Мулти-режим на хиперсонично беспилотно летало „Чекан“

Мулти-режим на хиперсонично беспилотно летало „Чекан“
Мулти-режим на хиперсонично беспилотно летало „Чекан“
Anonim
Слика

Во моментов, OAO NPO Molniya развива мулти-режим хиперсонично беспилотно летало на тема истражувачки и развојни работи „Чекан“. Овој беспилотно летало се смета за прототип демонстратор на технологии за хиперсоничен авион за забрзување без екипаж со електрана со комбиниран екран турбо-рамет. Клучната технологија на прототипот е употребата на мотор ramjet (ramjet) со субсонична комора за согорување и уред за внесување воздух на екранот.

Пресметани и експериментални параметри на прототипот на демонстраторот:

Слика

Позадината на ова истражување и развој беше проект на суперсонично летало без екипаж со повеќе режими (МСБЛА) развиено од АД НПО Молнија, во кое беше утврден аеродинамичниот изглед на перспективен забрзан авион без екипаж или екипаж. Клучната технологија на MSBLA е употребата на мотор ramjet (ramjet) со субсонична комора за согорување и уред за внесување воздух на екранот. Дизајн на параметри на MSBLA: крстарење со Мах броеви М = 1,8 … 4, висина на летот од ниски до H ≈ 20,000 m, тежина на лансирање до 1000 кг.

Распоредот на влезниот воздух проучен на штандот SVS-2 на TsAGI покажа ниска ефикасност на применетиот вентрален клин штит, направен „истовремено“со трупот на авионот (слика А) и правоаголен штит со распон еднаков на ширината на трупот на авионот (слика Б).

Мулти-режим на хиперсонично беспилотно летало „Чекан“

И двајцата обезбедија приближна постојаност на коефициентите на закрепнување на вкупниот притисок ν и протокот f во аголот на напад, наместо да ги зголемат.

Бидејќи фронталниот екран од типот што се користеше на ракетата Х-90 не беше соодветен за MSBLA, како прототип на забрзувачки авиони, беше одлучено, врз основа на експериментални студии на ЦАГИ во раните 80-ти, да се развие вентрален екран, задржувајќи ја конфигурацијата со двостепено централно тело добиено со резултатите од тестот.

Во текот на две фази на експериментално истражување на специјален штанд SVS-2 TsAGI, декември 2008-февруари 2009 и март 2010 година, со средна фаза на нумерички студии за пребарување, уред за внесување воздух на екран (EHU) со двостепен конусен беше развиено тело со различни пресметани броеви.Мах во чекори, што овозможи да се добие прифатлив потисок во широк опсег на Махови броеви.

Слика

Ефектот на екранот се состои во зголемување на стапката на проток и коефициентите на наплата со зголемување на аголот на напад при Мах броеви М> 2,5. Големината на позитивниот градиент на двете карактеристики се зголемува со зголемување на бројот на Мах.

Слика

EVZU за првпат беше развиен и применет на хиперсоничен експериментален авион Х-90 развиен од НПО Радуга (крстосувачка ракета, според класификацијата на НАТО АС-19 Коала)

Слика

Како резултат на тоа, аеродинамичката конфигурација на прототипот беше развиена според шемата "хибрид" наречена од авторите со интеграција на ЕХУ во системот на носители.

Слика

Хибридната шема има карактеристики и на шемата „патка“(според бројот и локацијата на површините на лежиштето) и шемата „без опашка“(според видот на надолжните контроли). Типична траекторија MSBLA вклучува лансирање од фрлач на земја, забрзување со засилувач на цврсти горива до брзина на лансирање суперсоничен рамет, лет според дадена програма со хоризонтален сегмент и сопирање до мала субсонична брзина со меко слетување со падобран На

Слика

Може да се види дека хибридниот распоред, поради поголем ефект на подлога и оптимизација на аеродинамичниот распоред за минимално повлекување при α = 1,2 ° … 1,4 °, имплементира значително повисоки максимални максимални броеви на Мах M ≈ 4,3 во широк опсег опсег на надморска височина H = 11 … 21 км. Шемите "патка" и "без опашка" достигнуваат максимална вредност на бројот М = 3.72 … 3.74 на висина Н = 11 км. Во овој случај, хибридната шема има мала добивка поради поместувањето на минималниот отпор и при ниски броеви на Мах, со опсег на броеви на летови М = 1,6 … 4,25 на надморска височина од ≈ 11 км. Најмалата област на рамнотежен лет се реализира во шемата "патка".

Табелата ги прикажува пресметаните податоци за перформансите на летот за развиените распореди за типични траектории на летови.

Слика

Опсегот на летови, кои имаат исто ниво за сите верзии на MSBLA, покажаа можност за успешно создавање на забрзувачки авиони со малку зголемена релативна резерва на гориво од керозин со опсег на суперсонично летање од 1500-2000 км за враќање во домашниот аеродром. Во исто време, развиениот хибриден распоред, кој е последица на длабоката интеграција на аеродинамичката шема и внесот на воздухот на екранот на моторот Рамеџт, имаше јасна предност во однос на максималната брзина на летање и опсегот на височини во кои се реализираат максималните брзини. Апсолутните вредности на бројот Мах и висината на летот, достигнувајќи Мmax = 4,3 на Нmax Mmax = 20,500 m, укажуваат на тоа дека воздушниот систем за повеќекратна употреба со хиперсоничен засилувач на висока надморска височина е изводлив на ниво на постојните технологии во Русија. Вселенската фаза за еднократна употреба е 6-8 пати во споредба со лансирањето од земја.

Овој аеродинамичен распоред беше последната опција за разгледување на повеќекратно безуспешно летало со повеќе режими со голема суперсонична брзина на летање.

Концепт и општ распоред

Карактеристичен услов за авион за оверклокување, во споредба со неговиот прототип од мала големина, е полетување / слетување на авион од постоечките аеродроми и потребата да се лета со броеви Мах помали од Мах бројот за лансирање мотор Рамеџ М <1.8 … 2. Ова го одредува видот и составот на комбинираната електрана на авионот - мотор на рамџет и турбо мотори со последователен горилник (TRDF).

Слика

Врз основа на ова, се формираше техничкиот изглед и општиот распоред на забрзувачкиот авион за транспортниот систем за лесна класа со капацитет за дизајн од околу 1000 кг во орбита на ниска земја од 200 км. Оценка на параметрите за тежина на течна двостепена орбитална фаза базирана на мотор со кислород-керозин RD-0124 беше спроведена со метод на карактеристична брзина со интегрални загуби, врз основа на условите за лансирање од забрзувачот.

Слика

Во првата фаза, инсталиран е моторот RD-0124 (празен поттик 30.000 кг, специфичен импулс 359 с), но со намален дијаметар на рамката и затворени комори, или моторот RD-0124M (се разликува од основата една по една комора и нова млазница со поголем дијаметар); во втората фаза, мотор со една комора од РД-0124 (се претпоставува потисна сила од 7.500 кг). Врз основа на добиениот извештај за тежина на орбиталната фаза со вкупна тежина од 18,508 кг, беше развиена неговата конфигурација, а врз основа на тоа - распоред на хиперсоничен засилувачки авион со тежина на полетување од 74,000 кг со комбинирана електрана (КСУ).

Слика

KSU вклучува:

Слика

Моторите TRDF и ramjet се сместени во вертикален пакет, што овозможува секој од нив да се монтира и сервисира одделно. Целата должина на возилото беше искористена за да се смести мотор на рамеџ со ЕВЦ со максимална големина и, соодветно, потисок. Максималната тежина на полетување на возилото е 74 тони.Празната тежина е 31 тон.

Делот прикажува орбитална фаза-двостепено течно лансирно возило со тежина од 18,5 тони, вбризгувајќи лансирно возило од 1000 килограми во орбита на ниска земја од 200 километри. Видливи се и 3 TRDDF AL-31FM1.

Слика

Експерименталното тестирање на моторот Рамеџ со оваа големина се претпоставува дека ќе се изврши директно во тестовите за летање, користејќи турбомотор за забрзување. При развивање унифициран систем за внесување воздух, беа усвоени основните принципи:

Имплементирано со одвојување на воздушните канали за моторот со турбо мотор и моторот Рамџет зад суперсоничниот дел од внесот на воздух и развојот на едноставен трансформаторски уред што го претвора суперсоничниот дел од ЕХУ во нерегулирани конфигурации „кружно патување“, истовремено менувајќи го снабдување со воздух помеѓу каналите. EVZU на возилото при полетување работи на мотор со турбо мотор, кога брзината е поставена на M = 2, 0, се префрла на моторот ramjet.

Слика

Товарниот простор и главните резервоари за гориво се наоѓаат зад трансформаторот EVCU во хоризонтално пакување. Употребата на резервоари за складирање е неопходна за термичко раздвојување на „жешката“структура на трупот и „ладните“резервоари со топлина изолирани со керозин. Преградата TRDF се наоѓа зад товарниот простор, кој има канали за проток за ладење на млазниците на моторот, дизајнот на преградата и горниот размавта на млазницата ramjet кога работи TRDF.

Принципот на работа на трансформаторот EVZU на забрзувачкиот авион ја исклучува, со точност од мала вредност, отпорот на силата на подвижниот дел на уредот од страната на влезниот проток. Ова ви овозможува да ја минимизирате релативната маса на системот за внесување воздух со намалување на тежината на самиот уред и неговиот погон во споредба со традиционалните прилагодливи правоаголни доводи за воздух. Моторот Рамеџет има млазница-дренажа, која во затворена форма за време на работата на турбо-моторот обезбедува непречен проток на протокот околу трупот на авионот. При отворање на млазницата за одвод при премин во режим на работа на моторот ramjet, горниот капак го затвора долниот дел од одделот за моторот со турбо мотор. Отворената млазница Рамеџ е суперсоничен конфузер и, со одреден степен на недоволно проширување на млазот млазница, што се реализира при високи броеви на Мах, обезбедува зголемување на потисот поради надолжната проекција на силите на притисок на горниот размавта.

Во споредба со прототипот, релативната површина на конзолите на крилата е значително зголемена поради потребата за полетување / слетување на авиони. Механизацијата на крилата вклучува само височини. Каилите се опремени со кормила кои можат да се користат како клапи за сопирачки при слетување. За да се обезбеди непречен проток при брзини на субсонични летови, екранот има преклоплив нос. Опремата за слетување на забрзувачкиот авион е со четири столба, со поставување долж страните за да се исклучи навлегување нечистотија и туѓи предмети во влезот на воздух. Ваквата шема беше тестирана на производот ЕПОС - аналог на орбиталниот систем на авиони „Спирала“, што овозможува, слично како и велосипедската шасија, да „сквоти“при полетување.

Слика

Поедноставен цврст модел во CAD средина беше развиен за да се одредат тежините на летот, позицијата на центарот на масата и само-моментите на инерција на засилувачкиот авион.

Слика

Структурата, електраната и опремата на засилувачкиот авион беа поделени на 28 елементи, од кои секоја беше оценета според статистички параметар (специфична тежина на намалената кожа, итн.) И беше моделирана од геометриски сличен цврст елемент. За изградба на трупот и површините на лежиште, се користеше пондерирана статистика за авионите МиГ-25 / МиГ-31. Масата на моторот АЛ-31Ф М1 се зема „по факт“. Различни проценти на полнење со керозин беа моделирани со скратени „фрлања“од цврста состојба на внатрешните шуплини на резервоарите за гориво.

Слика

Исто така, беше развиен поедноставен модел на цврста состојба на орбиталната фаза. Масите на структурните елементи беа земени врз основа на податоците за блокот I (третата фаза на лансирното возило Сојуз-2 и ветувачкото лансирно возило Ангара) со распределбата на константни и променливи компоненти во зависност од масовното гориво.

Некои карактеристики на добиените резултати од аеродинамиката на развиените авиони:

Слика

Кај авионите за гас, за да се зголеми опсегот на летање, режимот на лизгање се користи при конфигурирање на рамџет, но без снабдување со гориво до него.Во овој режим, се користи млазница за одвод, што го намалува неговото решение кога моторот Рамеџет е исклучен во областа на протокот што обезбедува проток во каналот ЕХУ, така што нафрлањето на субсоничниот дифузер на каналот станува еднаков на отпорот на млазницата:

Pdif EVCU = Xcc ramjet. Едноставно кажано, принципот на работа на уредот за гаснење се користи на тест-инсталации за воздух-воздух тип SVS-2 TsAGI. Подлогата за одвод на млазницата го отвора долниот дел од одделот TRDF, кој започнува да создава сопствен отпор на дното, но помал од отпорот на исклучениот рамеџ со суперсоничен проток во каналот за внесување воздух. Во тестовите на EVCU на инсталацијата SVS-2 TsAGI, беше прикажана стабилна работа на влезот на воздух со Мах број М = 1,3, затоа, може да се тврди дека режимот на планирање со употреба на млазница за одвод како задушување на EVCU во може да се тврди опсегот 1,3 ≤ M ≤ Mmax.

Перформанси на летот и типична патека за летање

Задачата на засилувачкиот авион е да лансира орбитална етапа од страната во летот, на надморска височина, брзина на летање и агол на траекторија што ги исполнуваат условите за максимална носивост на маса во референтната орбита. Во прелиминарната фаза на истражување на проектот Хамер, задачата е да се постигне максимална надморска височина и брзина на летање на овој авион кога се користи маневарот „слајд“за да се создадат големи позитивни вредности на аголот на траекторијата на неговата растечка гранка. Во овој случај, условот е поставен да ја минимизира брзината на глава при одвојување на етапата за соодветно намалување на масата на облините и да ги намали оптоварувањата на товарниот простор во отворена положба.

Првичните податоци за работата на моторите беа влечењето на летот и економските карактеристики на АЛ-31Ф, коригирани според податоците од клупата на моторот АЛ-31Ф М1, како и карактеристиките на прототипот на моторот Рамаџет, препрочистен во сооднос со комората за согорување и аголот на екранот.

На сл. ги покажува областите на хоризонтален стабилен лет на хиперсоничен забрзувачки авион во различни начини на работа на комбинираната електрана.

Слика

Секоја зона се пресметува за просекот преку соодветниот дел од акцелераторот на проектот „Чекан“за просечните маси долж деловите на траекторијата на масата на летот на возилото. Може да се види дека засилувачкиот авион го достигнува максималниот лет Мах број М = 4,21; кога летате со турбо -млазни мотори, бројот на Мах е ограничен на М = 2,23. Важно е да се напомене дека графиконот ја илустрира потребата да се обезбеди потребниот удар на марџет за авионите за гас во широк опсег на броеви Мах, што беше постигнато и експериментално определено за време на работата на прототипот на уредот за внесување воздух на екранот. Полетувањето се изведува при брзина на подигнување V = 360 m / s - својствата на лежиштата на крилото и екранот се доволни без употреба на механизација за полетување и слетување и лебдење на височини. По оптималното искачување на хоризонталната делница H = 10.700 m, засилувачкиот авион достигнува суперсоничен звук од субсоничниот Мах број М = 0.9, комбинираниот погонски систем се префрла на М = 2 и прелиминарното забрзување до Вопт на М = 2.46. Во процесот на качување по рамџет, засилувачкиот авион свртува кон домашниот аеродром и достигнува височина од H0pik = 20.000 m со Мах број М = 3.73.

На оваа надморска височина, започнува динамичен маневар со достигнување на максималната надморска височина на летот и аголот на траекторијата за лансирање на орбиталната фаза. Се изведува нежно навалување со нуркање со забрзување до М = 3,9 проследено со маневар со „слајд“. Рамџет моторот ја завршува својата работа на надморска височина од ≈ 25000 m и последователното искачување се случува поради кинетичката енергија на засилувачот. Лансирањето на орбиталната фаза се одвива на растечката гранка на траекторијата на надморска височина Нpusk = 44.049 m со Мах број М = 2.05 и агол на траекторија θ = 45 °. Засилувачката рамнина достигнува висина Hmax = 55.871 m на „ридот“. На опаѓачката гранка на траекторијата, по достигнување на бројот Мах М = 1.3, моторот Рамеџт → турбо мотор се вклучува за да се елиминира напливот на вшмукување на воздухот Рамеџ На

Во конфигурацијата на турбо моторот, засилувачкиот авион планира пред да влезе во патеката за лизгање, имајќи гориво на одборот Ggzt = 1000 кг.

Слика

Во нормален режим, целиот лет од моментот на исклучување на рамеџерот до слетување се случува без употреба на мотори со маргина за опсег на лизгање.

Промената на аголните параметри на движењето на чекорот е прикажана на оваа слика.

Слика

Кога се вбризгува во кружна орбита H = 200 km на надморска височина H = 114 878 m со брзина V = 3 291 m / s, акцелераторот на првата под-фаза се одвојува. Масата на втората под-фаза со оптоварување во орбитата H = 200 км е 1504 кг, од кои носивоста е mpg = 767 кг.

Шемата за примена и патека на летање на хиперсоничен забрзувачки авион на проектот Хамер има аналогија со американскиот проект „универзитет“РАСКАЛ, кој се создава со поддршка на владиниот оддел ДАРПА.

Карактеристика на проектите Молот и РАСКАЛ е употребата на динамичен маневар од типот „слајд“со пасивен пристап до височини на лансирање во орбиталната фаза Нpusk ≈ 50.000 m при ниски глави со голема брзина; за Молот, q лансирање = 24 кг / м2 Висината на лансирање овозможува да се намалат гравитационите загуби и времето на летање на скапа орбитална фаза за еднократна употреба, односно нејзината вкупна маса. Малите глави за лансирање со голема брзина овозможуваат да се минимизира масата на ферингот на товар или дури и да се одбие во некои случаи, што е од суштинско значење за системите од ултралесната класа (мпгН200 <1000 кг).

Главната предност на засилувачкиот авион на проектот „Хамер“во однос на РАСКАЛ е отсуството на резерви на течен кислород, што ги поедноставува и ги намалува трошоците за неговата работа и ја исклучува неискористената технологија на авијациско криогенски тенкови за повеќекратна употреба. Соодносот на нафрлување-тежина во режимот на работа на моторот Рамеџ му овозможува на засилувачот Молот да стигне до растечката гранка на „слајдот“на „работниците“за орбиталната фаза на аглите на траекторијата θ лансирање ≈ 45 °, додека RASCAL акцелераторот ја обезбедува својата орбитална фаза со агол на почетна траекторија само θ лансирање ≈ 20 ° со последователни загуби поради маневарот за промет на чекор.

Во однос на специфичниот носивост, воздушниот систем со хиперсоничен забрзувач „Молот“е супериорен во однос на системот РАСКАЛ: (mпгН500 / mvzl) чекан = 0,93%, (mпнН486 / mvzl) раскал = 0,25%

Така, технологијата на моторот Рамеџ со субсонична комора за согорување („клучот“на проектот „Хамер“), развиена и совладана од домашната воздушна вселенска индустрија, ја надминува ветувачката американска технологија MIPCC за вбризгување кислород во каналот за внесување воздух TRDF во хиперсоничен засилувачки авиони.

Хиперсоничен авион за забрзување без екипаж тежок 74.000 килограми изведува полетување од аеродром, забрзување, искачување по оптимизирана траекторија со средно свртување до точката на полетување на височина од H = 20.000 m и M = 3.73, динамичен маневар за „лизгање“со средно забрзување во нуркање до крошна до М = 3,9. На растечката гранка на траекторијата на H = 44,047 m, M = 2, двостепена орбитална фаза со маса од 18,508 kg, дизајнирана врз основа на моторот RD-0124, е одделена.

По поминувањето на „слајдот“Hmax = 55 871 m во режим на лизгање, засилувачот лета кон аеродромот, со гарантирано снабдување со гориво од 1000 кг и тежина на слетување од 36 579 кг. Орбиталната фаза инјектира носивост со маса mpg = 767 kg во кружна орбита H = 200 km, на H = 500 km mpg = 686 kg.

Референца.

1. Базата за лабораториско тестирање на НПО „Молниа“ги вклучува следните лабораториски комплекси:

2. Ова е проект за цивилни авиони со голема брзина HEXAFLY-INT

Слика

Кој е еден од најголемите проекти за меѓународна соработка. Вклучува водечки европски (ESA, ONERA, DLR, CIRA, итн.), Руски (TsAGI, CIAM, LII, MIPT) и австралиски (Универзитетот во Сиднеј итн.).

Слика
Слика

3. Ростек не дозволи банкрот на компанијата што го разви вселенскиот шатл „Буран“

Забелешка: 3-Д моделот на почетокот на статијата нема никаква врска со истражувањето и развојот „Чекан“.

Популарна по тема тема