Attualmente, OAO NPO Molniya sta sviluppando un velivolo senza pilota ipersonico multimodale sul tema del lavoro di ricerca e sviluppo "Hammer". Questo UAV è considerato come un prototipo dimostratore di tecnologie per un aereo acceleratore ipersonico senza pilota con una centrale elettrica turbo-reattore a schermo combinato. La tecnologia chiave del prototipo è l'uso di un motore ramjet (ramjet) con una camera di combustione subsonica e un dispositivo di aspirazione dell'aria a schermo.
Parametri calcolati e sperimentali del prototipo del dimostratore:
Lo sfondo di questa ricerca e sviluppo era un progetto di un veicolo aereo supersonico senza pilota multimodale (MSBLA) sviluppato da JSC NPO Molniya, in cui è stato determinato l'aspetto aerodinamico di un promettente aereo con acceleratore senza pilota o con equipaggio. La tecnologia chiave di MSBLA è l'uso di un motore ramjet (ramjet) con una camera di combustione subsonica e un dispositivo di aspirazione dell'aria a schermo. Parametri di progettazione di MSBLA: numeri di Mach di crociera M = 1,8 … 4, altitudini di volo da basse a H ≈ 20.000 m, peso di lancio fino a 1000 kg.
Il layout delle prese d'aria studiato presso lo stand SVS-2 di TsAGI ha mostrato una bassa efficienza dello scudo ventrale applicato, realizzato "contemporaneamente" con la fusoliera (Fig. A) e uno scudo rettangolare con una luce pari alla larghezza del la fusoliera (Fig. B).
Entrambi hanno garantito la costanza approssimativa dei coefficienti di recupero della pressione totale e della portata f nell'angolo di attacco, invece di aumentarli.
Poiché lo schermo frontale del tipo utilizzato sul razzo Kh-90 non era adatto al MSBLA, come prototipo di aereo acceleratore, si decise, sulla base di studi sperimentali del TsAGI nei primi anni '80, di sviluppare un ventrale schermo, mantenendo la configurazione con un corpo centrale a due stadi ottenuta dai risultati dei test.
Nel corso di due fasi di ricerca sperimentale su uno stand speciale SVS-2 TsAGI, dicembre 2008 - febbraio 2009 e marzo 2010, con una fase intermedia di studi di ricerca numerica, un dispositivo di presa d'aria a schermo (EHU) con un cono a due stadi è stato sviluppato un corpo con diversi numeri calcolati. Mach a passi, che ha permesso di ottenere una spinta accettabile in un'ampia gamma di numeri di Mach.
L'effetto dello schermo consiste in un aumento della portata e dei coefficienti di recupero con un aumento dell'angolo di attacco a numeri di Mach M>2,5. L'entità del gradiente positivo di entrambe le caratteristiche aumenta all'aumentare del numero di Mach.
EVZU è stato sviluppato e applicato per la prima volta sull'aereo sperimentale ipersonico X-90 sviluppato da NPO Raduga (missile da crociera, secondo la classificazione NATO AS-19 Koala)
Di conseguenza, la configurazione aerodinamica del prototipo è stata sviluppata secondo lo schema "ibrido" chiamato dagli autori con l'integrazione dell'EHU nel sistema di trasporto.
Lo schema ibrido ha caratteristiche sia di uno schema "anatra" (dal numero e dalla posizione delle superfici di appoggio) che di uno schema "senza coda" (dal tipo di controlli longitudinali). Una tipica traiettoria MSBLA include un lancio da un lanciatore a terra, accelerazione con un booster a propellente solido a una velocità di lancio del ramjet supersonico, volo secondo un determinato programma con un segmento orizzontale e frenata a una bassa velocità subsonica con un morbido atterraggio con paracadute.
Si può notare che il layout ibrido, a causa di un maggiore effetto suolo e dell'ottimizzazione del layout aerodinamico per un minimo di resistenza ad α = 1,2 ° … 1,4 °, implementa numeri di Mach di volo massimo significativamente più alti M ≈ 4,3 in un ampio gamma di altitudini H = 11 … 21 km. Gli schemi "anatra" e "senza coda" raggiungono il valore massimo del numero М = 3,72 … 3,74 all'altezza Н = 11 km. In questo caso, lo schema ibrido ha un piccolo guadagno dovuto allo spostamento della resistenza minima e ai bassi numeri di Mach, avendo un intervallo di numeri di volo M = 1,6 … 4,25 ad un'altitudine di H ≈ 11 km. La più piccola area di volo di equilibrio è realizzata nello schema "anatra".
La tabella mostra i dati sulle prestazioni di volo calcolati per i layout sviluppati per le traiettorie di volo tipiche.
Le distanze di volo, che hanno lo stesso livello per tutte le versioni del MSBLA, hanno mostrato la possibilità di creare con successo un aereo acceleratore con una riserva relativa di kerosene leggermente aumentata con distanze di volo supersoniche dell'ordine di 1500-2000 km per il ritorno a l'aeroporto di casa. Allo stesso tempo, il layout ibrido sviluppato, che è una conseguenza della profonda integrazione dello schema aerodinamico e della presa d'aria dello schermo del motore ramjet, ha avuto un chiaro vantaggio in termini di velocità massime di volo e la gamma di altitudini in cui il si realizzano le velocità massime. I valori assoluti del numero di Mach e dell'altitudine di volo, che raggiungono Мmax = 4,3 a Нmax Mmax = 20.500 m, suggeriscono che il sistema aerospaziale riutilizzabile con un velivolo ipersonico ad alta quota è fattibile a livello delle tecnologie esistenti in Russia. lo stadio spaziale monouso è 6-8 volte rispetto a un lancio da terra.
Questo layout aerodinamico era l'opzione finale per considerare un velivolo senza pilota multimodale riutilizzabile con alte velocità di volo supersoniche.
Concept e layout generale
Un requisito distintivo per un velivolo in overclock, rispetto al suo prototipo di piccole dimensioni, è il decollo/atterraggio su un aereo da aeroporti esistenti e la necessità di volare a numeri di Mach inferiori al numero di Mach del lancio di un motore ramjet M <1.8 … 2. Ciò determina il tipo e la composizione della centrale elettrica combinata dell'aeromobile: un motore a reazione e motori a turbogetto con postcombustore (TRDF).
Sulla base di ciò, è stato formato l'aspetto tecnico e il layout generale del velivolo acceleratore per il sistema spaziale di trasporto di classe leggera con una capacità di carico di progetto di circa 1000 kg in un'orbita terrestre bassa di 200 km. Una valutazione dei parametri di peso di uno stadio orbitale liquido a due stadi basato su un motore ossigeno-cherosene RD-0124 è stata effettuata con il metodo della velocità caratteristica con perdite integrali, in base alle condizioni di lancio dall'acceleratore.
Nella prima fase viene installato il motore RD-0124 (spinta a vuoto 30.000 kg, impulso specifico 359 s), ma con telaio di diametro ridotto e camere chiuse, oppure il motore RD-0124M (si differenzia dalla base una per una e un nuovo ugello di diametro maggiore); al secondo stadio, un motore a una camera da RD-0124 (si presume una spinta a vuoto di 7.500 kg). Sulla base del rapporto sul peso ricevuto dello stadio orbitale con un peso totale di 18.508 kg, è stata sviluppata la sua configurazione e, sulla base, il layout di un aereo booster ipersonico con un peso al decollo di 74.000 kg con una centrale elettrica combinata (KSU).
KSU include:
I motori TRDF e ramjet si trovano in un pacchetto verticale, che consente a ciascuno di essi di essere montato e sottoposto a manutenzione separatamente. L'intera lunghezza del veicolo è stata utilizzata per ospitare un motore a reazione con un EVC delle dimensioni massime e, di conseguenza, spinta. Il peso massimo al decollo del veicolo è di 74 tonnellate, il peso a vuoto è di 31 tonnellate.
La sezione mostra uno stadio orbitale: un veicolo di lancio liquido a due stadi del peso di 18, 5 tonnellate, che inietta un veicolo di lancio da 1000 kg in un'orbita terrestre bassa di 200 km. Sono inoltre visibili 3 TRDDF AL-31FM1.
I test sperimentali di un motore a reazione di queste dimensioni dovrebbero essere eseguiti direttamente in prove di volo, utilizzando un motore turboreattore per l'accelerazione. Durante lo sviluppo di un sistema di aspirazione dell'aria unificato, sono stati adottati i principi di base:
Implementato separando i condotti dell'aria per il motore turboreattore e il motore autoreattore dietro la parte supersonica della presa d'aria e lo sviluppo di un semplice dispositivo trasformatore che converte la parte supersonica dell'EHU in configurazioni non regolamentate "andata e ritorno", mentre contemporaneamente commuta il alimentazione d'aria tra i canali. L'EVZU del veicolo in decollo funziona su un motore turboreattore, quando la velocità è impostata su M = 2, 0, passa al motore a reazione.
Il vano di carico utile e i serbatoi principali del carburante si trovano dietro il trasformatore EVCU in un pacchetto orizzontale. L'uso di serbatoi di stoccaggio è necessario per il disaccoppiamento termico della struttura della fusoliera "calda" e serbatoi termoisolati "freddi" con cherosene. Il vano TRDF si trova dietro il vano di carico utile, che ha canali di flusso per il raffreddamento degli ugelli del motore, il design del vano e l'aletta superiore dell'ugello ramjet quando il TRDF è in funzione.
Il principio di funzionamento del trasformatore EVZU dell'aereo acceleratore esclude, con una precisione di un piccolo valore, la resistenza alla forza sulla parte mobile del dispositivo dal lato del flusso in ingresso. Ciò consente di ridurre al minimo la massa relativa del sistema di aspirazione dell'aria riducendo il peso del dispositivo stesso e del suo azionamento rispetto alle tradizionali prese d'aria rettangolari regolabili. Il motore a getto d'aria ha uno sgocciolatoio dell'ugello di divisione, che in una forma chiusa durante il funzionamento del motore a turbogetto fornisce un flusso ininterrotto del flusso attorno alla fusoliera. Quando si apre l'ugello di scarico al passaggio alla modalità di funzionamento del motore a getto d'aria, lo sportello superiore chiude la sezione inferiore del vano motore a turbogetto. L'ugello ramjet aperto è un confusore supersonico e, con un certo grado di sottoespansione del getto ramjet, che si realizza ad alti numeri di Mach, fornisce un aumento della spinta dovuto alla proiezione longitudinale delle forze di pressione sul lembo superiore.
Rispetto al prototipo, l'area relativa delle console alari è stata notevolmente aumentata a causa della necessità di decollo/atterraggio dell'aeromobile. La meccanizzazione alare include solo elevoni. Le chiglie sono dotate di timoni che possono essere utilizzati come flap dei freni in fase di atterraggio. Per garantire un flusso ininterrotto a velocità di volo subsoniche, lo schermo ha un naso deflessibile. Il carrello di atterraggio dell'aereo acceleratore è a quattro montanti, con posizionamento lungo i lati per escludere l'ingresso di sporco e corpi estranei nella presa d'aria. Tale schema è stato testato sul prodotto EPOS, un analogo del sistema aereo orbitale "Spiral", che consente, analogamente al telaio di una bicicletta, di "accovacciarsi" al decollo.
È stato sviluppato un modello solido semplificato in ambiente CAD per determinare i pesi di volo, la posizione del centro di massa e i momenti di inerzia del velivolo booster.
La struttura, la centrale e l'equipaggiamento del velivolo booster sono stati suddivisi in 28 elementi, ciascuno dei quali è stato valutato secondo un parametro statistico (peso specifico della pelle ridotta, ecc.) ed è stato modellato da un elemento solido geometricamente simile. Per la costruzione della fusoliera e delle superfici portanti, sono state utilizzate statistiche ponderate per velivoli MiG-25 / MiG-31. La massa del motore AL-31F M1 è presa "dopo il fatto". Diverse percentuali di riempimento di cherosene sono state modellate da "calchi" troncati allo stato solido delle cavità interne dei serbatoi di carburante.
È stato anche sviluppato un modello a stato solido semplificato dello stadio orbitale. Le masse degli elementi strutturali sono state prese sulla base dei dati sul blocco I (il terzo stadio del veicolo di lancio Soyuz-2 e il promettente veicolo di lancio Angara) con l'assegnazione di componenti costanti e variabili in funzione della massa combustibile.
Alcune caratteristiche dei risultati ottenuti di aerodinamica del velivolo sviluppato:
Sul velivolo con acceleratore, per aumentare il raggio di volo, la modalità di volo a vela viene utilizzata durante la configurazione per un ramjet, ma senza fornirgli carburante. In questa modalità viene utilizzato un ugello di scarico, che riduce la sua soluzione quando il motore ramjet viene spento nell'area del flusso che fornisce il flusso nel canale EHU, in modo tale che la spinta del diffusore subsonico del canale diventi pari alla resistenza dell'ugello:
Pdif EVCU = Xcc ramjet. In poche parole, il principio di funzionamento del dispositivo di strozzamento viene utilizzato sugli impianti di prova aria-aria di tipo SVS-2 TsAGI. Lo scarico dell'ugello podsobranny apre la sezione inferiore del vano TRDF, che inizia a creare la propria resistenza inferiore, ma inferiore alla resistenza del ramjet spento con flusso supersonico nel canale di aspirazione dell'aria. Nei test dell'EVCU sull'installazione SVS-2 TsAGI, è stato mostrato un funzionamento stabile della presa d'aria con numero di Mach M = 1.3, pertanto si può sostenere che la modalità di pianificazione con l'uso di un ugello di scarico come induttanza EVCU in l'intervallo 1.3 ≤ M ≤ Mmax può essere asserito.
Prestazioni di volo e percorso di volo tipico
Il compito del velivolo booster è quello di lanciare uno stadio orbitale dal lato in volo, ad un'altitudine, velocità di volo e angolo di traiettoria che soddisfino la condizione della massa massima del carico utile nell'orbita di riferimento. Nella fase preliminare della ricerca sul progetto Hammer, il compito è raggiungere la massima altitudine e velocità di volo di questo aereo quando si utilizza la manovra "slide" per creare grandi valori positivi dell'angolo di traiettoria sul suo ramo ascendente. In questo caso si pone la condizione per minimizzare la testata di velocità durante la separazione dello stadio per una corrispondente diminuzione della massa della carenatura e per ridurre i carichi sul vano di carico in posizione aperta.
I dati iniziali sul funzionamento dei motori erano le caratteristiche di trazione in volo ed economiche dell'AL-31F, corrette secondo i dati di banco del motore AL-31F M1, nonché le caratteristiche del prototipo di motore ramjet ricalcolate in proporzione a la camera di combustione e l'angolo del vaglio.
Nella fig. mostra le aree di volo stazionario orizzontale di un velivolo acceleratore ipersonico in varie modalità di funzionamento della centrale elettrica combinata.
Ciascuna zona è calcolata per la media sulla corrispondente sezione dell'acceleratore del progetto "Hammer" per le masse medie lungo le sezioni della traiettoria della massa in volo del veicolo. Si può notare che l'aereo di richiamo raggiunge il numero di Mach massimo di volo M = 4,21; quando vola su motori turbogetto, il numero di Mach è limitato a M = 2,23. È importante notare che il grafico illustra la necessità di fornire la spinta ramjet richiesta per il velivolo acceleratore in un'ampia gamma di numeri di Mach, che è stata ottenuta e determinata sperimentalmente durante il lavoro sul dispositivo di aspirazione dell'aria dello schermo prototipo. Il decollo viene effettuato a una velocità di decollo V = 360 m / s - le proprietà portanti dell'ala e dello schermo sono sufficienti senza l'uso della meccanizzazione del decollo e dell'atterraggio e del librarsi degli elevoni. Dopo la salita ottimale sulla sezione orizzontale H = 10.700 m, il velivolo booster raggiunge un suono supersonico dal numero di Mach subsonico M = 0.9, il sistema di propulsione combinato passa a M = 2 e l'accelerazione preliminare a Vopt a M = 2.46. Durante la salita su un ramjet, l'aereo di richiamo fa una virata verso l'aeroporto di casa e raggiunge un'altitudine di H0pik = 20.000 m con un numero di Mach M = 3,73.
A questa altitudine, una manovra dinamica inizia al raggiungimento dell'altitudine di volo massima e dell'angolo di traiettoria per il lancio dello stadio orbitale. Un'immersione in leggera pendenza viene eseguita con un'accelerazione a M = 3,9 seguita da una manovra di "slitta". Il motore ramjet termina il suo lavoro ad un'altitudine di H ≈ 25000 me la successiva salita avviene a causa dell'energia cinetica del booster. Il lancio dello stadio orbitale avviene sul ramo ascendente della traiettoria a quota Нpusk = 44.049 m con numero di Mach М = 2.05 e angolo di traiettoria θ = 45 °. L'aereo di spinta raggiunge l'altezza Hmax = 55.871 m sulla "collina" Sul ramo discendente della traiettoria, al raggiungimento del numero di Mach M = 1.3, il motore ramjet → motore turbojet viene attivato per eliminare l'impennata della presa d'aria ramjet.
Nella configurazione del motore turbogetto, l'aereo di rilancio pianifica prima di entrare nel sentiero di discesa, avendo a bordo una riserva di carburante Ggzt = 1000 kg.
Nella modalità normale, l'intero volo dal momento in cui il ramjet viene spento all'atterraggio avviene senza l'uso di motori con un margine per il raggio di planata.
La variazione dei parametri angolari del movimento a gradini è mostrata in questa figura.
Quando viene iniettato in un'orbita circolare H = 200 km ad un'altitudine di H = 114 878 m ad una velocità di V = 3 291 m / s, l'acceleratore del primo sottostadio viene separato. La massa del secondo sottostadio con un carico in orbita H = 200 km è 1504 kg, di cui il carico utile è mpg = 767 kg.
Lo schema di applicazione e la traiettoria di volo del velivolo dell'acceleratore ipersonico del progetto Hammer ha un'analogia con il progetto "universitario" americano RASCAL, che viene creato con il supporto del dipartimento governativo DARPA.
Caratteristica dei progetti Molot e RASCAL è l'utilizzo di una manovra dinamica di tipo "slide" con accesso passivo alle alte quote di lancio dello stadio orbitale Нpusk ≈ 50.000 m a basse teste ad alta velocità; per il Molot, q lancio = 24kg/mq. L'altitudine di lancio consente di ridurre le perdite gravitazionali e il tempo di volo di un costoso stadio orbitale usa e getta, ovvero la sua massa totale. Piccole teste di lancio ad alta velocità consentono di ridurre al minimo la massa della carenatura del carico utile o addirittura rifiutarla in alcuni casi, cosa essenziale per i sistemi della classe ultraleggera (mпгН200 <1000 kg).
Il vantaggio principale del velivolo booster del progetto Hammer rispetto a RASCAL è l'assenza di forniture di ossigeno liquido a bordo, che semplifica e riduce il costo del suo funzionamento ed esclude la tecnologia non sfruttata dei serbatoi criogenici riutilizzabili per l'aviazione. Il rapporto spinta-peso nella modalità di funzionamento del motore ramjet consente al booster Molot di raggiungere sul ramo ascendente dello "slitta" degli "operai" per la fase orbitale degli angoli di traiettoria lancio ≈ 45 °, mentre il RASCAL l'acceleratore fornisce al suo stadio orbitale il solo angolo di traiettoria di partenza lancio ≈ 20° con successive perdite dovute alla manovra di ribaltamento del passo.
In termini di capacità di carico specifica, il sistema aerospaziale con l'acceleratore ipersonico senza pilota Molot è superiore al sistema RASCAL: (mпгН500 / mvzl) martello = 0,93%, (mпнН486 / mvzl) mascalzone = 0,25%
Pertanto, la tecnologia di un motore ramjet con una camera di combustione subsonica (la "chiave" del progetto Hammer), sviluppata e controllata dall'industria aerospaziale nazionale, supera la promettente tecnologia americana MIPCC per l'iniezione di ossigeno nel tratto di aspirazione dell'aria TRDF in ipersonico aereo di richiamo.
Un aereo acceleratore ipersonico senza pilota del peso di 74.000 kg esegue il decollo da un aeroporto, l'accelerazione, la salita lungo una traiettoria ottimizzata con una virata intermedia al punto di decollo fino a un'altitudine di H = 20.000 m e M = 3,73, una manovra dinamica di "slitta" con un accelerazione intermedia in una vela che si tuffa fino a M = 3.9. Sul ramo ascendente della traiettoria a H = 44.047 m, M = 2, è separato uno stadio orbitale a due stadi con una massa di 18.508 kg, progettato sulla base del motore RD-0124.
Dopo aver superato lo "slitta" Hmax = 55 871 m in modalità planata, il booster vola verso l'aeroporto, con un rifornimento di carburante garantito di 1000 kg e un peso all'atterraggio di 36 579 kg. Lo stadio orbitale inietta un carico utile con massa mpg = 767 kg in un'orbita circolare H = 200 km, a H = 500 km mpg = 686 kg.
Riferimento.
1. La base di test di laboratorio di NPO "Molniya" comprende i seguenti complessi di laboratorio:
2. A questo è un progetto di aereo civile ad alta velocità HEXAFLY-INT
Che è uno dei più grandi progetti di cooperazione internazionale. Coinvolge le principali organizzazioni europee (ESA, ONERA, DLR, CIRA, ecc.), russe (TsAGI, CIAM, LII, MIPT) e australiane (The University of Sydney, ecc.).
3. Rostec non ha permesso il fallimento della società che ha sviluppato la navetta spaziale "Buran"
Nota: il modello 3D all'inizio dell'articolo non ha nulla a che fare con la ricerca e lo sviluppo "Hammer".
