Қазіргі уақытта «Молния» ААҚ НПО «Балға» ғылыми-зерттеу және тәжірибелік-конструкторлық жұмыстардың тақырыбы бойынша көп режимді гиперсонды ұшқышсыз ұшу аппаратын жасап шығаруда. Бұл ұшқышсыз ұшу аппараты экрандалған турбо-рамжеттік электр қондырғысы бар гипертониялық ұшқышсыз үдеткіш ұшақтар технологиясының прототипі болып саналады. Прототиптің негізгі технологиясы - дыбыс астында жану камерасы мен экранды ауаны қабылдайтын қондырғысы бар рамжеткалық қозғалтқышты (рамжет) қолдану.
Көрсеткіш прототипінің есептік және тәжірибелік параметрлері:
Бұл ҒЗТКЖ негізі «Молния» ТҰҚ »АҚ әзірлеген көп режимді дыбыстан жоғары ұшқышсыз ұшу аппараттарының (MSBLA) жобасы болды, онда перспективалы ұшқышсыз немесе басқарылатын үдеткіш ұшақтың аэродинамикалық келбеті анықталды. MSBLA -ның негізгі технологиясы - дыбыс астында жану камерасы мен экранды ауаны қабылдайтын қондырғысы бар рамжеткалық қозғалтқышты (рамжет) қолдану. MSBLA конструктивті параметрлері: круиздік Mach сандары M = 1.8 … 4, ұшу биіктігі төменнен H ≈ 20000 м дейін, ұшыру салмағы 1000 кг дейін.
ЦАГИ-дің SVS-2 стендінде зерттелген ауа кіру схемасы фюзеляжмен «бір мезгілде» жасалған вентральды сына қалқанының тиімділігінің төмендігін көрсетті (А-сурет) және ені тең ені бар тікбұрышты қалқан. фюзеляж (В -сурет).
Екеуі де оларды көтерудің орнына, pressure жалпы қысым мен ағын жылдамдығын қалпына келтіру коэффициенттерінің шамамен тұрақтылығын қамтамасыз етті.
Х-90 зымыранында қолданылатын фронтальды экран MSBLA үшін жарамсыз болғандықтан, үдеткіш ұшақтың прототипі ретінде 80-жылдардың басында ЦАГИ-дің эксперименттік зерттеулерінің негізінде вентральды құрылысты құру туралы шешім қабылданды. сынақ нәтижелері бойынша алынған екі сатылы орталық корпуспен конфигурацияны сақтайтын экран.
СВС-2 ЦАГИ арнайы стендінде эксперименттік зерттеулердің екі кезеңі барысында, сандық іздестірудің аралық кезеңі бар, екі сатылы конусы бар экранды ауа қабылдағыш қондырғы (EHU) бар 2008 ж. Желтоқсан-2009 ж. Ақпан және 2010 ж. Наурыз. әр түрлі есептелген сандары бар корпус әзірленді, бұл Mach сандарының кең диапазонында қолайлы серпін алуға мүмкіндік беретін қадамдар.
Экранның эффектісі M> 2,5 сандарындағы Mach бұрышындағы шабуыл бұрышының ұлғаюымен ағын мен қалпына келтіру коэффициенттерінің жоғарылауынан тұрады. Екі сипаттаманың оң градиентінің шамасы Mach санының өсуімен артады.
EVZU алғаш рет NPO Raduga жасаған кристалды зымыран, AS-19 Koala классификациясына сәйкес X-90 гиперсоникалық эксперименттік ұшақтарында жасалды және қолданылды.
Нәтижесінде прототиптің аэродинамикалық конфигурациясы EHU тасымалдаушы жүйесіне интеграцияланған авторлар шақырған «гибридті» схемаға сәйкес әзірленді.
Гибридтік схемада «үйрек» схемасының (мойынтіректердің беттерінің саны мен орналасуы бойынша) және «құйрықсыз» схеманың (бойлық басқару түрлері бойынша) ерекшеліктері бар. Әдеттегі MSBLA траекториясына жердегі ұшырғыштан ұшыру, қатты отынды күшейткішпен үдеткіштен жоғары жылдамдықтағы ұшақтан ұшу жылдамдығы, көлденең сегменті бар берілген бағдарламаға сәйкес ұшу және жұмсақ парашют қонуы бар дыбыс асты жылдамдығына тежеу кіреді..
Гибридті орналасу жердің үлкен әсерінің және аэродинамикалық орналасудың оптимизациясының арқасында α = 1,2 ° … 1,4 ° минималды тартылуда максималды ұшудың максималды сандарын M ≈ 4.3 кең ауқымда жүзеге асыратынын көруге болады. биіктік диапазоны H = 11 … 21 км. «Үйрек» және «құйрықсыз» схемалары Н = 11 км биіктікте М = 3,72 … 3,74 санының максималды мәніне жетеді. Бұл жағдайда гибридтік схема H ≈ 11 км биіктікте M = 1.6 … 4.25 ұшу сандарының диапазонына ие, минималды қарсылықтың ауысуына байланысты және аз Mach сандарында аз пайда алады. Теңгерімді ұшудың ең кіші аймағы «үйрек» схемасында жүзеге асады.
Кестеде әдеттегі ұшу траекториялары үшін әзірленген схемалар бойынша есептелген ұшу өнімділігі деректері көрсетілген.
MSBLA-ның барлық нұсқалары үшін бірдей деңгейдегі ұшу диапазоны 1500-2000 км-ге дейінгі жылдамдықтағы ұшудан жоғары жылдамдықтағы керосин отынының салыстырмалы резерві бар үдеткіш ұшақты сәтті құру мүмкіндігін көрсетті. үйдің аэродромы. Бұл ретте аэродинамикалық схеманың терең енуі мен рамжетек қозғалтқышының экрандық ауаны қабылдауының нәтижесі болып табылатын әзірленген гибридті максималды ұшу жылдамдығы мен биіктік диапазонында айқын артықшылыққа ие болды. максималды жылдамдықтар жүзеге асады. Mach саны мен ұшу биіктігінің абсолюттік мәндері Nmax Mmax = 20,500 м кезінде Mmax = 4,3-ке жетеді, гиперзонды биіктікте күшейткіш ұшақтары бар қайта пайдалануға болатын аэроғарыштық жүйе Ресейде қолданыстағы технологиялар деңгейінде мүмкін екенін көрсетеді. бір рет қолданылатын ғарыштық саты жерден ұшырумен салыстырғанда 6-8 есе.
Бұл аэродинамикалық макет жоғары дыбыстан жоғары ұшу жылдамдығымен бірнеше рет қолданылатын көп режімді ұшқышсыз ұшу аппаратын қарастырудың соңғы нұсқасы болды.
Тұжырымдама және жалпы схема
Шағын өлшемді прототипімен салыстырғанда, үдеткіш ұшаққа қойылатын ерекше талап-бұл ұшақтарға қолданыстағы аэродромдардан ұшып көтерілу / қону және M <1,8 рамжетті қозғалтқышты іске қосудың Mach санынан аз Мах сандарында ұшу қажеттілігі. … 2. Бұл ұшақтың аралас электр қондырғысының түрі мен құрамын анықтайды - рамжеттік қозғалтқыш пен жанармаймен (TRDF) турбожетті қозғалтқыштар.
Осының негізінде жеңіл класты көліктік ғарыштық жүйеге арналған үдеткіш ұшақтардың техникалық келбеті мен жалпы орналасуы құрылды, олардың жүк көтергіштігі шамамен 1000 кг, жердегі орбитаға 200 км. RD-0124 оттегі-керосинді қозғалтқышқа негізделген сұйық екі сатылы орбитальды кезеңнің салмақ параметрлерін бағалау үдеткіштен ұшыру шарттарына негізделген интегралдық шығындары бар сипаттамалық жылдамдық әдісімен жүргізілді.
Бірінші кезеңде RD-0124 қозғалтқышы орнатылады (30 000 кг бос импульстің 359 с), бірақ диаметрі кішірейтілген және жақын камералары бар немесе RD-0124M қозғалтқышы (базадан бір камерадан ерекшеленеді және үлкен диаметрлі жаңа саптама); екінші кезеңде RD-0124 бір камерасы бар қозғалтқыш (7500 кг бос жүріс деп есептеледі). Жалпы салмағы 18,508 кг болатын орбиталық кезеңнің алынған салмақ есебіне сүйене отырып, оның конфигурациясы әзірленді, және оның негізінде - аралас электр станциясымен 74000 кг ұшатын гиперсониялық күшейткіш ұшақтың макеті (ҚМУ).
ҚМУ мыналарды қамтиды:
TRDF және ramjet қозғалтқыштары тік пакетте орналасқан, бұл олардың әрқайсысына бөлек орнатуға және қызмет көрсетуге мүмкіндік береді. Автокөліктің бүкіл ұзындығы максималды көлемдегі ЭВС бар рамжеткалық қозғалтқышты орналастыру үшін пайдаланылды және тиісінше тартылды. Көліктің максималды ұшу салмағы-74 тонна, бос салмағы-31 тонна.
Бөлімде орбиталық саты көрсетілген-салмағы 18, 5 тонналық екі сатылы сұйық ұшыру қондырғысы, 200 км төмен жердегі орбитаға 1000 кг зымыран тасығышты енгізеді. Сонымен қатар 3 TRDDF AL-31FM1 көрінеді.
Мұндай көлемдегі рамжеткалық қозғалтқышты эксперименттік сынау жеделдету үшін турбоагрегатты қолдана отырып, ұшу сынақтарында тікелей жүргізілуі тиіс. Бірыңғай ауа қабылдау жүйесін әзірлеу кезінде негізгі принциптер қабылданды:
Турбожетті қозғалтқыш пен рамжеткалық қозғалтқышқа арналған ауа өткізгіштерді ауа қабылдағыштан жоғары дыбыс бөлігінің артында бөлу арқылы жүзеге асады және EHU дыбыстан жоғары бөлігін реттелмейтін конфигурацияға айналдыратын қарапайым трансформаторлық қондырғы әзірлейді. арналар арасындағы ауа беру. Ұшу кезінде автокөліктің EVZU турбоагрегаттық қозғалтқышта жұмыс істейді, жылдамдық M = 2, 0 күйіне орнатылғанда, рамжеттік қозғалтқышқа ауысады.
Пайдалы жүк бөлімі мен негізгі отын бактары көлденең қаптамада EVCU трансформаторының артында орналасқан. Сақтау цистерналарын қолдану «ыстық» фюзеляж конструкциясын және керосинмен «суық» жылу оқшауланған бактарды термиялық ажырату үшін қажет. TRDF бөлімі қозғалтқыш шүмектерін салқындатуға арналған ағынды арналары бар бөлімшенің артында орналасқан, бөлімше дизайны мен TRDF жұмыс істеп тұрған кезде рамжеткалы саптаманың жоғарғы жапқышы.
Үдеткіш әуе кемесінің EVZU трансформаторының жұмыс принципі шамалы дәлдікте кіретін ағын жағынан құрылғының қозғалатын бөлігіне күш кедергісін қоспайды. Бұл дәстүрлі реттелетін тікбұрышты ауа қабылдағыштармен салыстырғанда құрылғының өзі мен оның жетегінің салмағын азайту арқылы ауа қабылдау жүйесінің салыстырмалы массасын азайтуға мүмкіндік береді. Қозғалтқыш қозғалтқышында турбоагрегаттық қозғалтқыштың жұмысы кезінде фюзеляж айналасындағы ағынның үзіліссіз қозғалысын қамтамасыз ететін жабық түрінде саптамалық-ағызғыш бар. Қозғалтқыштың жұмыс режиміне ауысу кезінде ағызу шүмегін ашқан кезде, жоғарғы қақпақ турбожетті қозғалтқыш бөлімінің төменгі бөлігін жабады. Ашық рамжеткалы саптама - бұл дыбыстан жоғары шатастырғыш және жоғары дәрежелі Mach сандарында орындалатын рамжетек ағынының белгілі бір дәрежеде кеңеюі жоғарғы қақпақшадағы қысым күштерінің бойлық проекциясына байланысты тартылудың жоғарылауын қамтамасыз етеді.
Прототиппен салыстырғанда, ұшақтардың ұшуы / қонуы қажеттілігіне байланысты қанат консольдерінің салыстырмалы ауданы едәуір ұлғайтылды. Қанатты механикаландыру тек элевондарды қамтиды. Кильдер қону кезінде тежегіш қақпақ ретінде қолдануға болатын рульдермен жабдықталған. Дыбыссыз ұшу жылдамдығымен үздіксіз ағынды қамтамасыз ету үшін экранның бұрылатын мұрны бар. Үдеткіш әуе кемесінің қондырғышы шаң мен бөгде заттардың ауа қабылдағышқа түсуін болдырмау үшін бүйірлеріне орналастырылған төрт тіректі. Мұндай схема велосипед шассиіне ұқсас ұшып көтерілуге «отыруға» мүмкіндік беретін «Спираль» орбиталық ұшақ жүйесінің аналогы - EPOS өнімінде сыналды.
Ұшу салмағын, масса орталығының орнын және күшейткіш ұшақтың инерция моменттерін анықтау үшін АЖЖ ортасында жеңілдетілген қатты модель жасалды.
Күшейткіш ұшақтың құрылымы, электр қондырғылары мен жабдықтары 28 элементке бөлінді, олардың әрқайсысы статистикалық параметр бойынша бағаланды (кішірейтілген терінің меншікті салмағы және т.б.) және геометриялық ұқсас қатты элементпен модельденді. Фюзеляж мен мойынтіректердің беттерін салу үшін МиГ-25 / МиГ-31 ұшақтарының өлшенген статистикасы қолданылды. AL-31F M1 қозғалтқышының массасы «факт бойынша» алынады. Керосинді толтырудың әр түрлі пайызы жанармай бактарының ішкі қуыстарының кесілген қатты күйдегі «құймалары» арқылы модельденді.
Орбиталық сатының қатты күйдегі жеңілдетілген моделі де әзірленді. Құрылымдық элементтер массасы I блогы бойынша мәліметтер бойынша алынды (Союз-2 ұшыру қондырғысының үшінші кезеңі және перспективалы Ангара зымыран тасығышы). массалық отынға байланысты тұрақты және ауыспалы компоненттерді бөлу.
Әзірленген ұшақтың аэродинамикасының алынған нәтижелерінің кейбір ерекшеліктері:
Үдеткіш ұшақтарда ұшу диапазонын ұлғайту үшін сырғу режимі рамжетті конфигурациялау кезінде қолданылады, бірақ оған жанармай бермей. Бұл режимде дренажды қозғалтқыш EHU арнасындағы ағынды қамтамасыз ететін ағын аймағына сөндірілгенде оның ерітіндісін төмендететін дренажды саңылау қолданылады, осылайша арнаның дыбыс асты диффузорының тартылуы болады. саптаманың кедергісіне тең:
Pdif EVCU = Xcc ramjet. Қарапайым тілмен айтқанда, дроссельдеу құрылғысының жұмыс принципі SVS-2 TsAGI типті әуе-әуе сынақ қондырғыларында қолданылады. Подсобранды саңылаулар ағызу TRDF бөлімінің төменгі бөлігін ашады, ол өзінің төменгі қарсылығын жасай бастайды, бірақ ауаны қабылдайтын каналда дыбыстан жоғары ағыны бар сөндірілген рамжеттің кедергісінен аз. SVS-2 TsAGI қондырғысындағы EVCU сынақтарында Mach нөмірі M = 1.3 болатын ауа қабылдағыштың тұрақты жұмысы көрсетілді, сондықтан EVCU дренажды саптаманы қолданумен жоспарлау режимі тұншықтырылады деп айтуға болады. 1.3 ≤ M ≤ Mmax диапазонын бекітуге болады.
Ұшу өнімділігі және типтік ұшу бағыты
Күшейткіш әуе кемесінің міндеті - орбиталық кезеңді ұшу кезінде, биіктікте, ұшу жылдамдығында және траектория бұрышында, эталондық орбитадағы пайдалы жүктеме массасының шартына сәйкес келеді. Hammer жобасын зерттеудің бастапқы кезеңінде міндеті - көтерілу тармағында траектория бұрышының үлкен оң мәндерін жасау үшін «сырғыту» маневрін қолдану кезінде осы ұшақтың максималды биіктігі мен ұшу жылдамдығына қол жеткізу. Бұл жағдайда шарттың массасының сәйкес төмендеуіне кезеңді бөлу кезінде жылдамдық басын барынша азайту және ашық күйде пайдалы бөлімге жүктемені азайту шарты қойылады.
Қозғалтқыштардың жұмысының алғашқы деректері AL-31F M1 қозғалтқышының сканерлік мәліметтеріне сәйкес түзетілген AL-31F ұшу тартымдылығы мен экономикалық сипаттамалары, сондай-ақ пропорционалды түрде қайта есептелген ramjet қозғалтқышының прототипі болды. жану камерасы мен экран бұрышы.
Күріш. аралас электр станциясының әр түрлі жұмыс режимдерінде гипертониялық үдеткіш ұшақтың көлденең тұрақты ұшу аудандарын көрсетеді.
Әр аймақ көлік құралының ұшу массасы траекториясының учаскелері бойындағы орташа массалар үшін «Балға» жобасының үдеткішінің сәйкес бөлігіндегі орташа үшін есептеледі. Күшейткіш ұшақ Mach максималды M = 4.21 ұшуға жететінін көруге болады; турбоагрегатты қозғалтқыштарда ұшқанда Mach нөмірі M = 2.23 шектеледі. Айта кету керек, графикте ауа сөндіру құрылғысының прототипінде жұмыс кезінде эксперименталды түрде қол жеткізілген және анықталған Mach сандарының кең диапазонында үдеткіш әуе кемелеріне қажетті рамжеттік тартылуды қамтамасыз ету қажеттілігі көрсетілген. Ұшу көтерілу жылдамдығымен жүзеге асырылады V = 360 м / с - қанат пен экранның мойынтіректерінің қасиеттері ұшу мен қонуды механикаландырусыз және лифттердің қалықтауынсыз жеткілікті. Горизонтальды H = 10.700 м секциясына оңтайлы көтерілуден кейін, күшейткіш ұшақ M = 0.9 дыбыс астындағы дыбыстан жоғары дыбысқа жетеді, аралас қозғалтқыш жүйесі M = 2 -ге ауысады және M = 2.46 кезінде Vopt -қа алдын ала үдеуі. Рамжетке көтерілу үдерісінде күшейткіш ұшақ үй аэродромына бұрылады және M0 3.73 Mach нөмірімен H0pik = 20000 м биіктікке жетеді.
Бұл биіктікте орбиталық кезеңді іске қосу үшін максималды ұшу биіктігі мен траектория бұрышына жеткенде динамикалық маневр басталады. Ақырын көлбеу сүңгу M = 3,9 дейін үдеумен, содан кейін «сырғанау» маневрімен орындалады. Қозғалтқыш қозғалтқышы өз жұмысын H ≈ 25000 м биіктікте аяқтайды және одан кейінгі көтеріліс күшейткіштің кинетикалық энергиясына байланысты болады. Орбиталық кезеңнің ұшырылуы траекторияның көтерілетін тармағында Нпуск = 44,049 м биіктікте Mach нөмірі М = 2,05 және траектория бұрышы θ = 45 ° болатын орын алады. Күшейткіш ұшақ «төбеде» Hmax = 55 871 м биіктікке жетеді. Траекторияның төмен түсетін тармағында, Mach нөмірі M = 1.3 жеткенде, рамжеттік қозғалтқыш → турбоагрегат қозғалтқышы қосылады..
Турбо қозғалтқыштың конфигурациясында күшейткіш ұшақ Ggzt = 1000 кг бортында жанармай қоры бар, сырғанау жолына кірер алдында жоспарлайды.
Қалыпты режимде рамжет сөндірілгеннен бастап қонуға дейінгі барлық ұшу қозғалтқыштардың жүгіру диапазоны үшін маржасы жоқ жүзеге асады.
Қадамдық қозғалыстың бұрыштық параметрлерінің өзгеруі осы суретте көрсетілген.
В = 3 291 м / с жылдамдықпен H = 114 878 м биіктікте H = 200 км айналмалы орбитаға енгізгенде бірінші қосалқы сатының үдеткіші бөлінеді. Н = 200 км орбитадағы жүктемесі бар екінші қосалқы кезеңнің массасы 1504 кг құрайды, оның пайдалы жүктемесі мпг = 767 кг.
Hammer жобасының гиперзонды үдеткіш ұшақтарының қолдану схемасы мен ұшу жолы DARPA үкіметтік бөлімінің қолдауымен жасалып жатқан американдық «университет» RASCAL жобасына ұқсастығы бар.
Molot және RASCAL жобаларының ерекшелігі төмен жылдамдықтағы бастарда Npusk ≈ 50,000 м орбита сатысының жоғары биіктіктеріне пассивті қол жетімділігі бар «слайд» түріндегі динамикалық маневрді қолдану; Molot үшін q ұшыру = 24 кг / м2. Ұшу биіктігі гравитациялық шығындарды және бір реттік қымбат орбиталық сатының ұшу уақытын, яғни оның жалпы массасын азайтуға мүмкіндік береді. Кішкене жоғары жылдамдықты ұшыру бастары пайдалы жүктеменің массасын барынша азайтуға немесе кейбір жағдайларда одан бас тартуға мүмкіндік береді, бұл ультра жеңіл класты жүйелер үшін өте қажет (мпгН200 <1000 кг).
Hammer жобалық күшейткіш ұшақтарының RASCAL -дан басты артықшылығы - оның жұмыс құнын жеңілдететін және төмендететін және пайдаланылмайтын авиациялық криогенді резервуарлардың пайдаланылмаған технологиясын жоққа шығаратын борттық сұйық оттегінің болмауы. Қозғалтқыштың жұмыс режиміндегі салмақ пен салмақ қатынасы Molot үдеткішіне «жұмысшылардың» слайдының көтерілетін тармағына ≈ 45 ° траекториялық бұрыштардың орбиталық сатысына жетуге мүмкіндік береді, ал RASCAL үдеткіш өзінің орбитальды кезеңін бастапқы траектория бұрышымен қамтамасыз етеді θ ұшыру ≈ 20 ° қадамдық айналу маневріне байланысты кейінгі шығындармен.
Меншікті өткізу қабілеті бойынша Molot гиперсониялық ұшқышсыз үдеткіші бар аэроғарыштық жүйе RASCAL жүйесінен жоғары: (мпгН500 / mvzl) балға = 0,93%, (мпнН486 / mvzl) раскал = 0,25%
Осылайша, отандық аэроғарыш өнеркәсібі әзірлеген және игерген дыбыс астында жану камерасы бар (Хаммер жобасының «кілті») рамжеттік қозғалтқыштың технологиясы гиперзводта TRDF ауаны қабылдау жолына оттегін енгізуге арналған перспективалы американдық MIPCC технологиясынан асып түседі. күшейткіш ұшақ.
Салмағы 74000 кг болатын гиперсоникалық ұшқышсыз ұшақ аэродромнан ұшуды, үдеуді, оңтайландырылған траектория бойымен көтерілу нүктесіне H = 20000 м биіктікке көтерілуді және M = 3.73, динамикалық «сырғанау» маневрін орындайды. қалқаға секіруде аралық үдеу M = 3.9 дейін. Траекторияның H = 44,047 м көтерілетін тармағында, M = 2, RD-0124 қозғалтқышы негізінде құрастырылған, массасы 18508 кг екі сатылы орбиталық саты бөлінген.
Hmax = 55 871 м сырғанау режимінде «слайдтан» өткеннен кейін күшейткіш 1000 кг кепілдік отынмен және 36 579 кг қону салмағымен аэродромға ұшады. Орбиталық саты массасы mpg = 767 кг болатын пайдалы жүктемені H = 200 км дөңгелек орбитаға енгізеді, H = 500 км мпг = 686 кг.
Сілтеме.
1. «Молния» ҮЕҰ зертханалық сынақ базасы келесі зертханалық кешендерді қамтиды:
2. Бұл-HEXAFLY-INT жоғары жылдамдықтағы азаматтық ұшақтардың жобасы
Бұл халықаралық ынтымақтастықтың ең ірі жобаларының бірі. Оған жетекші еуропалық (ESA, ONERA, DLR, CIRA және т.б.), орыс (TsAGI, CIAM, LII, MIPT) және австралиялық (Сидней университеті және т.б.) ұйымдары қатысады.
3. Rostec «Буран» ғарыш кемесін жасаған компанияның банкрот болуына жол бермеді.
Ескерту: Мақаланың басындағы 3-D моделі «Балға» зерттеу мен әзірлеуге ешқандай қатысы жоқ.
