Több üzemmódú hiperszonikus pilóta nélküli légi jármű, Molot
Jelenleg az NPO Molniya JSC több üzemmódú hiperszonikus pilóta nélküli légi járművet fejleszt a Molot kutatási munka témájában. Ezt az UAV-t a kombinált képernyős turbó-ramjet meghajtási rendszerrel rendelkező hiperszonikus pilóta nélküli gyorsuló repülőgép technológiáinak prototípus-bemutatójának tekintik. A prototípus kulcstechnológiája a szubszonikus égéstérrel és szűrős légbeszívó berendezéssel ellátott ramjet motor alkalmazása.
A demonstrátor prototípus számítási és kísérleti paraméterei:
- utazó Mach-számok M = 1.8… 4
- repülési magasságok alacsonytól H-ig = 20 000 m,
- Repülési súly 530 kg-ig.
- földi indítás a kilövőből, szilárd hajtóanyag-fokozó segítségével.
Ennek a kutatásnak az előzménye az OAO NPO Molniya által kifejlesztett többmódusú szuperszonikus pilóta nélküli légi jármű (MSUA) projektje volt, amely meghatározta egy ígéretes pilóta nélküli vagy pilóta gyorsuló repülőgép aerodinamikai megjelenését. A MUAV kulcsfontosságú technológiája a szubszonikus égéstérrel és szűrős légbeszívó berendezéssel ellátott ramjet motor (ramjet) alkalmazása. Az MSUA tervezési paraméterei a következők: utazó Mach-számok M = 1.8…4, repülési magasságok alacsonytól H-ig ≈ 20 000 m, indítási súly 1000 XNUMX kg-ig.
Az SVS-2 TsAGI próbapadon vizsgált légbeömlő-elrendezés alacsony hatékonyságot mutatott az alkalmazott ventrális ékszűrőnek, amely "egy darabból" készült a törzsgel (A ábra) és egy téglalap alakú, a nyílás szélességével megegyező fesztávval. törzs (B ábra).
Mindkettő a ν össznyomás-visszanyerési együtthatók és az f áramlási sebesség hozzávetőleges állandóságát adta meg a támadási szög mentén, ahelyett, hogy növelték volna.
Mivel a Kh-90 rakétán használt típusú elülső képernyő nem volt alkalmas a MUA-hoz, mint egy gyorsuló repülőgép prototípusához, a 80-as évek elején a TsAGI kísérleti vizsgálatai alapján úgy döntöttek, hogy kifejlesztenek egy ventrális képernyőt. , megtartva a konfigurációt egy kétfokozatú központi testtel, mint légbeömlővel, amit a vizsgálati eredmények alapján kaptunk.
A TsAGI SVS-2 speciális standján, 2008 decemberétől 2009 februárjáig és 2010 márciusáig a kísérleti vizsgálatok két szakasza során, a numerikus feltáró vizsgálatok köztes szakaszával egy szűrős légbeszívó berendezést (EVZU) fejlesztettek ki két -fokozatú kúpos test különböző tervezési számokkal.
A képernyőhatás az áramlási és visszanyerési együttható növelése a támadási szög növekedésével M >2.5 Mach-számoknál. Mindkét jellemző pozitív gradiensének nagysága a Mach-szám növekedésével növekszik.
Az EVZU-t először az NPO Raduga által kifejlesztett Kh-90 hiperszonikus kísérleti repülőgépen fejlesztették ki és használták (cirkáló rakéta, a NATO besorolása szerint AS-19 Koala)
Ennek eredményeként a prototípus aerodinamikai konfigurációját a szerzők által elnevezett „hibrid” séma szerint fejlesztették ki, az EVZU hordozórendszerbe integrálásával.
A hibrid séma rendelkezik mind a "kacsa" séma (a csapágyfelületek száma és elhelyezkedése), mind a "farok nélküli" séma (a hosszanti vezérlés típusa szerint) jellemzőivel. A MUAV tipikus pályája a földi hordozórakétáról való kilövés, szilárd hajtóanyagú gyorsítóval szuperszonikus ramjet kilövési sebességre történő gyorsítása, adott program szerinti repülés vízszintes metszet mellett, alacsony szubszonikus sebességre való lassítás lágy sugárral. leszállás egy ejtőernyőre.
Látható, hogy a hibrid elrendezés a nagyobb képernyőhatásnak és az aerodinamikai elrendezésnek az α = 1.2°…1.4° közötti minimális légellenállásra való optimalizálása miatt lényegesen magasabb maximális repülési M ≈ 4.3 repülési számokat valósít meg széles magassági tartományban. H = 11…21 km. A "kacsa" és a "farok nélküli" sémák H = 3.72 km magasságban érik el az M = 3.74 ... 11 szám maximális értékét. Ugyanakkor a hibrid séma kis nyereséggel rendelkezik a minimális ellenállás eltolódása miatt még alacsony Mach-számoknál is, ahol a repülési számok tartománya M = 11 ... 1.6 H ≈ 4.25 km magasságban. Az egyensúlyi repülés legkisebb területe a "kacsa" sémában valósul meg.
A táblázat a kiszámított repülési teljesítményadatokat mutatja a tipikus repülési útvonalak kidolgozott elrendezéseihez.
A repülési távolságok, amelyek a MUA minden változatánál azonos szintűek, megmutatták annak lehetőségét, hogy sikeresen létrehozzanak egy gyorsuló repülőgépet, enyhén megnövekedett relatív kerozin-üzemanyag-ellátással, 1500–2000 km-es szuperszonikus repülési hatótávolságokkal az otthonba való visszatéréshez. repülőtér. Ugyanakkor a kifejlesztett hibrid elrendezés, amely az aerodinamikai séma és a sugárhajtómű képernyőn látható levegőbeömlésének mély integrálásának a következménye, egyértelmű előnyt jelentett a maximális repülési sebesség és a magassági tartomány tekintetében. a maximális sebességek megvalósulnak. A Mach-szám és a repülési magasság abszolút értékei, amelyek elérik az Mmax = 4.3-at Hmax Mmax = 20 m-nél, lehetővé teszik, hogy beszéljünk az Oroszországban létező technológiák szintjén egy újrafelhasználható, hiperszonikus nagy magasságú repülési rendszer megvalósíthatóságáról. gyorsítórepülőgép, amely a földről való kilövéshez képest 500-6-szoros súly- és ennek megfelelően költségcsökkentést biztosít.
Ez az aerodinamikai elrendezés volt az utolsó lehetőség a nagy szuperszonikus repülési sebességű, újrafelhasználható, több üzemmódú pilóta nélküli légi jármű megfontolására.
A gyorsuló repülőgépek sajátos követelménye a kis méretű prototípushoz képest a repülőgépen való fel-/leszállás a meglévő repülőterekről, valamint az, hogy kevesebb Mach-számmal kell repülni, mint a ramjet kilövés Mach-értéke M < 1.8 . 2. Ez határozza meg a kombinált repülőgép-erőmű-gyorsító típusát és összetételét, amely sugárhajtóművet és utóégető (TRDF) turbósugárhajtóművet tartalmaz.
Ennek alapján alakult ki a 1000 km-es alacsony Föld körüli pályára kerülő, mintegy 200 kg-os tervezési hasznos teherbírású, könnyű osztályú űrszállító rendszerhez való gyorsítórepülőgép műszaki formája és általános elrendezése. Az RD-0124 oxigén-kerozin motoron alapuló, folyékony-hajtóanyagú kétfokozatú orbitális fokozat tömegparamétereit integrált veszteséggel járó karakterisztikus sebesség módszerével becsültük meg, a nyomásfokozóból történő kilövés körülményei alapján.
Az első szakaszban beépítik az RD-0124 motort (üres tolóerő 30 000 kg, fajlagos impulzus 359 s), de csökkentett keretátmérővel és szűkebb kamrákkal, vagy az RD-0124M motort (eltér az alapmotortól egy kamrás és egy nagyobb átmérőjű új fúvóka); a második szakaszban az RD-0124 egykamrás motorja (7 kg üreges tolóerőt alkalmaztak). A 500 18 kg össztömegű orbitális fokozat beérkezett tömegösszesítése alapján kidolgozásra került a konfigurációja, és ennek alapján egy 508 74 kg felszálló tömegű hiperszonikus nyomásfokozó repülőgép elrendezése kombinált erőművel ( CPU).
A KSU a következőket tartalmazza:
• Az EVZU prototípuséval azonos típusú és égéstér-elrendezésű ramjet;
• Három AL-31F M1 turbósugárzó utánégető motor
A turbóventilátoros és sugárhajtóműves motorok függőleges csomagban vannak elhelyezve, így mindegyik külön-külön is felszerelhető és szervizelhető. A maximális méretű és ennek megfelelően tolóerejű EVZU-val rendelkező ramjet elhelyezésére a berendezés teljes hosszát használták. A készülék maximális felszálló tömege 74 tonna, üres tömege 31 tonna.
A metszet a keringési szakaszt mutatja - egy kétfokozatú, 18,5 tonnás folyékony hajtóanyagú hordozórakétát, amely 1000 kg hasznos terhet indít 200 km-es alacsony földi pályára. 3 AL-31FM1 turbóventilátoros motor is látható.
Egy ekkora sugárhajtómű kísérleti tesztelését állítólag közvetlenül repülési tesztek során kell elvégezni, turbóventilátoros motort használva a gyorsításhoz. Az egységes légbeszívó rendszer kidolgozásakor a következő alapelveket fogadták el:
• Minimális mozgó alkatrész minimális teljesítményterheléssel;
• A prototípus VZU ramjet elméleti geometriájának teljes megőrzése.
Úgy valósult meg, hogy a légbeömlő szuperszonikus része mögött elválasztják a turbóventilátor és a ramjet motorok légcsatornáit, és olyan egyszerűen kivitelezhető transzformátort fejlesztettek ki, amely az EVZU szuperszonikus részét szabályozatlan konfigurációkká alakítja oda-vissza, miközben a levegőt egyidejűleg kapcsolja. ellátás a csatornák között. Az eszköz EVRU-ja felszálláskor turbóventilátoros motoron működik, ha a fordulatszámot M = 2,0-ra állítjuk, átvált ramjetre.
Az EVZU transzformátor mögött vízszintes tokozásban található a hasznos raktér és a fő üzemanyagtartályok. A betéttartályok használata szükséges a "forró" törzsszerkezet és a "hideg" hőszigetelt kerozinos tartályok termikus leválasztásához. A rakománytér mögött van egy turbóventilátor-rekesz, melyben áramlási csatornák vannak a motor fúvókák, a rekeszszerkezet és a turbóventilátor működése közben a ramjet fúvóka felső szárnyának hűtésére.
A gyorsuló repülőgép EVZU transzformátorának működési elve kis mértékben kiküszöböli a készülék mozgó részével szembeni erőellenállást a szembejövő áramlás felől. Ez minimalizálja a levegőbeszívó rendszer relatív tömegét azáltal, hogy csökkenti magának a készüléknek és a hajtásának tömegét a hagyományos, állítható téglalap alakú légbeömlőkhöz képest. A ramjet egy osztó fúvóka-tartóval rendelkezik, amely zárt állapotban a turbóventilátoros motor működése közben biztosítja az áramlás elválasztás nélküli áramlását a törzs körül. A leeresztő fúvóka kinyitásakor a ramjet üzemmódba való áttéréskor a felső csappantyú lezárja a turbóventilátor rekesz alsó részét. A nyitott formájú ramjet fúvóka egy szuperszonikus keverő, és a ramjet jet bizonyos fokú alultágulásával, ami nagy Mach-számoknál valósul meg, a tolóerő növekedését biztosítja a nyomáserők hosszirányú vetülete miatt a felső szárnyra.
A prototípushoz képest a szárnypanelek relatív területe jelentősen megnőtt a repülőgép fel-/leszállási igénye miatt. A szárny gépesítése csak az elevonokat foglalja magában. A kölök kormánylapátokkal vannak felszerelve, amelyek leszálláskor fékbetétként használhatók. A szubszonikus repülési sebességnél az áramlás folytonosságának biztosítása érdekében a képernyő eltéríthető orrral rendelkezik. A gyorsuló repülőgép futóműve négyoszlopos, az oldalak mentén elhelyezve, hogy megakadályozza a szennyeződések és idegen tárgyak bejutását a légbeömlőbe. Ilyen sémát dolgoztak ki az EPOS terméken - a "Spiral" orbitális repülőgép-rendszer analógján, amely a kerékpár alvázához hasonlóan lehetővé teszi a "guggolást" felszálláskor.
A gyorsuló repülőgépek repülési súlyainak, tömegközéppontjának helyzetének és saját tehetetlenségi nyomatékainak meghatározására egy egyszerűsített szilárdtest modellt dolgoztak ki CAD környezetben.
A gyorsuló repülőgépek kialakítását, erőművét és felszerelését 28 elemre bontották, melyek mindegyikét statisztikai paraméterrel (a csökkentett bőr fajsúlya stb.) értékelték, és geometriailag hasonló szilárd elemként modelleztek. A törzs és a teherhordó felületek kialakításához a MiG-25/MiG-31 típusú repülőgépek tömegstatisztikáit használtuk. Az AL-31F M1 motor tömegét „valójában” veszik. Az üzemanyagtartályok belső üregeinek csonka szilárd "öntvényeivel" modellezték a kerozin töltés különböző százalékát.
Kidolgozták a pályafokozat egyszerűsített szilárdtest modelljét is, a szerkezeti elemek tömegét az "I" blokk (a Szojuz-2 hordozórakéta harmadik fokozata és az ígéretes Angara hordozórakéta) adatai alapján vették fel. ) az üzemanyag tömegétől függő állandó és változó összetevők kiosztásával.
A kifejlesztett repülőgép aerodinamikai eredményeinek néhány jellemzője:
A gyorsuló repülőgépeken a repülési távolság növelése érdekében a sikló üzemmódot használják ramjetre konfigurálva, de üzemanyag-ellátás nélkül. Ebben az üzemmódban egy leeresztő fúvókát használnak, amely a ramjet kikapcsolásakor csökkenti a megoldást az EVZU csatornában áramlást biztosító áramlási területre úgy, hogy a csatorna szubszonikus diffúzorának tolóereje egyenlő lesz a fúvóka ellenállása:
Pdiff EVZU = Xss ramjet. Egyszerűen fogalmazva, a fojtóberendezés működési elvét a TsAGI SVS-2 vizsgálati létesítményeiben alkalmazzák. Az összeszerelt fúvóka-lerakó kinyitja a turbóventilátoros motortér alsó részét, amely elkezdi létrehozni saját alsó ellenállását, de kisebb, mint a kikapcsolt ramjet ellenállása szuperszonikus áramlással a VDU csatornában. A TsAGI SVS-2 létesítményben az EVZU tesztjei során a légbeömlő stabil működését mutatták ki az M = 1.3 Mach-számtól, ezért vitatható, hogy a tervezési mód EVZU fojtószelepként rakodó fúvókával. az 1.3 ≤ M ≤ Mmax tartományban állítható.
A gyorsítórepülőgép feladata, hogy a fedélzetről repülés közben, a referenciapályán a maximális hasznos tehertömeg feltételének megfelelő magasságban, repülési sebességben és pályaszögben indítsa el a pályafokozatot. A Molot-projekt kutatásának előzetes szakaszában a feladat az, hogy elérje a repülőgép maximális magasságát és repülési sebességét, amikor a „domb” manőverrel nagy pozitív értékeket hoz létre a pályaszög felszálló ágán. Ebben az esetben a sebességmagasság minimalizálásának feltétele a szakaszok szétválasztása során a burkolat tömegének megfelelő csökkentése és a hasznos tehertér terhelésének csökkentése nyitott helyzetben.
A hajtóművek működésére vonatkozó kiinduló adatok az AL-31F repülési vontatási és gazdasági jellemzői voltak, az AL-31F M1 hajtómű próbapadi adatai szerint korrigálva, valamint a prototípus ramjet jellemzői az égéstér arányában újraszámítva. és a képernyő beépítési szöge.
ábrán. egy hiperszonikus nyomásfokozó repülőgép vízszintes egyenletes repülési területeit mutatja be a kombinált erőmű különböző üzemmódjaiban.
Minden egyes zónát a Molot-projekt gyorsítójának megfelelő szakaszára eső átlagra számítják ki a jármű repülési tömegpályájának szakaszaira jellemző átlagos tömegekre. Látható, hogy a gyorsuló repülőgép eléri a maximális repülési Mach-számot M = 4.21, turbóhajtóművel repülve a Mach-szám M = 2.23-ra korlátozódik. Fontos megjegyezni, hogy a grafikon jól szemlélteti a gyorsítórepülőgép szükséges ramjet tolóerővel való ellátásának szükségességét széles Mach-szám tartományban, amelyet a prototípus szűrős légbeszívó berendezésén végzett munka során sikerült elérni és kísérletileg meghatározni. A felszállás V = 360 m/s felszállási sebességgel történik - a szárny és az árnyékoló csapágytulajdonságai fel- és leszállás gépesítés, valamint elevon lebegés nélkül is elegendőek. A H = 10 m vízszintes szakaszon az optimális emelkedést követően a gyorsítórepülőgép a szubszonikus Mach-számtól M = 700 éri el a szuperszonikus sebességet, a kombinált erőmű kapcsolása M = 0.9-re, az előgyorsulás Vopt-ra M = 2-nál történik. A ramjetre való felkapaszkodás során a gyorsuló repülőgép a hazai repülőtér felé fordul, és eléri a H2.46csúcs = 0 20 m magasságot M = 000 Mach-számnál.
Ezen a magasságon egy dinamikus manőver kezdődik a maximális repülési magasság és pályaszög elérése érdekében a keringési szakasz elindításához. Egy enyhe merülést hajtanak végre M = 3.9-es gyorsítással, majd az azt követő „dombon” manőverrel. A ramjet H ≈ 25000 44 m magasságban fejezi be működését, és az ezt követő emelkedés a booster mozgási energiája miatt következik be. A pályafokozat indítása a pálya emelkedő ágán történik Hlaunch = 049 m magasságban, M = 2.05 Mach-számmal és θ = 45°-os pályaszöggel. A gyorsuló repülőgép a „dombon” eléri a Hmax = 55 871 m magasságot, a pálya leszálló ágán az M = 1.3 Mach-szám elérésekor a ramjet → turbjet motort kapcsolják, hogy kiküszöböljék a ramjet légbeömlő túlfeszültségét. .
A turbóventilátor konfigurálásakor a gyorsuló repülőgép a siklópálya eléréséig siklik, a fedélzeten lévő üzemanyag-ellátással Ggf = 1000 kg.
Normál üzemmódban a teljes repülés a ramjet kikapcsolásának pillanatától a leszállásig hajtóművek használata nélkül, siklási tartományban.
A lépésmozgás szögparamétereinek változása ezen az ábrán látható.
Ha H = 200 km körpályára bocsátják H = 114 878 m magasságban V = 3 291 m/s sebességgel, az első részszakasz gyorsítója elválik. A második alfokozat tömege a H = 200 km pályán lévő teherrel 1504 kg, ebből a hasznos teher mpg = 767 kg.
A Molot projekt hiperszonikus nyomásfokozó repülőgépeinek alkalmazási sémája és repülési útvonala analóg a RASCAL amerikai "egyetemi" projekttel, amely a DARPA kormányhivatal támogatásával készül.
A Molot és a RASCAL projektek egyik jellemzője egy dinamikus púp típusú manőver alkalmazása, amely passzív hozzáférést biztosít a Hlaunch orbitális szakasz nagy indítási magasságaihoz, ≈ 50 000 m alacsony sebességű nyomás mellett, Molot qlaunch = 24 kg/m2 esetén. Az indítási magasság lehetővé teszi egy drága eldobható pályafokozat gravitációs veszteségének és repülési idejének, azaz össztömegének csökkentését. Az alacsony fordulatszámú indítónyomások lehetővé teszik a hasznos teher burkolat tömegének minimalizálását vagy bizonyos esetekben teljesen elhagyását, ami az ultrakönnyű (mpgN200<1000 kg) osztályú rendszerek esetében elengedhetetlen.
A Molot projekt gyorsítórepülőgépeinek fő előnye a RASCAL-lal szemben a fedélzeti folyékony oxigénellátás hiánya, ami egyszerűsíti és csökkenti az üzemeltetési költségeket, valamint kizárja a kidolgozatlan technológiát. repülés újrafelhasználható kriogén tartályok. A tolóerő-tömeg arány a ramjet üzemmódban lehetővé teszi a Molot gyorsító számára, hogy a „domb” emelkedő ágán elérje a „munka” pályaszögeket a θstart ≈ 45°-os pályafokozathoz, míg a RASCAL booster biztosítja a megfelelő teljesítményt. pályafokozat, amelynek kezdőpálya szöge csak θstart ≈ 20°, a fokozatforduló manőveréből adódó veszteségekkel.
A fajlagos teherbírást tekintve a „Molot” hiperszonikus pilóta nélküli nyomásfokozóval felszerelt repülőgép-rendszer felülmúlja a RASCAL rendszert: (mgN500/mvzl)kalapács = 0.93%, (mpnN486/mvzl)rascal = 0.25%.
Így a hazai repülőgépipar által kifejlesztett és elsajátított, szubszonikus égésterű ramjet hajtómű (a Molot-projekt „kulcsa”) technológiája hatékonyabb, mint az ígéretes amerikai MIPCC technológia hiperszonikus gyorsuló repülőgépeken való alkalmazása. oxigén befecskendezése a turbóventilátor levegőbeszívó csatornájába.
Egy 74 000 kg tömegű hiperszonikus pilóta nélküli gyorsuló repülőgép reptérről felszállást, gyorsítást, emelkedést hajt végre egy optimalizált pályán, közbenső kanyarral a felszállási pontig H = 20 000 m és M = 3.73 magasságig, dinamikus „hegyi” manővert. közbenső gyorsulás lombkorona merülésben М = 3.9-ig. A H = 44 047 m, M = 2 pálya emelkedő ágán egy kétfokozatú, 18 508 kg tömegű, az RD-0124 hajtómű alapján tervezett keringési fokozatot választják le.
A „hegy” Нmax = 55 871 m áthaladása után sikló üzemmódban a booster a repülőtérre repül, 1000 kg garantált üzemanyag-utánpótlással és 36 579 kg leszálló tömeggel. A keringési fokozat H = 200 km körpályára helyez egy hasznos terhet, amelynek tömege mpg = 767 kg, H = 500 km mpg = 686 kg.
Referencia.
1. Az NPO Molniya laboratóriumi és vizsgálati bázisa a következő laboratóriumi komplexumokat tartalmazza:
Statikus szilárdsági vizsgálatok laboratóriuma
Dinamikus Tesztlaboratórium
Kriotermikus vákuumvizsgáló laboratórium
Környezeti Vizsgáló Laboratórium
Tribológiai vizsgáló laboratórium
2. És ez egy HEXAFLY-INT nagysebességű polgári repülőgép projektje
Ami az egyik legnagyobb nemzetközi együttműködési projekt. Vezető európai (ESA, ONERA, DLR, CIRA stb.), orosz (TsAGI, CIAM, LII, MIPT) és ausztrál (The University of Sydney, stb.) szervezetek vesznek részt benne.
3. A Rostec nem engedte a "Buran" űrrepülőgépet kifejlesztő vállalkozás csődjét
Megjegyzés: A cikk elején található 3D-s modellnek semmi köze a "Hammer" kutatási projekthez.
Munka alapján készült cikk:
Molot projekt egy hiperszonikus pilóta nélküli gyorsító repülőgépről kombinált képernyős turbó-ramjet meghajtórendszerrel
/Makeich G. S., Tyukaev M. Yu. (Moszkvai Repülési Intézet (Nemzeti Kutatóegyetem), Volokolamsk Highway, 4, Moszkva, A-80, GSP-3, 125993, Oroszország), Chibisov Ya. N. (OAO Nauchno - gyártási egyesület "Molniya") /
Felhasznált anyagok, fotók és videók
http://www.mai.ru/
http://www.ciam.ru/
http://www.npomolniya.ru/
http://en.avia.pro/
http://www.darpa.mil/
www.youtube.com
http://otvaga2004.ru/
http://www.3dmir.ru/forum/read/5075.html
http://www.globalsecurity.org/
http://36on.ru/news/economics/64320-v-sovete-federatsii-proshli-dni-voronezhskoy-oblast
Információk