en passos, cosa que va permetre obtenir una empenta acceptable en una àmplia gamma de nombres Mach.
L'efecte de la pantalla consisteix en un augment del cabal i dels coeficients de recuperació amb un augment de l'angle d'atac en els números Mach M> 2,5. La magnitud del gradient positiu d’ambdues característiques augmenta amb l’augment del nombre de Mach.
EVZU es va desenvolupar i aplicar per primera vegada a l'avió experimental hipersònic X-90 desenvolupat per NPO Raduga (un míssil de creuer, segons la classificació de l'OTAN AS-19 Koala)
Com a resultat, la configuració aerodinàmica del prototip es va desenvolupar d'acord amb l'esquema "híbrid" anomenat pels autors amb la integració de la EHU en el sistema portador.
L'esquema híbrid té les característiques d'un esquema "ànec" (pel nombre i ubicació de les superfícies portants) i d'un esquema "sense cua" (pel tipus de controls longitudinals). Una trajectòria típica de MSBLA inclou un llançament des d'un llançador terrestre, acceleració amb un impulsor de propulsor sòlid fins a una velocitat de llançament de ramjet supersònic, vol segons un programa determinat amb un segment horitzontal i frenada a una velocitat subsònica baixa amb un aterratge suau en paracaigudes..
Es pot veure que la disposició híbrida, a causa d’un major efecte del terreny i l’optimització de la distribució aerodinàmica per a un mínim d’arrossegament a α = 1,2 ° … 1,4 °, implementa números de Mach màxims de vol significativament més alts M ≈ 4,3 abast d’altituds H = 11 … 21 km. Els esquemes "ànec" i "sense cua" assoleixen el valor màxim del nombre М = 3,72 … 3,74 a l'alçada Н = 11 km. En aquest cas, l’esquema híbrid té un petit guany a causa del desplaçament de la resistència mínima i amb un nombre de Mach baix, amb un rang de números de vol M = 1,6 … 4,25 a una altitud de H ≈ 11 km. L'àrea més petita de vol d'equilibri es realitza en l'esquema "ànec".
La taula mostra les dades de rendiment de vol calculades per als dissenys desenvolupats per a trajectòries de vol típiques.
Els rangs de vol, que tenen el mateix nivell per a totes les versions del MSBLA, han demostrat la possibilitat de crear amb èxit un avió accelerador amb una reserva relativa lleugerament augmentada de combustible de querosè amb rangs de vol supersònics de l’ordre de 1500-2000 km per tornar a l’aeròdrom de casa. Al mateix temps, la disposició híbrida desenvolupada, que és conseqüència de la profunda integració de l’esquema aerodinàmic i la captació d’aire de pantalla del motor ramjet, tenia un clar avantatge en termes de velocitats màximes de vol i el rang d’altituds en què es realitzen velocitats màximes. Els valors absoluts del nombre de Mach i l’altura de vol, que arriben a Мmax = 4,3 a Нmax Mmax = 20.500 m, permeten parlar de la viabilitat d’un sistema aeroespacial reutilitzable amb un avió de reforç hipersònic a gran altitud al nivell dels existents tecnologies a Rússia. Un escenari espacial d’un sol ús és de 6 a 8 vegades més que un llançament des de terra.
Aquesta disposició aerodinàmica va ser l’opció final per considerar un vehicle aeri no tripulat multimode reutilitzable amb altes velocitats de vol supersòniques.
Concepte i maquetació general
Un requisit distintiu per a un avió d’overclocking, en comparació amb el seu prototip de mida petita, és l’enlairament / aterratge en un avió des d’aeròdroms existents i la necessitat de volar a números Mach inferiors al nombre Mach de llançament de ram M <1,8.. 2. Això determina el tipus i la composició de la central combinada de l'avió: un motor ramjet i motors turborreactors amb postcombustió (TRDF).
Sobre la base d’això, l’aspecte tècnic i la disposició general de l’avió accelerador per al sistema espacial de transport de classe lleugera es va formar amb una capacitat de càrrega de disseny d’uns 1000 kg en una òrbita terrestre baixa de 200 km. Els paràmetres de pes de l’etapa orbital líquida de dues etapes basats en el motor RD-0124 oxigen-querosè es van estimar pel mètode de velocitat característica amb pèrdues integrals, basat en les condicions de llançament de l’accelerador.
A la primera etapa, s’instal·la el motor RD-0124 (empenta buida de 30.000 kg, impuls específic 359 s), però amb un diàmetre reduït del bastidor i cambres properes, o el motor RD-0124M (difereix de la base una per una cambra i un nou broquet de diàmetre més gran); a la segona etapa, un motor amb una càmera del RD-0124 (se suposa una empenta buida de 7.500 kg). Basant-se en l’informe de pes rebut de l’etapa orbital amb un pes total de 18.508 kg, es va desenvolupar la seva configuració i, basant-se, en la disposició d’un avió de reforç hipersònic amb un pes d’enlairament de 74.000 kg amb una central combinada (KSU).
KSU inclou:
Els motors TRDF i ramjet es troben en un paquet vertical, que permet muntar i mantenir cadascun d’ells per separat. Es va utilitzar tota la longitud del vehicle per allotjar un motor ramjet amb un EVC de la mida màxima i, en conseqüència, d’empenta. El pes màxim a l’enlairament del vehicle és de 74 tones i el pes buit de 31 tones.
La secció mostra una etapa orbital: un vehicle de llançament líquid de dues etapes amb un pes de 18,5 tones, que porta un vehicle de llançament de 1000 kg a una òrbita terrestre baixa de 200 km. També són visibles 3 TRDDF AL-31FM1.
Se suposa que les proves experimentals d’un motor ramjet d’aquesta mida es realitzaran directament en proves de vol, utilitzant un motor turborreactor per a l’acceleració. Quan es va desenvolupar un sistema unificat d’entrada d’aire, es van adoptar els principis bàsics:
Implementat dividint els conductes d’aire del motor turboreactor i del motor ramjet darrere de la part supersònica de la presa d’aire i el desenvolupament d’un simple dispositiu transformador que converteix la part supersònica de la UPV en configuracions no regulades “anada i tornada”, alhora que canvia l’aire simultàniament subministrament entre els canals. L’EVZU del vehicle a l’enlairament funciona amb un motor turborreactor, quan la velocitat s’estableix a M = 2, 0, canvia al motor ramjet.
El compartiment de càrrega útil i els dipòsits de combustible principals es troben darrere del transformador EVCU en un paquet horitzontal. L'ús de tancs d'emmagatzematge és necessari per al desacoblament tèrmic de l'estructura del fuselatge "calent" i dels tancs "freds" amb aïllament tèrmic amb querosè. El compartiment TRDF es troba darrere del compartiment de càrrega útil, que disposa de canals de flux per refredar els brocs del motor, el disseny del compartiment i la solapa superior del broc ramjet quan funciona el TRDF.
El principi de funcionament del transformador EVZU de l'avió reforçador exclou, amb una precisió d'un valor petit, la resistència de força a la part mòbil del dispositiu des del costat del flux entrant. Això us permet minimitzar la massa relativa del sistema d’entrada d’aire reduint el pes del propi dispositiu i de la seva unitat en comparació amb les tradicionals preses d’aire rectangulars ajustables. El motor ramjet té un escorredor de broquet de separació, que de forma tancada durant el funcionament del motor turborreactor proporciona un flux ininterromput del flux al voltant del fuselatge. En obrir el broquet de desguàs en la transició al mode de funcionament del motor ramjet, la solapa superior tanca la secció inferior del compartiment del motor del turborreactor. El broquet ramjet obert és un confusor supersònic i, amb un cert grau de subexpansió del jet ramjet, que es realitza a elevats nombres de Mach, proporciona un augment de l’empenta a causa de la projecció longitudinal de les forces de pressió a la solapa superior.
En comparació amb el prototip, l’àrea relativa de les consoles d’ala ha augmentat significativament a causa de la necessitat d’enlairament / aterratge de l’avió. La mecanització de les ales inclou només elevons. Les quilles estan equipades amb timons que es poden utilitzar com a solapes de fre en aterrar. Per garantir un flux ininterromput a velocitats de vol subsòniques, la pantalla té un nas desviable. El tren d’aterratge de l’avió accelerador és de quatre pilars, amb col·locació al llarg dels laterals per excloure l’entrada de brutícia i objectes estranys a la presa d’aire. Aquest esquema s’ha provat amb el producte EPOS, un analògic del sistema d’avions orbitals “Spiral”, que permet, de manera similar a un xassís de bicicleta, “posar-se a la gatzoneta” a l’enlairament.
Es va desenvolupar un model sòlid simplificat en l’entorn CAD per determinar els pesos de vol, la posició del centre de massa i els moments d’inèrcia propis de l’avió de reforç.
L'estructura, la planta d'energia i l'equipament de l'avió de reforç es van dividir en 28 elements, cadascun dels quals es va avaluar segons un paràmetre estadístic (pes específic de la pell reduïda, etc.) i va ser modelat per un element sòlid geomètricament similar. Per a la construcció del fuselatge i les superfícies portants, es van utilitzar estadístiques de pes dels avions MiG-25 / MiG-31. La massa del motor AL-31F M1 es pren "després del fet". Els diferents percentatges d'ompliment de querosè es van modelar mitjançant trossos de "fosa" d'estat sòlid de les cavitats internes dels dipòsits de combustible.
També es va desenvolupar un model d’estat sòlid simplificat de l’etapa orbital. Les masses dels elements estructurals es van prendre a partir de les dades del bloc I (la tercera etapa del vehicle de llançament Soyuz-2 i el prometedor vehicle de llançament Angara) amb l'assignació de components constants i variables en funció de la massa de combustible.
Algunes característiques dels resultats obtinguts de l'aerodinàmica de l'avió desenvolupat:
A l'avió accelerador, per augmentar el rang de vol, s'utilitza el mode de planejament quan es configura un jet ram, però sense subministrar-li combustible. En aquest mode, s’utilitza un broquet de drenatge, que redueix la seva solució quan el motor ramjet s’apaga a la zona del flux que proporciona el flux al canal EHU, de manera que l’empenta del difusor subsònic del canal esdevingui igual a la resistència del broquet:
Pdif EVCU = Xcc ramjet. En poques paraules, el principi de funcionament del dispositiu d’estrangulació s’utilitza a les instal·lacions de prova aire-aire tipus SVS-2 TsAGI. El buit-drenatge de podsobranny obre la secció inferior del compartiment TRDF, que comença a crear la seva pròpia resistència inferior, però inferior a la resistència del ramjet apagat amb flux supersònic al canal d’entrada d’aire. En les proves de l’EVCU a la instal·lació TsAGI de SVS-2, es va mostrar un funcionament estable de l’entrada d’aire amb número Mach M = 1,3, per tant, es pot argumentar que el mode de planificació amb l’ús d’un broc de drenatge com a gas Es pot afirmar EVCU en el rang 1,3 ≤ M ≤ Mmax.
Rendiment del vol i trajectòria típica del vol
La tasca de l'avió de reforç és llançar una etapa orbital des del costat en vol, a una altitud, velocitat de vol i angle de trajectòria que compleixin la condició de la massa màxima de càrrega útil a l'òrbita de referència. En la fase preliminar de la investigació sobre el projecte Hammer, la tasca consisteix a aconseguir l’altitud i la velocitat de vol màximes d’aquest avió quan s’utilitza la maniobra “slide” per crear grans valors positius de l’angle de trajectòria a la seva branca ascendent. En aquest cas, la condició s’estableix per minimitzar la velocitat del cap quan es separa l’escenari per a una disminució corresponent de la massa del carenat i per reduir les càrregues del compartiment de càrrega útil en posició oberta.
Les dades inicials sobre el funcionament dels motors van ser la tracció de vol i les característiques econòmiques de l’AL-31F, corregides segons les dades de banc del motor AL-31F M1, així com les característiques del prototip de motor ramjet recalculat proporcionalment a la cambra de combustió i l’angle de pantalla.
A la fig. mostra les zones de vol constant horitzontal d'un avió accelerador hipersònic en diversos modes de funcionament de la central combinada.
Cada zona es calcula per a la mitjana de la secció corresponent de l'accelerador del projecte "Hammer" per a les masses mitjanes al llarg de les seccions de la trajectòria de la massa de vol del vehicle. Es pot veure que l’avió de reforç assoleix el màxim número de Mach de vol M = 4,21; en volar amb motors turborreactors, el nombre de Mach es limita a M = 2,23. És important tenir en compte que el gràfic il·lustra la necessitat de proporcionar l’embranzida ramjet necessària per a l’avió accelerador en una àmplia gamma de nombres Mach, que es va aconseguir i es va determinar experimentalment durant els treballs sobre el prototip d’entrada d’aire. L’enlairament es realitza a una velocitat d’enlairament V = 360 m / s: les propietats del coixinet de l’ala i de la pantalla són suficients sense l’ús de la mecanització d’enlairament i aterratge i el planejament dels elevons. Després de la pujada òptima a la secció horitzontal H = 10.700 m, l'avió de reforç arriba al so supersònic del subsonic Mach número M = 0,9, la central combinada commuta a M = 2 i l'acceleració preliminar a Vopt a M = 2,46. En el procés de pujar sobre un raig, l'avió de reforç fa un gir cap al camp d'aviació de casa i arriba a una altitud de H0pik = 20.000 m amb un número Mach M = 3,73.
A aquesta altitud, comença una maniobra dinàmica per assolir l’altitud màxima de vol i l’angle de trajectòria per llançar l’etapa orbital. Es realitza una immersió suau amb acceleració a M = 3,9 seguida d’una maniobra de “lliscament”. El motor ramjet finalitza el seu treball a una altitud de H ≈ 25000 m i la pujada posterior es produeix a causa de l'energia cinètica del reforçador. El llançament de l’etapa orbital té lloc a la branca ascendent de la trajectòria a una altitud de Нpusk = 44.049 m amb un número Mach М = 2.05 i un angle de trajectòria θ = 45 °. El pla de reforç arriba a l'alçada Hmax = 55 871 m al "turó". A la branca descendent de la trajectòria, en arribar al número Mach M = 1,3, el motor ramjet → turbojet es commuta per eliminar la pujada de l'aire ramjet ingesta.
En la configuració del motor turborreactor, l'avió de reforç planeja abans d'entrar a la ruta de planejament, tenint un subministrament de combustible a bord Ggzt = 1000 kg.
En el mode normal, tot el vol des del moment en què es desactiva el ramjet fins a l'aterratge es produeix sense l'ús de motors amb un marge de distància planejant.
El canvi en els paràmetres angulars del moviment de pas es mostra en aquesta figura.
Quan s’injecta en una òrbita circular H = 200 km a una altitud de H = 114 878 m a una velocitat de V = 3 291 m / s, l’accelerador de la primera subetapa es separa. La massa de la segona subetapa amb una càrrega en òrbita H = 200 km és de 1504 kg, dels quals la càrrega útil és mpg = 767 kg.
L’esquema d’aplicació i trajectòria de vol de l’avió accelerador hipersònic del projecte Hammer té una analogia amb el projecte americà “universitari” RASCAL, que s’està creant amb el suport del departament governamental DARPA.
Una característica dels projectes Molot i RASCAL és l’ús d’una maniobra dinàmica del tipus “slide” amb accés passiu a altituds de llançament elevades de l’etapa orbital Нpusk ≈ 50.000 m a capçals d’alta velocitat baixa; per al Molot, llançament q = 24 kg / m2. L'altitud de llançament permet reduir les pèrdues gravitacionals i el temps de vol d'una etapa orbital d'un sol ús costosa, és a dir, la seva massa total. Els petits capçals de llançament d'alta velocitat permeten minimitzar la massa del carenat de càrrega útil o fins i tot rebutjar-la en alguns casos, cosa que és essencial per als sistemes ultralleugers (200 m <200 kg).
L’avantatge principal de l’avió de reforç del projecte Hammer sobre RASCAL és l’absència de subministraments d’oxigen líquid a bord, cosa que simplifica i redueix el cost de la seva operació i exclou la tecnologia inexplotada dels tancs criogènics reutilitzables de l’aviació. La relació empenta-pes en el mode de funcionament del motor ramjet permet al reforçador Molot arribar als "treballadors" per a l'etapa orbital dels angles de trajectòria θ llançament ≈ 45 ° a la branca ascendent de la "corredissa", mentre que l'accelerador RASCAL proporciona la seva etapa orbital amb l'angle de trajectòria inicial només θ llançament ≈ 20 ° amb pèrdues posteriors a causa de la maniobra de rotació de pas.
En termes de capacitat de càrrega específica, el sistema aeroespacial amb l’accelerador hipersònic no tripulat Molot és superior al sistema RASCAL: (mпгН500 / mvzl) martell = 0,93%, (mпнН486 / mvzl) canalla = 0,25%
Així, la tecnologia d’un motor ramjet amb una cambra de combustió subsònica (la "clau" del projecte Hammer), desenvolupada i dominada per la indústria aeroespacial domèstica, supera la prometedora tecnologia nord-americana MIPCC per injectar oxigen a les vies d’entrada d’aire TRDF en forma hipersònica. avió de reforç.
Un avió accelerador hipersònic no tripulat amb una massa de 74.000 kg realitza l'enlairament des d'un camp d'aviació, l'acceleració, puja al llarg d'una trajectòria optimitzada amb un gir intermedi fins al punt d'enlairament a una altitud de H = 20.000 mi M = 3.73, una maniobra dinàmica de tipus "slide" amb una acceleració intermèdia en un dosser de busseig fins a M = 3,9. A la branca ascendent de la trajectòria a H = 44.047 m, M = 2, es separa una etapa orbital de dues etapes amb una massa de 18.508 kg, dissenyada sobre la base del motor RD-0124.
Després de passar la "corredissa" Hmax = 55 871 m en mode planador, el reforç vola al camp d'aviació, amb un subministrament de combustible garantit de 1000 kg i un pes d'aterratge de 36 579 kg. L'etapa orbital injecta en una òrbita circular H = 200 km una càrrega útil amb massa mpg = 767 kg, a H = 500 km mpg = 686 kg.
Referència.
1. La base de proves de laboratori de NPO "Molniya" inclou els següents complexos de laboratori:
2. Es tracta d’un projecte d’avions civils d’alta velocitat HEXAFLY-INT
Que és un dels majors projectes de cooperació internacional. Implica organitzacions líders europees (ESA, ONERA, DLR, CIRA, etc.), russes (TsAGI, CIAM, LII, MIPT) i australianes (La Universitat de Sydney, etc.).
3. Rostec no va permetre la fallida de l'empresa que va desenvolupar el transbordador espacial "Buran"
Nota: el model 3D de principis de l'article no té res a veure amb la investigació i desenvolupament "Hammer".
