רכב אווירי בלתי מאויש היפר-סוני רב-מצבי "פטיש"

תוכן עניינים:

רכב אווירי בלתי מאויש היפר-סוני רב-מצבי "פטיש"
רכב אווירי בלתי מאויש היפר-סוני רב-מצבי "פטיש"

וִידֵאוֹ: רכב אווירי בלתי מאויש היפר-סוני רב-מצבי "פטיש"

וִידֵאוֹ: רכב אווירי בלתי מאויש היפר-סוני רב-מצבי "פטיש"
וִידֵאוֹ: Inside U.S. Space Force As It Guards Against Potential Attacks 2024, מרץ
Anonim
תמונה
תמונה

נכון לעכשיו, OAO NPO Molniya מפתחת רכב אווירי היפ-סוני רב-אופני בנושא עבודת מחקר ופיתוח "האמר". מל"ט זה נחשב כמפגין אב טיפוס של טכנולוגיות למטוס מאיץ בלתי מאויש היפר-סוני עם תחנת כוח משולבת עם טורבו-מסגרת. הטכנולוגיה המרכזית של אב הטיפוס היא שימוש במנוע ramjet (ramjet) עם תא בעירה תת -סוני ומכשיר כניסת אוויר למסך.

פרמטרים מחושבים וניסיוניים של אב הטיפוס של המפגין:

תמונה
תמונה

הרקע של מחקר ופיתוח זה היה פרויקט של רכב אווירי על-קולי רב-קולי (MSBLA) שפותח על ידי JSC NPO Molniya, ובו נקבע המראה האווירודינמי של מטוס תאוצה מבטיח או מאויש מבטיח. הטכנולוגיה המרכזית של MSBLA היא שימוש במנוע ramjet (ramjet) עם תא בעירה תת -קולי ומכשיר כניסת אוויר למסך. פרמטרי עיצוב של MSBLA: שיוט מספרי מאך M = 1.8 … 4, גובה טיסה מנמוך עד H ≈ 20,000 מ ', משקל שיגור עד 1000 ק ג.

פריסת כניסת האוויר שנחקרה ביציע SVS-2 של TsAGI הראתה יעילות נמוכה של מגן טריז הגחון המיושם, שנעשה "בעת ובעונה אחת" עם גוף המטוס (איור A) ומגן מלבני עם טווח שווה לרוחב של גוף המטוס (איור ב ').

רכב אווירי בלתי מאויש היפר-סוני רב-מצבי "פטיש"
רכב אווירי בלתי מאויש היפר-סוני רב-מצבי "פטיש"

שניהם הבטיחו את הקביעות המשוערת של מקדמי ההתאוששות של הלחץ הכולל ν וקצב הזרימה f בזווית ההתקפה, במקום להגדיל אותם.

מכיוון שהמסך הקדמי מהסוג המשמש ברקטת Kh-90 לא התאים ל- MSBLA, כאב טיפוס של מטוס מאיץ, הוחלט על בסיס מחקרים ניסיוניים של TsAGI בתחילת שנות ה -80 לפתח גחון מסך, שמירה על התצורה עם גוף מרכזי דו-שלבי המתקבל על ידי תוצאות הבדיקה.

במהלך שני שלבי מחקר ניסיוני על דוכן מיוחד SVS-2 TsAGI, דצמבר 2008-פברואר 2009 ומרץ 2010, עם שלב ביניים של לימודי חיפוש מספריים, מכשיר כניסת אוויר למסך (EHU) עם חרוטי דו-שלבי גוף בעל מספרים מחושבים שונה פותח. Mach בשלבים, מה שאפשר להשיג דחף מקובל במגוון רחב של מספרי מאך.

תמונה
תמונה

השפעת המסך מורכבת מעלייה בקצב הזרימה ובמקדמי ההתאוששות עם עלייה בזווית ההתקפה במספרי מאך M> 2.5. גודל השיפוע החיובי של שני המאפיינים עולה עם עליית מספר המאך.

תמונה
תמונה

EVZU פותח והוחל לראשונה על מטוס הניסוי ההיפרסוני X-90 שפותח על ידי NPO Raduga (טיל שיוט, לפי סיווג נאט ו AS-19 Koala)

תמונה
תמונה

כתוצאה מכך, התצורה האווירודינמית של אב הטיפוס פותחה על פי התוכנית "ההיברידית" שנקראה על ידי המחברים עם שילוב ה- EHU במערכת המוביל.

תמונה
תמונה

לתוכנית ההיברידית יש תכונות הן של תוכנית "ברווז" (לפי מספר ומיקום משטחי הנושא) והן של תוכנית "ללא זנב" (לפי סוג הפקדים האורך). מסלול טיפוסי של MSBLA כולל שיגור ממשיקה קרקעית, האצה עם מגבר מונע מוצק למהירות שיגור קולט-על קולי, טיסה לפי תוכנית נתונה עם קטע אופקי ובלימה למהירות תת-קולית נמוכה עם נחיתה מצנחת רכה..

תמונה
תמונה

ניתן לראות כי הפריסה ההיברידית, בשל אפקט קרקע גדול יותר ואופטימיזציה של הפריסה האווירודינמית למינימום גרירה ב- α = 1.2 ° … 1.4 °, מיישמת את מספרי הטיסה המקסימליים הגבוהים ביותר M ≈ 4.3 בשטח רחב טווח הגבהים H = 11 … 21 ק"מ. תוכניות "ברווז" ו"לא זנב "מגיעות לערך המרבי של המספר М = 3.72 … 3.74 בגובה Н = 11 ק"מ. במקרה זה, לתוכנית ההיברידית יש רווח קטן עקב השינוי בהתנגדות המינימלית ובמספרי מאך נמוכים, עם טווח של מספרי טיסה M = 1.6 … 4.25 בגובה H ≈ 11 ק"מ. האזור הקטן ביותר של טיסת שיווי משקל מתממש בתכנית "ברווז".

הטבלה מציגה את נתוני ביצועי הטיסה המחושבים עבור הפריסות שפותחו למסלולי טיסה אופייניים.

תמונה
תמונה

טווחי הטיסה, בעלי אותה רמה לכל הגרסאות של ה- MSBLA, הראו את האפשרות ליצור בהצלחה מטוס מאיץ עם עתודה יחסית יחסית של דלק נפט עם טווחי טיסה קולית בסדר גודל של 1500-2000 ק מ לחזרה ל שדה התעופה הביתי. יחד עם זאת, לפריסה ההיברידית המפותחת, שהיא תוצאה של שילוב עמוק של התוכנית האווירודינמית וצריכת אוויר המסך של מנוע ה- ramjet, היה יתרון ברור מבחינת מהירות הטיסה המרבית וטווח הגבהים שבו המהירות המקסימלית מתממשת. הערכים המוחלטים של מספר המאך וגובה הטיסה, המגיעים ל- Мmax = 4.3 ב- Нmax Mmax = 20,500 מ ', מצביעים על כך שמערכת החלל הניתנת לשימוש חוזר עם מטוס מאיץ בגובה רב הינה אפשרית ברמה של טכנולוגיות קיימות ברוסיה. שלב החלל החד פעמי הוא 6-8 פעמים בהשוואה לשיגור מהקרקע.

פריסה אווירודינמית זו הייתה האפשרות הסופית לבחינת רכב אווירי רב-אופטי רב פעמי בעל מהירויות טיסה קוליות גבוהות.

קונספט ופריסה כללית

דרישה ייחודית למטוס אוברקלוק, בהשוואה לאב-הטיפוס שלו בגודל קטן, היא המראה / נחיתה במטוס משדות תעופה קיימים והצורך לטוס במספרי מאך פחות ממספר השיגור של מנוע ramjet M <1.8 … 2. זה קובע את סוג ההרכב של תחנת הכוח המשולבת של המטוס - מנוע ramjet ומנועי טורבו עם צריבת לוואי (TRDF).

תמונה
תמונה

על בסיס זה נוצר המראה הטכני והפריסה הכללית של מטוס המאיץ למערכת חלל התחבורה ברמה הקלה עם כושר נשיאה עיצובי של כ -1000 ק"ג למסלול קרקע נמוך של 200 ק"מ. הערכה של פרמטרי המשקל של שלב מסלול דו-שלבי נוזלי המבוסס על מנוע חמצן-נפט RD-0124 בוצעה בשיטת מהירות אופיינית עם הפסדים אינטגרליים, בהתבסס על תנאי השיגור מהמאיץ.

תמונה
תמונה

בשלב הראשון מותקן מנוע RD-0124 (דחף חלל 30,000 ק"ג, דחף ספציפי 359 שניות), אך עם קוטר מסגרת מופחת ותאים קרובים, או מנוע RD-0124M (שונה מהבסיס אחד לאחד ו זרבובית חדשה בקוטר גדול יותר); בשלב השני, מנוע בעל תא אחד מ- RD-0124 (מניח דחף חלל של 7,500 ק"ג). בהתבסס על דו"ח המשקל שהתקבל של שלב המסלול במשקל כולל של 18,508 ק"ג, התצורה שלו פותחה, ועל בסיסו - פריסה של מטוס מגביר היפרסוני במשקל ההמראה של 74,000 ק"ג עם תחנת כוח משולבת (KSU).

תמונה
תמונה

KSU כולל:

תמונה
תמונה

מנועי TRDF ורמג'ט ממוקמים באריזה אנכית, המאפשרת הרכבה ושירות של כל אחד מהם בנפרד. כל אורך הרכב שימש להכיל מנוע ramjet עם EVC בגודל המרבי ובהתאם, דחף. משקל ההמראה המקסימלי של הרכב הוא 74 טון. המשקל הריק הוא 31 טון.

החלק מציג שלב מסלול-רכב שיגור נוזלי דו-שלבי במשקל 18, 5 טון, מזריק רכב שיגור של 1000 ק"ג למסלול קרקע נמוך של 200 ק"מ. כמו כן, ניתן לראות 3 TRDDF AL-31FM1.

תמונה
תמונה

בדיקות ניסיוניות של מנוע ramjet בגודל זה אמורות להתבצע ישירות בבדיקות טיסה, באמצעות מנוע טורבו לצורך האצה. בעת פיתוח מערכת כניסת אוויר מאוחדת אומצו העקרונות הבסיסיים:

מיושם על ידי הפרדת צינורות האוויר של מנוע הטורבו ומנוע ramjet שמאחורי החלק העל קולי של צריכת האוויר ופיתוח מכשיר שנאי פשוט שהופך את החלק העל קולי של ה- EHU לתצורות בלתי מוסדרות "הלוך ושוב", ובמקביל להחליף את אספקת אוויר בין הערוצים. EVZU של הרכב בהמראה פועל על מנוע טורבו, כאשר המהירות מוגדרת ל- M = 2, 0, הוא עובר למנוע ramjet.

תמונה
תמונה

תא המטען ומיכלי הדלק העיקריים ממוקמים מאחורי השנאי EVCU באריזה אופקית. השימוש במיכלי אחסון נחוץ לניתוק תרמי של מבנה גוף המטוס ה"חם "ומכלים מבודדים בחום" קרים "עם נפט. תא TRDF ממוקם מאחורי תא המטען, הכולל תעלות זרימה לקירור חרירי המנוע, עיצוב התא והדש העליון של זרבובית ramjet כאשר ה- TRDF פועל.

עקרון הפעולה של שנאי EVZU של מטוס המאיץ אינו כולל, בדיוק של ערך קטן, את התנגדות הכוח על החלק הנע של המכשיר מהצד של הזרימה הנכנסת. זה מאפשר לך למזער את המסה היחסית של מערכת צריכת האוויר על ידי הפחתת משקל המכשיר עצמו והנעה שלו בהשוואה לכניסות אוויר מלבניות מתכווננות מסורתיות. למנוע של ramjet יש מנקה חרירי פיצול, שבצורה סגורה במהלך הפעלת מנוע הטורבו מספק זרימה בלתי פוסקת של הזרימה סביב גוף המטוס. בעת פתיחת זרבובית הניקוז במעבר למצב ההפעלה של מנוע ramjet, הדש העליון סוגר את החלק התחתון של תא מנוע הטורבו. זרבובית ה- ramjet הפתוחה היא בלבול על קולי, ועם מידה מסוימת של התרחבות תת -קרקעית של מטוס ה- ramjet, המתממש במספרי Mach גבוהים, מספקת עלייה בדחף עקב ההקרנה האורך של כוחות הלחץ על הדש העליון.

בהשוואה לאב טיפוס, השטח היחסי של קונסולות הכנף גדל באופן משמעותי בשל הצורך בהמראה / נחיתה של מטוסים. מיכון הכנף כולל רק מעליות. הגולשים מצוידים בהגהים שיכולים לשמש כנפי בלם בעת הנחיתה. כדי להבטיח זרימה ללא הפרעה במהירויות טיסה תת -קוליים, למסך יש אף הניתן להסטה. ציוד הנחיתה של מטוס התאוצה הוא בעל ארבעה עמודים, עם מיקום לאורך הצדדים כדי למנוע חדירת לכלוך וחפצים זרים לתוך כניסת האוויר. תכנית כזו נבדקה על המוצר EPOS - אנלוגי של מערכת המטוסים המסלולים "ספירלה", המאפשרת, בדומה לשלדת אופניים, "להתכופף" בהמראה.

תמונה
תמונה

דגם מוצק ופשוט בסביבת ה- CAD פותח כדי לקבוע את משקל הטיסה, מיקום מרכז המסה ורגעי האינרציה העצמיים של מטוס ההגבהה.

תמונה
תמונה

המבנה, תחנת הכוח והציוד של מטוס ההגברה חולקו ל -28 אלמנטים, שכל אחד מהם הוערך על פי פרמטר סטטיסטי (משקל ספציפי של העור המופחת וכו ') ועוצב על ידי אלמנט מוצק דומה מבחינה גיאומטרית. לבניית גוף המטוס ומשטחי הנושא, נעשה שימוש בסטטיסטיקה משוקללת למטוסי MiG-25 / MiG-31. המסה של מנוע AL-31F M1 נלקחת "לאחר מעשה". אחוזים שונים של מילוי נפט מעוצבים על ידי "גבס" של מצב מוצק קטוע של החללים הפנימיים של מיכלי הדלק.

תמונה
תמונה

כמו כן פותח מודל מצב מוצק פשוט של שלב המסלול. המוני האלמנטים המבניים נלקחו על בסיס נתונים על בלוק I (השלב השלישי של רכב השיגור סויוז -2 ורכב השיגור המבטיח אנגארה) עם הקצאת רכיבים קבועים ומשתנים בהתאם לדלק ההמוני.

כמה מאפיינים של התוצאות המתקבלות של אווירודינמיקה של המטוס המפותח:

תמונה
תמונה

במטוס המאיץ, כדי להגדיל את טווח הטיסה, נעשה שימוש במצב הגלישה בעת קביעת תצורה עבור מסגרת מסוג ramjet, אך מבלי לספק לו דלק.במצב זה משתמשים בזרבובית ניקוז, המפחיתה את הפתרון שלה כאשר מנוע ramjet כבוי לאזור הזרימה המספק את הזרימה בערוץ EHU, כך שהדחף של המפזר הסאב קוני של הערוץ הופך שווה להתנגדות הזרבובית:

Pdif EVCU = xcc ramjet. במילים פשוטות, עקרון הפעולה של מכשיר החנק משמש במתקני בדיקה אוויר-אוויר מסוג SVS-2 TsAGI. ניקוז החריר של פודסובראני פותח את החלק התחתון של תא TRDF, שמתחיל ליצור התנגדות תחתונה משלו, אך פחות מהתנגדות הרמג'ט הכבוי עם זרימה על-קולית בערוץ כניסת האוויר. בבדיקות של ה- EVCU בהתקנת SVS-2 TsAGI, הוצגה פעולה יציבה של צריכת האוויר עם מספר מאך M = 1.3, ולכן ניתן לטעון כי מצב התכנון עם שימוש בזרבוב ניקוז כחנק EVCU ב ניתן לטעון את הטווח 1.3 ≤ M ≤ Mmax.

ביצועי טיסה ונתיב טיסה אופייני

משימת מטוס ההגבהה היא שיגור שלב מסלול מהצד בטיסה, בגובה, במהירות טיסה ובזווית מסלול העונים על תנאי המסה המרבית במסלול הייחוס. בשלב המקדים של מחקר על פרויקט האמר, המשימה היא להשיג את הגובה המרבי ואת מהירות הטיסה של מטוס זה בעת שימוש בתמרון "שקף" ליצירת ערכים חיוביים גדולים של זווית המסלול בענף העולה שלו. במקרה זה, התנאי מוגדר למזער את ראש המהירות בעת הפרדת הבמה לירידה מקבילה במסת היריעה ולהפחתת העומסים על תא המטען במצב פתוח.

הנתונים הראשוניים על תפעול המנועים היו משיכת הטיסה והמאפיינים הכלכליים של ה- AL-31F, שתוקנו על פי נתוני הספסל של מנוע AL-31F M1, כמו גם המאפיינים של אב הטיפוס של מנוע ramjet המחושב מחדש ביחס ל תא הבעירה וזווית המסך.

באיור. מציג את אזורי הטיסה היציבה האופקית של מטוס מאיץ היפר -סוני באופני פעולה שונים של תחנת הכוח המשולבת.

תמונה
תמונה

כל אזור מחושב לממוצע על פני החלק המקביל של מאיץ פרויקט "הפטיש" עבור ההמונים הממוצע לאורך קטעי מסלול מסה הטיסה של הרכב. ניתן לראות כי מטוס ההגברה מגיע לטיסה המקסימלית מספר M = 4.21; כאשר טסים על מנועי טורבו, מספר המאך מוגבל ל- M = 2.23. חשוב לציין כי הגרף ממחיש את הצורך לספק את דחף ה- ramjet הנדרש למטוס המאיץ במגוון רחב של מספרי מאך, אשר הושג ונקבע בניסוי במהלך העבודה על מכשיר כניסת האוויר של מסך האב טיפוס. ההמראה מתבצעת במהירות הרמה V = 360 מ / ש - תכונות הנושא של הכנף והמסך מספיקות ללא שימוש במיכון ההמראה והנחיתה והרחפת מעליות. לאחר הטיפוס האופטימלי על הקטע האופקי H = 10,700 מ ', מטוס ההגברה מגיע לצליל קולי ממספר הסאב קולי M = 0.9, מערכת ההנעה המשולבת עוברת ב- M = 2 והאצה מקדימה ל- Vopt ב- M = 2.46. בתהליך טיפוס על רמג'ט, מטוס ההגבהה פונה לשדה התעופה הביתי ומגיע לגובה H0pik = 20,000 מ 'עם מספר מאך M = 3.73.

בגובה זה, מתחיל תמרון דינאמי בהגיעו לגובה הטיסה המרבי וזווית המסלול לשיגור שלב המסלול. צלילה משופעת בעדינות מתבצעת בהאצה ל- M = 3.9 ואחריה תמרון "שקף". מנוע ramjet מסיים את עבודתו בגובה של H ≈ 25000 מ 'והטיפוס שלאחר מכן מתרחש עקב האנרגיה הקינטית של המאיץ. השקת שלב המסלול מתרחשת על הענף העולה של המסלול בגובה Нpusk = 44,049 מ 'עם מספר מאך М = 2.05 וזווית מסלול θ = 45 °. מטוס ההגברה מגיע לגובה Hmax = 55,871 מ 'על "הגבעה". בענף היורד של המסלול, עם הגעתו למספר מאך M = 1.3, מנוע ramjet → מנוע טורבו מתג כדי לסלק את נחשול צריכת האוויר של ramjet..

בתצורה של מנוע הטורבו, מטוס ההגברה מתכנן לפני הכניסה לנתיב הגלישה, בעל אספקת דלק על הסיפון Ggzt = 1000 ק ג.

תמונה
תמונה

במצב הרגיל, כל הטיסה מרגע כיבוי ה- ramjet ועד הנחיתה מתרחשת ללא שימוש במנועים עם מרווח לטווח גלישה.

השינוי בפרמטרים הזוויתיים של תנועת הצעד מוצג באיור זה.

תמונה
תמונה

כאשר הוא מוזרק למסלול מעגלי H = 200 ק"מ בגובה H = 114 878 מ 'במהירות V = 3 291 m / s, המאיץ של שלב המשנה הראשון מופרד. המסה של שלב התת השני עם עומס במסלול H = 200 ק"מ היא 1504 ק"ג, מתוכם המטען mpg = 767 ק"ג.

מערך היישום ומסלול הטיסה של מטוס האצה היפר -סוני של פרויקט האמר יש אנלוגיה לפרויקט "האוניברסיטה" האמריקאי RASCAL, שנוצר בתמיכת משרד DARPA הממשלתי.

תכונה בפרויקטים של תחרות ו- RASCAL היא שימוש בתמרון דינאמי מסוג "שקף" עם גישה פסיבית לגובה שיגור גבוה של שלב המסלול Нpusk ≈ 50,000 מ 'בראש ראשי במהירות נמוכה; עבור התולות, q שיגור = 24 ק"ג / מ"ר. גובה השיגור מאפשר לצמצם את הפסדי הכבידה ואת זמן הטיסה של שלב מסלול חד פעמי יקר, כלומר המסה הכוללת שלו. ראשי שיגור קטנים מהירים מאפשרים למזער את מסת המשען או אפילו לסרב לו במקרים מסוימים, דבר שהוא חיוני למערכות מהסוג האולטרה-לייט (mpg 200 <1000 ק"ג).

היתרון העיקרי של מטוס ההגברה של פרויקט האמר על פני RASCAL הוא היעדר אספקת חמצן נוזלית על הסיפון, מה שמפשט ומפחית את עלות הפעולה שלו ומונע את הטכנולוגיה הבלתי מנוצלת של טנקים קריוגניים לשימוש חוזר בתעופה. יחס הדחף למשקל במצב ההפעלה של מנוע ramjet מאפשר למגביר התעלות להגיע על הענף העולה של "השקופית" של ה"עובדים "לשלב המסלול של זוויות המסלול θ משיקה ≈ 45 °, בעוד ה- RASCAL מאיץ מספק לשלב המסלול שלו את זווית המסלול ההתחלתית בלבד θ שיגור ≈ 20 ° עם הפסדים עוקבים עקב תמרון תחלופת הצעדים.

מבחינת כושר הנשיאה הספציפי, המערכת האווירית עם המאיץ הבלתי מאויש של Molot עדיפה על מערכת RASCAL: (mпгН500 / mvzl) פטיש = 0.93%, (mпнН486 / mvzl) rascal = 0.25%

לפיכך, הטכנולוגיה של מנוע ramjet עם תא בעירה תת -סוני ("המפתח" של פרויקט האמר), שפותחה ושולטת על ידי התעשייה האווירית המקומית, עולה על הטכנולוגיה האמריקאית המבטיחה MIPCC להזרקת חמצן למערכת כניסת האוויר של TRDF בהרמה קולית. מטוס מאיץ.

מטוס מאיץ בלתי מאויש היפרסוני במשקל 74,000 ק"ג מבצע המראה משדה תעופה, מאיץ, מטפס לאורך מסלול אופטימלי עם סיבוב ביניים לנקודת ההמראה לגובה H = 20,000 מ 'ו- M = 3.73, תמרון "שקופיות" דינאמי עם האצת ביניים בחופת צלילה עד M = 3.9. על הענף העולה של המסלול בגובה H = 44,047 מ ', M = 2, מופרדת שלב מסלול דו-שלבי במסה של 18,508 ק"ג, שתוכנן על בסיס מנוע RD-0124.

לאחר שעבר את "מגלשת" Hmax = 55 871 מ 'במצב גלישה, המאיץ טס לשדה התעופה, עם אספקת דלק מובטחת של 1000 ק"ג ומשקל נחיתה של 36 579 ק"ג. שלב המסלול מזריק מטען עם קובץ מסה = 767 ק"ג למסלול מעגלי H = 200 ק"מ, ב- H = 500 ק"מ קמ"ג = 686 ק"ג.

התייחסות.

1. בסיס בדיקות המעבדה של NPO "Molniya" כולל את מתחמי המעבדה הבאים:

2. א זהו פרויקט מטוסים אזרחיים מהירים HEXAFLY-INT

תמונה
תמונה

שהוא אחד מפרויקטי שיתוף הפעולה הבינלאומיים הגדולים ביותר. היא כוללת ארגונים מובילים באירופה (ESA, ONERA, DLR, CIRA וכו '), רוסית (TsAGI, CIAM, LII, MIPT) ואוסטרלית (אוניברסיטת סידני וכו').

תמונה
תמונה
תמונה
תמונה

3. רוסטק לא אפשרה את פשיטת הרגל של החברה שפיתחה את מעבורת החלל "בוראן"

הערה: למודל התלת-ממדי בתחילת המאמר אין שום קשר למחקר ופיתוח "האמר".

מוּמלָץ: