En la actualidad, OAO NPO Molniya está desarrollando un vehículo aéreo no tripulado hipersónico multimodo sobre el tema del trabajo de investigación y desarrollo "Hammer". Este UAV se considera un prototipo de demostración de tecnologías para un avión acelerador no tripulado hipersónico con una planta de energía turbo-ramjet de pantalla combinada. La tecnología clave del prototipo es el uso de un motor ramjet (ramjet) con una cámara de combustión subsónica y un dispositivo de entrada de aire de pantalla.
Parámetros calculados y experimentales del prototipo del demostrador:
El trasfondo de esta I + D fue un proyecto de un vehículo aéreo no tripulado supersónico multimodo (MSBLA) desarrollado por JSC NPO Molniya, en el que se determinó la apariencia aerodinámica de un prometedor avión acelerador no tripulado o tripulado. La tecnología clave de MSBLA es el uso de un motor ramjet (ramjet) con una cámara de combustión subsónica y un dispositivo de entrada de aire de pantalla. Parámetros de diseño de MSBLA: números de Mach de crucero M = 1.8 … 4, altitudes de vuelo desde bajas hasta H ≈ 20.000 m, peso de lanzamiento hasta 1000 kg.
El diseño de la entrada de aire estudiado en el stand SVS-2 de TsAGI mostró una baja eficiencia del escudo de cuña ventral aplicado, hecho "al mismo tiempo" con el fuselaje (Fig. A) y un escudo rectangular con un tramo igual al ancho de el fuselaje (Fig. B).
Ambos aseguraron la constancia aproximada de los coeficientes de recuperación de la presión total ν y el caudal f en el ángulo de ataque, en lugar de incrementarlos.
Dado que la pantalla frontal del tipo utilizado en el cohete Kh-90 no era adecuada para el MSBLA, como prototipo de un avión acelerador, se decidió, sobre la base de estudios experimentales de TsAGI a principios de los 80, desarrollar un ventral. pantalla, conservando la configuración con un cuerpo central de dos etapas obtenido por los resultados de la prueba.
En el transcurso de dos etapas de investigación experimental en un stand especial SVS-2 TsAGI, diciembre de 2008 - febrero de 2009 y marzo de 2010, con una etapa intermedia de estudios de búsqueda numérica, un dispositivo de entrada de aire de pantalla (EHU) con una cónica de dos etapas Se desarrolló un cuerpo con diferentes números calculados Mach en pasos, lo que hizo posible obtener un empuje aceptable en una amplia gama de números Mach.
El efecto de la pantalla consiste en un aumento del caudal y los coeficientes de recuperación con un aumento del ángulo de ataque en los números de Mach M> 2,5. La magnitud del gradiente positivo de ambas características aumenta al aumentar el número de Mach.
EVZU se desarrolló y aplicó por primera vez en el avión experimental hipersónico X-90 desarrollado por NPO Raduga (misil de crucero, según la clasificación AS-19 Koala de la OTAN)
Como resultado, la configuración aerodinámica del prototipo se desarrolló de acuerdo con el esquema "híbrido" llamado por los autores con la integración del EHU en el sistema de transporte.
El esquema híbrido tiene características tanto de un esquema de "pato" (por el número y ubicación de las superficies de apoyo) como de un esquema "sin cola" (por el tipo de controles longitudinales). Una trayectoria típica de MSBLA incluye un lanzamiento desde un lanzador basado en tierra, aceleración con un propulsor de propulsor sólido a una velocidad de lanzamiento de estatorreactor supersónico, vuelo de acuerdo con un programa dado con un segmento horizontal y frenado a una velocidad subsónica baja con un aterrizaje suave en paracaídas..
Se puede ver que el diseño híbrido, debido a un mayor efecto suelo y la optimización del diseño aerodinámico para un mínimo de arrastre en α = 1.2 ° … 1.4 °, implementa números de Mach de vuelo máximo significativamente más altos M ≈ 4.3 en un ancho rango de altitudes H = 11 … 21 km. Los esquemas "pato" y "sin cola" alcanzan el valor máximo del número М = 3.72 … 3.74 a la altura Н = 11 km. En este caso, el esquema híbrido tiene una pequeña ganancia debido al cambio en la resistencia mínima y en números de Mach bajos, teniendo un rango de números de vuelo M = 1.6 … 4.25 a una altitud de H ≈ 11 km. El área más pequeña de vuelo de equilibrio se realiza en el esquema "pato".
La tabla muestra los datos de rendimiento de vuelo calculados para los diseños desarrollados para trayectorias de vuelo típicas.
Los rangos de vuelo, que tienen el mismo nivel para todas las versiones del MSBLA, han mostrado la posibilidad de crear con éxito un avión acelerador con una reserva relativa ligeramente aumentada de combustible de queroseno con rangos de vuelo supersónicos del orden de 1500-2000 km para regresar a el aeródromo local. Al mismo tiempo, el diseño híbrido desarrollado, que es consecuencia de la profunda integración del esquema aerodinámico y la toma de aire de la pantalla del motor ramjet, tenía una clara ventaja en términos de velocidades máximas de vuelo y el rango de altitudes en las que el se realizan velocidades máximas. Los valores absolutos del número de Mach y la altitud de vuelo, que alcanzan Мmax = 4,3 a Нmax Mmax = 20.500 m, sugieren que el sistema aeroespacial reutilizable con un avión propulsor hipersónico de gran altitud es factible al nivel de las tecnologías existentes en Rusia. El escenario espacial de un solo uso es de 6 a 8 veces en comparación con un lanzamiento desde tierra.
Este diseño aerodinámico fue la última opción para considerar un vehículo aéreo no tripulado multimodo reutilizable de altas velocidades de vuelo supersónicas.
Concepto y disposición general
Un requisito distintivo para un avión con overclocking, en comparación con su prototipo de tamaño pequeño, es el despegue / aterrizaje en un avión desde aeródromos existentes y la necesidad de volar a números de Mach menores que el número de Mach para lanzar un motor ramjet M <1.8 … 2. Esto determina el tipo y la composición de la planta de energía combinada de la aeronave: un motor estatorreactor y motores turborreactores con postcombustión (TRDF).
Sobre esta base, se formó la apariencia técnica y el diseño general del avión acelerador para el sistema espacial de transporte de clase ligera con una capacidad de carga de diseño de aproximadamente 1000 kg en una órbita terrestre baja de 200 km. Se realizó una evaluación de los parámetros de peso de una etapa orbital líquida de dos etapas basada en un motor de oxígeno-queroseno RD-0124 por el método de velocidad característica con pérdidas integrales, en base a las condiciones de lanzamiento desde el acelerador.
En la primera etapa se instala el motor RD-0124 (empuje vacío 30.000 kg, impulso específico 359 s), pero con un diámetro de bastidor reducido y cámaras cerradas, o el motor RD-0124M (difiere de la base una a una cámara y una nueva boquilla de mayor diámetro); en la segunda etapa, un motor con una cámara de RD-0124 (se supone un empuje vacío de 7.500 kg). Sobre la base del informe de peso recibido de la etapa orbital con un peso total de 18,508 kg, se desarrolló su configuración y, sobre esta base, el diseño de un avión de refuerzo hipersónico con un peso de despegue de 74,000 kg con una planta de energía combinada (KSU).
KSU incluye:
Los motores TRDF y ramjet están ubicados en un paquete vertical, lo que permite que cada uno de ellos se monte y se le dé servicio por separado. Se utilizó toda la longitud del vehículo para acomodar un motor ramjet con un EVC del tamaño máximo y, en consecuencia, de empuje. El peso máximo de despegue del vehículo es de 74 toneladas y el peso en vacío es de 31 toneladas.
La sección muestra una etapa orbital: un vehículo de lanzamiento de líquidos de dos etapas que pesa 18,5 toneladas, que inyecta un vehículo de lanzamiento de 1000 kg en una órbita terrestre baja de 200 km. También son visibles 3 TRDDF AL-31FM1.
Se supone que las pruebas experimentales de un motor estatorreactor de este tamaño se llevan a cabo directamente en las pruebas de vuelo, utilizando un motor turborreactor para la aceleración. Al desarrollar un sistema de admisión de aire unificado, se adoptaron los principios básicos:
Implementado separando los conductos de aire para el motor turborreactor y el estatorreactor detrás de la parte supersónica de la toma de aire y el desarrollo de un dispositivo transformador simple que convierte la parte supersónica del EHU en configuraciones no reguladas "ida y vuelta", mientras que simultáneamente cambia el suministro de aire entre los canales. El EVZU del vehículo en el despegue funciona con un motor turborreactor, cuando la velocidad se establece en M = 2, 0, cambia al motor estatorreactor.
El compartimiento de carga útil y los tanques de combustible principales están ubicados detrás del transformador EVCU en un paquete horizontal. El uso de tanques de almacenamiento es necesario para el desacoplamiento térmico de la estructura del fuselaje "caliente" y los tanques aislados térmicamente "fríos" con queroseno. El compartimiento TRDF está ubicado detrás del compartimiento de carga útil, que tiene canales de flujo para enfriar las boquillas del motor, el diseño del compartimiento y la tapa superior de la boquilla ramjet cuando el TRDF está funcionando.
El principio de funcionamiento del transformador EVZU del avión acelerador excluye, con una precisión de un valor pequeño, la resistencia a la fuerza en la parte móvil del dispositivo desde el lado del flujo entrante. Esto le permite minimizar la masa relativa del sistema de admisión de aire al reducir el peso del dispositivo en sí y su accionamiento en comparación con las tomas de aire rectangulares ajustables tradicionales. El motor estatorreactor tiene una boquilla-escurridor de división, que en forma cerrada durante el funcionamiento del motor turborreactor proporciona un flujo ininterrumpido del flujo alrededor del fuselaje. Al abrir la boquilla de drenaje en la transición al modo de funcionamiento del motor estatorreactor, la trampilla superior cierra la sección inferior del compartimiento del motor turborreactor. La tobera de ramjet abierta es un confusor supersónico y, con un cierto grado de subexpansión del estatorreactor, que se realiza a números de Mach elevados, proporciona un aumento del empuje debido a la proyección longitudinal de las fuerzas de presión en la aleta superior.
En comparación con el prototipo, el área relativa de las consolas de las alas se ha incrementado significativamente debido a la necesidad de despegue / aterrizaje de aviones. La mecanización del ala incluye solo elevones. Las quillas están equipadas con timones que se pueden utilizar como flaps de freno al aterrizar. Para garantizar un flujo ininterrumpido a velocidades de vuelo subsónicas, la pantalla tiene una nariz deflectable. El tren de aterrizaje de la aeronave con acelerador es de cuatro pilares, con ubicación a lo largo de los lados para excluir la entrada de suciedad y objetos extraños en la entrada de aire. Dicho esquema se probó en el producto EPOS, un análogo del sistema de aeronave orbital "Spiral", que permite, de manera similar al chasis de una bicicleta, "ponerse en cuclillas" en el despegue.
Se desarrolló un modelo sólido simplificado en el entorno CAD para determinar los pesos de vuelo, la posición del centro de masa y los momentos de inercia del avión propulsor.
La estructura, planta de energía y equipamiento de la aeronave propulsora se dividió en 28 elementos, cada uno de los cuales fue evaluado según un parámetro estadístico (peso específico de la piel reducida, etc.) y fue modelado por un elemento sólido geométricamente similar. Para la construcción del fuselaje y las superficies de apoyo, se utilizaron estadísticas ponderadas para aviones MiG-25 / MiG-31. La masa del motor AL-31F M1 se toma "después del hecho". Se modelaron diferentes porcentajes de llenado de queroseno mediante "moldes" truncados en estado sólido de las cavidades internas de los tanques de combustible.
También se desarrolló un modelo de estado sólido simplificado de la etapa orbital. Las masas de los elementos estructurales se tomaron sobre la base de los datos del bloque I (la tercera etapa del vehículo de lanzamiento Soyuz-2 y el prometedor vehículo de lanzamiento Angara) con la asignación de componentes constantes y variables en función de la masa de combustible.
Algunas características de los resultados obtenidos de la aerodinámica del avión desarrollado:
En la aeronave con acelerador, para aumentar el rango de vuelo, se usa el modo de planeo cuando se configura para un ramjet, pero sin suministrarle combustible. En este modo, se utiliza una boquilla de drenaje, que reduce su solución cuando se apaga el estatorreactor a la zona del flujo que proporciona el flujo en el canal EHU, de manera que el empuje del difusor subsónico del canal se vuelve igual a la resistencia de la boquilla:
Pdif EVCU = estatorreactor Xcc. En pocas palabras, el principio de funcionamiento del dispositivo de estrangulamiento se utiliza en las instalaciones de prueba aire-aire del tipo SVS-2 TsAGI. La boquilla de drenaje podsobranny abre la sección inferior del compartimento TRDF, que comienza a crear su propia resistencia inferior, pero menor que la resistencia del estatorreactor apagado con flujo supersónico en el canal de entrada de aire. En las pruebas de EVCU en la instalación SVS-2 TsAGI, se demostró un funcionamiento estable de la entrada de aire con número de Mach M = 1.3, por lo tanto, se puede argumentar que el modo de planificación con el uso de una boquilla de drenaje como estrangulador EVCU en se puede afirmar el rango 1,3 ≤ M ≤ Mmax.
Rendimiento de vuelo y trayectoria de vuelo típica
La tarea del avión propulsor es lanzar una etapa orbital desde el lado en vuelo, a una altitud, velocidad de vuelo y ángulo de trayectoria que cumplan con la condición de masa máxima de carga útil en la órbita de referencia. En la etapa preliminar de la investigación del proyecto Hammer, la tarea es lograr la máxima altitud y velocidad de vuelo de esta aeronave cuando se utiliza la maniobra de “deslizamiento” para crear grandes valores positivos del ángulo de trayectoria en su rama ascendente. En este caso, la condición se establece para minimizar el cabezal de velocidad al separar el escenario para una disminución correspondiente en la masa del carenado y para reducir las cargas en el compartimiento de carga útil en la posición abierta.
Los datos iniciales sobre el funcionamiento de los motores fueron la tracción de vuelo y las características económicas del AL-31F, corregidas de acuerdo con los datos de banco del motor AL-31F M1, así como las características del prototipo de estatorreactor recalculadas en proporción a la cámara de combustión y el ángulo de la pantalla.
En la Fig. muestra las áreas de vuelo horizontal constante de un avión con acelerador hipersónico en varios modos de operación de la planta de energía combinada.
Cada zona se calcula para el promedio sobre la sección correspondiente del acelerador del proyecto "Hammer" para las masas promedio a lo largo de las secciones de la trayectoria de la masa de vuelo del vehículo. Se puede observar que el avión propulsor alcanza el número máximo de Mach de vuelo M = 4,21; cuando se vuela en motores turborreactores, el número de Mach está limitado a M = 2,23. Es importante señalar que el gráfico ilustra la necesidad de proporcionar el empuje de ramjet requerido para la aeronave aceleradora en una amplia gama de números de Mach, que se logró y determinó experimentalmente durante el trabajo en el dispositivo de admisión de aire de la pantalla del prototipo. El despegue se realiza a una velocidad de despegue V = 360 m / s; las propiedades de apoyo del ala y la pantalla son suficientes sin el uso de la mecanización de despegue y aterrizaje y el vuelo estacionario de los elevones. Después del ascenso óptimo en la sección horizontal H = 10,700 m, el avión propulsor alcanza un sonido supersónico del número de Mach subsónico M = 0,9, el sistema de propulsión combinado cambia en M = 2 y la aceleración preliminar a Vopt en M = 2,46. En el proceso de escalar en un estatorreactor, el avión propulsor gira hacia el aeródromo local y alcanza una altitud de H0pik = 20 000 m con un número de Mach M = 3,73.
A esta altitud, se inicia una maniobra dinámica al alcanzar la altitud máxima de vuelo y el ángulo de trayectoria para el lanzamiento de la etapa orbital. Se realiza una inmersión en pendiente suave con una aceleración de M = 3,9 seguida de una maniobra de "deslizamiento". El estatorreactor finaliza su trabajo a una altitud de H ≈ 25000 my el ascenso posterior se produce debido a la energía cinética del propulsor. El lanzamiento de la etapa orbital tiene lugar en la rama ascendente de la trayectoria a una altitud de Нpusk = 44,049 m con un número de Mach М = 2,05 y un ángulo de trayectoria θ = 45 °. El avión propulsor alcanza la altura Hmax = 55.871 m en la "colina". En el ramal descendente de la trayectoria, al alcanzar el número de Mach M = 1.3, el estatorreactor → motor turborreactor se conmuta para eliminar la sobretensión de la toma de aire del estatorreactor.
En la configuración del motor turborreactor, el avión propulsor planea antes de entrar en la senda de planeo, teniendo un suministro de combustible a bordo Ggzt = 1000 kg.
En el modo normal, todo el vuelo desde el momento en que se apaga el estatorreactor hasta el aterrizaje ocurre sin el uso de motores con un margen para el rango de planeo.
El cambio en los parámetros angulares del movimiento escalonado se muestra en esta figura.
Cuando se inyecta en una órbita circular H = 200 km a una altitud de H = 114 878 ma una velocidad de V = 3 291 m / s, el acelerador de la primera sub-etapa se separa. La masa de la segunda sub-etapa con una carga en órbita H = 200 km es 1504 kg, de los cuales la carga útil es mpg = 767 kg.
El esquema de aplicación y trayectoria de vuelo del avión acelerador hipersónico del proyecto Hammer tiene una analogía con el proyecto "universitario" estadounidense RASCAL, que se está creando con el apoyo del departamento de gobierno DARPA.
Una característica de los proyectos Molot y RASCAL es el uso de una maniobra dinámica del tipo "deslizamiento" con acceso pasivo a grandes altitudes de lanzamiento de la etapa orbital Нpusk ≈ 50.000 m a baja velocidad alta; para el Molot, q lanzamiento = 24 kg / m2. La altitud de lanzamiento permite reducir las pérdidas gravitacionales y el tiempo de vuelo de una costosa etapa orbital desechable, es decir, su masa total. Los pequeños cabezales de lanzamiento de alta velocidad permiten minimizar la masa del carenado de la carga útil o incluso rechazarla en algunos casos, lo que es esencial para los sistemas de la clase ultraligera (mпгН200 <1000 kg).
La principal ventaja del avión de refuerzo del proyecto Hammer sobre RASCAL es la ausencia de suministros de oxígeno líquido a bordo, lo que simplifica y reduce el costo de su operación y excluye la tecnología sin explotar de los tanques criogénicos reutilizables de la aviación. La relación empuje-peso en el modo de operación del motor ramjet permite que el propulsor Molot alcance la rama ascendente del "deslizamiento" de los "trabajadores" para la etapa orbital de los ángulos de trayectoria θ lanzamiento ≈ 45 °, mientras que el RASCAL El acelerador proporciona a su etapa orbital el ángulo de la trayectoria inicial de solo θ lanzamiento ≈ 20 ° con pérdidas posteriores debido a la maniobra de rotación del paso.
En términos de capacidad de carga específica, el sistema aeroespacial con el acelerador no tripulado hipersónico Molot es superior al sistema RASCAL: (mпгН500 / mvzl) hammer = 0.93%, (mпнН486 / mvzl) rascal = 0.25%
Así, la tecnología de un estatorreactor con cámara de combustión subsónica (la "clave" del proyecto Hammer), desarrollada y dominada por la industria aeroespacial nacional, supera la prometedora tecnología estadounidense MIPCC para inyectar oxígeno en el tracto de admisión de aire TRDF en hipersónico. aviones de refuerzo.
Un avión acelerador hipersónico no tripulado que pesa 74.000 kg realiza el despegue desde un aeródromo, la aceleración, el ascenso a lo largo de una trayectoria optimizada con un giro intermedio hasta el punto de despegue a una altitud de H = 20.000 my M = 3,73, una maniobra dinámica de "deslizamiento" con un Aceleración intermedia en un buceo con dosel hasta M = 3.9. En la rama ascendente de la trayectoria en H = 44.047 m, M = 2, se separa una etapa orbital de dos etapas con una masa de 18.508 kg, diseñada sobre la base del motor RD-0124.
Después de pasar el "tobogán" Hmax = 55 871 m en modo de planeo, el propulsor vuela al aeródromo, con un suministro de combustible garantizado de 1000 kg y un peso de aterrizaje de 36 579 kg. La etapa orbital inyecta una carga útil con masa mpg = 767 kg en una órbita circular H = 200 km, a H = 500 km mpg = 686 kg.
Referencia.
1. La base de pruebas de laboratorio de NPO "Molniya" incluye los siguientes complejos de laboratorio:
2. A este es un proyecto de aeronave civil de alta velocidad HEXAFLY-INT
Cuál es uno de los mayores proyectos de cooperación internacional. Involucra organizaciones líderes europeas (ESA, ONERA, DLR, CIRA, etc.), rusas (TsAGI, CIAM, LII, MIPT) y australianas (The University of Sydney, etc.).
3. Rostec no permitió la quiebra de la empresa que desarrolló el transbordador espacial "Buran"
Nota: El modelo 3-D al comienzo del artículo no tiene nada que ver con la investigación y el desarrollo "Hammer".
