Şu anda, OAO NPO Molniya, "Hammer" araştırma ve geliştirme çalışması konusunda çok modlu hipersonik insansız bir hava aracı geliştiriyor. Bu İHA, kombine ekranlı turbo-ramjet enerji santraline sahip hipersonik insansız hızlandırıcı uçak için teknolojilerin prototip bir göstericisi olarak kabul edilir. Prototipin temel teknolojisi, ses altı yanma odası ve ekranlı hava giriş cihazı olan bir ramjet motorunun (ramjet) kullanılmasıdır.
Gösterici prototipinin hesaplanmış ve deneysel parametreleri:
Bu Ar-Ge'nin arka planı, gelecek vaat eden bir insansız veya insanlı hızlandırıcı uçağın aerodinamik görünümünün belirlendiği, JSC NPO Molniya tarafından geliştirilen çok modlu süpersonik insansız hava aracı (MSBLA) projesiydi. MSBLA'nın temel teknolojisi, ses altı yanma odası ve ekranlı hava giriş cihazı olan bir ramjet motorunun (ramjet) kullanılmasıdır. MSBLA'nın tasarım parametreleri: seyir Mach sayıları M = 1.8 … 4, alçaktan H ≈ 20.000 m'ye kadar uçuş irtifaları, 1000 kg'a kadar fırlatma ağırlığı.
TsAGI'nin SVS-2 standında incelenen hava girişi düzeni, gövde (Şekil A) ile "aynı zamanda" yapılan uygulanan ventral kama kalkanının ve genişliğine eşit bir açıklığa sahip dikdörtgen bir kalkanın düşük verimliliğini gösterdi. gövde (Şekil B).
Her ikisi de hücum açısındaki toplam basınç ν ve akış hızı f geri kazanım katsayılarını artırmak yerine yaklaşık sabitliğini sağlamıştır.
Kh-90 roketinde kullanılan tipteki ön ekran, bir hızlandırıcı uçağın prototipi olarak MSBLA için uygun olmadığından, 80'lerin başında TsAGI'nin deneysel çalışmalarına dayanarak, bir ventral geliştirmeye karar verildi. ekran, test sonuçları ile elde edilen iki aşamalı bir merkezi gövde ile konfigürasyonu korur.
Özel bir SVS-2 TsAGI standı üzerinde iki aşamalı deneysel araştırma sırasında, Aralık 2008 - Şubat 2009 ve Mart 2010, sayısal arama çalışmalarının bir ara aşaması ile, iki aşamalı konik bir ekran hava giriş cihazı (EHU) farklı hesaplanmış sayılara sahip gövde geliştirildi. Adımlarda Mach, bu da çok çeşitli Mach sayılarında kabul edilebilir itme elde etmeyi mümkün kıldı.
Ekranın etkisi, Mach sayıları M> 2.5'te hücum açısındaki artışla birlikte akış hızında ve geri kazanım katsayılarında bir artıştan oluşur. Her iki özelliğin pozitif gradyanının büyüklüğü, artan Mach sayısı ile artar.
EVZU ilk olarak NPO Raduga (NATO sınıflandırması AS-19 Koala'ya göre seyir füzesi) tarafından geliştirilen X-90 hipersonik deneysel uçakta geliştirildi ve uygulandı.
Sonuç olarak, prototipin aerodinamik konfigürasyonu, EHU'nun taşıyıcı sisteme entegrasyonu ile yazarlar tarafından adlandırılan "hibrit" şemaya göre geliştirildi.
Hibrit şema, hem "ördek" şemasının (taşıma yüzeylerinin sayısı ve konumuna göre) hem de "kuyruksuz" bir şemanın (uzunlamasına kontrollerin türüne göre) özelliklerine sahiptir. Tipik bir MSBLA yörüngesi, yer tabanlı bir fırlatıcıdan fırlatma, katı yakıtlı bir güçlendirici ile süpersonik bir ramjet fırlatma hızına hızlanma, yatay bir segment ile belirli bir programa göre uçuş ve yumuşak bir paraşüt inişi ile düşük ses altı bir hıza frenleme içerir..
Daha büyük bir zemin etkisi ve α = 1.2 ° … 1.4 ° 'de minimum sürüklenme için aerodinamik düzenin optimizasyonu nedeniyle hibrit düzenin, geniş bir alanda önemli ölçüde daha yüksek maksimum uçuş Mach sayıları M ≈ 4.3 uyguladığı görülebilir. yükseklik aralığı H = 11 … 21 km. "Ördek" ve "kuyruksuz" şemalar, Н = 11 km yükseklikte М = 3.72 … 3.74 sayısının maksimum değerine ulaşır. Bu durumda, hibrit şema, minimum dirençteki kayma ve düşük Mach sayılarında, H ≈ 11 km yükseklikte M = 1.6 … 4.25 uçuş numarası aralığına sahip olması nedeniyle küçük bir kazanca sahiptir. Denge uçuşunun en küçük alanı "ördek" şemasında gerçekleştirilir.
Tablo, tipik uçuş yörüngeleri için geliştirilmiş düzenler için hesaplanan uçuş performans verilerini gösterir.
MSBLA'nın tüm versiyonları için aynı seviyeye sahip olan uçuş menzilleri, dönüş için 1500-2000 km mertebesinde süpersonik uçuş menzilleri ile biraz artan nispi gazyağı yakıt rezervine sahip bir hızlandırıcı uçağı başarıyla yaratma olasılığını göstermiştir. ev hava alanı. Aynı zamanda, aerodinamik şemanın ve ramjet motorunun ekran hava girişinin derin entegrasyonunun bir sonucu olan gelişmiş hibrit düzen, maksimum uçuş hızları ve irtifa aralığı açısından açık bir avantaja sahipti. maksimum hızlar elde edilir. Нmax Mmax = 20.500 m'de Мmax = 4.3'e ulaşan Mach sayısının ve uçuş yüksekliğinin mutlak değerleri, hipersonik yüksek irtifa yükseltici uçağa sahip yeniden kullanılabilir havacılık sisteminin Rusya'daki mevcut teknolojiler düzeyinde mümkün olduğunu göstermektedir. tek kullanımlık uzay aşaması, yerden fırlatmaya kıyasla 6-8 kat daha fazladır.
Bu aerodinamik düzen, yüksek süpersonik uçuş hızlarına sahip yeniden kullanılabilir çok modlu insansız hava aracını düşünmek için son seçenekti.
Konsept ve genel düzen
Hız aşırtma yapan bir uçak için, küçük boyutlu prototipine kıyasla ayırt edici bir gereklilik, mevcut hava alanlarından bir uçağa kalkış / iniş ve bir ramjet motoru M <1.8 fırlatma Mach sayısından daha az Mach sayılarında uçma ihtiyacıdır. … 2. Bu, uçağın birleşik elektrik santralinin tipini ve bileşimini belirler - bir ramjet motoru ve bir art yakıcılı (TRDF) turbojet motorları.
Buna dayanarak, hafif sınıf taşıma uzay sistemi için hızlandırıcı uçağın teknik görünümü ve genel düzeni, yaklaşık 1000 kg'lık bir tasarım taşıma kapasitesi ile 200 km'lik bir alçak dünya yörüngesine oluşturuldu. Bir oksijen-kerosen motoru RD-0124'e dayanan sıvı iki aşamalı bir yörünge aşamasının ağırlık parametrelerinin bir değerlendirmesi, hızlandırıcıdan fırlatma koşullarına bağlı olarak, integral kayıplarla karakteristik hız yöntemiyle gerçekleştirildi.
İlk aşamada, RD-0124 motoru (30.000 kg boş itme, spesifik itme 359 s) kurulur, ancak çerçeve çapı ve kapalı odacıkları veya RD-0124M motoru (tabandan tek tek farklıdır ve daha büyük çaplı yeni bir meme); ikinci aşamada, RD-0124'ten bir odacıklı bir motor (7.500 kg'lık bir boşluk itme kuvveti varsayılır). Toplam ağırlığı 18.508 kg olan yörünge aşamasının alınan ağırlık raporuna dayanarak, konfigürasyonu geliştirildi ve temelinde - birleşik bir elektrik santrali ile 74.000 kg kalkış ağırlığına sahip hipersonik bir güçlendirici uçağın düzeni (KSU).
KSU şunları içerir:
TRDF ve ramjet motorları, her birinin ayrı ayrı monte edilmesini ve bakımının yapılmasını sağlayan dikey bir pakette bulunur. Aracın tüm uzunluğu, maksimum boyutta bir EVC'ye ve buna bağlı olarak itmeye sahip bir ramjet motorunu yerleştirmek için kullanıldı. Aracın maksimum kalkış ağırlığı 74 ton, boş ağırlığı ise 31 ton.
Bölüm bir yörünge aşamasını göstermektedir - 18, 5 ton ağırlığında iki aşamalı bir sıvı fırlatma aracı, 1000 kg'lık bir fırlatma aracını 200 km'lik bir alçak dünya yörüngesine enjekte ediyor. Ayrıca 3 TRDDF AL-31FM1 de görülebilir.
Bu boyuttaki bir ramjet motorunun deneysel testinin, hızlanma için bir turbojet motoru kullanılarak doğrudan uçuş testlerinde yapılması gerekiyordu. Birleşik bir hava giriş sistemi geliştirirken temel ilkeler benimsendi:
Hava girişinin süpersonik kısmının arkasındaki turbojet motoru ve ramjet motoru için hava kanallarını ayırarak ve EHU'nun süpersonik kısmını düzensiz konfigürasyonlara "gidiş dönüş" dönüştüren basit bir transformatör cihazının geliştirilmesiyle uygulandı. Kanallar arasında hava beslemesi. Kalkışta aracın EVZU'su turbojet motorda çalışmakta, hız M = 2, 0 olarak ayarlandığında ramjet motora geçmektedir.
Yük bölmesi ve ana yakıt depoları, yatay bir pakette transformatör EVCU'nun arkasında bulunur. "Sıcak" gövde yapısının ve gazyağı ile "soğuk" ısı yalıtımlı tankların termal olarak ayrılması için depolama tanklarının kullanılması gereklidir. TRDF bölmesi, motor memelerini soğutmak için akış kanallarına, bölmenin tasarımına ve TRDF çalışırken ramjet memesinin üst kanadına sahip olan yük bölmesinin arkasında bulunur.
Hızlandırıcı uçağın EVZU transformatörünün çalışma prensibi, küçük bir değer doğruluğu ile, gelen akışın yanından cihazın hareketli kısmındaki kuvvet direncini hariç tutar. Bu, geleneksel ayarlanabilir dikdörtgen hava girişlerine kıyasla cihazın kendisinin ve tahrikinin ağırlığını azaltarak hava giriş sisteminin göreli kütlesini en aza indirmenize olanak tanır. Ramjet motorunda, turbojet motorun çalışması sırasında kapalı bir biçimde gövde çevresinde kesintisiz bir akış akışı sağlayan bir ayırma meme-süzgeci vardır. Ramjet motor çalışma moduna geçişte tahliye nozulu açılırken, üst kanat turbojet motor bölmesinin alt kısmını kapatır. Açık ramjet nozulu süpersonik bir kafa karıştırıcıdır ve yüksek Mach sayılarında gerçekleştirilen ramjet jetin belirli bir dereceye kadar az genişlemesiyle, üst kanat üzerindeki basınç kuvvetlerinin uzunlamasına izdüşümünden dolayı itmede bir artış sağlar.
Prototip ile karşılaştırıldığında, uçak kalkış / iniş ihtiyacı nedeniyle kanat konsollarının göreceli alanı önemli ölçüde artırılmıştır. Kanat mekanizasyonu sadece yükseklikleri içerir. Omurgalar, iniş sırasında fren klapesi olarak kullanılabilecek dümenlerle donatılmıştır. Ses altı uçuş hızlarında kesintisiz akış sağlamak için ekranın eğik bir burnu vardır. Hızlandırıcı uçağın iniş takımı, hava girişine kir ve yabancı cisimlerin girmesini önlemek için yanlara yerleştirilmiş dört sütunludur. Böyle bir şema EPOS ürününde test edildi - bir bisiklet şasisine benzer şekilde kalkışta "çömelmeye" izin veren yörünge uçak sistemi "Spiral" in bir analogu.
Yükseltici uçağın uçuş ağırlıklarını, kütle merkezinin konumunu ve kendi atalet momentlerini belirlemek için CAD ortamında basitleştirilmiş bir katı model geliştirilmiştir.
Takviye uçağının yapısı, elektrik santrali ve donanımı, her biri istatistiksel bir parametreye göre (küçültülmüş kabuğun özgül ağırlığı, vb.) değerlendirilen ve geometrik olarak benzer bir katı eleman ile modellenen 28 elemana bölünmüştür. Gövde ve yatak yüzeylerinin yapımında MiG-25 / MiG-31 uçakları için ağırlıklı istatistikler kullanıldı. AL-31F M1 motorunun kütlesi "gerçekten sonra" alınır. Farklı gazyağı doldurma yüzdeleri, yakıt tanklarının iç boşluklarının kesik katı hal "dökümleri" ile modellenmiştir.
Yörünge aşamasının basitleştirilmiş bir katı hal modeli de geliştirildi. Yapısal elemanların kütleleri, I bloğu (Soyuz-2 fırlatma aracının üçüncü aşaması ve gelecek vaat eden Angara fırlatma aracı) hakkındaki veriler temelinde alındı. kütle yakıtına bağlı olarak sabit ve değişken bileşenlerin tahsisi.
Geliştirilen uçağın aerodinamiğinin elde edilen sonuçlarının bazı özellikleri:
Hızlandırıcı uçakta, uçuş menzilini artırmak için, bir ramjet için yapılandırırken, ancak ona yakıt sağlamadan kayma modu kullanılır. Bu modda, ramjet motoru kapatıldığında çözümünü EHU kanalında akışı sağlayan akış alanına indiren bir tahliye nozulu kullanılır, böylece kanalın ses altı difüzörünün itişi olur. memenin direncine eşit:
Pdif EVCU = Xcc ramjet. Basitçe söylemek gerekirse, kısma cihazının çalışma prensibi SVS-2 TsAGI tipi havadan havaya test kurulumlarında kullanılır. Podsobranny nozul tahliyesi, kendi alt direncini oluşturmaya başlayan, ancak hava giriş kanalında süpersonik akışla kapatılmış ramjetin direncinden daha az olan TRDF bölmesinin alt bölümünü açar. EVCU'nun SVS-2 TsAGI kurulumundaki testlerinde, hava girişinin Mach sayısı M = 1.3 ile kararlı çalışması gösterildi, bu nedenle, bir tahliye nozulu kullanılarak planlama modunun bir EVCU şoku olarak kullanıldığı iddia edilebilir. 1.3 ≤ M ≤ Mmax aralığı belirtilebilir.
Uçuş performansı ve tipik uçuş yolu
Güçlendirici uçağın görevi, referans yörüngedeki maksimum faydalı yük kütlesi koşulunu karşılayan bir irtifa, uçuş hızı ve yörünge açısında uçuş sırasında yandan bir yörünge aşaması başlatmaktır. Hammer projesiyle ilgili araştırmanın ön aşamasında, görev, yükselen dalında yörünge açısının büyük pozitif değerlerini oluşturmak için “kayma” manevrasını kullanırken bu uçağın maksimum irtifasını ve uçuş hızını elde etmektir. Bu durumda koşul, kaplama kütlesinde karşılık gelen bir azalma için sahneyi ayırırken hız kafasını en aza indirecek ve açık konumda yük bölmesi üzerindeki yükleri azaltacak şekilde ayarlanır.
Motorların çalışmasına ilişkin ilk veriler, AL-31F M1 motorunun tezgah verilerine göre düzeltilen AL-31F'nin uçuş çekişi ve ekonomik özellikleri ile orantılı olarak yeniden hesaplanan prototip ramjet motorunun özellikleriydi. yanma odası ve ekran açısı.
İncirde. kombine enerji santralinin çeşitli çalışma modlarında hipersonik hızlandırıcı bir uçağın yatay sabit uçuş alanlarını gösterir.
Her bölge, aracın uçuş kütle yörüngesinin bölümleri boyunca ortalama kütleler için "Çekiç" projesinin hızlandırıcısının ilgili bölümü üzerinden ortalama olarak hesaplanır. Takviye uçağın maksimum uçuş Mach sayısı M = 4.21'e ulaştığı görülebilir; turbojet motorlarda uçarken Mach sayısı M = 2.23 ile sınırlıdır. Grafiğin, prototip ekranlı hava giriş cihazı üzerindeki çalışma sırasında deneysel olarak elde edilen ve belirlenen çok çeşitli Mach sayılarında hızlandırıcı uçak için gerekli ramjet itişini sağlama ihtiyacını gösterdiğine dikkat etmek önemlidir. Kalkış, V = 360 m / s'lik bir kalkış hızında gerçekleştirilir - kanat ve ekranın taşıma özellikleri, kalkış ve iniş mekanizasyonu ve yüksekliklerin havada asılı kalması olmadan yeterlidir. H = 10.700 m yatay bölümündeki optimum tırmanıştan sonra, güçlendirici uçak M = 0.9 ses altı Mach sayısından süpersonik sese ulaşır, birleşik tahrik sistemi M = 2'de ve ön ivmelenme M = 2.46'da Vopt'a geçer. Bir ramjet üzerinde tırmanma sürecinde, güçlendirici uçak ana havaalanına döner ve Mach sayısı M = 3.73 ile H0pik = 20.000 m yüksekliğe ulaşır.
Bu yükseklikte, yörünge aşamasını başlatmak için maksimum uçuş yüksekliğine ve yörünge açısına ulaşıldığında dinamik bir manevra başlar. M = 3.9'a hızlanma ve ardından bir "kayma" manevrası ile hafif eğimli bir dalış gerçekleştirilir. Ramjet motoru, H ≈ 25000 m irtifada işini bitirir ve sonraki tırmanış, booster'ın kinetik enerjisi nedeniyle gerçekleşir. Yörünge aşamasının başlatılması, yörüngenin artan dalında, Нpusk = 44.049 m yükseklikte, Mach sayısı М = 2.05 ve yörünge açısı θ = 45 ° ile gerçekleşir. Yükseltici uçak "tepede" Hmax = 55.871 m yüksekliğe ulaşır. Yörüngenin alçalan kolunda, M = 1.3 Mach sayısına ulaşıldığında, ramjet motoru → turbojet motoru, ramjet hava girişinin dalgalanmasını ortadan kaldırmak için değiştirilir..
Turbojet motorunun konfigürasyonunda, güçlendirici uçak, Ggzt = 1000 kg'lık bir yakıt beslemesine sahip olarak, süzülme yoluna girmeden önce planlar.
Normal modda, ramjet'in kapatıldığı andan inişe kadar tüm uçuş, süzülme aralığı için marjlı motorlar kullanılmadan gerçekleşir.
Adım hareketinin açısal parametrelerindeki değişim bu şekilde gösterilmektedir.
H = 114 878 m irtifada H = 200 km dairesel yörüngeye V = 3 291 m/s hızla enjekte edildiğinde birinci alt aşamanın hızlandırıcısı ayrılır. H = 200 km yörüngede bir yüke sahip ikinci alt aşamanın kütlesi 1504 kg'dır, bunun yükü mpg = 767 kg'dır.
Hammer projesi hipersonik hızlandırıcı uçağının uygulama şeması ve uçuş yolu, devlet dairesi DARPA'nın desteğiyle oluşturulan Amerikan "üniversite" projesi RASCAL ile benzerlik göstermektedir.
Molot ve RASCAL projelerinin bir özelliği, düşük yüksek hızlı kafalarda Нpusk ≈ 50.000 m yörünge aşamasının yüksek fırlatma irtifalarına pasif erişime sahip "kayma" tipinde dinamik bir manevranın kullanılmasıdır; Molot için, q fırlatma = 24 kg/m2. Fırlatma yüksekliği, yerçekimi kayıplarını ve pahalı bir atılabilir yörünge aşamasının uçuş süresini, yani toplam kütlesini azaltmayı mümkün kılar. Küçük yüksek hızlı fırlatma başlıkları, ultra hafif sınıf sistemler için gerekli olan (mпгН200 <1000 kg) faydalı yük kaporta kütlesini en aza indirmeyi ve hatta bazı durumlarda reddetmeyi mümkün kılar.
Hammer projesi güçlendirici uçağın RASCAL'a göre başlıca avantajı, operasyon maliyetini azaltan ve basitleştiren ve havacılıkta yeniden kullanılabilir kriyojenik tankların kullanılmayan teknolojisini hariç tutan yerleşik sıvı oksijen kaynaklarının olmamasıdır. Ramjet motor çalışma modundaki itme-ağırlık oranı, Molot güçlendiricinin yörünge açılarının yörünge aşaması için "işçilerin" "slaytının" artan koluna ulaşmasını sağlar θ fırlatma ≈ 45 °, RASCAL ise hızlandırıcı, yörünge aşamasını yalnızca başlangıç yörünge açısıyla sağlar θ fırlatma ≈ 20 °, adım devir manevrası nedeniyle müteakip kayıplarla.
Spesifik taşıma kapasitesi açısından, Molot hipersonik insansız hızlandırıcıya sahip havacılık sistemi, RASCAL sisteminden daha üstündür: (mпгН500 / mvzl) çekiç = %0,93, (mпнН486 / mvzl) rascal = %0,25
Bu nedenle, yerli havacılık endüstrisi tarafından geliştirilen ve hakim olan bir ses altı yanma odasına (Hammer projesinin "anahtar") sahip bir ramjet motorunun teknolojisi, hipersonik olarak TRDF hava giriş yoluna oksijen enjekte etmek için umut verici Amerikan teknolojisi MIPCC'yi geride bırakıyor. güçlendirici uçak.
74.000 kg ağırlığındaki bir hipersonik insansız hızlandırıcı uçak, bir havaalanından kalkış, hızlanma, optimize edilmiş bir yörünge boyunca tırmanma, kalkış noktasına ara bir dönüşle H = 20.000 m ve M = 3.73, dinamik bir "kayma" manevrası ile tırmanıyor. M = 3.9'a kadar bir kanopi dalışında ara hızlanma. H = 44.047 m, M = 2'deki yörüngenin yükselen dalında, RD-0124 motoru temelinde tasarlanmış 18,508 kg kütleli iki aşamalı bir yörünge aşaması ayrılır.
Kayma modunda "kayma" Hmax = 55 871 m'yi geçtikten sonra, güçlendirici 1000 kg garantili yakıt beslemesi ve 36 579 kg iniş ağırlığı ile havaalanına uçar. Yörünge aşaması, H = 500 km mpg = 686 kg'da H = 200 km'lik dairesel bir yörüngeye kütle mpg = 767 kg olan bir yük enjekte eder.
Referans.
1. NPO "Molniya"nın laboratuvar test tabanı aşağıdaki laboratuvar komplekslerini içerir:
2. A bu bir HEXAFLY-INT yüksek hızlı sivil uçak projesidir
En büyük uluslararası işbirliği projelerinden biridir. Önde gelen Avrupa (ESA, ONERA, DLR, CIRA, vb.), Rus (TsAGI, CIAM, LII, MIPT) ve Avustralya (Sydney Üniversitesi vb.) kuruluşlarını içerir.
3. Rostec, uzay mekiği "Buran"ı geliştiren şirketin iflasına izin vermedi
Not: Makalenin başındaki 3 boyutlu modelin "Çekiç" araştırma ve geliştirme ile ilgisi yoktur.
