Aktualisht, OAO NPO Molniya po zhvillon një mjet ajror pa pilot hipersonik me shumë mënyra në temën e punës kërkimore dhe zhvillimore "Hammer". Ky UAV konsiderohet si një demonstrues prototip i teknologjive për një avion përshpejtues hipersonik pa pilot me një termocentral turbo-ramjet të kombinuar me ekran. Teknologjia kryesore e prototipit është përdorimi i një motori ramjet (ramjet) me një dhomë të djegies nën -zërit dhe një pajisje të marrjes së ajrit në ekran.
Parametrat e llogaritur dhe eksperimentalë të prototipit demonstrues:
Sfondi i këtij R&D ishte një projekt i një automjeti ajror pa pilot supersonik me shumë mënyra (MSBLA) i zhvilluar nga SHA NPO Molniya, në të cilin u përcaktua pamja aerodinamike e një avioni përshpejtues premtues pa pilot ose të drejtuar. Teknologjia kryesore e MSBLA është përdorimi i një motori ramjet (ramjet) me një dhomë të djegies nën -zërit dhe një pajisje të marrjes së ajrit në ekran. Parametrat e projektimit të MSBLA: lundrimi me numrat Mach M = 1.8 … 4, lartësitë e fluturimit nga të ulëtat në H ≈ 20,000 m, pesha e lëshimit deri në 1000 kg.
Paraqitja e hyrjes së ajrit të studiuar në stendën SVS-2 të TsAGI tregoi efikasitet të ulët të mburojës së aplikuar të pykës ventrale, të bërë "në të njëjtën kohë" me trupin e avionit (Figura A) dhe një mburojë drejtkëndore me një hapësirë të barabartë me gjerësinë e trupin e avionit (Fig. B).
Të dy siguruan qëndrueshmërinë e përafërt të koeficientëve të rimëkëmbjes së presionit total ν dhe shkallës së rrjedhës f në këndin e sulmit, në vend që t'i rrisin ato.
Meqenëse ekrani frontal i tipit të përdorur në raketën Kh-90 nuk ishte i përshtatshëm për MSBLA, si një prototip i një avioni përshpejtues, u vendos, në bazë të studimeve eksperimentale të TsAGI në fillim të viteve 80, të zhvillohej një ventral ekran, duke ruajtur konfigurimin me një trup qendror me dy faza të marra nga rezultatet e provës.
Gjatë dy fazave të hulumtimit eksperimental në një stendë të veçantë SVS-2 TsAGI, Dhjetor 2008-Shkurt 2009 dhe Mars 2010, me një fazë të ndërmjetme të studimeve numerike të kërkimit, një pajisje për marrjen e ajrit të ekranit (EHU) me një konike me dy faza Trupi që kishte numra të ndryshëm të llogaritur u zhvillua. Mach në hapa, gjë që bëri të mundur marrjen e një shtytje të pranueshme në një gamë të gjerë të numrave Mach.
Efekti i ekranit konsiston në një rritje të shkallës së rrjedhës dhe koeficientëve të rimëkëmbjes me një rritje të këndit të sulmit në numrat Mach M> 2.5. Madhësia e gradientit pozitiv të të dy karakteristikave rritet me rritjen e numrit Mach.
EVZU u zhvillua dhe u aplikua për herë të parë në aeroplanin eksperimental hipersonik X-90 të zhvilluar nga NPO Raduga (raketë lundrimi, sipas klasifikimit të NATO-s AS-19 Koala)
Si rezultat, konfigurimi aerodinamik i prototipit u zhvillua sipas skemës "hibride" të thirrur nga autorët me integrimin e EHU në sistemin bartës.
Skema hibride ka veçori të skemës "rosë" (sipas numrit dhe vendndodhjes së sipërfaqeve mbajtëse) dhe skemës "pa bisht" (sipas llojit të kontrolleve gjatësore). Një trajektore tipike MSBLA përfshin një lëshim nga një lëshues me bazë tokësore, përshpejtim me një përforcues të lëndës së ngurtë në një shpejtësi nisjeje supersonike të ramit, fluturim sipas një programi të caktuar me një segment horizontal dhe frenim në një shpejtësi të ulët subonike me një ulje të butë me parashutë Me
Mund të shihet se paraqitja hibride, për shkak të një efekti më të madh të tokës dhe optimizimit të paraqitjes aerodinamike për një minimum zvarritjeje në α = 1.2 ° … 1.4 °, zbaton numra maksimalisht më të lartë të fluturimit Mach M ≈ 4.3 në një gjerësi diapazoni i lartësive H = 11 … 21 km. Skemat "rosë" dhe "pa bisht" arrijnë vlerën maksimale të numrit М = 3.72 … 3.74 në lartësinë Н = 11 km. Në këtë rast, skema hibride ka një fitim të vogël për shkak të zhvendosjes në rezistencën minimale dhe në numrat e ulët të Mach, duke pasur një gamë të numrave të fluturimit M = 1.6 … 4.25 në një lartësi H ≈ 11 km. Zona më e vogël e fluturimit të ekuilibrit realizohet në skemën "rosë".
Tabela tregon të dhënat e llogaritura të performancës së fluturimit për paraqitjet e zhvilluara për trajektoret tipike të fluturimit.
Gama e fluturimeve, të cilat kanë të njëjtin nivel për të gjitha versionet e MSBLA, kanë treguar mundësinë e krijimit me sukses të një avioni nxitues me një rezervë relativisht të rritur të karburantit të vajgurit me rreze fluturimi supersonik të rendit 1500-2000 km për t'u kthyer në aerodromi i shtëpisë. Në të njëjtën kohë, paraqitja hibride e zhvilluar, e cila është pasojë e integrimit të thellë të skemës aerodinamike dhe marrjes së ajrit në ekran të motorit ramjet, kishte një avantazh të qartë në drejtim të shpejtësive maksimale të fluturimit dhe gamës së lartësive në të cilat realizohen shpejtësitë maksimale. Vlerat absolute të numrit Mach dhe lartësisë së fluturimit, duke arritur në Mmax = 4.3 në Нmax Mmax = 20.500 m, sugjerojnë që sistemi hapësinor i ripërdorshëm me një avion përforcues hipersonik në lartësi të madhe është i realizueshëm në nivelin e teknologjive ekzistuese në Rusi. Faza hapësinore me përdorim të vetëm është 6-8 herë në krahasim me lëshimin nga toka.
Ky plan urbanistik aerodinamik ishte opsioni i fundit për të marrë në konsideratë një mjet ajror pa pilot me shumë mënyra të përdorimit me shpejtësi të larta fluturimi supersonik.
Koncepti dhe paraqitja e përgjithshme
Një kërkesë dalluese për një avion overclocking, në krahasim me prototipin e tij të vogël, është ngritja / ulja në një aeroplan nga fushat ajrore ekzistuese dhe nevoja për të fluturuar me numra Mach më pak se numri Mach për lëshimin e një motori ramjet M <1.8 … 2. Kjo përcakton llojin dhe përbërjen e termocentralit të kombinuar të avionit - një motor ramjet dhe motorë turbojet me një djegës pasues (TRDF).
Bazuar në këtë, pamja teknike dhe paraqitja e përgjithshme e avionëve përshpejtues për sistemin e hapësirës së transportit të klasës së lehtë u formua me një kapacitet mbajtës të projektimit prej rreth 1000 kg në një orbitë të ulët të tokës prej 200 km. Një vlerësim i parametrave të peshës së një faze orbitale të lëngshme me dy faza bazuar në një motor oksigjen-vajguri RD-0124 u krye me metodën e shpejtësisë karakteristike me humbje integrale, bazuar në kushtet e lëshimit nga përshpejtuesi.
Në fazën e parë, është instaluar motori RD-0124 (lëvizje e pavlefshme 30,000 kg, impuls specifik 359 s), por me një diametër të zvogëluar të kornizës dhe dhoma të ngushta, ose motor RD-0124M (ndryshon nga baza një nga një dhomë dhe një hundë e re me një diametër më të madh); në fazën e dytë, një motor me një dhomë nga RD-0124 (supozohet një goditje e zbrazët prej 7,500 kg). Bazuar në raportin e peshës së marrë të fazës orbitale me një peshë totale prej 18,508 kg, konfigurimi i tij u zhvillua, dhe në bazë të tij - paraqitja e një avioni përforcues hipersonik me një peshë ngritjeje prej 74,000 kg me një termocentral të kombinuar (KSU).
KSU përfshin:
Motorët TRDF dhe ramjet janë të vendosur në një paketë vertikale, e cila lejon që secili prej tyre të montohet dhe të servisohet veç e veç. E gjithë gjatësia e automjetit u përdor për të akomoduar një motor ramjet me një EVC të madhësisë maksimale dhe, në përputhje me rrethanat, shtytje. Pesha maksimale e ngritjes së automjetit është 74 ton. Pesha bosh është 31 ton.
Seksioni tregon një fazë orbitale-një mjet lëshimi të lëngshëm me dy faza që peshon 18, 5 ton, duke injektuar një mjet lëshimi 1000 kg në një orbitë të ulët tokësore prej 200 km. Gjithashtu të dukshme janë 3 TRDDF AL-31FM1.
Testimi eksperimental i një motori rajm të kësaj madhësie supozohet të kryhet drejtpërdrejt në testet e fluturimit, duke përdorur një motor turbojet për nxitim. Gjatë zhvillimit të një sistemi të unifikuar të marrjes së ajrit, u miratuan parimet themelore:
Zbatuar duke ndarë kanalet e ajrit për motorin turbojet dhe motorin ramjet pas pjesës supersonike të marrjes së ajrit dhe zhvillimin e një pajisjeje të thjeshtë transformatori që konverton pjesën supersonike të EHU në konfigurime të parregulluara "udhëtim vajtje -ardhje", ndërsa njëkohësisht ndërron furnizimi me ajër midis kanaleve. EVZU e automjetit në ngritje funksionon me një motor turbojet, kur shpejtësia vendoset në M = 2, 0, kalon në motorin ramjet.
Ndarja e ngarkesës dhe rezervuarët kryesorë të karburantit janë të vendosur prapa transformatorit EVCU në një paketë horizontale. Përdorimi i rezervuarëve të magazinimit është i nevojshëm për shkëputjen termike të strukturës së avionit "të nxehtë" dhe rezervuarët "të ftohtë" të izoluar nga nxehtësia me vajguri. Ndarja TRDF ndodhet prapa ndarjes së ngarkesës, e cila ka kanale rrjedhëse për ftohjen e hundëve të motorit, modelin e ndarjes dhe përplasjen e sipërme të grykës ramjet kur TRDF është duke punuar.
Parimi i funksionimit të transformatorit EVZU të aeroplanit përshpejtues përjashton, me një saktësi të një vlere të vogël, rezistencën e forcës në pjesën lëvizëse të pajisjes nga ana e rrjedhës hyrëse. Kjo ju lejon të minimizoni masën relative të sistemit të marrjes së ajrit duke zvogëluar peshën e vetë pajisjes dhe lëvizjes së saj në krahasim me marrjet tradicionale të rregullueshme të ajrit drejtkëndëshe. Motori ramit ka një hundë-kullues, i cili në një formë të mbyllur gjatë funksionimit të motorit turbojet siguron një rrjedhë të pandërprerë të rrjedhës rreth avionit. Kur hapni grykën e kullimit në kalimin në mënyrën e funksionimit të motorit ramjet, përplasja e sipërme mbyll pjesën e poshtme të ndarjes së motorit turbojet. Gryka e hapur ramjet është një ngatërruese supersonike dhe, me një shkallë të caktuar të nën -zgjerimit të avionit ramjet, e cila realizohet në numra të lartë Mach, siguron një rritje të shtytjes për shkak të projeksionit gjatësor të forcave të presionit në përplasjen e sipërme.
Krahasuar me prototipin, zona relative e tastierave të krahëve është rritur ndjeshëm për shkak të nevojës për ngritje / ulje të avionëve. Mekanizimi i krahut përfshin vetëm ngritje. Keelët janë të pajisur me timona që mund të përdoren si kapëse frenash kur uleni. Për të siguruar rrjedhje të pandërprerë me shpejtësi fluturimi nën -zërit, ekrani ka një hundë të devijueshme. Pajisja e uljes së avionit nxitues është me katër shtylla, me vendosje përgjatë anëve për të përjashtuar hyrjen e papastërtisë dhe objekteve të huaja në marrjen e ajrit. Një skemë e tillë u testua në produktin EPOS - një analog i sistemit të aeroplanëve orbitalë "Spiral", i cili lejon, në mënyrë të ngjashme me një shasi biçikletash, të "mbledhë" gjatë ngritjes.
Një model i thjeshtuar i ngurtë në mjedisin CAD u zhvillua për të përcaktuar peshat e fluturimit, pozicionin e qendrës së masës dhe vetë-momentet e inercisë së avionit përforcues.
Struktura, termocentrali dhe pajisjet e avionëve përforcues u ndanë në 28 elementë, secili prej të cilëve u vlerësua sipas një parametri statistikor (pesha specifike e lëkurës së zvogëluar, etj.) Dhe u modelua nga një element i fortë gjeometrikisht i ngjashëm. Për ndërtimin e trupave të avionit dhe sipërfaqeve mbajtëse, u përdorën statistika të peshuara për avionët MiG-25 / MiG-31. Masa e motorit AL-31F M1 merret "në fakt". Përqindje të ndryshme të mbushjes së vajgurit u modeluan nga "hedhjet" e cunguara të gjendjes së ngurtë të zgavrave të brendshme të rezervuarëve të karburantit.
Gjithashtu u zhvillua një model i thjeshtuar i gjendjes së ngurtë të fazës orbitale. Masat e elementeve strukturorë u morën në bazë të të dhënave në bllokun I (faza e tretë e mjetit lëshues Soyuz-2 dhe automjeti premtues i lëshimit Angara) me alokimi i përbërësve konstantë dhe të ndryshueshëm në varësi të karburantit në masë.
Disa veçori të rezultateve të marra të aerodinamikës së avionëve të zhvilluar:
Në aeroplanin përshpejtues, për të rritur gamën e fluturimit, mënyra e rrëshqitjes përdoret kur konfigurohet për një ramjet, por pa furnizuar me karburant në të. Në këtë mënyrë, përdoret një hundë kullimi, e cila zvogëlon zgjidhjen e saj kur motori ramjet fiket në zonën e rrjedhës që siguron rrjedhën në kanalin EHU, e tillë që shtytja e difuzorit nën -zërit të kanalit bëhet e barabartë me rezistencën e hundës:
Pdif EVCU = Xcc ramjet. E thënë thjesht, parimi i funksionimit të pajisjes së mbytjes përdoret në instalimet e provës ajër-ajër të tipit SVS-2 TsAGI. Hedhja e hundës podsobranny hap pjesën e poshtme të ndarjes TRDF, e cila fillon të krijojë rezistencën e vet të poshtme, por më pak se rezistenca e ramjetit të fikur me rrjedhën supersonike në kanalin e marrjes së ajrit. Në testet e EVCU në instalimin SVS-2 TsAGI, u tregua funksionimi i qëndrueshëm i marrjes së ajrit me numër Mach M = 1.3, prandaj, mund të argumentohet se mënyra e planifikimit me përdorimin e një hunde kullimi si një mbytje EVCU në diapazoni 1.3 ≤ M ≤ Mmax mund të pohohet.
Performanca e fluturimit dhe shtegu tipik i fluturimit
Detyra e avionit përforcues është që të nisë një fazë orbitale nga ana gjatë fluturimit, në një lartësi, shpejtësi fluturimi dhe kënd trajektore që plotësojnë kushtet e masës maksimale të ngarkesës në orbitën referuese. Në fazën paraprake të kërkimit mbi projektin Hammer, detyra është të arrihet lartësia maksimale dhe shpejtësia e fluturimit të këtij avioni kur përdorni manovrën "rrëshqitje" për të krijuar vlera të mëdha pozitive të këndit të trajektores në degën e tij ngjitëse. Në këtë rast, kushti është vendosur që të minimizojë kokën e shpejtësisë kur ndan skenën për një rënie përkatëse të masës së pambukut dhe të zvogëlojë ngarkesat në ndarjen e ngarkesës në pozicionin e hapur.
Të dhënat fillestare për funksionimin e motorëve ishin tërheqja e fluturimit dhe karakteristikat ekonomike të AL-31F, të korrigjuara sipas të dhënave të stolit të motorit AL-31F M1, si dhe karakteristikat e prototipit të motorit ramjet të rillogaritur në proporcion me dhoma e djegies dhe këndi i ekranit.
Ne fig tregon zonat e fluturimit të qëndrueshëm horizontal të një avioni përshpejtues hipersonik në mënyra të ndryshme të funksionimit të termocentralit të kombinuar.
Çdo zonë llogaritet për mesataren mbi pjesën përkatëse të përshpejtuesit të projektit "Hammer" për masat mesatare përgjatë pjesëve të trajektores së masës së fluturimit të automjetit. Mund të shihet se avioni përforcues arrin numrin maksimal të fluturimit Mach M = 4.21; kur fluturoni me motorë turbojet, numri Mach është i kufizuar në M = 2.23. Importantshtë e rëndësishme të theksohet se grafiku ilustron nevojën për të siguruar shtytjen e kërkuar ramjet për aeroplanin përshpejtues në një gamë të gjerë të numrave Mach, e cila u arrit dhe u përcaktua në mënyrë eksperimentale gjatë punës në pajisjen prototip të pajisjes së marrjes së ajrit. Fluturimi kryhet me një shpejtësi ngritjeje V = 360 m / s - vetitë mbajtëse të krahut dhe ekranit janë të mjaftueshme pa përdorimin e mekanizimit të ngritjes dhe uljes dhe pezullimit të ngritësve. Pas ngjitjes optimale në seksionin horizontal H = 10.700 m, avioni përforcues arrin tingullin supersonik nga numri i nënçonikës Mach M = 0.9, sistemi i kombinuar i shtytjes kalon në M = 2 dhe nxitimi paraprak në Vopt në M = 2.46. Në procesin e ngjitjes në një ramit, avioni përforcues bën një kthesë në fushën ajrore të vendit dhe arrin një lartësi H0pik = 20,000 m me një numër Mach M = 3.73.
Në këtë lartësi, një manovër dinamike fillon me arritjen e lartësisë maksimale të fluturimit dhe këndit të trajektores për nisjen e fazës orbitale. Një zhytje me pjerrësi të butë kryhet me nxitim në M = 3.9 e ndjekur nga një manovër "rrëshqitje". Motori ramjet përfundon punën e tij në një lartësi prej H ≈ 25000 m dhe ngjitja pasuese ndodh për shkak të energjisë kinetike të përforcuesit. Nisja e fazës orbitale bëhet në degën ngjitëse të trajektores në një lartësi prej Нpusk = 44,049 m me një numër Mach М = 2.05 dhe një kënd trajektore θ = 45 °. Aeroplani përforcues arrin lartësinë Hmax = 55,871 m në "kodër". Në degën zbritëse të trajektores, me arritjen e numrit Mach të M = 1.3, motori ramit → motori turbojet ndizet për të eleminuar rritjen e marrjes së ajrit ramjet Me
Në konfigurimin e motorit turbojet, avioni përforcues planifikon para se të hyjë në rrugën e rrëshqitjes, duke pasur një furnizim me karburant në bord Ggzt = 1000 kg.
Në modalitetin normal, i gjithë fluturimi nga momenti kur ramjeti është fikur deri në ulje ndodh pa përdorimin e motorëve me një diferencë për diapazonin e rrëshqitjes.
Ndryshimi në parametrat këndorë të lëvizjes së hapit është treguar në këtë figurë.
Kur injektohet në një orbitë rrethore H = 200 km në një lartësi H = 114 878 m me një shpejtësi V = 3 291 m / s, përshpejtuesi i nën-fazës së parë ndahet. Masa e nën-fazës së dytë me një ngarkesë në orbitë H = 200 km është 1504 kg, nga të cilat ngarkesa është mpg = 767 kg.
Skema e aplikimit dhe shtegut të fluturimit të avionit të përshpejtuesit hipersonik të projektit Hammer ka një analogji me projektin amerikan "universitar" RASCAL, i cili po krijohet me mbështetjen e departamentit qeveritar DARPA.
Një tipar i projekteve Molot dhe RASCAL është përdorimi i një manovre dinamike të llojit "rrëshqitje" me qasje pasive në lartësitë e larta të lëshimit të fazës orbitale Нpusk ≈ 50,000 m në kokat me shpejtësi të ulët të ulët; për Molot, q nisja = 24 kg / m2 Lartësia e lëshimit bën të mundur zvogëlimin e humbjeve gravitacionale dhe kohën e fluturimit të një faze orbitale të shtrenjtë të disponueshme, domethënë masën e saj totale. Kokat e vogla të lëshimit me shpejtësi të lartë bëjnë të mundur minimizimin e masës së ngarkesës me ngarkesë ose madje refuzimin e saj në disa raste, gjë që është thelbësore për sistemet e klasës ultra të lehta (mпгН200 <1000 kg).
Avantazhi kryesor i avionëve përforcues të projektit Hammer mbi RASCAL është mungesa e furnizimeve me oksigjen të lëngshëm në bord, i cili thjeshton dhe zvogëlon koston e funksionimit të tij dhe përjashton teknologjinë e pashfrytëzuar të tankeve kriogjenike të ripërdorshme të aviacionit. Raporti i shtytjes ndaj peshës në mënyrën e funksionimit të motorit ramjet lejon që përforcuesi Molot të arrijë në degën ngjitëse të "rrëshqitjes" së "punëtorëve" për fazën orbitale të këndeve të trajektores θ të lëshojë ≈ 45 °, ndërsa RASCAL përshpejtuesi siguron fazën e tij orbitale me këndin e trajektores fillestare vetëm θ nisje ≈ 20 ° me humbje të mëvonshme për shkak të manovrës së qarkullimit të hapit.
Për sa i përket kapacitetit mbajtës specifik, sistemi hapësinor me përshpejtuesin hipersonik Molot pa pilot është superior ndaj sistemit RASCAL: (mпгН500 / mvzl) çekiç = 0.93%, (mпнН486 / mvzl) rascal = 0.25%
Kështu, teknologjia e një motori ramit me një dhomë djegie nën -zë ("çelësi" i projektit Hammer), i zhvilluar dhe i zotëruar nga industria e hapësirës ajrore vendase, tejkalon teknologjinë premtuese amerikane MIPCC për injektimin e oksigjenit në traktin e marrjes së ajrit TRDF në hipersonike avion përforcues.
Një aeroplan përshpejtues hipersonik pa pilot që peshon 74,000 kg kryen ngritje nga një fushë ajrore, nxitim, ngjitje përgjatë një trajektoreje të optimizuar me një kthesë të ndërmjetme në pikën e ngritjes në një lartësi H = 20,000 m dhe M = 3.73, një manovër dinamike "rrëshqitje" me një nxitimi i ndërmjetëm në një tendë që zhytet deri në M = 3.9. Në degën ngjitëse të trajektores në H = 44,047 m, M = 2, është ndarë një fazë orbitale me dy faza me masë 18,508 kg, e projektuar në bazë të motorit RD-0124.
Pas kalimit të "rrëshqitjes" Hmax = 55 871 m në mënyrën e rrëshqitjes, përforcuesi fluturon në aeroport, me një furnizim të garantuar të karburantit prej 1000 kg dhe një peshë uljeje prej 36 579 kg. Faza orbitale injekton një ngarkesë me masë mpg = 767 kg në një orbitë rrethore H = 200 km, në H = 500 km mpg = 686 kg.
Referenca.
1. Baza e testimit laboratorik të OJF -së "Molniya" përfshin komplekset e mëposhtme laboratorike:
2. A ky është një projekt avionësh civil me shpejtësi të lartë HEXAFLY-INT
Ky është një nga projektet më të mëdhenj të bashkëpunimit ndërkombëtar. Ai përfshin organizatat kryesore evropiane (ESA, ONERA, DLR, CIRA, etj), ruse (TsAGI, CIAM, LII, MIPT) dhe australiane (Universiteti i Sidneit, etj.).
3. Rostec nuk lejoi falimentimin e kompanisë që zhvilloi anijen hapësinore "Buran"
Shënim: Modeli 3-D në fillim të artikullit nuk ka të bëjë me kërkimin dhe zhvillimin "Hammer".
