Obecnie OAO NPO Molniya opracowuje wielotrybowy hipersoniczny bezzałogowy statek powietrzny na temat prac badawczo-rozwojowych „Młot”. Ten bezzałogowy statek powietrzny jest uważany za prototypowy demonstrator technologii dla hipersonicznego bezzałogowego akceleratora lotniczego z połączonym ekranem turboodrzutowym. Kluczową technologią prototypu jest zastosowanie silnika strumieniowego (strumieniowego) z poddźwiękową komorą spalania i sitowym urządzeniem dolotowym.
Obliczone i eksperymentalne parametry prototypu demonstratora:
Tłem tych prac badawczo-rozwojowych był projekt wielotrybowego naddźwiękowego bezzałogowego statku powietrznego (MSBLA) opracowanego przez JSC NPO Molniya, w którym określono aerodynamiczny wygląd obiecującego bezzałogowego lub załogowego samolotu z akceleratorem. Kluczową technologią MSBLA jest zastosowanie silnika strumieniowego (ramjet) z poddźwiękową komorą spalania i sitowym urządzeniem dolotowym. Parametry konstrukcyjne MSBLA: przelotowe liczby Macha M = 1,8…4, wysokości lotu od niskich do H ≈ 20 000 m, masa startowa do 1000 kg.
Badany na stanowisku SVS-2 TsAGI układ wlotów powietrza wykazał niską skuteczność zastosowanej brzusznej osłony klinowej, wykonanej „w tym samym czasie” z kadłubem (rys. A) i prostokątną osłoną o rozpiętości równej szerokości kadłub (rys. B).
Oba zapewniały przybliżoną stałość współczynników powrotu ciśnienia całkowitego ν i natężenia przepływu f w kącie natarcia, zamiast ich zwiększania.
Ponieważ przedni ekran typu zastosowanego w rakiecie Kh-90 nie nadawał się do MSBLA, jako prototyp samolotu akceleratorowego, postanowiono, na podstawie badań eksperymentalnych TsAGI we wczesnych latach 80., opracować brzuszny ekran, zachowując konfigurację z dwustopniowym korpusem centralnym uzyskaną na podstawie wyników testów.
W toku dwóch etapów badań eksperymentalnych na specjalnym stanowisku SVS-2 TsAGI, grudzień 2008 - luty 2009 i marzec 2010, z pośrednim etapem numerycznych badań poszukiwawczych, ekranowy wlot powietrza (EHU) z dwustopniowym stożkowym opracowano korpus o różnych obliczanych liczbach Macha w krokach, co umożliwiło uzyskanie akceptowalnego ciągu w szerokim zakresie liczb Macha.
Efekt przesiewacza polega na zwiększeniu natężenia przepływu i współczynników odzysku wraz ze wzrostem kąta natarcia przy liczbach Macha M > 2,5. Wielkość dodatniego gradientu obu charakterystyk wzrasta wraz ze wzrostem liczby Macha.
EVZU został po raz pierwszy opracowany i zastosowany w eksperymentalnym samolocie naddźwiękowym X-90 opracowanym przez NPO Raduga (pocisk wycieczkowy, zgodnie z klasyfikacją NATO AS-19 Koala)
W rezultacie konfiguracja aerodynamiczna prototypu została opracowana zgodnie ze schematem „hybrydowym” nazwanym przez autorów z integracją EHU z systemem nośnym.
Schemat hybrydowy ma cechy zarówno schematu „kaczki” (według liczby i umiejscowienia powierzchni nośnych), jak i schematu „bezogonowego” (według rodzaju sterowania wzdłużnego). Typowa trajektoria MSBLA obejmuje start z wyrzutni naziemnej, rozpędzanie za pomocą dopalacza na paliwo stałe do prędkości startu silnika strumieniowego o prędkości ponaddźwiękowej, lot według danego programu z segmentem poziomym i hamowanie do niskiej prędkości poddźwiękowej z miękkim lądowaniem na spadochronie.
Widać, że układ hybrydowy, ze względu na większy wpływ na podłoże i optymalizację układu aerodynamicznego pod kątem minimalnego oporu przy α=1,2°…1,4°, realizuje znacznie wyższe maksymalne liczby Mach w locie M ≈ 4,3 w szerokim zakres wysokości H = 11 … 21 km. Schematy „kaczka” i „bezogonowa” osiągają maksymalną wartość liczby = 3,72 … 3,74 na wysokości Н = 11 km. W tym przypadku schemat hybrydowy ma niewielki zysk ze względu na przesunięcie minimalnego oporu i przy niskich liczbach Macha, o zakresie numerów lotów M = 1,6 … 4,25 na wysokości H ≈ 11 km. Najmniejszy obszar lotu równowagi realizowany jest w schemacie „kaczka”.
W tabeli przedstawiono obliczone dane osiągów lotu dla opracowanych układów dla typowych trajektorii lotu.
Zasięgi, które mają ten sam poziom dla wszystkich wersji MSBLA, wykazały możliwość pomyślnego stworzenia samolotu z akceleratorem o nieco zwiększonym względnym zapasie paliwa naftowego o naddźwiękowych zasięgach lotu rzędu 1500-2000 km do powrotu do lotnisko macierzyste. Jednocześnie opracowany układ hybrydowy, będący konsekwencją głębokiej integracji schematu aerodynamicznego i wlotu powietrza do ekranu silnika strumieniowego, miał wyraźną przewagę pod względem maksymalnych prędkości lotu i zakresu wysokości, na których realizowane są prędkości maksymalne. Bezwzględne wartości liczby Macha i wysokości lotu, osiągające Мmax = 4,3 przy Нmax Mmax = 20 500 m, sugerują, że system kosmiczny wielokrotnego użytku z hipersonicznym samolotem wspomagającym na dużych wysokościach jest możliwy do zrealizowania na poziomie istniejących technologii w Rosji. jednorazowa scena kosmiczna jest 6–8 razy większa niż start z ziemi.
Ten aerodynamiczny układ był ostatnią opcją do rozważenia wielotrybowego bezzałogowego statku powietrznego wielokrotnego użytku o dużych prędkościach lotu naddźwiękowego.
Koncepcja i układ ogólny
Charakterystycznym wymogiem dla samolotu podkręcającego, w porównaniu z jego małogabarytowym prototypem, jest start/lądowanie na samolocie z istniejących lotnisk oraz konieczność latania z liczbą Macha mniejszą od liczby Macha przy uruchomieniu silnika strumieniowego M <1,8 … 2. To determinuje rodzaj i skład połączonej elektrowni samolotu - silnika strumieniowego i turboodrzutowego z dopalaczem (TRDF).
Na tej podstawie powstał wygląd techniczny i ogólny układ samolotu akceleratora dla systemu przestrzeni transportowej klasy lekkiej o nośności projektowej około 1000 kg na orbitę okołoziemską o długości 200 km. Ocenę parametrów wagowych ciekłego dwustopniowego stopnia orbitalnego opartego na silniku tlenowo-naftowym RD-0124 przeprowadzono metodą prędkości charakterystycznej ze stratami całkowitymi, opartej na warunkach startu z akceleratora.
W pierwszym etapie montowany jest silnik RD-0124 (pusty ciąg 30 000 kg, impuls jednostkowy 359 s), ale o zmniejszonej średnicy ramy i zamkniętych komorach lub silnik RD-0124M (od podstawy różni się o jedną komorę i nowa dysza o większej średnicy); w drugim etapie silnik z jedną komorą od RD-0124 (zakłada się ciąg pustki 7500 kg). Na podstawie otrzymanego raportu masowego etapu orbitalnego o łącznej masie 18 508 kg opracowano jego konfigurację, a na jej podstawie układ naddźwiękowego samolotu wspomagającego o masie startowej 74 000 kg z elektrownią kombinowaną (KSU).
KSU obejmuje:
Silniki TRDF i strumieniowe znajdują się w pakiecie pionowym, co pozwala na montowanie i serwisowanie każdego z nich oddzielnie. Cała długość pojazdu została wykorzystana do umieszczenia silnika strumieniowego z EVC o maksymalnych rozmiarach i odpowiednio ciągu. Maksymalna masa startowa pojazdu to 74 t. Masa własna to 31 ton.
Sekcja przedstawia etap orbitalny - dwustopniowy pojazd nośny z cieczą ważący 18,5 ton, wrzucający 1000-kilogramowy pojazd nośny na niską orbitę okołoziemską o długości 200 km. Widoczne są również 3 TRDDF AL-31FM1.
Eksperymentalne badania silnika strumieniowego tej wielkości mają być przeprowadzone bezpośrednio w próbach w locie, wykorzystując do przyspieszenia silnik turboodrzutowy. Przy opracowywaniu zunifikowanego układu dolotowego powietrza przyjęto podstawowe zasady:
Zrealizowano poprzez oddzielenie kanałów powietrznych dla silnika turboodrzutowego i silnika strumieniowego za naddźwiękową częścią wlotu powietrza oraz opracowanie prostego urządzenia transformatorowego, które przekształca naddźwiękową część EHU w nieregulowane konfiguracje „w obie strony”, jednocześnie przełączając dopływ powietrza między kanałami. EVZU startującego pojazdu działa na silniku turboodrzutowym, gdy prędkość jest ustawiona na M = 2, 0, przełącza się na silnik strumieniowy.
Przedział ładunkowy i główne zbiorniki paliwa znajdują się za transformatorem EVCU w poziomym opakowaniu. Zastosowanie zbiorników magazynowych jest konieczne do termicznego odsprzęgnięcia „gorącej” konstrukcji kadłuba oraz „zimnych” izolowanych termicznie zbiorników z naftą. Przedział TRDF znajduje się za przedziałem ładunkowym, który ma kanały przepływowe do chłodzenia dysz silnika, konstrukcję przedziału i górną klapę dyszy strumieniowej podczas pracy TRDF.
Zasada działania transformatora EVZU samolotu akceleratora wyklucza, z dokładnością o małej wartości, opór siłowy na ruchomą część urządzenia od strony napływającego przepływu. Pozwala to zminimalizować względną masę układu wlotu powietrza poprzez zmniejszenie masy samego urządzenia i jego napędu w porównaniu z tradycyjnymi regulowanymi wlotami prostokątnymi. Silnik strumieniowy posiada rozdzielającą dyszę-ociekacz, która w zamkniętej formie podczas pracy silnika turboodrzutowego zapewnia nieprzerwany przepływ strumienia wokół kadłuba. Podczas otwierania króćca spustowego na przejściu do trybu pracy silnika strumieniowego górna klapa zamyka dolną część komory silnika turboodrzutowego. Otwarta dysza strumieniowa jest naddźwiękowym konfuserem i, przy pewnym niedostatecznym rozprężeniu strumienia strumieniowego, realizowanego przy wysokich liczbach Macha, zapewnia wzrost ciągu z powodu wzdłużnego rzutu sił nacisku na górną klapę.
W porównaniu z prototypem względna powierzchnia konsol skrzydłowych została znacznie zwiększona ze względu na konieczność startu/lądowania samolotu. Mechanizacja skrzydeł obejmuje tylko elevons. Kile wyposażone są w stery, które mogą służyć jako klapy hamulcowe podczas lądowania. Aby zapewnić nieprzerwany przepływ przy poddźwiękowych prędkościach lotu, ekran ma odchylany nos. Podwozie samolotu akceleratora ma cztery słupki i jest umieszczone po bokach, aby wykluczyć wnikanie brudu i ciał obcych do wlotu powietrza. Taki schemat został przetestowany na produkcie EPOS - analogu systemu orbitalnego samolotu "Spirala", który pozwala, podobnie jak podwozie rowerowe, "przysiadać" podczas startu.
Opracowano uproszczony model bryłowy w środowisku CAD w celu wyznaczenia ciężarów lotu, położenia środka masy oraz własnych momentów bezwładności statku powietrznego.
Konstrukcja, elektrownia i wyposażenie samolotu startowego zostały podzielone na 28 elementów, z których każdy został oceniony zgodnie z parametrem statystycznym (ciężar właściwy zredukowanego poszycia itp.) i został wymodelowany przez podobny geometrycznie element bryłowy. Do budowy kadłuba i powierzchni nośnych wykorzystano statystyki ważone dla samolotów MiG-25/MiG-31. Masa silnika AL-31F M1 jest pobierana „po fakcie”. Różne procenty wypełnienia naftą modelowano za pomocą obciętych „odlewów” w stanie stałym wewnętrznych wnęk zbiorników paliwa.
Opracowano również uproszczony model półprzewodnikowy etapu orbitalnego, w którym na podstawie danych z bloku I (trzeci etap rakiety Sojuz-2 i obiecującej rakiety Angara) pobrano masy elementów konstrukcyjnych. przydział składników stałych i zmiennych w zależności od masy paliwa.
Niektóre cechy uzyskanych wyników aerodynamiki opracowanego samolotu:
W samolotach z akceleratorem, aby zwiększyć zasięg lotu, podczas konfigurowania silnika strumieniowego stosuje się tryb szybowania, ale bez dostarczania do niego paliwa. W tym trybie stosuje się króciec spustowy, który zmniejsza jego rozwiązanie przy wyłączonym silniku strumieniowym do obszaru przepływu zapewniającego przepływ w kanale EHU tak, że ciąg dyfuzora poddźwiękowego kanału staje się równy oporowi dyszy:
Pdif EVCU = silnik strumieniowy Xcc. Mówiąc najprościej, zasada działania urządzenia dławiącego jest stosowana w instalacjach testowych powietrze-powietrze typu SVS-2 TsAGI. Podsobranny spust dyszy otwiera dolną część komory TRDF, która zaczyna tworzyć własny opór dolny, ale mniejszy niż opór wyłączonego strumienia z przepływem naddźwiękowym w kanale wlotowym powietrza. W testach EVCU na instalacji SVS-2 TsAGI wykazano stabilną pracę czerpni przy liczbie Macha M = 1,3, dlatego można argumentować, że tryb planowania z wykorzystaniem króćca spustowego jako dławika EVCU w można zapewnić zakres 1,3 ≤ M ≤ Mmax.
Osiągi i typowy tor lotu
Zadaniem samolotu nośnego jest wystrzelenie etapu orbitalnego z boku w locie, na wysokości, prędkości lotu i kącie trajektorii spełniających warunek maksymalnej masy ładunku na orbicie odniesienia. Na wstępnym etapie badań nad projektem Hammer zadaniem jest osiągnięcie maksymalnej wysokości i prędkości lotu tego samolotu przy wykorzystaniu manewru „poślizgu” do wytworzenia dużych dodatnich wartości kąta trajektorii na jego wznoszącej gałęzi. W tym przypadku warunek jest ustawiony tak, aby zminimalizować głowicę prędkości podczas oddzielania sceny dla odpowiedniego zmniejszenia masy owiewki i zmniejszyć obciążenia przedziału ładunkowego w pozycji otwartej.
Wyjściowymi danymi dotyczącymi pracy silników były właściwości trakcyjne i ekonomiczne AL-31F, skorygowane zgodnie z danymi laboratoryjnymi silnika AL-31F M1, a także charakterystyki prototypowego silnika strumieniowego przeliczone proporcjonalnie do komora spalania i kąt ekranu.
Na ryc. przedstawia obszary poziomego lotu ustalonego akceleratora naddźwiękowego w różnych trybach pracy elektrowni kombinowanej.
Każda strefa jest obliczana dla średniej na odpowiednim odcinku akceleratora projektu „Młot” dla średnich mas na odcinkach trajektorii masy lotu pojazdu. Widać, że samolot startowy osiąga maksymalną liczbę Macha w locie M = 4,21, podczas lotu na silnikach turboodrzutowych liczba Macha jest ograniczona do M = 2,23. Należy zauważyć, że wykres ilustruje potrzebę zapewnienia wymaganego ciągu strumieniowego dla samolotu akceleratora w szerokim zakresie liczb Macha, co zostało osiągnięte i określone eksperymentalnie podczas prac nad prototypowym wlotem powietrza ekranowego. Start odbywa się z prędkością wznoszenia V=360 m/s – właściwości nośne skrzydła i ekranu są wystarczające bez użycia mechanizacji startu i lądowania oraz zawisu wzniesienia. Po optymalnym wzniesieniu na poziomym odcinku H = 10700 m samolot startowy osiąga dźwięk naddźwiękowy od poddźwiękowej liczby Macha M = 0,9, kombinowany układ napędowy przełącza się przy M = 2 i wstępne przyspieszenie do Vopt przy M = 2,46. W trakcie wspinania się na silniku strumieniowym samolot startowy skręca na lotnisko macierzyste i osiąga wysokość H0pik = 20 000 m przy liczbie Macha M = 3,73.
Na tej wysokości po osiągnięciu maksymalnej wysokości lotu i kąta trajektorii startu na orbitę rozpoczyna się manewr dynamiczny. Nurkowanie o łagodnym nachyleniu wykonywane jest z przyspieszeniem do M = 3,9, po którym następuje manewr „wślizgu”. Silnik strumieniowy kończy pracę na wysokości H ≈ 25000 m, a kolejne wznoszenie następuje dzięki energii kinetycznej dopalacza. Start etapu orbitalnego odbywa się na wznoszącej gałęzi trajektorii na wysokości Нpusk = 44 049 m przy liczbie Macha М = 2,05 i kącie trajektorii θ = 45°. Samolot doładowujący osiąga na „wzgórzu” wysokość Hmax = 55 871 m. Na opadającej gałęzi trajektorii po osiągnięciu liczby Macha M = 1,3 następuje przełączenie silnika strumieniowego → silnik turboodrzutowy w celu wyeliminowania skoku dolotu strumieniowego.
W konfiguracji z silnikiem turboodrzutowym samolot startowy planuje przed wejściem na ścieżkę schodzenia, mając na pokładzie zapas paliwa Ggzt = 1000 kg.
W trybie normalnym cały lot od momentu wyłączenia silnika do lądowania odbywa się bez użycia silników z marginesem zasięgu szybowania.
Na tym rysunku pokazano zmianę parametrów kątowych ruchu krokowego.
Po wprowadzeniu na orbitę kołową H = 200 km na wysokości H = 114 878 m z prędkością V = 3 291 m/s, akcelerator pierwszego podetapu zostaje oddzielony. Masa drugiego podetapu z ładunkiem na orbicie H = 200 km wynosi 1504 kg, z czego ładunek mpg = 767 kg.
Schemat zastosowania i tor lotu akceleratora hipersonicznego projektu Hammer ma analogię do amerykańskiego „uniwersyteckiego” projektu RASCAL, który powstaje przy wsparciu departamentu rządowego DARPA.
Cechą projektów Molot i RASCAL jest zastosowanie manewru dynamicznego typu „slajd” z pasywnym dostępem do dużych wysokości startowych etapu orbitalnego Нpusk ≈ 50 000 m przy niskich, szybkich głowicach; dla Molota q start = 24 kg/m2. Wysokość startu umożliwia zmniejszenie strat grawitacyjnych i czasu lotu drogiego jednorazowego stopnia orbitalnego, czyli jego całkowitej masy. Małe szybkobieżne głowice startowe pozwalają zminimalizować masę owiewki ładunku, a w niektórych przypadkach nawet ją odrzucić, co jest niezbędne w przypadku systemów klasy ultralekkiej (mпгН200 <1000 kg).
Główną przewagą samolotów wspomagających projektu Hammer nad RASCAL jest brak pokładowych dostaw ciekłego tlenu, co upraszcza i obniża koszty jego eksploatacji oraz wyklucza niewykorzystaną technologię lotniczych zbiorników kriogenicznych wielokrotnego użytku. Stosunek ciągu do masy w trybie pracy silnika strumieniowego umożliwia dopalaczowi Molota dotarcie na wznoszącą się gałąź „poślizgu” „robotników” dla etapu orbitalnego o kątach trajektorii θ startu ≈ 45 °, podczas gdy RASCAL akcelerator zapewnia swojemu etapowi orbitalnemu tylko początkowy kąt trajektorii θ start ≈ 20° z późniejszymi stratami wynikającymi z manewru obrotu kroku.
Pod względem nośności właściwej system lotniczy z bezzałogowym akceleratorem hipersonicznym Molota przewyższa system RASCAL: (mпгН500 / mvzl) młot = 0,93%, (mпнН486 / mvzl) łobuz = 0,25%
Tak więc technologia silnika strumieniowego z poddźwiękową komorą spalania („klucz” projektu Hammer), opracowana i opanowana przez krajowy przemysł lotniczy i kosmonautyczny, przewyższa obiecującą amerykańską technologię MIPCC do wstrzykiwania tlenu do przewodu wlotowego powietrza TRDF w naddźwiękowym samolot wspomagający.
Bezzałogowy akcelerator hipersoniczny o masie 74 000 kg wykonuje start z lotniska, przyspieszanie, wznoszenie po zoptymalizowanej trajektorii z pośrednim zakrętem do punktu startu do wysokości H=20 000 m i M=3,73, dynamiczny manewr „poślizgu” z przyspieszenie pośrednie w czaszy nurkującej do M = 3,9. Na wznoszącym się odgałęzieniu trajektorii przy H=44 047 m, M=2 wydzielony jest dwustopniowy stopień orbitalny o masie 18 508 kg, zaprojektowany na bazie silnika RD-0124.
Po przejściu „poślizgu” Hmax = 55 871 mw trybie szybowania, booster leci na lotnisko z gwarantowanym zapasem paliwa 1000 kg i masą do lądowania 36 579 kg. Stopień orbitalny wprowadza ładunek o masie mpg = 767 kg na orbitę kołową H = 200 km, przy H = 500 km mpg = 686 kg.
Referencja.
1. Laboratoryjna baza testowa NPO „Molniya” obejmuje następujące kompleksy laboratoryjne:
2. A jest to projekt szybkiego cywilnego samolotu HEXAFLY-INT
Który jest jednym z największych projektów współpracy międzynarodowej. W jej skład wchodzą wiodące organizacje europejskie (ESA, ONERA, DLR, CIRA itp.), rosyjskie (TsAGI, CIAM, LII, MIPT) i australijskie (The University of Sydney itp.).
3. Rostec nie dopuścił do bankructwa firmy, która opracowała prom kosmiczny „Buran”
Uwaga: Model 3D na początku artykułu nie ma nic wspólnego z badaniami i rozwojem „Młota”.
