Pada masa ini, OAO NPO Molniya sedang mengembangkan kenderaan udara tanpa pemandu hipersonik pelbagai mod mengenai tajuk kerja penyelidikan dan pembangunan "Hammer". UAV ini dianggap sebagai penunjuk cara prototaip teknologi untuk pesawat pemecut tanpa pemandu hipersonik dengan pembangkit tenaga turbo-ramjet layar gabungan. Teknologi utama prototaip adalah penggunaan mesin ramjet (ramjet) dengan ruang pembakaran subsonik dan peranti pengambilan udara skrin.
Parameter dikira dan eksperimen prototaip demonstrator:
Latar belakang R&D ini adalah projek kenderaan udara tanpa pemandu supersonik multi-mod (MSBLA) yang dikembangkan oleh JSC NPO Molniya, di mana penampilan aerodinamik pesawat pemecut tanpa pemandu atau berawak yang ditentukan. Teknologi utama MSBLA adalah penggunaan mesin ramjet (ramjet) dengan ruang pembakaran subsonik dan peranti pengambilan udara skrin. Parameter reka bentuk MSBLA: pelayaran nombor Mach M = 1.8 … 4, ketinggian penerbangan dari rendah hingga H ≈ 20.000 m, berat pelancaran hingga 1000 kg.
Susun atur masuk udara yang dikaji di pendirian SVS-2 TsAGI menunjukkan kecekapan rendah perisai baji ventral yang digunakan, dibuat "pada masa yang sama" dengan badan pesawat (Gambar A) dan perisai segi empat tepat dengan jarak yang sama dengan lebar badan kapal (Gamb. B).
Kedua-duanya memastikan kestabilan pemulihan pekali pemulihan tekanan total dan laju aliran f di sudut serangan, dan bukannya meningkatkannya.
Oleh kerana skrin depan jenis yang digunakan pada roket Kh-90 tidak sesuai untuk MSBLA, sebagai prototaip pesawat pemecut, diputuskan, berdasarkan kajian eksperimen TsAGI pada awal tahun 80-an, untuk mengembangkan ventral skrin, mengekalkan konfigurasi dengan badan pusat dua peringkat yang diperoleh hasil ujian.
Dalam dua peringkat penyelidikan eksperimental pada pendirian khas SVS-2 TsAGI, Disember 2008 - Februari 2009 dan Mac 2010, dengan tahap kajian carian berangka antara, alat pengambilan udara skrin (EHU) dengan kerucut dua tahap badan yang mempunyai nombor pengiraan yang berbeza telah dikembangkan. Mach bertahap, yang memungkinkan untuk mendapatkan daya tuju yang dapat diterima dalam pelbagai nombor Mach.
Kesan skrin terdiri daripada peningkatan laju aliran dan pekali pemulihan dengan peningkatan sudut serangan pada bilangan Mach M> 2.5. Besarnya kecerunan positif kedua-dua ciri meningkat dengan bertambahnya bilangan Mach.
EVZU pertama kali dikembangkan dan digunakan pada pesawat eksperimen hipersonik X-90 yang dikembangkan oleh NPO Raduga (peluru berpandu, menurut klasifikasi NATO AS-19 Koala)
Akibatnya, konfigurasi aerodinamik prototaip dikembangkan mengikut skema "hibrida" yang dipanggil oleh pengarang dengan penyatuan EHU ke dalam sistem pembawa.
Skema hibrid mempunyai ciri-ciri kedua-dua skema "bebek" (mengikut bilangan dan lokasi permukaan bantalan) dan skema "tanpa belakang" (mengikut jenis kawalan membujur). Lintasan MSBLA khas merangkumi pelancaran dari peluncur berasaskan darat, percepatan dengan penguat pepejal ke kelajuan pelancaran ramjet supersonik, penerbangan mengikut program tertentu dengan segmen mendatar dan brek ke kelajuan subsonik rendah dengan pendaratan parasut lembut.
Ini dapat dilihat bahawa susun atur hibrid, kerana kesan tanah yang lebih besar dan pengoptimuman susun atur aerodinamik untuk seretan minimum pada α = 1.2 ° … 1.4 °, menerapkan bilangan Mach penerbangan maksimum yang jauh lebih tinggi M ≈ 4.3 secara luas julat ketinggian H = 11 … 21 km. Skema "bebek" dan "tanpa tautan" mencapai nilai maksimum nombor М = 3.72 … 3.74 pada ketinggian Н = 11 km. Dalam kes ini, skema hibrid mempunyai keuntungan kecil disebabkan oleh pergeseran rintangan minimum dan pada bilangan Mach rendah, dengan jarak nombor penerbangan M = 1,6 … 4,25 pada ketinggian H ≈ 11 km. Kawasan penerbangan keseimbangan terkecil diwujudkan dalam skema "itik".
Jadual menunjukkan data prestasi penerbangan yang dikira untuk susun atur yang dikembangkan untuk lintasan penerbangan biasa.
Jangkauan penerbangan, yang memiliki tingkat yang sama untuk semua versi MSBLA, telah menunjukkan kemungkinan berjaya membuat pesawat pemecut dengan cadangan relatif bahan bakar minyak tanah yang sedikit meningkat dengan jarak penerbangan supersonik dengan urutan 1500-2000 km untuk kembali ke lapangan terbang rumah. Pada masa yang sama, susun atur hibrid yang dikembangkan, yang merupakan konsekuensi dari integrasi skema aerodinamik yang mendalam dan pengambilan udara layar mesin ramjet, mempunyai kelebihan yang jelas dari segi kelajuan penerbangan maksimum dan jarak ketinggian di mana kelajuan maksimum direalisasikan. Nilai mutlak bilangan Mach dan ketinggian penerbangan, mencapai Мmax = 4.3 pada Нmax Mmax = 20,500 m, menunjukkan bahawa sistem aeroangkasa yang dapat digunakan kembali dengan pesawat penguat ketinggian hipersonik dapat dilaksanakan pada tahap teknologi yang ada di Rusia. pentas ruang guna tunggal adalah 6-8 kali berbanding dengan pelancaran dari tanah.
Susun atur aerodinamik ini adalah pilihan terakhir untuk mempertimbangkan kenderaan udara tanpa pemandu berbilang mod yang boleh digunakan semula dengan kelajuan penerbangan supersonik yang tinggi.
Konsep dan susun atur umum
Keperluan khas untuk pesawat overclocking, dibandingkan dengan prototaip bersaiz kecilnya, adalah lepas landas / mendarat di pesawat dari lapangan terbang yang ada dan keperluan untuk terbang dengan bilangan Mach kurang daripada bilangan Mach yang melancarkan mesin ramjet M <1.8 … 2. Ini menentukan jenis dan komposisi loji kuasa gabungan pesawat - mesin ramjet dan mesin turbojet dengan afterburner (TRDF).
Atas dasar ini, penampilan teknikal dan susun atur umum pesawat pemecut untuk sistem ruang angkasa kelas ringan dibentuk dengan reka bentuk daya muat sekitar 1000 kg ke orbit bumi rendah 200 km. Penilaian parameter berat tahap dua tahap orbit cecair berdasarkan mesin oksigen-minyak tanah RD-0124 dilakukan dengan kaedah kecepatan ciri dengan kehilangan integral, berdasarkan keadaan peluncuran dari pemecut.
Pada peringkat pertama, mesin RD-0124 (daya tolak 30,000 kg, impuls khusus 359 s) dipasang, tetapi dengan diameter kerangka yang dikurangkan dan ruang rapat, atau mesin RD-0124M (berbeza dari dasar satu per satu ruang dan muncung baru dengan diameter lebih besar); pada peringkat kedua, enjin dengan satu ruang dari RD-0124 (dorongan kosong 7,500 kg diasumsikan). Berdasarkan laporan berat yang diterima dari tahap orbit dengan berat keseluruhan 18,508 kg, konfigurasinya dikembangkan, dan berdasarkannya - susun atur pesawat penguat hipersonik dengan berat lepas landas 74,000 kg dengan loji tenaga gabungan (KSU).
KSU merangkumi:
Enjin TRDF dan ramjet terletak dalam pakej menegak, yang membolehkan masing-masing dipasang dan diservis secara berasingan. Panjang keseluruhan kenderaan digunakan untuk menampung mesin ramjet dengan EVC dengan ukuran maksimum dan, dengan demikian, tujahan. Berat lepas landas maksimum kenderaan ialah 74 tan. Berat kosong ialah 31 tan.
Bahagian ini menunjukkan tahap orbit - kenderaan pelancaran cecair dua peringkat dengan berat 18, 5 tan, menyuntikkan kenderaan pelancaran 1000 kg ke orbit bumi rendah 200 km. Juga kelihatan ialah 3 TRDDF AL-31FM1.
Pengujian eksperimental mesin ramjet dengan ukuran ini seharusnya dilakukan secara langsung dalam ujian penerbangan, menggunakan mesin turbojet untuk percepatan. Semasa mengembangkan sistem pengambilan udara bersatu, prinsip-prinsip dasar diadopsi:
Dilaksanakan dengan memisahkan saluran udara untuk enjin turbojet dan mesin ramjet di belakang bahagian supersonik dari pengambilan udara dan pengembangan peranti pengubah sederhana yang mengubah bahagian supersonik EHU menjadi "perjalanan pergi balik" konfigurasi yang tidak terkawal, dan pada masa yang sama menukar bekalan udara antara saluran. EVZU kenderaan semasa lepas landas beroperasi pada enjin turbojet, apabila kelajuan ditetapkan ke M = 2, 0, ia beralih ke mesin ramjet.
Petak muatan dan tangki bahan api utama terletak di belakang EVCU pengubah dalam pakej mendatar. Penggunaan tangki simpanan diperlukan untuk pemisahan termal struktur fiuslage "panas" dan tangki bertebat panas "sejuk" dengan minyak tanah. Kompartemen TRDF terletak di belakang petak muatan, yang mempunyai saluran aliran untuk menyejukkan muncung mesin, reka bentuk petak dan penutup atas muncung ramjet ketika TRDF beroperasi.
Prinsip pengoperasian pengubah EVZU pesawat pemecut tidak termasuk, dengan ketepatan nilai kecil, daya tahan pada bahagian peranti yang bergerak dari sisi aliran masuk. Ini membolehkan anda meminimumkan jisim relatif sistem pengambilan udara dengan mengurangkan berat peranti itu sendiri dan pemanduannya berbanding dengan pengambilan udara segi empat tepat yang boleh disesuaikan. Mesin ramjet mempunyai alat pemisah muncung pemisah, yang dalam bentuk tertutup semasa operasi mesin turbojet memberikan aliran aliran tanpa gangguan di sekitar badan pesawat. Semasa membuka muncung pembuangan pada peralihan ke mod operasi mesin ramjet, penutup atas menutup bahagian bawah petak enjin turbojet. Muncung ramjet terbuka adalah pengganggu supersonik dan, dengan tahap pengurangan ekspansi jet ramjet, yang direalisasikan pada bilangan Mach yang tinggi, memberikan peningkatan daya tuju kerana unjuran membujur daya tekanan pada bahagian atas flap.
Berbanding dengan prototaip, kawasan relatif konsol sayap telah meningkat dengan ketara kerana perlunya lepas landas / mendarat pesawat. Mekanisasi sayap merangkumi lif sahaja. Kail dilengkapi dengan kemudi yang dapat digunakan sebagai penutup brek ketika mendarat. Untuk memastikan aliran tanpa gangguan pada kecepatan penerbangan subsonik, layar mempunyai hidung yang dapat dipesongkan. Gear pendaratan pesawat pemecut adalah empat tiang, dengan penempatan di sepanjang sisi untuk mengecualikan masuknya kotoran dan benda asing ke dalam masuk udara. Skema seperti itu diuji pada produk EPOS - analog sistem pesawat orbit "Spiral", yang memungkinkan, sama seperti casis basikal, untuk "berjongkok" saat berlepas.
Model pepejal yang dipermudahkan dalam persekitaran CAD dikembangkan untuk menentukan berat penerbangan, kedudukan pusat jisim dan momen-momen inersia pesawat penggalak.
Struktur, loji kuasa dan peralatan pesawat penguat dibahagikan kepada 28 elemen, masing-masing dievaluasi menurut parameter statistik (berat spesifik kulit yang dikurangkan, dll.) Dan dimodelkan oleh elemen padat yang serupa dengan geometri. Untuk pembinaan permukaan pesawat dan galas, digunakan statistik berwajaran untuk pesawat MiG-25 / MiG-31. Jisim enjin AL-31F M1 diambil "mengikut fakta". Peratusan pengisian minyak tanah yang berlainan dimodelkan oleh "tiang" keadaan pepejal rongga dalaman tangki bahan bakar.
Model keadaan pepejal yang dipermudah dari tahap orbital juga dikembangkan. Massa elemen struktur diambil berdasarkan data pada blok I (tahap ketiga kenderaan pelancaran Soyuz-2 dan kenderaan pelancaran Angara yang menjanjikan) dengan peruntukan komponen malar dan berubah bergantung pada jisim bahan bakar.
Beberapa ciri hasil aerodinamik dari pesawat yang dikembangkan:
Pada pesawat pemecut, untuk meningkatkan jarak penerbangan, mod meluncur digunakan ketika mengkonfigurasi ramjet, tetapi tanpa membekalkan bahan bakar kepadanya. Dalam mod ini, muncung longkang digunakan, yang mengurangkan penyelesaiannya ketika mesin ramjet dimatikan ke kawasan aliran yang menyediakan aliran di saluran EHU, sehingga daya tuju saluran subsonik penyebar menjadi sama dengan rintangan muncung:
Pdif EVCU = Xcc ramjet. Ringkasnya, prinsip operasi peranti pendikit digunakan pada pemasangan ujian udara-ke-udara jenis SVS-2 TsAGI. Saluran muncung podsobranny membuka bahagian bawah petak TRDF, yang mula membuat rintangan bawahnya sendiri, tetapi kurang daripada rintangan ramjet yang dimatikan dengan aliran supersonik di saluran pengambilan udara. Dalam ujian EVCU pada pemasangan SVS-2 TsAGI, operasi pengambilan udara yang stabil dengan bilangan Mach M = 1.3 ditunjukkan, oleh itu, dapat dikatakan bahawa mod perancangan dengan penggunaan muncung pembuangan sebagai EVCU tersedak di julat 1.3 ≤ M ≤ Mmax dapat ditegaskan.
Prestasi penerbangan dan laluan penerbangan khas
Tugas pesawat penggalak adalah melancarkan tahap orbit dari sisi dalam penerbangan, pada ketinggian, kelajuan penerbangan dan sudut lintasan yang memenuhi keadaan jisim muatan maksimum di orbit rujukan. Pada tahap awal penelitian pada proyek Hammer, tugasnya adalah untuk mencapai ketinggian maksimum dan kecepatan penerbangan pesawat ini ketika menggunakan manuver "slaid" untuk membuat nilai positif besar dari sudut lintasan pada cabang menaiknya. Dalam kes ini, kondisi diatur untuk meminimumkan kepala kecepatan ketika memisahkan panggung untuk penurunan massa fairing yang sesuai dan untuk mengurangkan beban pada petak muatan dalam posisi terbuka.
Data awal pengoperasian enjin adalah daya tarikan penerbangan dan ciri ekonomi AL-31F, diperbetulkan menurut data bangku mesin AL-31F M1, serta ciri-ciri mesin ramjet prototaip yang dikira semula berkadaran dengan ruang pembakaran dan sudut skrin.
Dalam rajah. menunjukkan kawasan terbang mendatar pesawat pemecut hipersonik dalam pelbagai mod operasi loji janakuasa gabungan.
Setiap zon dikira rata-rata di atas bahagian sepantas pemecut projek "Hammer" untuk jisim rata-rata di sepanjang bahagian lintasan massa penerbangan kenderaan. Dapat dilihat bahawa pesawat penguat mencapai jumlah maksimum Mach Mach M = 4.21; ketika terbang dengan mesin turbojet, bilangan Mach dibatasi hingga M = 2.23. Penting untuk diperhatikan bahawa grafik menggambarkan keperluan untuk menyediakan tujahan ramjet yang diperlukan untuk pesawat pemecut dalam pelbagai bilangan Mach, yang dicapai dan ditentukan secara eksperimental semasa bekerja pada peranti pengambilan udara skrin prototaip. Lepas landas dilakukan pada kecepatan angkat V = 360 m / s - sifat galas sayap dan layar mencukupi tanpa penggunaan mekanisasi lepas landas dan pendaratan dan melayang ketinggian. Setelah pendakian optimum pada bahagian mendatar H = 10,700 m, pesawat penggalak mencapai bunyi supersonik dari nombor subsonik Mach M = 0,9, sistem pendorong gabungan beralih pada M = 2 dan pecutan awal ke Vopt pada M = 2.46. Dalam proses pendakian pada ramjet, pesawat penggalak membelok ke lapangan terbang rumah dan mencapai ketinggian H0pik = 20,000 m dengan bilangan Mach M = 3.73.
Pada ketinggian ini, manuver dinamik bermula setelah mencapai ketinggian penerbangan maksimum dan sudut lintasan untuk melancarkan tahap orbit. Menyelam dengan perlahan dilakukan dengan pecutan ke M = 3.9 diikuti dengan manuver "slaid". Enjin ramjet menamatkan kerjanya pada ketinggian H ≈ 25000 m dan pendakian berikutnya berlaku kerana tenaga kinetik penggalak. Pelancaran tahap orbit berlaku pada cabang menaik lintasan pada ketinggian Нpusk = 44,049 m dengan nombor Mach М = 2.05 dan sudut lintasan θ = 45 °. Pesawat penggalak mencapai ketinggian Hmax = 55,871 m di "bukit". Pada cabang lintasan menurun, setelah mencapai nombor Mach M = 1.3, mesin ramjet → mesin turbojet dihidupkan untuk menghilangkan lonjakan pengambilan udara ramjet.
Dalam konfigurasi enjin turbojet, pesawat penguat merancang sebelum memasuki jalan meluncur, mempunyai bekalan bahan bakar di atas kapal Ggzt = 1000 kg.
Dalam mod normal, seluruh penerbangan dari saat ramjet dimatikan ke pendaratan berlaku tanpa menggunakan mesin dengan margin untuk jarak luncur.
Perubahan parameter sudut pergerakan langkah ditunjukkan dalam gambar ini.
Apabila disuntik ke orbit bulat H = 200 km pada ketinggian H = 114 878 m pada kelajuan V = 3 291 m / s, pemecut pada sub-tahap pertama dipisahkan. Jisim sub-tahap kedua dengan muatan di orbit H = 200 km adalah 1504 kg, di mana muatannya adalah mpg = 767 kg.
Skema aplikasi dan jalur penerbangan pesawat pemecut hipersonik projek Hammer mempunyai analogi dengan projek "universiti" Amerika RASCAL, yang sedang dibuat dengan sokongan jabatan kerajaan DARPA.
Ciri projek Molot dan RASCAL adalah penggunaan manuver dinamik jenis "slaid" dengan akses pasif ke ketinggian pelancaran tinggi tahap orbit uspusk ≈ 50,000 m pada kepala berkelajuan tinggi rendah; untuk Molot, q pelancaran = 24 kg / m2. Ketinggian pelancaran memungkinkan untuk mengurangkan kerugian graviti dan masa penerbangan tahap orbit sekali pakai yang mahal, iaitu jumlah jisimnya. Kepala peluncur berkelajuan tinggi yang kecil memungkinkan untuk meminimumkan jisim fairing muatan atau bahkan menolaknya dalam beberapa kes, yang penting untuk sistem kelas ultralight (mпгН200 <1000 kg).
Kelebihan utama pesawat penggalak projek Hammer berbanding RASCAL adalah ketiadaan bekalan oksigen cecair di kapal, yang mempermudah dan mengurangkan kos operasinya dan tidak termasuk teknologi tangki kriogenik penerbangan yang belum digunakan lagi. Nisbah tujahan ke berat dalam mod operasi mesin ramjet membolehkan penggalak Molot mencapai cawangan menaik "slaid" "pekerja" untuk tahap orbit sudut lintasan θ pelancaran ≈ 45 °, sementara RASCAL pemecut memberikan tahap orbitnya dengan sudut lintasan permulaan hanya launch pelancaran ≈ 20 ° dengan kerugian berikutnya kerana manuver pergantian langkah.
Dari segi daya dukung tertentu, sistem aeroangkasa dengan pemecut tanpa pemandu hipotronik Molot lebih unggul daripada sistem RASCAL: (mпгН500 / mvzl) tukul = 0.93%, (mпнН486 / mvzl) rascal = 0.25%
Oleh itu, teknologi mesin ramjet dengan ruang pembakaran subsonik ("kunci" projek Hammer), yang dikembangkan dan dikuasai oleh industri aeroangkasa domestik, melampaui teknologi MIPCC Amerika yang menjanjikan untuk menyuntikkan oksigen ke saluran pengambilan udara TRDF dalam keadaan hipersonik pesawat penggalak.
Pesawat pemecut tanpa pemandu hipersonik dengan berat 74,000 kg melakukan lepas landas dari lapangan terbang, pecutan, naik di sepanjang lintasan yang dioptimumkan dengan putaran pertengahan ke titik lepas landas ke ketinggian H = 20.000 m dan M = 3.73, manuver "slaid" dinamik dengan pecutan pertengahan dalam kanopi menyelam hingga M = 3.9. Pada cabang lintasan menaik pada H = 44,047 m, M = 2, tahap orbit dua peringkat dengan jisim 18,508 kg, yang dirancang berdasarkan enjin RD-0124, dipisahkan.
Setelah melewati "slaid" Hmax = 55 871 m dalam mod meluncur, booster terbang ke lapangan terbang, dengan bekalan bahan bakar terjamin 1000 kg dan berat pendaratan 36 579 kg. Tahap orbit menyuntik muatan dengan jisim mpg = 767 kg ke orbit bulat H = 200 km, pada H = 500 km mpg = 686 kg.
Rujukan.
1. Pangkalan ujian makmal NPO "Molniya" merangkumi kompleks makmal berikut:
2. Ini adalah projek pesawat awam berkelajuan tinggi HEXAFLY-INT
Yang merupakan salah satu projek kerjasama antarabangsa terbesar. Ia melibatkan organisasi terkemuka Eropah (ESA, ONERA, DLR, CIRA, dll.), Rusia (TsAGI, CIAM, LII, MIPT) dan Australia (The University of Sydney, dll.).
3. Rostec tidak membenarkan kebankrapan syarikat yang mengembangkan pesawat ulang-alik "Buran"
Catatan: Model 3-D pada awal artikel tidak ada kaitan dengan penyelidikan dan pengembangan "Hammer".
