Saat ini, OAO NPO Molniya sedang mengembangkan kendaraan udara tak berawak hipersonik multi-mode dengan subjek penelitian dan pengembangan "Hammer". UAV ini dianggap sebagai prototipe demonstrator teknologi untuk pesawat akselerator tak berawak hipersonik dengan pembangkit listrik turbo-ramjet layar gabungan. Teknologi kunci dari prototipe ini adalah penggunaan mesin ramjet (ramjet) dengan ruang bakar subsonik dan perangkat pemasukan udara layar.
Parameter yang dihitung dan eksperimental dari prototipe demonstran:
Latar belakang R&D ini adalah proyek multi-mode supersonic unmanned aerial vehicle (MSBLA) yang dikembangkan oleh JSC NPO Molniya, di mana penampilan aerodinamis dari pesawat akselerator tak berawak atau berawak yang menjanjikan ditentukan. Teknologi utama MSBLA adalah penggunaan mesin ramjet (ramjet) dengan ruang bakar subsonik dan perangkat pemasukan udara layar. Parameter desain MSBLA: jelajah angka Mach M = 1,8 … 4, ketinggian penerbangan dari rendah hingga H 20.000 m, bobot peluncuran hingga 1000 kg.
Tata letak saluran masuk udara yang dipelajari pada dudukan SVS-2 TsAGI menunjukkan efisiensi rendah dari pelindung baji ventral yang diterapkan, dibuat "pada saat yang sama" dengan badan pesawat (Gbr. A) dan pelindung persegi panjang dengan bentang yang sama dengan lebar badan pesawat (Gbr. B).
Keduanya memastikan perkiraan keteguhan koefisien pemulihan tekanan total dan laju aliran f di sudut serang, alih-alih meningkatkannya.
Karena layar depan dari jenis yang digunakan pada roket Kh-90 tidak cocok untuk MSBLA, sebagai prototipe pesawat akselerator, diputuskan, berdasarkan studi eksperimental TsAGI di awal 80-an, untuk mengembangkan ventral. layar, mempertahankan konfigurasi dengan bodi tengah dua tahap yang diperoleh dari hasil pengujian.
Selama dua tahap penelitian eksperimental pada stand khusus SVS-2 TsAGI, Desember 2008 - Februari 2009 dan Maret 2010, dengan tahap menengah studi pencarian numerik, perangkat asupan udara layar (EHU) dengan kerucut dua tahap tubuh memiliki nomor yang dihitung berbeda dikembangkan Mach dalam langkah-langkah, yang memungkinkan untuk mendapatkan daya dorong yang dapat diterima dalam berbagai nomor Mach.
Efek layar terdiri dari peningkatan laju aliran dan koefisien pemulihan dengan peningkatan sudut serang pada angka Mach M> 2,5. Besarnya gradien positif dari kedua karakteristik meningkat dengan meningkatnya bilangan Mach.
EVZU pertama kali dikembangkan dan diterapkan pada pesawat eksperimental hipersonik X-90 yang dikembangkan oleh NPO Raduga (rudal jelajah, menurut klasifikasi NATO AS-19 Koala)
Akibatnya, konfigurasi aerodinamis prototipe dikembangkan sesuai dengan skema "hibrida" yang disebut oleh penulis dengan integrasi EHU ke dalam sistem pembawa.
Skema hibrida memiliki fitur skema "bebek" (berdasarkan jumlah dan lokasi permukaan bantalan) dan skema "tanpa ekor" (berdasarkan jenis kontrol longitudinal). Lintasan MSBLA yang khas mencakup peluncuran dari peluncur berbasis darat, akselerasi dengan pendorong propelan padat ke kecepatan peluncuran ramjet supersonik, penerbangan sesuai dengan program tertentu dengan segmen horizontal dan pengereman ke kecepatan subsonik rendah dengan pendaratan parasut lembut.
Dapat dilihat bahwa tata letak hibrida, karena efek tanah yang lebih besar dan optimalisasi tata letak aerodinamis untuk hambatan minimum pada = 1,2 ° … 1,4 °, menerapkan nomor Mach penerbangan maksimum yang jauh lebih tinggi M 4,3 dalam lebar kisaran ketinggian H = 11 … 21 km. Skema "bebek" dan "tidak berekor" mencapai nilai maksimum angka = 3,72 … 3,74 pada ketinggian = 11 km. Dalam hal ini, skema hibrida memiliki keuntungan kecil karena pergeseran resistansi minimum dan pada angka Mach yang rendah, memiliki jangkauan nomor penerbangan M = 1,6 … 4,25 pada ketinggian H 11 km. Area penerbangan ekuilibrium terkecil diwujudkan dalam skema "bebek".
Tabel menunjukkan data kinerja penerbangan yang dihitung untuk tata letak yang dikembangkan untuk lintasan penerbangan tipikal.
Rentang penerbangan, yang memiliki tingkat yang sama untuk semua versi MSBLA, telah menunjukkan kemungkinan berhasil membuat pesawat akselerator dengan cadangan relatif bahan bakar minyak tanah yang sedikit meningkat dengan rentang penerbangan supersonik dari urutan 1500-2000 km untuk kembali ke lapangan terbang rumah. Pada saat yang sama, tata letak hibrida yang dikembangkan, yang merupakan konsekuensi dari integrasi mendalam skema aerodinamis dan asupan udara layar dari mesin ramjet, memiliki keunggulan yang jelas dalam hal kecepatan penerbangan maksimum dan kisaran ketinggian di mana kecepatan maksimum terwujud. Nilai absolut dari jumlah Mach dan ketinggian penerbangan, mencapai max = 4,3 pada max Mmax = 20.500 m, menunjukkan bahwa sistem kedirgantaraan yang dapat digunakan kembali dengan pesawat pendorong ketinggian tinggi hipersonik layak pada tingkat teknologi yang ada di Rusia. tahap ruang sekali pakai adalah 6-8 kali dibandingkan dengan peluncuran dari darat.
Tata letak aerodinamis ini adalah pilihan terakhir untuk mempertimbangkan kendaraan udara tak berawak multi-mode yang dapat digunakan kembali dengan kecepatan penerbangan supersonik tinggi.
Konsep dan tata letak umum
Persyaratan khusus untuk pesawat overclocking, dibandingkan dengan prototipe berukuran kecil, adalah lepas landas / mendarat di pesawat dari lapangan terbang yang ada dan kebutuhan untuk terbang dengan jumlah Mach kurang dari jumlah Mach untuk meluncurkan mesin ramjet M <1,8 … 2. Ini menentukan jenis dan komposisi pembangkit listrik gabungan pesawat - mesin ramjet dan mesin turbojet dengan afterburner (TRDF).
Atas dasar itu, dibentuklah tampilan teknis dan tata letak umum pesawat akselerator untuk sistem ruang angkut kelas ringan dengan desain daya dukung sekitar 1000 kg ke orbit rendah bumi sejauh 200 km. Penilaian parameter berat tahap orbital dua tahap cair berdasarkan mesin oksigen-minyak tanah RD-0124 dilakukan dengan metode kecepatan karakteristik dengan kerugian integral, berdasarkan kondisi peluncuran dari akselerator.
Pada tahap pertama, mesin RD-0124 (daya dorong kosong 30.000 kg, impuls spesifik 359 detik) dipasang, tetapi dengan diameter rangka yang lebih kecil dan ruang tertutup, atau mesin RD-0124M (berbeda dari pangkalan satu per satu ruang dan nosel baru dengan diameter lebih besar); pada tahap kedua, mesin dengan satu ruang dari RD-0124 (diasumsikan daya dorong kosong 7.500 kg). Berdasarkan laporan berat yang diterima dari tahap orbital dengan berat total 18.508 kg, konfigurasinya dikembangkan, dan atas dasar itu - tata letak pesawat pendorong hipersonik dengan berat lepas landas 74.000 kg dengan pembangkit listrik gabungan (KSU).
KSU meliputi:
Mesin TRDF dan ramjet ditempatkan dalam paket vertikal, yang memungkinkan masing-masing dipasang dan diservis secara terpisah. Seluruh panjang kendaraan digunakan untuk mengakomodasi mesin ramjet dengan ukuran maksimum EVC dan, dengan demikian, daya dorong. Berat lepas landas maksimum kendaraan adalah 74 ton, berat kosong 31 ton.
Bagian ini menunjukkan tahap orbital - kendaraan peluncuran cairan dua tahap dengan berat 18,5 ton, menyuntikkan kendaraan peluncuran 1000 kg ke orbit rendah bumi sejauh 200 km. Juga terlihat 3 TRDDF AL-31FM1.
Pengujian eksperimental mesin ramjet dengan ukuran ini seharusnya dilakukan langsung dalam uji terbang, menggunakan mesin turbojet untuk akselerasi. Saat mengembangkan sistem asupan udara terpadu, prinsip-prinsip dasar diadopsi:
Diimplementasikan dengan memisahkan saluran udara untuk mesin turbojet dan mesin ramjet di belakang bagian supersonik dari asupan udara dan pengembangan perangkat transformator sederhana yang mengubah bagian supersonik EHU menjadi konfigurasi "pulang pergi" yang tidak diatur, sambil secara bersamaan mengalihkan suplai udara antar saluran. EVZU kendaraan saat lepas landas beroperasi pada mesin turbojet, ketika kecepatan diatur ke M = 2, 0, ia beralih ke mesin ramjet.
Kompartemen muatan dan tangki bahan bakar utama terletak di belakang EVCU transformator dalam paket horizontal. Penggunaan tangki penyimpanan diperlukan untuk pemisahan termal dari struktur badan pesawat "panas" dan tangki berinsulasi panas "dingin" dengan minyak tanah. Kompartemen TRDF terletak di belakang kompartemen payload, yang memiliki saluran aliran untuk mendinginkan nozel engine, desain kompartemen, dan tutup atas nosel ramjet saat TRDF beroperasi.
Prinsip pengoperasian transformator EVZU dari pesawat akselerator tidak termasuk, dengan akurasi nilai kecil, hambatan gaya pada bagian perangkat yang bergerak dari sisi aliran masuk. Ini memungkinkan Anda untuk meminimalkan massa relatif dari sistem asupan udara dengan mengurangi berat perangkat itu sendiri dan penggeraknya dibandingkan dengan saluran masuk udara persegi panjang tradisional yang dapat disesuaikan. Mesin ramjet memiliki splitting nozzle-drainer, yang dalam bentuk tertutup selama pengoperasian mesin turbojet memberikan aliran aliran yang tidak terputus di sekitar badan pesawat. Saat membuka saluran pembuangan pada transisi ke mode pengoperasian mesin ramjet, penutup atas menutup bagian bawah kompartemen mesin turbojet. Nosel ramjet terbuka adalah pengacau supersonik dan, dengan tingkat ekspansi tertentu dari jet ramjet, yang direalisasikan pada angka Mach yang tinggi, memberikan peningkatan daya dorong karena proyeksi longitudinal dari gaya tekanan pada tutup atas.
Dibandingkan dengan prototipe, area relatif konsol sayap telah meningkat secara signifikan karena kebutuhan untuk lepas landas / mendarat pesawat. Mekanisasi sayap hanya mencakup elevon. Lunas dilengkapi dengan kemudi yang dapat digunakan sebagai penutup rem saat mendarat. Untuk memastikan aliran tanpa gangguan pada kecepatan penerbangan subsonik, layar memiliki hidung yang dapat dibelokkan. Roda pendaratan pesawat akselerator adalah empat pilar, dengan penempatan di sepanjang sisi untuk mengecualikan masuknya kotoran dan benda asing ke saluran masuk udara. Skema semacam itu diuji pada produk EPOS - analog dari sistem pesawat orbital "Spiral", yang memungkinkan, mirip dengan sasis sepeda, untuk "jongkok" saat lepas landas.
Model padat yang disederhanakan dalam lingkungan CAD dikembangkan untuk menentukan bobot terbang, posisi pusat massa dan momen inersia pesawat booster.
Struktur, pembangkit listrik, dan peralatan pesawat pendorong dibagi menjadi 28 elemen, yang masing-masing dievaluasi menurut parameter statistik (berat spesifik kulit yang direduksi, dll.) dan dimodelkan oleh elemen padat yang serupa secara geometris. Untuk konstruksi badan pesawat dan permukaan bantalan, statistik tertimbang untuk pesawat MiG-25 / MiG-31 digunakan. Massa mesin AL-31F M1 diambil "setelah fakta". Persentase pengisian minyak tanah yang berbeda dimodelkan dengan "gips" solid-state yang terpotong dari rongga internal tangki bahan bakar.
Model solid-state yang disederhanakan dari tahap orbital juga dikembangkan Massa elemen struktural diambil berdasarkan data pada blok I (tahap ketiga dari kendaraan peluncuran Soyuz-2 dan kendaraan peluncuran Angara yang menjanjikan) dengan alokasi komponen konstan dan variabel tergantung pada massa bahan bakar.
Beberapa fitur hasil aerodinamis yang diperoleh dari pesawat yang dikembangkan:
Pada pesawat akselerator, untuk meningkatkan jangkauan penerbangan, mode meluncur digunakan saat mengonfigurasi ramjet, tetapi tanpa memasok bahan bakar ke sana. Dalam mode ini, nosel pembuangan digunakan, yang mengurangi solusinya ketika mesin ramjet dimatikan ke area aliran yang menyediakan aliran di saluran EHU, sehingga daya dorong diffuser subsonik saluran menjadi sama dengan resistansi nosel:
Pdif EVCU = Xcc ramjet. Sederhananya, prinsip pengoperasian perangkat pelambatan digunakan pada instalasi uji udara-ke-udara tipe SVS-2 TsAGI. Saluran pembuangan podsobranny membuka bagian bawah kompartemen TRDF, yang mulai membuat resistansi bawahnya sendiri, tetapi kurang dari resistansi ramjet yang dimatikan dengan aliran supersonik di saluran asupan udara. Dalam pengujian EVCU pada instalasi SVS-2 TsAGI, operasi pemasukan udara yang stabil dengan nomor Mach M = 1.3 ditunjukkan, oleh karena itu, dapat dikatakan bahwa mode perencanaan dengan penggunaan nosel pembuangan sebagai EVCU tersedak kisaran 1,3 M Mmax dapat dinyatakan.
Performa penerbangan dan jalur penerbangan biasa
Tugas pesawat booster adalah meluncurkan tahap orbit dari samping dalam penerbangan, pada ketinggian, kecepatan terbang, dan sudut lintasan yang memenuhi kondisi massa muatan maksimum di orbit referensi. Pada tahap awal penelitian proyek Hammer, tugasnya adalah mencapai ketinggian maksimum dan kecepatan terbang pesawat ini saat menggunakan manuver "geser" untuk menciptakan nilai positif yang besar dari sudut lintasan pada cabang menaiknya. Dalam hal ini, kondisi diatur untuk meminimalkan head kecepatan saat memisahkan panggung untuk penurunan massa fairing yang sesuai dan untuk mengurangi beban pada kompartemen muatan dalam posisi terbuka.
Data awal pengoperasian mesin adalah traksi penerbangan dan karakteristik ekonomi AL-31F, dikoreksi sesuai dengan data bangku mesin AL-31F M1, serta karakteristik mesin prototipe ramjet dihitung ulang secara proporsional dengan ruang bakar dan sudut layar.
dalam gambar. menunjukkan area penerbangan stabil horizontal dari pesawat akselerator hipersonik dalam berbagai mode operasi pembangkit listrik gabungan.
Setiap zona dihitung untuk rata-rata pada bagian yang sesuai dari akselerator proyek "Palu" untuk massa rata-rata di sepanjang bagian lintasan massa penerbangan kendaraan. Terlihat bahwa pesawat booster mencapai angka Mach terbang maksimum M = 4,21; saat terbang dengan mesin turbojet, angka Mach terbatas pada M = 2,23. Penting untuk dicatat bahwa grafik mengilustrasikan kebutuhan untuk menyediakan daya dorong ramjet yang diperlukan untuk pesawat akselerator dalam berbagai angka Mach, yang dicapai dan ditentukan secara eksperimental selama bekerja pada perangkat asupan udara layar prototipe. Lepas landas dilakukan pada kecepatan lepas landas V = 360 m / s - sifat bantalan sayap dan layar cukup tanpa menggunakan mekanisasi lepas landas dan pendaratan dan melayang elevon. Setelah pendakian optimal pada bagian horizontal H = 10.700 m, pesawat booster mencapai suara supersonik dari nomor Mach subsonik M = 0,9, sistem propulsi gabungan beralih pada M = 2 dan akselerasi awal ke Vopt pada M = 2,46. Dalam proses pendakian di ramjet, pesawat booster berbelok ke lapangan terbang asal dan mencapai ketinggian H0pik = 20.000 m dengan angka Mach M = 3,73.
Pada ketinggian ini, manuver dinamis dimulai setelah mencapai ketinggian penerbangan maksimum dan sudut lintasan untuk meluncurkan tahap orbit. Penyelaman yang landai dilakukan dengan akselerasi ke M = 3,9 diikuti dengan manuver "slide". Mesin ramjet mengakhiri pekerjaannya pada ketinggian H 25000 m dan pendakian berikutnya terjadi karena energi kinetik booster. Peluncuran tahap orbital terjadi pada cabang lintasan menaik pada ketinggian pusk = 44.049 m dengan bilangan Mach = 2,05 dan sudut lintasan = 45 °. Pesawat booster mencapai ketinggian Hmax = 55.871 m di "bukit". Pada cabang menurun dari lintasan, setelah mencapai angka Mach M = 1.3, mesin ramjet → mesin turbojet diaktifkan untuk menghilangkan lonjakan asupan udara ramjet.
Pada konfigurasi mesin turbojet, pesawat booster berencana sebelum memasuki jalur luncur, memiliki suplai bahan bakar di kapal Ggzt = 1000 kg.
Dalam mode normal, seluruh penerbangan dari saat ramjet dimatikan hingga mendarat terjadi tanpa menggunakan mesin dengan margin untuk jarak luncur.
Perubahan parameter sudut gerakan langkah ditunjukkan pada gambar ini.
Ketika disuntikkan ke orbit melingkar H = 200 km pada ketinggian H = 114.878 m dengan kecepatan V = 3 291 m / s, akselerator sub-tahap pertama dipisahkan. Massa sub-tahap kedua dengan beban di orbit H = 200 km adalah 1504 kg, di mana muatannya adalah mpg = 767 kg.
Skema aplikasi dan jalur penerbangan pesawat akselerator hipersonik proyek Hammer memiliki analogi dengan proyek "universitas" Amerika RASCAL, yang sedang dibuat dengan dukungan departemen pemerintah DARPA.
Sebuah fitur dari proyek Molot dan RASCAL adalah penggunaan manuver dinamis dari tipe "slide" dengan akses pasif ke ketinggian peluncuran tinggi dari tahap orbit pusk 50.000 m pada kepala kecepatan tinggi rendah; untuk Molot, peluncuran q = 24kg/m2. Ketinggian peluncuran memungkinkan untuk mengurangi kerugian gravitasi dan waktu penerbangan dari tahap orbital sekali pakai yang mahal, yaitu massa totalnya. Kepala peluncuran kecil berkecepatan tinggi memungkinkan untuk meminimalkan massa fairing muatan atau bahkan menolaknya dalam beberapa kasus, yang penting untuk sistem kelas ultralight (mпгН200 <1000 kg).
Keuntungan utama dari pesawat pendorong proyek Hammer atas RASCAL adalah tidak adanya pasokan oksigen cair onboard, yang menyederhanakan dan mengurangi biaya operasinya dan tidak termasuk teknologi yang belum dimanfaatkan dari tangki kriogenik penerbangan yang dapat digunakan kembali. Rasio dorong-terhadap-berat dalam mode operasi mesin ramjet memungkinkan booster Molot mencapai cabang naik dari "slide" "pekerja" untuk tahap orbital sudut lintasan peluncuran 45 °, sedangkan RASCAL akselerator menyediakan tahap orbitnya dengan sudut lintasan awal hanya peluncuran 20 ° dengan kerugian berikutnya karena manuver pergantian langkah.
Dalam hal daya dukung spesifik, sistem kedirgantaraan dengan akselerator tak berawak hipersonik Molot lebih unggul daripada sistem RASCAL: (mпгН500 / mvzl) hammer = 0,93%, (mпнН486 / mvzl) rascal = 0,25%
Dengan demikian, teknologi mesin ramjet dengan ruang bakar subsonik ("kunci" dari proyek Hammer), yang dikembangkan dan dikuasai oleh industri kedirgantaraan domestik, melampaui MIPCC teknologi Amerika yang menjanjikan untuk menyuntikkan oksigen ke saluran asupan udara TRDF di hipersonik. pesawat pendorong.
Sebuah pesawat akselerator tak berawak hipersonik dengan berat 74.000 kg melakukan lepas landas dari lapangan terbang, akselerasi, memanjat sepanjang lintasan yang dioptimalkan dengan belokan menengah ke titik lepas landas hingga ketinggian H = 20.000 m dan M = 3,73, sebuah manuver "geser" dinamis dengan percepatan menengah di kanopi menyelam hingga M = 3,9. Pada cabang lintasan menaik pada H = 44.047 m, M = 2, tahap orbital dua tahap dengan massa 18.508 kg, yang dirancang berdasarkan mesin RD-0124, dipisahkan.
Setelah melewati "slide" Hmax = 55.871 m dalam mode meluncur, booster terbang ke lapangan terbang, dengan pasokan bahan bakar yang dijamin 1000 kg dan bobot pendaratan 36.579 kg. Tahap orbital menyuntikkan muatan dengan massa mpg = 767 kg ke dalam orbit melingkar H = 200 km, pada H = 500 km mpg = 686 kg.
Referensi.
1. Basis pengujian laboratorium NPO "Molniya" mencakup kompleks laboratorium berikut:
2. A ini adalah proyek pesawat sipil berkecepatan tinggi HEXAFLY-INT
Yang merupakan salah satu proyek kerjasama internasional terbesar. Ini melibatkan organisasi terkemuka Eropa (ESA, ONERA, DLR, CIRA, dll.), Rusia (TsAGI, CIAM, LII, MIPT) dan Australia (The University of Sydney, dll.).
3. Rostec tidak membiarkan kebangkrutan perusahaan yang mengembangkan pesawat ulang-alik "Buran"
Catatan: Model 3-D di awal artikel tidak ada hubungannya dengan penelitian dan pengembangan "Hammer".
