À l'heure actuelle, OAO NPO Molniya développe un véhicule aérien sans pilote hypersonique multimode sur le thème des travaux de recherche et développement "Hammer". Ce drone est considéré comme un prototype de démonstrateur de technologies pour un avion accélérateur hypersonique sans pilote avec une centrale à turbo-réacteur à écran combiné. La technologie clé du prototype est l'utilisation d'un statoréacteur (ramjet) avec une chambre de combustion subsonique et un dispositif d'admission d'air à écran.
Paramètres calculés et expérimentaux du prototype de démonstrateur:
L'arrière-plan de cette R&D était un projet de véhicule aérien sans pilote supersonique multimode (MSBLA) développé par JSC NPO Molniya, dans lequel l'apparence aérodynamique d'un avion accélérateur sans pilote ou piloté prometteur a été déterminée. La technologie clé de MSBLA est l'utilisation d'un statoréacteur (ramjet) avec une chambre de combustion subsonique et un dispositif d'admission d'air à écran. Paramètres de conception du MSBLA: nombres de Mach de croisière M = 1,8 … 4, altitudes de vol de faible à H ≈ 20 000 m, masse au lancement jusqu'à 1000 kg.
Le schéma d'entrée d'air étudié sur le stand SVS-2 de TsAGI a montré une faible efficacité du bouclier ventral appliqué, réalisé "en même temps" avec le fuselage (Fig. A) et un bouclier rectangulaire d'envergure égale à la largeur de le fuselage (Fig. B).
Tous deux assuraient la constance approximative des coefficients de récupération de la pression totale et du débit f dans l'incidence, au lieu de les augmenter.
L'écran frontal du type de celui utilisé sur la fusée Kh-90 n'étant pas adapté au MSBLA, en tant que prototype d'avion accélérateur, il a été décidé, sur la base d'études expérimentales de TsAGI au début des années 80, de développer un écran, en conservant la configuration avec un corps central à deux étages obtenu par les résultats des tests.
Au cours de deux étapes de recherche expérimentale sur un stand spécial SVS-2 TsAGI, décembre 2008 - février 2009 et mars 2010, avec une étape intermédiaire d'études de recherche numérique, un dispositif d'admission d'air à écran (EHU) avec un corps ayant des nombres calculés différents a été développé Mach par paliers, ce qui a permis d'obtenir une poussée acceptable dans une large gamme de nombres de Mach.
L'effet de l'écran consiste en une augmentation des coefficients de débit et de récupération avec une augmentation de l'incidence aux nombres de Mach M > 2,5. L'amplitude du gradient positif des deux caractéristiques augmente avec l'augmentation du nombre de Mach.
EVZU a d'abord été développé et appliqué sur l'avion expérimental hypersonique X-90 développé par NPO Raduga (missile de croisière, selon la classification OTAN AS-19 Koala)
De ce fait, la configuration aérodynamique du prototype a été développée selon le schéma « hybride » appelé par les auteurs avec l'intégration de l'EHU dans le système porteur.
Le schéma hybride présente des caractéristiques à la fois d'un schéma « canard » (par le nombre et l'emplacement des surfaces d'appui) et d'un schéma « sans queue » (par le type de commandes longitudinales). Une trajectoire MSBLA typique comprend un lancement depuis un lanceur au sol, une accélération avec un booster à propergol solide à une vitesse de lancement de statoréacteur supersonique, un vol selon un programme donné avec un segment horizontal et un freinage à une faible vitesse subsonique avec un atterrissage en parachute doux.
On peut voir que la disposition hybride, en raison d'un effet de sol plus important et d'une optimisation de la disposition aérodynamique pour un minimum de traînée à α = 1,2 ° … 1,4 °, met en œuvre des nombres de Mach de vol maximum significativement plus élevés M ≈ 4,3 dans un large gamme d'altitudes H = 11 … 21 km. Les schémas "canard" et "sans queue" atteignent la valeur maximale du nombre М = 3,72 … 3,74 à la hauteur Н = 11 km. Dans ce cas, le schéma hybride a un petit gain en raison du décalage de la résistance minimale et à de faibles nombres de Mach, ayant une plage de nombres de vol M = 1,6 … 4,25 à une altitude de H 11 km. La plus petite zone de vol d'équilibre est réalisée dans le schéma "canard".
Le tableau montre les données de performances de vol calculées pour les configurations développées pour des trajectoires de vol typiques.
Les plages de vol, qui ont le même niveau pour toutes les versions du MSBLA, ont montré la possibilité de créer avec succès un avion accélérateur avec une réserve relative de kérosène légèrement augmentée avec des plages de vol supersoniques de l'ordre de 1500-2000 km pour le retour à l'aérodrome d'origine. Dans le même temps, la disposition hybride développée, qui est une conséquence de l'intégration profonde du schéma aérodynamique et de l'entrée d'air de l'écran du statoréacteur, avait un net avantage en termes de vitesses de vol maximales et de gamme d'altitudes dans lesquelles le les vitesses maximales sont atteintes. Les valeurs absolues du nombre de Mach et de l'altitude de vol, atteignant Мmax = 4,3 à Нmax Mmax = 20 500 m, suggèrent que le système aérospatial réutilisable avec un avion d'appoint hypersonique à haute altitude est réalisable au niveau des technologies existantes en Russie. la scène spatiale à usage unique est 6 à 8 fois supérieure à celle d'un lancement depuis le sol.
Cette disposition aérodynamique était la dernière option pour envisager un véhicule aérien sans pilote multimode réutilisable à haute vitesse de vol supersonique.
Concept et agencement général
Une exigence distinctive pour un avion d'overclocking, par rapport à son prototype de petite taille, est le décollage / atterrissage sur un avion depuis les aérodromes existants et la nécessité de voler à des nombres de Mach inférieurs au nombre de Mach de lancement d'un statoréacteur M < 1,8 … 2. Cela détermine le type et la composition de la centrale électrique combinée de l'avion - un statoréacteur et des turboréacteurs avec postcombustion (TRDF).
Sur cette base, l'apparence technique et la disposition générale de l'avion accélérateur pour le système spatial de transport de classe légère ont été formées avec une capacité de charge nominale d'environ 1 000 kg sur une orbite terrestre basse de 200 km. Une évaluation des paramètres de masse d'un étage orbital liquide à deux étages basé sur un moteur oxygène-kérosène RD-0124 a été réalisée par la méthode de vitesse caractéristique avec pertes intégrales, en fonction des conditions de lancement depuis l'accélérateur.
Au premier étage, le moteur RD-0124 (poussée vide 30 000 kg, impulsion spécifique 359 s) est installé, mais avec un diamètre de châssis réduit et des chambres fermées, ou le moteur RD-0124M (diffère de la base une par une chambre et une nouvelle buse de plus grand diamètre); au deuxième étage, un moteur à une chambre de RD-0124 (une poussée nulle de 7 500 kg est supposée). Sur la base du rapport de poids reçu de l'étage orbital d'un poids total de 18 508 kg, sa configuration a été développée et, sur sa base, la disposition d'un avion d'appoint hypersonique d'une masse au décollage de 74 000 kg avec une centrale électrique combinée (KSU).
KSU comprend:
Les moteurs TRDF et statoréacteurs sont situés dans un boîtier vertical, ce qui permet à chacun d'entre eux d'être monté et entretenu séparément. Toute la longueur du véhicule a été utilisée pour accueillir un statoréacteur avec un EVC de la taille maximale et, par conséquent, de la poussée. La masse maximale au décollage du véhicule est de 74 tonnes et la masse à vide est de 31 tonnes.
La section montre un étage orbital - un lanceur liquide à deux étages pesant 18, 5 tonnes, injectant un lanceur de 1000 kg sur une orbite terrestre basse de 200 km. Sont également visibles 3 TRDDF AL-31FM1.
Les essais expérimentaux d'un statoréacteur de cette taille sont censés être effectués directement en vol, en utilisant un turboréacteur pour l'accélération. Lors du développement d'un système d'admission d'air unifié, les principes de base ont été adoptés:
Mis en œuvre en séparant les conduits d'air du turboréacteur et du statoréacteur derrière la partie supersonique de l'entrée d'air et le développement d'un dispositif transformateur simple qui convertit la partie supersonique de l'EHU en configurations non régulées "aller-retour", tout en commutant simultanément le alimentation en air entre les canaux. L'EVZU du véhicule au décollage fonctionne sur un turboréacteur, lorsque la vitesse est fixée à M = 2, 0, il bascule vers le statoréacteur.
Le compartiment de charge utile et les réservoirs de carburant principaux sont situés derrière l'EVCU du transformateur dans un boîtier horizontal. L'utilisation de réservoirs de stockage est nécessaire pour le découplage thermique de la structure du fuselage « chaud » et des réservoirs calorifugés « froids » avec du kérosène. Le compartiment TRDF est situé derrière le compartiment de charge utile, qui présente des canaux d'écoulement pour le refroidissement des tuyères du moteur, la conception du compartiment et le volet supérieur de la tuyère statoréacteur lorsque le TRDF est en fonctionnement.
Le principe de fonctionnement du transformateur EVZU de l'avion accélérateur exclut, avec une précision d'une faible valeur, la résistance de force sur la partie mobile de l'appareil du côté du flux entrant. Cela vous permet de minimiser la masse relative du système d'admission d'air en réduisant le poids de l'appareil lui-même et de son entraînement par rapport aux prises d'air rectangulaires réglables traditionnelles. Le statoréacteur comporte une tuyère-draineur fendeuse qui, sous une forme fermée pendant le fonctionnement du turboréacteur, assure un écoulement ininterrompu de l'écoulement autour du fuselage. Lors de l'ouverture de la tuyère de vidange au passage au mode de fonctionnement du statoréacteur, le volet supérieur ferme la partie inférieure du compartiment du turboréacteur. La tuyère à statoréacteur ouverte est un confondeur supersonique et, avec un certain degré de sous-expansion du statoréacteur, qui est réalisé à des nombres de Mach élevés, fournit une augmentation de la poussée due à la projection longitudinale des forces de pression sur le volet supérieur.
Par rapport au prototype, la surface relative des consoles d'aile a été considérablement augmentée en raison du besoin de décollage / atterrissage de l'avion. La mécanisation des ailes ne comprend que des élevons. Les quilles sont équipées de safrans qui peuvent être utilisés comme volets de frein lors de l'atterrissage. Pour assurer un flux ininterrompu à des vitesses de vol subsoniques, l'écran a un nez déviable. Le train d'atterrissage de l'avion accélérateur est à quatre piliers, avec un placement le long des côtés pour exclure la pénétration de saleté et de corps étrangers dans l'entrée d'air. Un tel schéma a été testé sur le produit EPOS - un analogue du système d'avion orbital "Spiral", qui permet, de la même manière qu'un châssis de vélo, de "s'accroupir" au décollage.
Un modèle solide simplifié dans l'environnement CAO a été développé pour déterminer les masses de vol, la position du centre de masse et les moments d'inertie propres de l'avion d'appoint.
La structure, le groupe motopropulseur et les équipements de l'avion d'appoint ont été divisés en 28 éléments dont chacun a été évalué selon un paramètre statistique (poids spécifique de la peau réduite, etc.) et a été modélisé par un élément solide géométriquement similaire. Pour la construction du fuselage et des surfaces d'appui, des statistiques pondérées pour les avions MiG-25 / MiG-31 ont été utilisées. La masse du moteur AL-31F M1 est prise "après coup". Différents pourcentages de remplissage de kérosène ont été modélisés par des « moulages » à l'état solide tronqués des cavités internes des réservoirs de carburant.
Un modèle à l'état solide simplifié de l'étage orbital a également été développé. Les masses des éléments structuraux ont été prises sur la base des données du bloc I (le troisième étage du lanceur Soyouz-2 et le prometteur lanceur Angara) avec l'attribution de composantes constantes et variables en fonction de la masse de carburant.
Quelques caractéristiques des résultats obtenus de l'aérodynamique de l'avion développé:
Sur l'avion accélérateur, pour augmenter la portée de vol, le mode plané est utilisé lors de la configuration pour un statoréacteur, mais sans lui fournir de carburant. Dans ce mode, une buse de vidange est utilisée, ce qui réduit sa solution lorsque le statoréacteur est éteint à la zone du flux qui fournit le flux dans le canal EHU, de sorte que la poussée du diffuseur subsonique du canal devient égale à la résistance de la buse:
Pdif EVCU = statoréacteur Xcc. En termes simples, le principe de fonctionnement du dispositif d'étranglement est utilisé sur les installations d'essais air-air de type SVS-2 TsAGI. Le drain de buse podsobranny ouvre la section inférieure du compartiment TRDF, qui commence à créer sa propre résistance de fond, mais inférieure à la résistance du statoréacteur éteint avec un flux supersonique dans le canal d'admission d'air. Lors des tests de l'EVCU sur l'installation SVS-2 TsAGI, un fonctionnement stable de l'entrée d'air avec un nombre de Mach M = 1,3 a été montré. Par conséquent, on peut affirmer que le mode de planification avec l'utilisation d'une buse de vidange comme étranglement la plage 1,3 M Mmax peut être affirmée.
Performances de vol et trajectoire de vol type
La tâche de l'avion d'appoint est de lancer un étage orbital depuis le côté en vol, à une altitude, une vitesse de vol et un angle de trajectoire qui remplissent la condition de la masse maximale de la charge utile sur l'orbite de référence. Au stade préliminaire des recherches sur le projet Hammer, la tâche consiste à atteindre l'altitude et la vitesse de vol maximales de cet avion lors de l'utilisation de la manœuvre de « glissade » pour créer de grandes valeurs positives de l'angle de trajectoire sur sa branche ascendante. Dans ce cas, la condition est de minimiser la charge dynamique lors de la séparation de l'étage pour une diminution correspondante de la masse du carénage et de réduire les charges sur le compartiment de charge utile en position ouverte.
Les données initiales sur le fonctionnement des moteurs étaient la traction en vol et les caractéristiques économiques de l'AL-31F, corrigées d'après les données du banc du moteur AL-31F M1, ainsi que les caractéristiques du prototype de statoréacteur recalculées au prorata de la chambre de combustion et l'angle du tamis.
En figue. montre les zones de vol stable horizontal d'un avion accélérateur hypersonique dans divers modes de fonctionnement de la centrale combinée.
Chaque zone est calculée pour la moyenne sur la section correspondante de l'accélérateur du projet « Hammer » pour les masses moyennes le long des sections de la trajectoire de masse en vol du véhicule. On constate que l'avion d'appoint atteint le nombre de Mach de vol maximal M = 4,21; lorsqu'il vole sur des turboréacteurs, le nombre de Mach est limité à M = 2,23. Il est important de noter que le graphique illustre la nécessité de fournir la poussée statoréacteur requise pour l'avion accélérateur dans une large gamme de nombres de Mach, ce qui a été atteint et déterminé expérimentalement lors des travaux sur le prototype de dispositif d'admission d'air à écran. Le décollage est effectué à une vitesse de décollage V = 360 m / s - les propriétés portantes de l'aile et de l'écran sont suffisantes sans l'utilisation de la mécanisation du décollage et de l'atterrissage et du vol stationnaire des élevons. Après la montée optimale sur la section horizontale H = 10 700 m, l'avion d'appoint atteint le son supersonique du nombre de Mach subsonique M = 0,9, le système de propulsion combiné bascule à M = 2 et l'accélération préliminaire à Vopt à M = 2,46. En train de monter sur un statoréacteur, l'avion d'appoint effectue un virage vers l'aérodrome d'origine et atteint une altitude de H0pik = 20 000 m avec un nombre de Mach M = 3,73.
A cette altitude, une manœuvre dynamique débute dès l'atteinte de l'altitude de vol maximale et de l'angle de trajectoire de lancement de l'étage orbital. Une plongée en pente douce est effectuée avec une accélération à M = 3,9 suivie d'une manœuvre de « glissade ». Le statoréacteur termine son travail à une altitude de H 25000 m et la montée ultérieure se produit en raison de l'énergie cinétique du booster. Le lancement de l'étage orbital s'effectue sur la branche ascendante de la trajectoire à une altitude de Нpusk = 44 049 m avec un nombre de Mach М = 2,05 et un angle de trajectoire θ = 45°. L'avion d'appoint atteint la hauteur Hmax = 55 871 m sur la "colline". Sur la branche descendante de la trajectoire, en atteignant le nombre de Mach M = 1,3, le statoréacteur → turboréacteur est commuté pour éliminer le pompage de l'entrée d'air du statoréacteur.
Dans la configuration du turboréacteur, l'avion d'appoint prévoit avant d'entrer dans l'alignement de descente, ayant une réserve de carburant à bord Ggzt = 1000 kg.
En mode normal, tout le vol à partir du moment où le statoréacteur est éteint jusqu'à l'atterrissage se déroule sans l'utilisation de moteurs avec une marge de plané.
Le changement des paramètres angulaires du mouvement pas à pas est illustré sur cette figure.
Lorsqu'il est injecté sur une orbite circulaire H = 200 km à une altitude de H = 114 878 m à une vitesse de V = 3 291 m/s, l'accélérateur du premier sous-étage est séparé. La masse du deuxième sous-étage avec une charge en orbite H = 200 km est de 1504 kg, dont la charge utile est de mpg = 767 kg.
Le schéma d'application et la trajectoire de vol de l'avion accélérateur hypersonique du projet Hammer présentent une analogie avec le projet « universitaire » américain RASCAL, qui est en cours de création avec le soutien du département gouvernemental DARPA.
Une particularité des projets Molot et RASCAL est l'utilisation d'une manœuvre dynamique de type « glissade » avec accès passif aux hautes altitudes de lancement de l'étage orbital Нpusk ≈ 50 000 m à faible hauteur de chute; pour le Molot, q lancement = 24kg/m2. L'altitude de lancement permet de réduire les pertes gravitationnelles et le temps de vol d'un étage orbital jetable coûteux, c'est-à-dire sa masse totale. De petites têtes de lancement à grande vitesse permettent de minimiser la masse du carénage de charge utile voire de la refuser dans certains cas, ce qui est indispensable pour les systèmes de la classe ULM (mпгН200 <1000 kg).
Le principal avantage de l'avion d'appoint du projet Hammer par rapport à RASCAL est l'absence d'alimentation en oxygène liquide à bord, ce qui simplifie et réduit le coût de son fonctionnement et exclut la technologie inexploitée des réservoirs cryogéniques réutilisables pour l'aviation. Le rapport poussée/poids en mode de fonctionnement du statoréacteur permet au booster Molot d'atteindre sur la branche ascendante du « toboggan » des « ouvriers » pour l'étage orbital des angles de trajectoire θ lancement 45°, tandis que le RASCAL l'accélérateur ne fournit à son étage orbital que l'angle de trajectoire de départ θ lancement ≈ 20 ° avec des pertes ultérieures dues à la manœuvre de retournement de pas.
En termes de capacité de charge spécifique, le système aérospatial avec l'accélérateur sans pilote hypersonique Molot est supérieur au système RASCAL: (mпгН500 / mvzl) marteau = 0,93%, (mпнН486 / mvzl) coquin = 0,25%
Ainsi, la technologie d'un statoréacteur à chambre de combustion subsonique (la "clé" du projet Hammer), développée et maîtrisée par l'industrie aérospatiale domestique, surpasse la prometteuse technologie américaine MIPCC pour injecter de l'oxygène dans la voie d'admission d'air TRDF en hypersonique avion d'appoint.
Un avion accélérateur sans pilote hypersonique pesant 74 000 kg effectue le décollage d'un aérodrome, l'accélération, la montée le long d'une trajectoire optimisée avec un virage intermédiaire jusqu'au point de décollage à une altitude de H = 20 000 m et M = 3,73, une manœuvre dynamique de « glissade » avec un accélération intermédiaire en plongée sous voilure jusqu'à M = 3,9. Sur la branche ascendante de la trajectoire à H = 44 047 m, M = 2, un étage orbital à deux étages d'une masse de 18 508 kg, conçu sur la base du moteur RD-0124, est séparé.
Après avoir franchi le « toboggan » Hmax = 55 871 m en mode plané, le booster s'envole vers l'aérodrome, avec une réserve de carburant garantie de 1000 kg et une masse à l'atterrissage de 36 579 kg. L'étage orbital injecte une charge utile de masse mpg = 767 kg sur une orbite circulaire H = 200 km, à H = 500 km mpg = 686 kg.
Référence.
1. La base d'essais en laboratoire de NPO "Molniya" comprend les complexes de laboratoire suivants:
2. A ceci est un projet d'avion civil à grande vitesse HEXAFLY-INT
C'est l'un des plus grands projets de coopération internationale. Il implique des organisations de premier plan européennes (ESA, ONERA, DLR, CIRA…), russes (TsAGI, CIAM, LII, MIPT) et australiennes (The University of Sydney…).
3. Rostec n'a pas permis la faillite de la société qui a développé la navette spatiale "Bourane"
Remarque: Le modèle 3-D au début de l'article n'a rien à voir avec la recherche et le développement « Hammer ».
