Hiện tại, OAO NPO Molniya đang phát triển một máy bay không người lái siêu thanh đa chế độ dựa trên chủ đề nghiên cứu và phát triển "Hammer". UAV này được coi là mẫu thử nghiệm trình diễn công nghệ cho máy bay không người lái siêu thanh với nhà máy điện turbo-ramjet màn hình kết hợp. Công nghệ chủ chốt của nguyên mẫu là sử dụng động cơ phản lực (ramjet) với buồng đốt cận âm và thiết bị nạp khí màn hình.
Các thông số được tính toán và thử nghiệm của nguyên mẫu trình diễn:
Bối cảnh của R&D này là một dự án máy bay không người lái siêu âm đa chế độ (MSBLA) do Công ty cổ phần NPO Molniya phát triển, trong đó hình dáng khí động học của một máy bay không người lái hoặc máy bay gia tốc có người lái đầy hứa hẹn đã được xác định. Công nghệ chủ đạo của MSBLA là sử dụng động cơ phản lực (ramjet) với buồng đốt cận âm và thiết bị nạp khí dạng sàng. Thông số thiết kế của MSBLA: số hiệu Mach M = 1,8 … 4, độ cao bay từ thấp đến H ≈ 20.000 m, trọng lượng phóng lên tới 1000 kg.
Cách bố trí cửa hút gió được nghiên cứu tại chân đế SVS-2 của TsAGI cho thấy hiệu quả thấp của tấm chắn hình nêm bụng được áp dụng, được chế tạo "cùng lúc" với thân máy bay (Hình A) và tấm chắn hình chữ nhật có nhịp bằng chiều rộng của thân máy bay (Hình B).
Cả hai đều đảm bảo sự ổn định gần đúng của các hệ số phục hồi của tổng áp suất ν và tốc độ dòng chảy f theo góc tấn công, thay vì tăng chúng.
Do màn chắn phía trước của loại được sử dụng trên tên lửa Kh-90 không phù hợp với MSBLA, như một nguyên mẫu của máy bay gia tốc, nên trên cơ sở các nghiên cứu thử nghiệm của TsAGI vào đầu những năm 80, người ta đã quyết định phát triển một máy bay gia tốc. màn hình, giữ lại cấu hình với thân trung tâm hai giai đoạn thu được từ kết quả thử nghiệm.
Trong quá trình hai giai đoạn nghiên cứu thử nghiệm trên giá đỡ đặc biệt SVS-2 TsAGI, tháng 12 năm 2008 - tháng 2 năm 2009 và tháng 3 năm 2010, với giai đoạn trung gian của nghiên cứu tìm kiếm số, một thiết bị hút khí màn hình (EHU) với hình nón hai tầng cơ thể có các số được tính toán khác nhau đã được phát triển. Mach theo từng bước, giúp có thể đạt được lực đẩy chấp nhận được trong một phạm vi rộng các số Mach.
Ảnh hưởng của màn hình bao gồm sự gia tăng tốc độ dòng chảy và hệ số hồi phục với sự gia tăng góc tấn công ở các số Mach M> 2,5. Độ lớn của gradien dương của cả hai đặc điểm đều tăng khi số Mach tăng lên.
EVZU lần đầu tiên được phát triển và ứng dụng trên máy bay thử nghiệm siêu thanh X-90 do NPO Raduga phát triển (tên lửa hành trình, theo phân loại của NATO AS-19 Koala)
Kết quả là, cấu hình khí động học của nguyên mẫu được phát triển theo sơ đồ "hybrid" mà các tác giả gọi là tích hợp EHU vào hệ thống tàu sân bay.
Sơ đồ lai có các đặc điểm của cả sơ đồ "vịt" (theo số lượng và vị trí của các bề mặt chịu lực) và sơ đồ "không có đuôi" (theo kiểu điều khiển dọc). Quỹ đạo MSBLA điển hình bao gồm phóng từ bệ phóng trên mặt đất, tăng tốc với bộ tăng tốc chất rắn đến tốc độ phóng máy bay phản lực siêu âm, bay theo chương trình nhất định với đoạn nằm ngang và hãm thành tốc độ cận âm thấp với hạ cánh bằng dù mềm.
Có thể thấy rằng cách bố trí hỗn hợp, do hiệu ứng mặt đất lớn hơn và tối ưu hóa bố trí khí động học để có lực cản tối thiểu ở α = 1,2 ° … 1,4 °, thực hiện chuyến bay tối đa cao hơn đáng kể số M 4,3 trong phạm vi rộng phạm vi độ cao H = 11 … 21 km. Phương án "vịt" và "cụt đuôi" đạt giá trị lớn nhất của số М = 3,72 … 3,74 ở độ cao Н = 11 km. Trong trường hợp này, sơ đồ lai có độ lợi nhỏ do sự thay đổi của lực cản tối thiểu và ở số Mach thấp, có phạm vi số chuyến bay M = 1,6 … 4,25 ở độ cao H ≈ 11 km. Diện tích nhỏ nhất của chuyến bay cân bằng được thực hiện trong sơ đồ "con vịt".
Bảng hiển thị dữ liệu hiệu suất chuyến bay được tính toán cho các bố cục đã phát triển cho quỹ đạo bay điển hình.
Các phạm vi bay, có cùng mức độ cho tất cả các phiên bản của MSBLA, đã cho thấy khả năng chế tạo thành công một máy bay tăng tốc với lượng nhiên liệu dầu hỏa dự trữ tương đối tăng lên một chút với phạm vi bay siêu âm khoảng 1500-2000 km để quay trở lại sân bay nhà. Đồng thời, bố cục hybrid được phát triển, là kết quả của sự tích hợp sâu sắc của sơ đồ khí động học và khe hút gió màn hình của động cơ phản lực, có lợi thế rõ ràng về tốc độ bay tối đa và phạm vi độ cao trong đó tốc độ tối đa được thực hiện. Giá trị tuyệt đối của số Mach và độ cao bay, đạt Мmax = 4,3 tại Нmax Mmax = 20.500 m, cho thấy rằng hệ thống hàng không vũ trụ có thể tái sử dụng với máy bay tăng cường độ cao siêu thanh là khả thi ở trình độ công nghệ hiện có ở Nga. A giai đoạn không gian sử dụng một lần gấp 6–8 lần so với giai đoạn phóng từ mặt đất.
Cách bố trí khí động học này là lựa chọn cuối cùng để xem xét một máy bay không người lái đa chế độ có thể tái sử dụng với tốc độ bay siêu âm cao.
Khái niệm và bố cục chung
Một yêu cầu đặc biệt đối với máy bay ép xung, so với nguyên mẫu cỡ nhỏ của nó, là máy bay cất / hạ cánh từ các sân bay hiện có và nhu cầu bay với tốc độ Mach nhỏ hơn số Mach khi phóng động cơ phản lực M <1,8 … 2. Điều này xác định loại và thành phần của nhà máy điện kết hợp của máy bay - động cơ phản lực và động cơ tuốc bin phản lực với bộ đốt sau (TRDF).
Trên cơ sở đó, hình dáng kỹ thuật và cách bố trí chung của máy bay gia tốc cho hệ thống vũ trụ vận tải hạng nhẹ đã được hình thành với sức chở thiết kế khoảng 1000 kg vào quỹ đạo trái đất thấp 200 km. Việc đánh giá các thông số trọng lượng của giai đoạn quỹ đạo hai tầng chất lỏng dựa trên động cơ ôxy-dầu hỏa RD-0124 được thực hiện bằng phương pháp vận tốc đặc trưng với tổn thất tích phân, dựa trên các điều kiện phóng từ máy gia tốc.
Ở giai đoạn đầu, động cơ RD-0124 (lực đẩy rỗng 30.000 kg, xung lực cụ thể 359 s) được lắp đặt, nhưng với đường kính khung giảm và các khoang đóng, hoặc động cơ RD-0124M (khác với cơ sở từng khoang một và một vòi phun mới có đường kính lớn hơn); ở giai đoạn thứ hai, một động cơ với một buồng từ RD-0124 (giả định lực đẩy rỗng 7.500 kg). Dựa trên báo cáo trọng lượng nhận được của giai đoạn quỹ đạo với tổng trọng lượng 18.508 kg, cấu hình của nó đã được phát triển và trên cơ sở đó - bố trí của một máy bay tăng cường siêu âm có trọng lượng cất cánh 74.000 kg với một nhà máy điện kết hợp (KSU).
KSU bao gồm:
Động cơ TRDF và ramjet được đặt trong một gói thẳng đứng, cho phép lắp và bảo dưỡng riêng từng động cơ trong số chúng. Toàn bộ chiều dài của chiếc xe được sử dụng để chứa một động cơ phản lực với EVC có kích thước tối đa và theo đó là lực đẩy. Trọng lượng cất cánh tối đa của xe là 74 tấn, trọng lượng rỗng là 31 tấn.
Phần này cho thấy một giai đoạn quỹ đạo - một phương tiện phóng chất lỏng hai giai đoạn nặng 18, 5 tấn, đưa một phương tiện phóng 1000 kg vào quỹ đạo trái đất thấp 200 km. Cũng có thể nhìn thấy 3 TRDDF AL-31FM1.
Thử nghiệm thử nghiệm động cơ phản lực cỡ này được cho là sẽ được thực hiện trực tiếp trong các thử nghiệm bay, sử dụng động cơ phản lực để tăng tốc. Khi phát triển một hệ thống hút khí thống nhất, các nguyên tắc cơ bản đã được áp dụng:
Được thực hiện bằng cách tách các ống dẫn khí cho động cơ tuốc bin phản lực và động cơ phản lực phía sau phần siêu âm của cửa nạp khí và phát triển một thiết bị biến áp đơn giản có thể chuyển phần siêu âm của EHU thành các cấu hình không được kiểm soát "khứ hồi", đồng thời chuyển đổi cung cấp không khí giữa các kênh. EVZU của phương tiện khi cất cánh hoạt động trên động cơ tuốc bin phản lực, khi tốc độ được đặt thành M = 2, 0, nó sẽ chuyển sang động cơ phản lực.
Khoang tải trọng và các thùng nhiên liệu chính được đặt phía sau máy biến áp EVCU trong một gói nằm ngang. Việc sử dụng các bồn chứa là cần thiết để tách nhiệt cấu trúc thân máy bay "nóng" và các bồn chứa cách nhiệt "lạnh" bằng dầu hỏa. Khoang TRDF nằm phía sau khoang tải trọng, có các kênh dẫn dòng để làm mát các vòi phun của động cơ, thiết kế của khoang và nắp trên của vòi phun ram khi TRDF đang hoạt động.
Nguyên tắc hoạt động của máy biến áp EVZU của máy bay gia tốc loại trừ, với độ chính xác có giá trị nhỏ, lực cản tác động lên bộ phận chuyển động của thiết bị từ phía dòng chảy tới. Điều này cho phép bạn giảm thiểu khối lượng tương đối của hệ thống hút gió bằng cách giảm trọng lượng của bản thân thiết bị và bộ truyền động của nó so với các cửa hút gió hình chữ nhật có thể điều chỉnh truyền thống. Động cơ phản lực có một ống thoát nước dạng vòi phun, ở dạng kín trong quá trình hoạt động của động cơ phản lực, cung cấp dòng chảy quanh thân máy bay không bị gián đoạn. Khi mở vòi xả ở quá trình chuyển đổi sang chế độ vận hành động cơ phản lực, nắp trên đóng phần dưới cùng của khoang động cơ phản lực. Vòi phun ramjet mở là một bộ nhiễu siêu thanh và với một mức độ không giãn nở nhất định của tia phản lực ramjet, được thực hiện ở số Mach cao, cung cấp sự gia tăng lực đẩy do hình chiếu dọc của lực áp lên cánh trên.
So với nguyên mẫu, diện tích tương đối của các bàn điều khiển cánh đã được tăng lên đáng kể do nhu cầu cất / hạ cánh của máy bay. Cơ giới hóa cánh chỉ bao gồm điện tử. Các khoang được trang bị bánh lái có thể được sử dụng như cánh hãm khi hạ cánh. Để đảm bảo dòng chảy không bị gián đoạn ở tốc độ bay cận âm, màn hình có một mũi lệch. Bộ phận hạ cánh của máy bay tăng tốc là bốn trụ, có vị trí dọc theo hai bên để loại trừ sự xâm nhập của bụi bẩn và các vật thể lạ vào khe hút gió. Một sơ đồ như vậy đã được thử nghiệm trên sản phẩm EPOS - một hệ thống tương tự của hệ thống máy bay quỹ đạo "Spiral", cho phép, tương tự như khung xe đạp, "ngồi xổm" khi cất cánh.
Một mô hình rắn đơn giản hóa trong môi trường CAD đã được phát triển để xác định trọng lượng bay, vị trí của khối tâm và mômen quán tính bản thân của máy bay tăng áp.
Cấu trúc, nhà máy điện và thiết bị của máy bay tăng áp được chia thành 28 phần tử, mỗi phần tử được đánh giá theo một thông số thống kê (trọng lượng riêng của lớp vỏ giảm, v.v.) và được mô hình hóa bằng một phần tử rắn tương tự về mặt hình học. Đối với việc chế tạo thân máy bay và các bề mặt chịu lực, các số liệu thống kê về trọng số cho các máy bay MiG-25 / MiG-31 đã được sử dụng. Khối lượng của động cơ AL-31F M1 được lấy "sau khi thực tế". Các tỷ lệ dầu hỏa đổ đầy khác nhau được mô phỏng bằng các "phôi" trạng thái rắn được cắt ngắn của các khoang bên trong thùng nhiên liệu.
Một mô hình trạng thái rắn đơn giản của giai đoạn quỹ đạo cũng được phát triển. Khối lượng của các phần tử cấu trúc được lấy trên cơ sở dữ liệu trên khối I (giai đoạn thứ ba của phương tiện phóng Soyuz-2 và phương tiện phóng Angara đầy hứa hẹn) với sự phân bổ của các thành phần không đổi và thay đổi tùy thuộc vào nhiên liệu khối lượng.
Một số đặc điểm của kết quả thu được về khí động học của máy bay đã phát triển:
Trên máy bay tăng tốc, để tăng phạm vi bay, chế độ lượn được sử dụng khi cấu hình máy bay phản lực, nhưng không cung cấp nhiên liệu cho nó. Trong chế độ này, một vòi xả được sử dụng, làm giảm dung dịch của nó khi động cơ ramjet bị tắt đến khu vực của dòng chảy cung cấp dòng chảy trong kênh EHU, sao cho lực đẩy của bộ khuếch tán cận âm của kênh trở nên bằng điện trở của vòi phun:
Pdif EVCU = Xcc ramjet. Nói một cách đơn giản, nguyên tắc hoạt động của thiết bị tiết lưu được sử dụng trên các thiết bị thử nghiệm không khí kiểu SVS-2 TsAGI. Bộ thoát vòi phun podsobranny mở phần dưới cùng của ngăn TRDF, ngăn này bắt đầu tạo ra lực cản đáy của chính nó, nhưng ít hơn sức cản của máy bay phản lực đã tắt với dòng siêu âm trong kênh nạp khí. Trong các thử nghiệm của EVCU trên lắp đặt SVS-2 TsAGI, hoạt động ổn định của khí nạp với số M = 1,3 đã được chỉ ra, do đó, có thể lập luận rằng chế độ lập kế hoạch với việc sử dụng vòi xả làm EVCU bị nghẹt có thể khẳng định phạm vi 1,3 ≤ M ≤ Mmax.
Hiệu suất chuyến bay và đường bay điển hình
Nhiệm vụ của máy bay tăng cường là phóng lên quỹ đạo từ phía bên trong chuyến bay, ở độ cao, tốc độ bay và góc quỹ đạo thỏa mãn điều kiện khối lượng trọng tải lớn nhất trên quỹ đạo tham chiếu. Ở giai đoạn đầu nghiên cứu dự án Hammer, nhiệm vụ là đạt được độ cao và tốc độ bay tối đa của máy bay này khi sử dụng cơ động “trượt” để tạo ra các giá trị dương lớn của góc quỹ đạo trên nhánh tăng dần của nó. Trong trường hợp này, điều kiện được đặt để giảm thiểu vận tốc đầu khi tách giai đoạn để giảm khối lượng tương ứng của bộ phận và giảm tải trên khoang tải trọng ở vị trí mở.
Dữ liệu ban đầu về hoạt động của động cơ là lực kéo bay và các đặc tính kinh tế của AL-31F, được hiệu chỉnh theo dữ liệu dự phòng của động cơ AL-31F M1, cũng như các đặc điểm của động cơ phản lực nguyên mẫu được tính toán lại theo tỷ lệ buồng đốt và góc màn hình.
Trong bộ lễ phục. cho thấy các khu vực bay ổn định theo phương ngang của máy bay gia tốc siêu âm trong các chế độ vận hành khác nhau của nhà máy điện hỗn hợp.
Mỗi khu vực được tính toán trung bình trên phần tương ứng của bộ gia tốc của dự án "Búa" cho khối lượng trung bình dọc theo các phần của quỹ đạo khối lượng bay của phương tiện. Có thể thấy rằng máy bay tăng áp đạt tốc độ bay tối đa M = 4,21; khi bay trên động cơ phản lực, số Mach được giới hạn ở M = 2,23. Điều quan trọng cần lưu ý là biểu đồ minh họa sự cần thiết phải cung cấp lực đẩy ramjet cần thiết cho máy bay tăng tốc với một loạt các số Mach, đã đạt được và xác định bằng thực nghiệm trong quá trình làm việc trên thiết bị hút khí màn hình nguyên mẫu. Cất cánh được thực hiện với tốc độ cất cánh V = 360 m / s - các đặc tính chịu lực của cánh và màn chắn là đủ mà không cần sử dụng cơ giới hóa cất, hạ cánh và bay lượn của độ cao. Sau khi lên cao tối ưu trên đoạn ngang H = 10.700 m, máy bay tăng cường đạt âm siêu thanh từ số Mach cận âm M = 0,9, hệ thống đẩy tổng hợp chuyển ở M = 2 và gia tốc sơ bộ lên Vopt ở M = 2,46. Trong quá trình leo trên một máy bay đẩy, máy bay tăng cường quay đầu về phía sân bay quê hương và đạt độ cao H0pik = 20.000 m với số tốc M = 3,73.
Ở độ cao này, cơ động bắt đầu khi đạt đến độ cao bay tối đa và góc quỹ đạo để khởi động giai đoạn quỹ đạo. Thực hiện một động tác lặn xuống dốc nhẹ với gia tốc đến M = 3,9, sau đó thực hiện động tác “trượt”. Động cơ phản lực kết thúc công việc của nó ở độ cao H ≈ 25000 m và sự leo dốc tiếp theo xảy ra do động năng của bộ tăng áp. Sự khởi động của giai đoạn quỹ đạo diễn ra trên nhánh đi lên của quỹ đạo ở độ cao Нpusk = 44.049 m với số Mach М = 2,05 và góc quỹ đạo θ = 45 °. Máy bay tăng áp đạt độ cao Hmax = 55,871 m trên "ngọn đồi". Trên nhánh giảm dần của quỹ đạo, khi đạt đến số M = 1,3, động cơ phản lực → động cơ phản lực được chuyển đổi để loại bỏ sự gia tăng của khí nạp..
Trong cấu hình của động cơ tuốc bin phản lực, máy bay tăng áp dự kiến trước khi đi vào đường lượn, có nguồn cung cấp nhiên liệu trên máy bay Ggzt = 1000 kg.
Ở chế độ bình thường, toàn bộ chuyến bay từ khi máy bay phản lực được tắt đến khi hạ cánh diễn ra mà không cần sử dụng động cơ có biên độ bay lượn.
Sự thay đổi các tham số góc của chuyển động bước được thể hiện trong hình này.
Khi tiêm vào quỹ đạo tròn H = 200 km ở độ cao H = 114 878 m với vận tốc V = 3 291 m / s thì gia tốc của phụ thứ nhất tách ra. Khối lượng của tầng con thứ hai có tải trên quỹ đạo H = 200 km là 1504 kg, trong đó tải trọng là mpg = 767 kg.
Đề án ứng dụng và đường bay của máy bay gia tốc siêu thanh dự án Hammer có điểm tương đồng với dự án "trường đại học" RASCAL của Mỹ, đang được tạo ra với sự hỗ trợ của cơ quan chính phủ DARPA.
Một tính năng của các dự án Molot và RASCAL là sử dụng cơ chế điều động động kiểu "trượt" với khả năng tiếp cận thụ động tới độ cao phóng lớn của sân khấu quỹ đạo Нpusk ≈ 50.000 m ở đầu tốc độ cao thấp; đối với Molot, q lần phóng = 24 kg / m2. Độ cao phóng làm cho nó có thể giảm tổn thất trọng trường và thời gian bay của một giai đoạn quỹ đạo dùng một lần đắt tiền, tức là tổng khối lượng của nó. Đầu phóng tốc độ cao nhỏ giúp giảm thiểu khối lượng của bộ phận tải trọng hoặc thậm chí từ chối nó trong một số trường hợp, điều này rất cần thiết cho các hệ thống thuộc loại siêu nhẹ (mпгН200 <1000 kg).
Ưu điểm chính của máy bay tăng cường dự án Hammer so với RASCAL là không có nguồn cung cấp oxy lỏng trên máy bay, điều này giúp đơn giản hóa và giảm chi phí hoạt động của nó và loại trừ công nghệ chưa được khai thác của các thùng đông lạnh tái sử dụng hàng không. Tỷ lệ lực đẩy trên trọng lượng trong chế độ vận hành động cơ phản lực cho phép bộ tăng áp Molot tiếp cận trên nhánh đi lên của "đường trượt" của "công nhân" đối với giai đoạn quỹ đạo của các góc quỹ đạo θ phóng ≈ 45 °, trong khi RASCAL máy gia tốc cung cấp giai đoạn quỹ đạo của nó với góc quỹ đạo bắt đầu chỉ θ phóng ≈ 20 ° với các tổn thất tiếp theo do cơ động quay vòng.
Về khả năng chuyên chở cụ thể, hệ thống hàng không vũ trụ với máy gia tốc không người lái siêu âm Molot vượt trội hơn hệ thống RASCAL: (mпгН500 / mvzl) hammer = 0,93%, (mпнН486 / mvzl) rascal = 0,25%
Như vậy, công nghệ động cơ ramjet với buồng đốt cận âm ("chìa khóa" của dự án Hammer) do ngành hàng không vũ trụ trong nước phát triển và làm chủ đã vượt qua công nghệ MIPCC đầy hứa hẹn của Mỹ về bơm oxy vào đường nạp khí TRDF ở dạng siêu âm. máy bay tăng áp.
Một máy bay gia tốc không người lái siêu âm nặng 74.000 kg thực hiện cất cánh từ sân bay, tăng tốc, leo lên theo một quỹ đạo được tối ưu hóa với một khúc quanh trung gian đến điểm cất cánh ở độ cao H = 20.000 m và M = 3,73, một động tác "trượt" với một gia tốc trung gian trong một tán lặn lên đến M = 3,9. Trên nhánh đi lên của quỹ đạo ở H = 44,047 m, M = 2, một tầng quỹ đạo hai tầng có khối lượng 18.508 kg, được thiết kế trên cơ sở động cơ RD-0124, được tách ra.
Sau khi vượt qua "đường trượt" Hmax = 55 871 m ở chế độ lượn, bộ tăng áp bay đến sân bay, với lượng nhiên liệu đảm bảo là 1000 kg và trọng lượng hạ cánh là 36 579 kg. Giai đoạn quỹ đạo đưa một vật nặng có khối lượng mpg = 767 kg lên quỹ đạo tròn H = 200 km, tại H = 500 km mpg = 686 kg.
Thẩm quyền giải quyết.
1. Cơ sở thử nghiệm trong phòng thí nghiệm của NPO "Molniya" bao gồm các khu phức hợp phòng thí nghiệm sau:
2. A đây là dự án máy bay dân dụng tốc độ cao HEXAFLY-INT
Là một trong những dự án hợp tác quốc tế lớn nhất. Nó liên quan đến các tổ chức hàng đầu của Châu Âu (ESA, ONERA, DLR, CIRA, v.v.), Nga (TsAGI, CIAM, LII, MIPT) và Úc (Đại học Sydney, v.v.).
3. Rostec không cho phép phá sản công ty phát triển tàu con thoi "Buran"
Lưu ý: Mô hình 3-D ở đầu bài viết không liên quan gì đến việc nghiên cứu và phát triển "Hammer".
