No momento, o OAO NPO Molniya está desenvolvendo um veículo aéreo hipersônico não tripulado multimodo sobre o tema do trabalho de pesquisa e desenvolvimento "Martelo". Este UAV é considerado um demonstrador de protótipo de tecnologias para uma aeronave aceleradora hipersônica não tripulada com uma usina de energia turbo-ramjet de tela combinada. A tecnologia chave do protótipo é o uso de um motor ramjet (ramjet) com uma câmara de combustão subsônica e um dispositivo de entrada de ar com tela.
Parâmetros calculados e experimentais do protótipo do demonstrador:
O pano de fundo desta P&D foi um projeto de um veículo aéreo supersônico não tripulado multimodo (MSBLA) desenvolvido pela JSC NPO Molniya, no qual a aparência aerodinâmica de uma promissora aeronave aceleradora não tripulada ou tripulada foi determinada. A tecnologia chave do MSBLA é o uso de um motor ramjet (ramjet) com uma câmara de combustão subsônica e um dispositivo de entrada de ar com tela. Parâmetros de projeto do MSBLA: números de Mach de cruzeiro M = 1,8 … 4, altitudes de vôo de baixo a H ≈ 20.000 m, peso de lançamento de até 1000 kg.
O layout de entrada de ar estudado no estande SVS-2 da TsAGI apresentou baixa eficiência da blindagem em cunha ventral aplicada, feita "ao mesmo tempo" com a fuselagem (Fig. A) e uma blindagem retangular com vão igual à largura de a fuselagem (Fig. B).
Ambos garantiram a constância aproximada dos coeficientes de recuperação da pressão total ν e da vazão f no ângulo de ataque, ao invés de aumentá-los.
Como a tela frontal do tipo usada no foguete Kh-90 não era adequada para o MSBLA, como um protótipo de aeronave aceleradora, foi decidido, com base em estudos experimentais de TsAGI no início dos anos 80, desenvolver um ventral tela, mantendo a configuração com um corpo central de dois estágios obtido pelos resultados dos testes.
No decorrer de duas etapas de pesquisa experimental em um estande especial SVS-2 TsAGI, de dezembro de 2008 a fevereiro de 2009 e março de 2010, com uma etapa intermediária de estudos de busca numérica, um dispositivo de entrada de ar (EHU) com tela cônica de dois estágios Foi desenvolvido o corpo com diferentes números calculados, Mach em etapas, o que possibilitou a obtenção de empuxo aceitável em uma ampla faixa de números de Mach.
O efeito da tela consiste em um aumento na taxa de fluxo e coeficientes de recuperação com um aumento no ângulo de ataque em números de Mach M> 2,5. A magnitude do gradiente positivo de ambas as características aumenta com o aumento do número de Mach.
EVZU foi desenvolvido e aplicado pela primeira vez na aeronave experimental hipersônica X-90 desenvolvida por NPO Raduga (míssil de cruzeiro, de acordo com a classificação da OTAN AS-19 Koala)
Como resultado, a configuração aerodinâmica do protótipo foi desenvolvida de acordo com o esquema "híbrido" denominado pelos autores com a integração do EHU ao sistema portador.
O esquema híbrido tem características de um esquema de "abaixamento" (pelo número e localização das superfícies de apoio) e um esquema "sem cauda" (pelo tipo de controles longitudinais). Uma trajetória típica do MSBLA inclui um lançamento de um lançador baseado em solo, aceleração com um propelente sólido para uma velocidade de lançamento de jato supersônico, voo de acordo com um determinado programa com um segmento horizontal e frenagem para uma velocidade subsônica baixa com uma aterrissagem suave de paraquedas.
Pode-se observar que o layout híbrido, devido a um maior efeito de solo e otimização do layout aerodinâmico para um mínimo de arrasto em α = 1,2 ° … 1,4 °, implementa números Mach máximos de voo significativamente maiores M ≈ 4,3 em uma ampla faixa de altitudes H = 11 … 21 km. Os esquemas "pato" e "sem cauda" atingem o valor máximo do número М = 3,72 … 3,74 na altura Н = 11 km. Nesse caso, o esquema híbrido tem um pequeno ganho devido ao deslocamento na resistência mínima e em baixos números de Mach, tendo uma faixa de números de voo M = 1,6 … 4,25 a uma altitude de H ≈ 11 km. A menor área de vôo de equilíbrio é realizada no esquema "pato".
A tabela mostra os dados de desempenho de voo calculados para os layouts desenvolvidos para trajetórias de voo típicas.
As faixas de vôo, que têm o mesmo nível para todas as versões do MSBLA, mostraram a possibilidade de criar com sucesso uma aeronave aceleradora com uma reserva relativa ligeiramente aumentada de querosene com faixas de vôo supersônicas da ordem de 1500-2000 km para retorno a o campo de aviação doméstico. Ao mesmo tempo, o layout híbrido desenvolvido, que é uma consequência da profunda integração do esquema aerodinâmico e a peneira de entrada de ar do motor ramjet, teve uma clara vantagem em termos de velocidades máximas de voo e a faixa de altitudes em que o velocidades máximas são realizadas. Os valores absolutos do número de Mach e da altitude de voo, atingindo Мmax = 4,3 em Нmax Mmax = 20.500 m, sugerem que o sistema aeroespacial reutilizável com uma aeronave hipersônica de alta altitude é viável ao nível das tecnologias existentes na Rússia. o estágio espacial de uso único é de 6 a 8 vezes em comparação com um lançamento do solo.
Este layout aerodinâmico foi a opção final para considerar um veículo aéreo não tripulado multimodo reutilizável de altas velocidades de vôo supersônico.
Conceito e layout geral
Um requisito distinto para uma aeronave de overclock, em comparação com seu protótipo de pequeno porte, é a decolagem / pouso em uma aeronave de aeródromos existentes e a necessidade de voar em números Mach menores que o número Mach de lançamento de um motor ramjet M <1,8 … 2. Isso determina o tipo e a composição da usina combinada da aeronave - um motor ramjet e motores turbojato com pós-combustor (TRDF).
Com base nisso, a aparência técnica e o layout geral da aeronave aceleradora para o sistema espacial de transporte da classe leve foram formados com uma capacidade de carga projetada de cerca de 1000 kg em uma órbita terrestre baixa de 200 km. Uma avaliação dos parâmetros de peso de um estágio orbital de dois estágios líquido baseado em um motor a querosene a oxigênio RD-0124 foi realizada pelo método da velocidade característica com perdas integrais, com base nas condições de lançamento do acelerador.
No primeiro estágio, o motor RD-0124 (vazio empuxo 30.000 kg, impulso específico 359 s) é instalado, mas com um diâmetro de quadro reduzido e câmaras fechadas, ou o motor RD-0124M (difere da base um por uma câmara e um novo bico de maior diâmetro); no segundo estágio, um motor com uma câmara de RD-0124 (pressupõe-se um empuxo vazio de 7.500 kg). Com base no relatório de peso recebido do estágio orbital com um peso total de 18.508 kg, sua configuração foi desenvolvida, e com base nisso - o layout de uma aeronave booster hipersônica com um peso de decolagem de 74.000 kg com uma usina combinada (KSU).
KSU inclui:
Os motores TRDF e ramjet estão localizados em um pacote vertical, o que permite que cada um deles seja montado e reparado separadamente. Todo o comprimento do veículo foi usado para acomodar um motor ramjet com um EVC de tamanho máximo e, consequentemente, empuxo. O peso máximo de decolagem do veículo é de 74 toneladas e o peso vazio é de 31 toneladas.
A seção mostra um estágio orbital - um veículo de lançamento líquido de dois estágios pesando 18,5 toneladas, injetando um veículo de lançamento de 1000 kg em uma órbita terrestre baixa de 200 km. Também visíveis são 3 TRDDF AL-31FM1.
O teste experimental de um motor ramjet desse tamanho deve ser realizado diretamente em testes de vôo, usando um motor turbo para aceleração. Ao desenvolver um sistema unificado de entrada de ar, os princípios básicos foram adotados:
Implementado separando os dutos de ar para o motor turbojato e o motor ramjet atrás da parte supersônica da entrada de ar e o desenvolvimento de um dispositivo transformador simples que converte a parte supersônica do EHU em configurações não reguladas "ida e volta", enquanto simultaneamente alterna o fornecimento de ar entre os canais. O EVZU do veículo em decolagem opera com motor turbojato, quando a velocidade é ajustada em M = 2, 0, passa para motor ramjet.
O compartimento de carga e os tanques principais de combustível estão localizados atrás do EVCU do transformador em um pacote horizontal. O uso de tanques de armazenamento é necessário para o desacoplamento térmico da estrutura da fuselagem "quente" e tanques isolados termicamente "frios" com querosene. O compartimento TRDF está localizado atrás do compartimento de carga útil, que possui canais de fluxo para resfriar os bicos do motor, o design do compartimento e a aba superior do bocal ramjet quando o TRDF está operando.
O princípio de operação do transformador EVZU da aeronave aceleradora exclui, com uma precisão de pequeno valor, a resistência da força na parte móvel do dispositivo do lado do fluxo de entrada. Isso permite que você minimize a massa relativa do sistema de admissão de ar, reduzindo o peso do próprio dispositivo e seu acionamento em comparação com as tradicionais entradas de ar retangulares ajustáveis. O motor ramjet tem um escoador de bico de divisão, que em uma forma fechada durante a operação do motor turbojato fornece um fluxo ininterrupto do fluxo ao redor da fuselagem. Ao abrir o bocal de drenagem na transição para o modo de operação do motor ramjet, a aba superior fecha a seção inferior do compartimento do motor turbojato. O bico ramjet aberto é um confundidor supersônico e, com um certo grau de subexpansão do jato ramjet, que é realizado em números de Mach elevados, proporciona um aumento no empuxo devido à projeção longitudinal das forças de pressão na aba superior.
Em comparação com o protótipo, a área relativa dos consoles das asas aumentou significativamente devido à necessidade de decolagem / pouso da aeronave. A mecanização das asas inclui apenas elevons. As quilhas são equipadas com lemes que podem ser usados como flaps de freio no pouso. Para garantir um fluxo ininterrupto em velocidades de voo subsônicas, a tela tem um nariz defletível. O trem de pouso da aeronave aceleradora é de quatro pilares, com posicionamento nas laterais para evitar a entrada de sujeira e objetos estranhos na entrada de ar. Tal esquema foi testado no produto EPOS - um análogo do sistema de aeronave orbital "Spiral", que permite, de forma semelhante a um chassi de bicicleta, "agachar" na decolagem.
Um modelo sólido simplificado no ambiente CAD foi desenvolvido para determinar os pesos de vôo, a posição do centro de massa e os momentos próprios de inércia da aeronave booster.
A estrutura, usina e equipamentos da aeronave de reforço foram divididos em 28 elementos, cada um dos quais foi avaliado de acordo com um parâmetro estatístico (peso específico da pele reduzida, etc.) e foi modelado por um elemento sólido geometricamente semelhante. Para a construção da fuselagem e superfícies de apoio, foram utilizadas estatísticas ponderadas para aeronaves MiG-25 / MiG-31. A massa do motor AL-31F M1 é obtida "após o fato". Diferentes porcentagens de enchimento de querosene foram modeladas por "moldes" truncados de estado sólido das cavidades internas dos tanques de combustível.
Também foi desenvolvido um modelo simplificado de estado sólido do estágio orbital. As massas dos elementos estruturais foram tomadas com base nos dados do bloco I (o terceiro estágio do lançador Soyuz-2 e o promissor lançador Angara) com a alocação de componentes constantes e variáveis dependendo da massa do combustível.
Algumas características dos resultados obtidos da aerodinâmica da aeronave desenvolvida:
Na aeronave aceleradora, para aumentar a autonomia de vôo, o modo planador é usado na configuração de um ramjet, mas sem fornecer combustível para ele. Neste modo, um bico de drenagem é utilizado, o que reduz sua solução quando o motor ramjet é desligado para a área do fluxo que fornece o fluxo no canal EHU, de modo que o empuxo do difusor subsônico do canal torna-se igual à resistência do bico:
Pdif EVCU = Xcc ramjet. Simplificando, o princípio de operação do dispositivo de estrangulamento é usado nas instalações de teste ar-ar do tipo SVS-2 TsAGI. O bocal-dreno podsobranny abre a seção inferior do compartimento TRDF, que começa a criar sua própria resistência de fundo, mas menos do que a resistência do ramjet desligado com fluxo supersônico no canal de entrada de ar. Nos testes da EVCU na instalação do SVS-2 TsAGI, foi demonstrado o funcionamento estável da tomada de ar com número de Mach M = 1,3, portanto, pode-se argumentar que o modo de planejamento com o uso de bocal de drenagem como estrangulamento EVCU o intervalo 1,3 ≤ M ≤ Mmax pode ser afirmado.
Desempenho de voo e trajetória de voo típica
A tarefa da aeronave de reforço é lançar uma fase orbital lateralmente em vôo, a uma altitude, velocidade de vôo e ângulo de trajetória que atendam à condição de massa máxima de carga útil na órbita de referência. Na fase preliminar da pesquisa do projeto Hammer, a tarefa é atingir a altitude máxima e velocidade de vôo desta aeronave ao usar a manobra “slide” para criar grandes valores positivos do ângulo de trajetória em seu braço ascendente. Neste caso, a condição é definida para minimizar a carga de velocidade ao separar o palco para uma diminuição correspondente na massa da carenagem e para reduzir as cargas no compartimento de carga na posição aberta.
Os dados iniciais de operação dos motores foram a tração de vôo e as características econômicas do AL-31F, corrigidas de acordo com os dados de bancada do motor AL-31F M1, bem como as características do motor ramjet protótipo recalculadas na proporção de a câmara de combustão e o ângulo da tela.
Na fig. mostra as áreas de vôo constante horizontal de uma aeronave aceleradora hipersônica em vários modos de operação da usina combinada.
Cada zona é calculada para a média sobre a seção correspondente do acelerador do projeto "Martelo" para as massas médias ao longo das seções da trajetória de massa de vôo do veículo. Pode-se observar que o avião propulsor atinge o número máximo de Mach M = 4,21 de vôo; ao voar em motores turbojato, o número Mach é limitado a M = 2,23. É importante notar que o gráfico ilustra a necessidade de fornecer o impulso ramjet necessário para a aeronave aceleradora em uma ampla faixa de números de Mach, que foi alcançado e determinado experimentalmente durante o trabalho no dispositivo de entrada de ar da tela do protótipo. A decolagem é realizada a uma velocidade de decolagem V = 360 m / s - as propriedades de rolamento da asa e da tela são suficientes sem o uso de mecanização de decolagem e pouso e flutuação de elevons. Após a subida ideal na seção horizontal H = 10.700 m, a aeronave de reforço atinge o som supersônico do número Mach subsônico M = 0,9, o sistema de propulsão combinado muda em M = 2 e a aceleração preliminar para Vopt em M = 2,46. No processo de escalar em um jato de aríete, o avião propulsor faz uma curva para o aeródromo doméstico e atinge uma altitude de H0pik = 20.000 m com um número de Mach M = 3,73.
Nesta altitude, uma manobra dinâmica começa ao atingir a altitude máxima de vôo e o ângulo de trajetória para o lançamento do estágio orbital. Um mergulho suavemente inclinado é realizado com aceleração para M = 3,9 seguido por uma manobra de "deslizamento". O motor ramjet termina seu trabalho a uma altitude de H ≈ 25000 me a subida subsequente ocorre devido à energia cinética do propulsor. O lançamento do estágio orbital ocorre no ramo ascendente da trajetória a uma altitude de Нpusk = 44.049 m com um número de Mach М = 2,05 e um ângulo de trajetória θ = 45 °. O avião propulsor atinge a altura Hmax = 55.871 m no "morro". No ramo descendente da trajetória, ao atingir o número Mach M = 1,3, o motor ramjet → motor turbo é trocado para eliminar o aumento da entrada de ar ramjet.
Na configuração do motor turbojato, o avião propulsor planeja antes de entrar na planagem, tendo um suprimento de combustível a bordo Ggzt = 1000 kg.
No modo normal, todo o vôo, desde o momento em que o ramjet é desligado até o pouso, ocorre sem o uso de motores com margem para vôo de planagem.
A mudança nos parâmetros angulares do movimento do passo é mostrada nesta figura.
Quando injetado em uma órbita circular H = 200 km a uma altitude de H = 114 878 m a uma velocidade de V = 3 291 m / s, o acelerador do primeiro subestágio é separado. A massa do segundo subestágio com uma carga em órbita H = 200 km é 1504 kg, da qual a carga útil é mpg = 767 kg.
O esquema de aplicação e trajetória de vôo da aeronave aceleradora hipersônica do projeto Hammer tem analogia com o projeto "universitário" americano RASCAL, que está sendo criado com o apoio do departamento governamental DARPA.
Uma característica dos projetos Molot e RASCAL é o uso de uma manobra dinâmica do tipo "slide" com acesso passivo a altas altitudes de lançamento do estágio orbital Нpusk ≈ 50.000 m em cabeçotes de baixa alta velocidade; para o Molot, q lançamento = 24 kg / m2. A altitude de lançamento permite reduzir as perdas gravitacionais e o tempo de vôo de um estágio orbital descartável caro, ou seja, sua massa total. Pequenos cabeçotes de lançamento de alta velocidade permitem minimizar a massa da carenagem de carga útil ou mesmo recusá-la em alguns casos, o que é essencial para sistemas da classe ultraleve (mпгН200 <1000 kg).
A principal vantagem da aeronave de reforço do projeto Hammer sobre o RASCAL é a ausência de suprimentos de oxigênio líquido a bordo, o que simplifica e reduz o custo de sua operação e exclui a tecnologia inexplorada de tanques criogênicos reutilizáveis para aviação. A relação empuxo-peso no modo de operação do motor ramjet permite que o booster Molot alcance o ramo ascendente do "slide" dos "trabalhadores" para o estágio orbital dos ângulos de trajetória θ lançamento ≈ 45 °, enquanto o RASCAL acelerador fornece seu estágio orbital com o ângulo de trajetória inicial apenas θ lançamento ≈ 20 ° com perdas subsequentes devido à manobra de rotação de degrau.
Em termos de capacidade de carga específica, o sistema aeroespacial com o acelerador hipersônico não tripulado Molot é superior ao sistema RASCAL: (mпгН500 / mvzl) martelo = 0,93%, (mпнН486 / mvzl) patife = 0,25%
Assim, a tecnologia de um motor ramjet com câmara de combustão subsônica (a "chave" do projeto Hammer), desenvolvida e dominada pela indústria aeroespacial nacional, supera a promissora tecnologia americana MIPCC de injeção de oxigênio no trato de admissão do TRDF em hipersônico aeronaves de reforço.
Uma aeronave aceleradora hipersônica não tripulada pesando 74.000 kg realiza decolagem de um campo de aviação, aceleração, subida ao longo de uma trajetória otimizada com uma curva intermediária para o ponto de decolagem a uma altitude de H = 20.000 me M = 3,73, uma manobra "deslizante" dinâmica com um aceleração intermediária em um mergulho de velame até M = 3,9. No ramo ascendente da trajetória em H = 44.047 m, M = 2, um estágio orbital de dois estágios com uma massa de 18.508 kg, projetado com base no motor RD-0124, é separado.
Depois de passar o "slide" Hmax = 55 871 m em modo planado, o booster voa para o campo de aviação, com abastecimento de combustível garantido de 1000 kg e peso de pouso de 36 579 kg. O estágio orbital injeta uma carga útil com massa mpg = 767 kg em uma órbita circular H = 200 km, em H = 500 km mpg = 686 kg.
Referência.
1. A base de testes laboratoriais de NPO "Molniya" inclui os seguintes complexos de laboratório:
2. A este é um projeto de aeronave civil de alta velocidade HEXAFLY-INT
Que é um dos maiores projetos de cooperação internacional. Envolve as principais organizações europeias (ESA, ONERA, DLR, CIRA, etc.), russas (TsAGI, CIAM, LII, MIPT) e australianas (The University of Sydney, etc.).
3. Rostec não permitiu a falência da empresa que desenvolveu o ônibus espacial "Buran"
Nota: O modelo 3-D no início do artigo não tem nada a ver com a pesquisa e desenvolvimento "Martelo".
