Multi-mode hypersonisk ubemandet luftfartøj "Hammer"

Indholdsfortegnelse:

Multi-mode hypersonisk ubemandet luftfartøj "Hammer"
Multi-mode hypersonisk ubemandet luftfartøj "Hammer"

Video: Multi-mode hypersonisk ubemandet luftfartøj "Hammer"

Video: Multi-mode hypersonisk ubemandet luftfartøj "Hammer"
Video: Скорая помощь помогает Бену выйти из тяжелой депрессии 2024, Marts
Anonim
Billede
Billede

I øjeblikket udvikler OAO NPO Molniya et multi-mode hypersonisk ubemandet luftfartøj om emnet forsknings- og udviklingsarbejde "Hammer". Denne UAV betragtes som en prototype demonstrator af teknologier til et hypersonisk ubemandet acceleratorfly med et kombineret skærmturbo-ramjet-kraftværk. Prototypens nøgleteknologi er brugen af en ramjet -motor (ramjet) med et subsonisk forbrændingskammer og en skærmluftindtag.

Beregnede og eksperimentelle parametre for demonstratorprototypen:

Billede
Billede

Baggrunden for denne F&U var et projekt af et multi-mode supersonisk ubemandet luftfartøj (MSBLA) udviklet af JSC NPO Molniya, hvor det aerodynamiske udseende af et lovende ubemandet eller bemandet acceleratorfly blev bestemt. Nøgleteknologien i MSBLA er brugen af en ramjet -motor (ramjet) med et subsonisk forbrændingskammer og en skærmluftindtag. Designparametre for MSBLA: cruising Mach -numre M = 1,8 … 4, flyvehøjder fra lav til H ≈ 20.000 m, startvægt op til 1000 kg.

Luftindløbslayoutet, der blev undersøgt på SVS-2-stativet i TsAGI, viste lav effektivitet af det påførte ventrale kileskærm, fremstillet "på samme tid" med skroget (fig. A) og et rektangulært skjold med et spænd, der var lig med bredden på skroget (fig. B).

Multi-mode hypersonisk ubemandet luftfartøj "Hammer"
Multi-mode hypersonisk ubemandet luftfartøj "Hammer"

Begge sikrede den omtrentlige konstantitet af koefficienterne for genopretning af det samlede tryk ν og strømningshastigheden f i angrebsvinklen i stedet for at øge dem.

Da frontskærmen af den type, der blev brugt på Kh-90-raketten ikke var egnet til MSBLA, som en prototype af et acceleratorfly, blev det på grundlag af eksperimentelle undersøgelser af TsAGI i begyndelsen af 80'erne besluttet at udvikle en ventral skærm, bevarer konfigurationen med et to-trins centralt legeme opnået ved testresultater.

I løbet af to faser af eksperimentel forskning på et særligt stativ SVS-2 TsAGI, december 2008-februar 2009 og marts 2010, med et mellemliggende trin i numeriske søgestudier, en skærmluftindtag (EHU) med en to-trins konisk krop med forskellige beregnede tal blev udviklet. Mach i trin, hvilket gjorde det muligt at opnå acceptabelt tryk i en lang række Mach -tal.

Billede
Billede

Virkningen af skærmen består i en stigning i strømningshastigheden og genopretningskoefficienter med en stigning i angrebsvinklen ved Mach -numre M> 2,5. Størrelsen af den positive gradient af begge karakteristika stiger med stigende Mach -antal.

Billede
Billede

EVZU blev først udviklet og anvendt på det hypersoniske eksperimentfly X-90 udviklet af NPO Raduga (krydsermissiler, ifølge NATO-klassificering AS-19 Koala)

Billede
Billede

Som et resultat heraf blev den aerodynamiske konfiguration af prototypen udviklet i henhold til "hybrid" -skemaet, som forfatterne kaldte med integrationen af EHU i bærersystemet.

Billede
Billede

Hybridsystemet har funktioner i både et "and" -skema (efter antal og placering af lejeflader) og et "halefrit" skema (efter typen af langsgående styringer). En typisk MSBLA-bane omfatter en opsendelse fra en jordbaseret affyringsrampe, acceleration med en solid-booster til en supersonisk ramjet-starthastighed, flyvning i henhold til et givet program med et vandret segment og bremsning til en lav subsonisk hastighed med en blød faldskærmslanding.

Billede
Billede

Det kan ses, at hybridlayoutet på grund af en større jordeffekt og optimering af det aerodynamiske layout til et minimum af træk ved α = 1,2 ° … 1,4 °, implementerer betydeligt højere maksimal flyvning Mach -numre M ≈ 4,3 i en bred højdeområde H = 11 … 21 km. "And" og "halefri" ordninger når maksimalværdien af tallet М = 3,72 … 3,74 i højden Н = 11 km. I dette tilfælde har hybridordningen en lille gevinst på grund af forskydningen i den minimale modstand og ved lave Mach -tal, der har en række flyvningsnumre M = 1,6 … 4,25 i en højde af H ≈ 11 km. Det mindste område af ligevægtsflyvning realiseres i "and" -ordningen.

Tabellen viser de beregnede flypræstationsdata for de udviklede layout til typiske flyvebaner.

Billede
Billede

Flyvningsområderne, der har samme niveau for alle versioner af MSBLA, har vist muligheden for med succes at oprette et acceleratorfly med en lidt øget relativ reserve af petroleumbrændstof med supersoniske flyveområder i størrelsesordenen 1500-2000 km for at vende tilbage til hjemmeflypladsen. Samtidig havde det udviklede hybridlayout, som er en konsekvens af den dybe integration af det aerodynamiske skema og skærmluftindtaget af ramjetmotoren, en klar fordel med hensyn til maksimale flyvehastigheder og højdeområdet, hvor maksimale hastigheder realiseres. De absolutte værdier for Mach-nummer og flyvehøjde, der når Мmax = 4,3 ved Нmax Mmax = 20,500 m, tyder på, at et genanvendeligt luftfartssystem med et hypersonisk boosterfly i høj højde er muligt på niveau med eksisterende teknologier i Rusland. engangsrumsfasen er 6-8 gange i forhold til en opsendelse fra jorden.

Dette aerodynamiske layout var den sidste mulighed for at overveje et genbrugeligt multi-mode ubemandet luftfartøj med høje supersoniske flyvehastigheder.

Koncept og overordnet layout

Et særpræg for et overclockingfly i sammenligning med dets lille prototype er start / landing på et fly fra eksisterende flyvepladser og behovet for at flyve med Mach-numre mindre end Mach-antallet af lancering af en ramjetmotor M <1,8 … 2. Dette bestemmer typen og sammensætningen af flyets kombinerede kraftværk - en ramjet -motor og turbojet -motorer med en efterbrænder (TRDF).

Billede
Billede

På grundlag af dette blev acceleratorflyets tekniske udseende og generelle opbygning til transportrummet i letklassen dannet med en konstrueret bæreevne på omkring 1000 kg til en lav-jord bane på 200 km. En vurdering af vægtparametrene for et flydende to-trins orbitaltrin baseret på en oxygen-petroleumsmotor RD-0124 blev udført ved metoden til karakteristisk hastighed med integrale tab baseret på betingelserne for affyring fra acceleratoren.

Billede
Billede

På det første trin installeres RD-0124-motoren (tomrumskraft 30.000 kg, specifik impuls 359 s), men med en reduceret rammediameter og tætte kamre eller RD-0124M-motoren (adskiller sig fra basen et efter et kammer og en ny dyse med en større diameter); på anden etape, en motor med et kammer fra RD-0124 (der antages et tomrum på 7.500 kg). Baseret på den modtagne vægtrapport fra kredsløbstrinnet med en totalvægt på 18.508 kg blev dens konfiguration udviklet og på grundlag - layoutet af et hypersonisk boosterfly med en startvægt på 74.000 kg med et kombineret kraftværk (KSU).

Billede
Billede

KSU inkluderer:

Billede
Billede

TRDF- og ramjet -motorer er placeret i en lodret pakke, som gør det muligt at montere og servicere hver af dem separat. Hele køretøjets længde blev brugt til at rumme en ramjetmotor med en EVC af den maksimale størrelse og dermed tryk. Køretøjets maksimale startvægt er 74 tons. Den tomme vægt er 31 tons.

Afsnittet viser et orbitalt stadium-et to-trins flydende affyringsvogn, der vejer 18, 5 tons, og injicerer et 1000 kg affyringsvogn i en lav-jord bane på 200 km. 3 TRDDF AL-31FM1 er også synlige.

Billede
Billede

Eksperimentel test af en ramjet -motor af denne størrelse formodes at udføres direkte i flyvningstest ved hjælp af en turbojet -motor til acceleration. Ved udviklingen af et samlet luftindtagssystem blev de grundlæggende principper vedtaget:

Implementeret ved at adskille luftkanalerne til turbojetmotoren og ramjetmotoren bag den supersoniske del af luftindtaget og udviklingen af en simpel transformator, der konverterer den supersoniske del af EHU'en til uregulerede konfigurationer "rundtur", samtidig med at den skifter lufttilførsel mellem kanalerne. Køretøjets EVZU ved start kører på en turbojetmotor, når hastigheden er indstillet til M = 2, 0, skifter den til ramjetmotoren.

Billede
Billede

Nyttelastrummet og de vigtigste brændstoftanke er placeret bag transformeren EVCU i en vandret pakke. Anvendelse af lagertanke er nødvendig for termisk afkobling af den "varme" skrogstruktur og "kolde" varmeisolerede tanke med petroleum. TRDF -rummet er placeret bag nyttelastrummet, der har strømningskanaler til afkøling af motorens dyser, kammerets udformning og den øvre flap på ramjet -dysen, når TRDF er i drift.

Funktionsprincippet for EVZU -transformatoren i acceleratorflyet udelukker med en nøjagtighed af en lille værdi kraftstyrken på den bevægelige del af enheden fra siden af det indgående flow. Dette giver dig mulighed for at minimere den relative masse af luftindtagssystemet ved at reducere vægten af selve enheden og dens drev i forhold til traditionelle justerbare rektangulære luftindtag. Ramjet-motoren har en splittende dyse-afløb, som i lukket form under turbojet-motorens drift giver et uafbrudt flow af strømmen rundt om flykroppen. Når afløbsdysen åbnes ved overgangen til ramjet -motorens driftstilstand, lukker den øvre klap den nederste del af turbojet -motorrummet. Den åbne ramjet -dyse er en supersonisk forveksler og giver med en vis grad af underudvidelse af ramjet -strålen, som realiseres ved høje Mach -tal, en forøgelse af trykstyrken på grund af den langsgående projektion af trykkræfterne på den øvre klap.

Sammenlignet med prototypen er vingens konsolers relative areal blevet væsentligt forøget på grund af behovet for start / landing af fly. Vingemekanisering omfatter kun elevoner. Kølene er udstyret med ror, der kan bruges som bremseklapper ved landing. For at sikre uafbrudt flow ved subsoniske flyvehastigheder har skærmen en afbøjelig næse. Acceleratorflyets landingsudstyr er med fire søjler med placering langs siderne for at udelukke indtrængen af snavs og fremmedlegemer i luftindtaget. En sådan ordning blev testet på EPOS -produktet - en analog til orbitalflysystemet "Spiral", som gør det muligt på samme måde som et cykelchassis at "sætte sig på hug" ved start.

Billede
Billede

En forenklet solid model i CAD-miljøet blev udviklet til at bestemme flyvevægte, massecentrets position og selvforstærkningsmomenternes selvmomenter.

Billede
Billede

Boosterflyets struktur, kraftværk og udstyr blev opdelt i 28 elementer, der hver blev evalueret i henhold til en statistisk parameter (specifik vægt af den reducerede hud osv.) Og var modelleret af et geometrisk lignende fast element. Til konstruktion af flykroppen og lejeflader blev der brugt vægtet statistik for MiG-25 / MiG-31 fly. Massen af AL-31F M1-motoren er taget "efter det faktum". Forskellige procenter af påfyldning af petroleum blev modelleret af afkortede solid-state "støbninger" af brændstoftankens indre hulrum.

Billede
Billede

Der blev også udviklet en forenklet solid-state model af kredsløbsstadiet. Masserne af strukturelementerne blev taget på grundlag af data om I-blokken (tredje etape af Soyuz-2 lanceringsvognen og det lovende Angara-affyringsvogn) med tildeling af konstante og variable komponenter afhængigt af brændstoffets masse.

Nogle træk ved de opnåede resultater af aerodynamik af det udviklede fly:

Billede
Billede

På acceleratorflyet, for at øge flyveområdet, bruges glidefunktionen ved konfiguration til en ramjet, men uden at levere brændstof til den. I denne tilstand bruges en afløbsdyse, som reducerer dens løsning, når ramjet -motoren slukkes til det område af strømmen, der giver strømmen i EHU -kanalen, således at stødet fra kanalens subsoniske diffusor bliver lig med dysens modstand:

Pdif EVCU = Xcc ramjet. Kort sagt, princippet om drift af gashåndtaget bruges på SVS-2 TsAGI type luft-til-luft testinstallationer. Podsobranny dysedrænet åbner bunddelen af TRDF-rummet, som begynder at skabe sin egen bundmodstand, men mindre end modstanden fra den slukkede ramjet med supersonisk flow i luftindtagskanalen. I test af EVCU på SVS-2 TsAGI-installationen blev stabil drift af luftindtaget med Mach-nummer M = 1,3 vist, derfor kan det argumenteres for, at planlægningsmåden med brug af en afløbsdyse som EVCU-kvælning i området 1,3 ≤ M ≤ Mmax kan gøres gældende.

Flypræstation og typisk flyvesti

Boosterflyets opgave er at starte et kredsløbstrin fra siden under flyvning i en højde, flyvehastighed og bane vinkel, der opfylder betingelsen for den maksimale nyttelastmasse i referencebanen. På den indledende fase af forskningen om Hammer -projektet er opgaven at opnå den maksimale højde og flyvehastighed for dette fly, når man bruger “glid” -manøvren til at skabe store positive værdier af banevinklen på dens stigende gren. I dette tilfælde er betingelsen indstillet til at minimere hastighedshovedet ved adskillelse af scenen for et tilsvarende fald i kåbeens masse og for at reducere belastningerne på nyttelastrummet i den åbne position.

De indledende data om motorernes drift var AL-31F's flytraktion og økonomiske egenskaber, korrigeret i henhold til bench-data for AL-31F M1-motoren, samt egenskaberne ved prototypen ramjetmotor genberegnet i forhold til forbrændingskammeret og skærmvinklen.

I fig. viser områderne for horisontal jævn flyvning af et hypersonisk acceleratorfly i forskellige driftsformer for det kombinerede kraftværk.

Billede
Billede

Hver zone beregnes for gennemsnittet over den tilsvarende sektion af acceleratoren i "Hammer" -projektet for gennemsnitsmasserne langs sektionerne af køretøjets flyvemasse. Det kan ses, at booster -planet når det maksimale flyvning Mach -nummer M = 4,21; når man flyver på turbojetmotorer, er Mach -antallet begrænset til M = 2,23. Det er vigtigt at bemærke, at grafen illustrerer behovet for at tilvejebringe det nødvendige ramjet -tryk til acceleratorflyet i en lang række Mach -numre, som blev opnået og bestemt eksperimentelt under arbejdet med prototypeskærmen luftindtag. Start udføres ved en løftehastighed V = 360 m / s - vingens og skærmens lejeegenskaber er tilstrækkelige uden brug af start- og landingsmekanisering og svævning af elevatorer. Efter den optimale stigning på den vandrette sektion H = 10.700 m når boosterflyet supersonisk lyd fra det subsoniske Mach -nummer M = 0,9, det kombinerede fremdriftssystem skifter ved M = 2 og foreløbig acceleration til Vopt ved M = 2,46. I processen med at klatre på en ramjet drejer booster -flyet til hjemmets flyveplads og når en højde på H0pik = 20.000 m med et Mach -nummer M = 3.73.

I denne højde begynder en dynamisk manøvre ved at nå den maksimale flyvehøjde og bane vinkel til lancering af banestadiet. Et let skrånende dyk udføres med acceleration til M = 3,9 efterfulgt af en "slide" -manøvre. Ramjet -motoren afslutter sit arbejde i en højde af H ≈ 25000 m, og den efterfølgende stigning sker på grund af boosterens kinetiske energi. Lanceringen af banestadiet finder sted på banens stigende gren i Нpusk = 44.049 m med et Mach -tal М = 2.05 og en banevinkel θ = 45 °. Boosterplanet når højden Hmax = 55.871 m på "bakken". På den nedadgående gren af banen, når den når Mach -nummeret M = 1.3, skiftes ramjetmotoren → turbojetmotoren for at eliminere bølge af ramjet luftindtag.

I konfigurationen af turbojetmotoren planlægger boosterplanet, før det går ind i glidebanen, med en brændstoftilførsel ombord på Ggzt = 1000 kg.

Billede
Billede

I normal tilstand sker hele flyvningen fra det øjeblik, hvor ramjetten slukkes til landing, uden brug af motorer med en margen til glideområde.

Ændringen i trinbevægelsens vinkelparametre er vist i denne figur.

Billede
Billede

Ved indsprøjtning i en cirkulær bane H = 200 km i en højde af H = 114 878 m ved en hastighed på V = 3291 m / s adskilles acceleratoren for det første deltrin. Massen af det andet deltrin med en belastning i kredsløb H = 200 km er 1504 kg, hvoraf nyttelasten er mpg = 767 kg.

Ordningen med anvendelse og flyvevej for Hammer -projektet hypersoniske acceleratorfly har en analogi med det amerikanske "universitet" -projekt RASCAL, som er ved at blive oprettet med støtte fra regeringsafdelingen DARPA.

Et træk ved Molot- og RASCAL-projekterne er brugen af en dynamisk manøvre af typen "dias" med passiv adgang til store udsendelseshøjder i kredsløbsscenen Нpusk ≈ 50.000 m ved lave højhastighedshoveder; for Molot, q lancering = 24 kg / m2. Lanceringshøjden gør det muligt at reducere tyngdekraftstabene og flyvetiden for et dyrt engangs orbitaltrin, det vil sige dets samlede masse. Små højhastigheds-lanceringshoveder gør det muligt at minimere massen af nyttelastkåben eller endda nægte det i nogle tilfælde, hvilket er afgørende for systemer af ultralet klasse (mпгН200 <1000 kg).

Den væsentligste fordel ved Hammer -projektets boosterfly i forhold til RASCAL er fraværet af flydende iltforsyninger ombord, hvilket forenkler og reducerer driftsomkostningerne og udelukker den uudnyttede teknologi til genanvendelige kryogene tanke til luftfart. Stød-til-vægt-forholdet i ramjet-motorens driftstilstand gør det muligt for Molot-booster at nå på den stigende gren af "gliderne" af "arbejderne" til banens vinkelbaner θ starter ≈ 45 °, mens RASCAL acceleratoren giver sit banestadium kun startbanens vinkel θ lancering ≈ 20 ° med efterfølgende tab på grund af trinomsætningsmanøvren.

Med hensyn til specifik bæreevne er luftfartssystemet med Molot hypersoniske ubemandede accelerator overlegen i forhold til RASCAL -systemet: (mпгН500 / mvzl) hammer = 0,93%, (mпнН486 / mvzl) rascal = 0,25%

Således overgår teknologien i en ramjetmotor med et subsonisk forbrændingskammer ("nøglen" i Hammer -projektet), udviklet og mestret af den indenlandske rumfartsindustri, den lovende amerikanske teknologi MIPCC til indsprøjtning af ilt i TRDF luftindtagskanalen i hypersonisk hjælpefly.

Et hypersonisk ubemandet acceleratorfly, der vejer 74.000 kg, udfører start fra en flyveplads, acceleration, klatring langs en optimeret bane med et mellemliggende sving til startpunktet til en højde på H = 20.000 m og M = 3.73, en dynamisk "glidemanøvre" med en mellemacceleration i en baldakin, der dykker op til M = 3,9. På banens stigende gren ved H = 44.047 m, M = 2, adskilles et to-trins orbitaltrin med en masse på 18.508 kg, designet på basis af RD-0124-motoren.

Efter at have passeret "slide" Hmax = 55 871 m i glidefunktionen, flyver booster til flyvepladsen med en garanteret brændstoftilførsel på 1000 kg og en landingsvægt på 36 579 kg. Orbitalstadiet injicerer en nyttelast med masse mpg = 767 kg i en cirkulær bane H = 200 km, ved H = 500 km mpg = 686 kg.

Reference.

1. Laboratorietestbasen for NPO "Molniya" omfatter følgende laboratoriekomplekser:

2. A dette er et HEXAFLY-INT højhastigheds civilt flyprojekt

Billede
Billede

Hvilket er et af de største internationale samarbejdsprojekter. Det involverer førende europæiske (ESA, ONERA, DLR, CIRA osv.), Russiske (TsAGI, CIAM, LII, MIPT) og australske (The University of Sydney, etc.) organisationer.

Billede
Billede
Billede
Billede

3. Rostec tillod ikke konkurs i selskabet, der udviklede rumfærgen "Buran"

Bemærk: 3D-modellen i begyndelsen af artiklen har intet at gøre med forskningen og udviklingen "Hammer".

Anbefalede: