ปัจจุบัน OAO NPO Molniya กำลังพัฒนาอากาศยานไร้คนขับที่มีความเร็วเหนือเสียงหลายโหมดในหัวข้องานวิจัยและพัฒนา "ค้อน" UAV นี้ถือเป็นเครื่องสาธิตต้นแบบของเทคโนโลยีสำหรับเครื่องบินเร่งความเร็วไร้คนขับที่มีความเร็วเหนือเสียงพร้อมโรงไฟฟ้าเทอร์โบ-แรมเจ็ตแบบรวมหน้าจอ เทคโนโลยีหลักของต้นแบบคือการใช้เครื่องยนต์ ramjet (ramjet) กับห้องเผาไหม้แบบเปรี้ยงปร้างและอุปกรณ์ดูดอากาศแบบหน้าจอ
พารามิเตอร์ที่คำนวณและทดลองของต้นแบบสาธิต:
พื้นหลังของการวิจัยและพัฒนานี้เป็นโครงการของอากาศยานไร้คนขับความเร็วเหนือเสียงแบบหลายโหมด (MSBLA) ที่พัฒนาโดย JSC NPO Molniya ซึ่งกำหนดลักษณะแอโรไดนามิกของเครื่องบินไร้คนขับหรือเครื่องเร่งความเร็วที่มีแนวโน้มว่าจะมีกำลังคน เทคโนโลยีหลักของ MSBLA คือการใช้เครื่องยนต์แรมเจ็ต (แรมเจ็ต) กับห้องเผาไหม้แบบเปรี้ยงปร้างและอุปกรณ์ดูดอากาศเข้าที่หน้าจอ พารามิเตอร์การออกแบบของ MSBLA: การล่องเรือหมายเลขมัค M = 1.8 … 4 ระดับความสูงของเที่ยวบินจากต่ำถึง H ≈ 20,000 ม. น้ำหนักเปิดตัวสูงถึง 1,000 กก.
รูปแบบช่องอากาศเข้าที่ศึกษาที่ขาตั้ง SVS-2 ของ TsAGI แสดงให้เห็นประสิทธิภาพต่ำของแผ่นป้องกันลิ่มหน้าท้องที่ใช้ ซึ่งสร้าง "ในเวลาเดียวกัน" ด้วยลำตัว (รูปที่ A) และโล่สี่เหลี่ยมที่มีระยะห่างเท่ากับความกว้างของ ลำตัว (รูปที่ B)
ทั้งคู่รับรองค่าคงที่โดยประมาณของสัมประสิทธิ์การฟื้นตัวของแรงดันรวม ν และอัตราการไหล f ในมุมของการโจมตี แทนที่จะเพิ่มขึ้น
เนื่องจากหน้าจอด้านหน้าของประเภทที่ใช้กับจรวด Kh-90 ไม่เหมาะสำหรับ MSBLA เนื่องจากเป็นต้นแบบของเครื่องบินคันเร่งจึงตัดสินใจบนพื้นฐานของการศึกษาทดลองของ TsAGI ในช่วงต้นทศวรรษ 80 เพื่อพัฒนาหน้าท้อง หน้าจอ รักษาการกำหนดค่าด้วยตัวกลางสองขั้นตอนที่ได้รับจากผลการทดสอบ
ในระหว่างการวิจัยทดลองสองขั้นตอนบนขาตั้งพิเศษ SVS-2 TsAGI ธันวาคม 2551 - กุมภาพันธ์ 2552 และมีนาคม 2553 โดยมีขั้นตอนกลางของการศึกษาการค้นหาเชิงตัวเลข อุปกรณ์ดูดอากาศเข้าหน้าจอ (EHU) ที่มีรูปกรวยสองขั้นตอน ร่างที่มีตัวเลขคำนวณต่างกันได้รับการพัฒนา Mach ในขั้นตอนซึ่งทำให้สามารถรับแรงขับที่ยอมรับได้ในช่วง Mach ที่หลากหลาย
เอฟเฟกต์ของหน้าจอประกอบด้วยการเพิ่มอัตราการไหลและค่าสัมประสิทธิ์การกู้คืนด้วยการเพิ่มมุมของการโจมตีที่ตัวเลขมัค M> 2.5 ขนาดของเกรเดียนท์เชิงบวกของทั้งสองลักษณะจะเพิ่มขึ้นตามจำนวนมัคที่เพิ่มขึ้น
EVZU ได้รับการพัฒนาและปรับใช้ครั้งแรกกับเครื่องบินทดลองความเร็วเหนือเสียง X-90 ที่พัฒนาโดย NPO Raduga (ขีปนาวุธนำวิถี ตามการจัดหมวดหมู่ของ NATO AS-19 Koala)
เป็นผลให้การกำหนดค่าตามหลักอากาศพลศาสตร์ของต้นแบบได้รับการพัฒนาตามรูปแบบ "ไฮบริด" ที่ผู้เขียนเรียกโดยการรวม EHU เข้ากับระบบพาหะ
รูปแบบไฮบริดมีคุณสมบัติของทั้งรูปแบบ "เป็ด" (ตามจำนวนและตำแหน่งของพื้นผิวแบริ่ง) และรูปแบบ "ไม่มีหาง" (ตามประเภทของตัวควบคุมตามยาว) วิถี MSBLA ทั่วไปรวมถึงการปล่อยตัวจากตัวปล่อยบนพื้นดิน การเร่งความเร็วด้วยบูสเตอร์เชื้อเพลิงแข็งไปยังความเร็วการเปิดตัวของแรมเจ็ตแบบเหนือเสียง การบินตามโปรแกรมที่กำหนดด้วยส่วนแนวนอน และการเบรกด้วยความเร็วแบบเปรี้ยงปร้างต่ำด้วยการลงจอดที่ร่มชูชีพแบบนุ่มนวล.
จะเห็นได้ว่าเลย์เอาต์ไฮบริดเนื่องจากเอฟเฟกต์พื้นดินที่มากขึ้นและการปรับเลย์เอาต์แอโรไดนามิกให้เหมาะสมสำหรับการลากขั้นต่ำที่ α = 1.2 ° … 1.4 ° ใช้ตัวเลข Mach เที่ยวบินสูงสุดที่สูงขึ้นอย่างมีนัยสำคัญ M ≈ 4.3 ในความกว้าง ช่วงความสูง H = 11 … 21 กม. รูปแบบ "เป็ด" และ "ไม่มีหาง" ถึงค่าสูงสุดของหมายเลข М = 3.72 … 3.74 ที่ความสูง Н = 11 กม. ในกรณีนี้ โครงการไฮบริดมีกำไรเล็กน้อยเนื่องจากการเปลี่ยนแปลงในแนวต้านขั้นต่ำและที่หมายเลข Mach ต่ำ โดยมีช่วงของหมายเลขเที่ยวบิน M = 1.6 … 4.25 ที่ระดับความสูง H ≈ 11 กม. พื้นที่ที่เล็กที่สุดของการบินสมดุลเกิดขึ้นในรูปแบบ "เป็ด"
ตารางแสดงข้อมูลประสิทธิภาพการบินที่คำนวณได้สำหรับรูปแบบที่พัฒนาขึ้นสำหรับวิถีการบินทั่วไป
ระยะการบินซึ่งมีระดับเท่ากันสำหรับ MSBLA ทุกรุ่น ได้แสดงให้เห็นถึงความเป็นไปได้ในการสร้างเครื่องบินคันเร่งที่ประสบความสำเร็จโดยมีการสำรองน้ำมันก๊าดสัมพัทธ์เพิ่มขึ้นเล็กน้อยด้วยช่วงการบินเหนือเสียงที่สั่งซื้อ 1,500-2,000 กม. เพื่อกลับสู่ สนามบินที่บ้าน ในเวลาเดียวกัน เลย์เอาต์ไฮบริดที่พัฒนาแล้ว ซึ่งเป็นผลมาจากการผสมผสานอย่างลึกซึ้งของแผนแอโรไดนามิกและช่องรับอากาศเข้าหน้าจอของเครื่องยนต์แรมเจ็ต มีข้อได้เปรียบที่ชัดเจนในแง่ของความเร็วในการบินสูงสุดและช่วงของระดับความสูงที่ ความเร็วสูงสุดจะรับรู้ ค่าสัมบูรณ์ของเลขมัคและระดับความสูงของเที่ยวบินซึ่งถึง Мmax = 4.3 ที่ Нmax Mmax = 20,500 ม. แนะนำว่าระบบการบินและอวกาศที่นำกลับมาใช้ใหม่ได้พร้อมเครื่องบินเสริมความสูงที่มีความเร็วเหนือเสียงนั้นเป็นไปได้ในระดับเทคโนโลยีที่มีอยู่ในรัสเซีย ระยะการใช้พื้นที่แบบใช้ครั้งเดียวคือ 6-8 เท่าเมื่อเทียบกับการปล่อยจากพื้นดิน
เลย์เอาต์ตามหลักอากาศพลศาสตร์นี้เป็นตัวเลือกสุดท้ายสำหรับการพิจารณายานพาหนะไร้คนขับแบบหลายโหมดที่นำกลับมาใช้ใหม่ได้ซึ่งมีความเร็วในการบินเหนือเสียงสูง
แนวคิดและเค้าโครงทั่วไป
ข้อกำหนดที่โดดเด่นสำหรับเครื่องบินโอเวอร์คล็อกเมื่อเปรียบเทียบกับต้นแบบขนาดเล็กคือการขึ้น / ลงเครื่องบินจากสนามบินที่มีอยู่และความจำเป็นในการบินด้วยเลขมัคน้อยกว่าจำนวนมัคของการเปิดตัวเครื่องยนต์แรมเจ็ต M <1.8 … 2. สิ่งนี้กำหนดประเภทและองค์ประกอบของโรงไฟฟ้ารวมของเครื่องบิน - เครื่องยนต์ ramjet และเครื่องยนต์ turbojet พร้อม afterburner (TRDF)
บนพื้นฐานของสิ่งนี้ ลักษณะทางเทคนิคและรูปแบบทั่วไปของเครื่องบินคันเร่งสำหรับระบบพื้นที่ขนส่งระดับเบานั้นถูกสร้างขึ้นด้วยการออกแบบที่รับน้ำหนักได้ประมาณ 1,000 กิโลกรัมสู่วงโคจรระดับต่ำของโลก 200 กม. การประเมินค่าพารามิเตอร์น้ำหนักของสเตจการโคจรแบบสองขั้นตอนของของเหลวโดยใช้เครื่องยนต์ออกซิเจน-น้ำมันก๊าด RD-0124 ดำเนินการโดยวิธีความเร็วลักษณะเฉพาะที่มีการสูญเสียหนึ่งส่วน โดยพิจารณาจากเงื่อนไขการปล่อยตัวจากคันเร่ง
ในระยะแรก เครื่องยนต์ RD-0124 (โมฆะแรงขับ 30,000 กก. แรงกระตุ้นจำเพาะ 359 วินาที) ได้รับการติดตั้ง แต่มีเส้นผ่านศูนย์กลางของเฟรมที่ลดลงและห้องปิด หรือเครื่องยนต์ RD-0124M (แตกต่างจากฐานทีละห้องและ หัวฉีดใหม่ที่มีเส้นผ่านศูนย์กลางใหญ่ขึ้น); ในขั้นตอนที่สอง เครื่องยนต์ที่มีหนึ่งห้องจาก RD-0124 (สมมติว่าเป็นโมฆะแรงขับ 7,500 กก.) ตามรายงานน้ำหนักที่ได้รับของระยะโคจรที่มีน้ำหนักรวม 18,508 กก. การกำหนดค่าได้รับการพัฒนาและบนพื้นฐานของ - เลย์เอาต์ของเครื่องบินเสริมความเร็วเหนือเสียงที่มีน้ำหนักบินขึ้น 74,000 กก. พร้อมโรงไฟฟ้ารวม (กศน.)
KSU รวมถึง:
เครื่องยนต์ TRDF และ ramjet อยู่ในแพ็คเกจแนวตั้ง ซึ่งช่วยให้แต่ละเครื่องยนต์สามารถติดตั้งและซ่อมบำรุงแยกกันได้ ความยาวทั้งหมดของรถถูกใช้เพื่อรองรับเครื่องยนต์ ramjet ที่มี EVC ที่มีขนาดสูงสุดและตามลำดับ น้ำหนักสูงสุดของรถคือ 74 ตัน น้ำหนักเปล่าคือ 31 ตัน
ส่วนนี้แสดงระยะการโคจร - รถปล่อยของเหลวสองขั้นตอนน้ำหนัก 18, 5 ตัน ฉีดยานปล่อย 1,000 กก. เข้าสู่วงโคจรต่ำโลก 200 กม. ยังมองเห็นได้คือ 3 TRDDF AL-31FM1
การทดสอบทดลองของเครื่องยนต์ ramjet ขนาดนี้ควรจะดำเนินการโดยตรงในการทดสอบการบิน โดยใช้เครื่องยนต์ turbojet สำหรับการเร่งความเร็ว เมื่อพัฒนาระบบอากาศเข้าแบบครบวงจร หลักการพื้นฐานถูกนำมาใช้:
ดำเนินการโดยแยกท่ออากาศสำหรับเครื่องยนต์ turbojet และเครื่องยนต์ ramjet ที่อยู่เบื้องหลังส่วนเหนือของช่องรับอากาศและการพัฒนาอุปกรณ์หม้อแปลงอย่างง่ายที่แปลงส่วนเหนือเสียงของ EHU เป็นการกำหนดค่า "ไปกลับ" ที่ไม่ได้รับการควบคุมในขณะเดียวกันก็เปลี่ยน การจ่ายอากาศระหว่างช่อง EVZU ของยานพาหนะขณะบินขึ้นทำงานด้วยเครื่องยนต์เทอร์โบเจ็ท เมื่อความเร็วถูกตั้งไว้ที่ M = 2, 0 มันจะเปลี่ยนเป็นเครื่องยนต์แรมเจ็ท
ช่องบรรทุกและถังเชื้อเพลิงหลักตั้งอยู่ด้านหลังหม้อแปลงไฟฟ้า EVCU ในแพ็คเกจแนวนอน การใช้ถังเก็บเป็นสิ่งจำเป็นสำหรับการแยกความร้อนของโครงสร้างลำตัว "ร้อน" และถังฉนวนความร้อน "เย็น" ด้วยน้ำมันก๊าด ช่อง TRDF อยู่ด้านหลังช่องบรรทุกซึ่งมีช่องไหลสำหรับการระบายความร้อนของหัวฉีดเครื่องยนต์ การออกแบบช่องเก็บของ และแผ่นปิดด้านบนของหัวฉีดแบบ Ramjet เมื่อ TRDF ทำงาน
หลักการทำงานของหม้อแปลงไฟฟ้า EVZU ของเครื่องบินคันเร่งไม่รวมค่าความต้านทานแรงในส่วนที่เคลื่อนที่ของอุปกรณ์จากด้านข้างของกระแสที่เข้ามาด้วยความแม่นยำเพียงเล็กน้อย สิ่งนี้ช่วยให้คุณลดมวลสัมพัทธ์ของระบบไอดีอากาศโดยการลดน้ำหนักของอุปกรณ์เองและตัวขับเมื่อเทียบกับช่องรับอากาศสี่เหลี่ยมแบบปรับได้แบบดั้งเดิม เครื่องยนต์ ramjet มีตัวแยกหัวฉีดซึ่งอยู่ในรูปแบบปิดระหว่างการทำงานของเครื่องยนต์ turbojet ให้การไหลของกระแสรอบลำตัวอย่างต่อเนื่อง เมื่อเปิดหัวฉีดระบายน้ำเมื่อเข้าสู่โหมดการทำงานของเครื่องยนต์ ramjet แผ่นปิดด้านบนจะปิดส่วนล่างของห้องเครื่องยนต์เทอร์โบเจ็ท หัวฉีดแบบแรมเจ็ตแบบเปิดเป็นตัวสร้างความสับสนแบบเหนือเสียง และด้วยระดับการขยายตัวที่น้อยเกินไปของแรมเจ็ตเจ็ต ซึ่งรับรู้ได้ที่ค่ามัคที่สูง ให้แรงขับเพิ่มขึ้นเนื่องจากการฉายภาพตามยาวของแรงกดบนแผ่นปิดด้านบน
เมื่อเทียบกับต้นแบบ พื้นที่สัมพัทธ์ของคอนโซลปีกเพิ่มขึ้นอย่างมากเนื่องจากความจำเป็นในการขึ้น / ลงของเครื่องบิน กลไกของปีกรวมถึงเอเลวอนเท่านั้น กระดูกงูติดตั้งหางเสือที่สามารถใช้เป็นปีกนกเบรกเมื่อลงจอด เพื่อให้แน่ใจว่าการไหลอย่างต่อเนื่องที่ความเร็วการบินแบบเปรี้ยงปร้าง หน้าจอมีจมูกที่เบี่ยงเบนได้ เกียร์ลงจอดของเครื่องบินคันเร่งเป็นแบบสี่เสา โดยมีการจัดวางด้านข้างเพื่อแยกสิ่งสกปรกและสิ่งแปลกปลอมเข้าไปในช่องอากาศเข้า โครงการดังกล่าวได้รับการทดสอบบนผลิตภัณฑ์ EPOS ซึ่งเป็นระบบอะนาล็อกของระบบเครื่องบิน "Spiral" แบบโคจร ซึ่งช่วยให้ "หมอบ" ขณะบินขึ้น เช่นเดียวกับแชสซีของจักรยาน
แบบจำลองของแข็งที่เรียบง่ายในสภาพแวดล้อม CAD ได้รับการพัฒนาเพื่อกำหนดน้ำหนักการบิน ตำแหน่งของจุดศูนย์กลางมวล และโมเมนต์ความเฉื่อยของเครื่องบินเสริม
โครงสร้าง โรงไฟฟ้า และอุปกรณ์ของเครื่องบินบูสเตอร์ถูกแบ่งออกเป็น 28 องค์ประกอบ ซึ่งแต่ละองค์ประกอบได้รับการประเมินตามพารามิเตอร์ทางสถิติ (น้ำหนักเฉพาะของผิวหนังที่ลดลง ฯลฯ) และจำลองด้วยองค์ประกอบของแข็งที่คล้ายคลึงกันทางเรขาคณิต สำหรับการสร้างลำตัวเครื่องบินและพื้นผิวลูกปืน ใช้สถิติการถ่วงน้ำหนักสำหรับเครื่องบิน MiG-25 / MiG-31 มวลของเครื่องยนต์ AL-31F M1 ถูกถ่าย "ตามความเป็นจริง" เปอร์เซ็นต์ที่แตกต่างกันของการเติมน้ำมันก๊าดถูกจำลองโดย "หล่อ" สถานะของแข็งที่ถูกตัดทอนของช่องภายในของถังเชื้อเพลิง
นอกจากนี้ยังมีการพัฒนาแบบจำลองโซลิดสเตตแบบง่ายของสเตจโคจร มวลขององค์ประกอบโครงสร้างถูกนำมาบนพื้นฐานของข้อมูลบนบล็อก I (ระยะที่สามของยานยิงโซยุซ-2 และยานยิงอังการาที่มีแนวโน้มว่าจะ) ด้วย การจัดสรรส่วนประกอบคงที่และแปรผันขึ้นอยู่กับมวลเชื้อเพลิง
คุณสมบัติบางประการของผลลัพธ์ที่ได้จากแอโรไดนามิกของเครื่องบินที่พัฒนาแล้ว:
บนเครื่องบินคันเร่ง เพื่อเพิ่มระยะการบิน โหมดร่อนจะใช้เมื่อกำหนดค่าสำหรับ ramjet แต่ไม่มีการจ่ายเชื้อเพลิงให้กับเครื่องบินในโหมดนี้จะใช้หัวฉีดระบายซึ่งช่วยลดวิธีแก้ปัญหาเมื่อเครื่องยนต์ ramjet ถูกปิดไปยังพื้นที่ของการไหลที่ให้การไหลในช่อง EHU เพื่อให้แรงขับของตัวกระจายเสียงเปรี้ยงปร้างของช่องกลายเป็น เท่ากับความต้านทานของหัวฉีด:
Pdif EVCU = Xcc แรมเจ็ต พูดง่ายๆ ก็คือ หลักการทำงานของอุปกรณ์ควบคุมปริมาณจะใช้กับการติดตั้งทดสอบอากาศสู่อากาศประเภท SVS-2 TsAGI ท่อระบายน้ำแบบหัวฉีด podsobranny เปิดส่วนล่างของช่อง TRDF ซึ่งเริ่มสร้างความต้านทานด้านล่างของตัวเอง แต่น้อยกว่าความต้านทานของ Ramjet แบบปิดที่มีการไหลเหนือเสียงในช่องรับอากาศ ในการทดสอบ EVCU ในการติดตั้ง SVS-2 TsAGI นั้นแสดงการทำงานที่มั่นคงของช่องรับอากาศด้วยหมายเลขมัค M = 1.3 ดังนั้นจึงเป็นที่ถกเถียงกันอยู่ว่าโหมดการวางแผนด้วยการใช้หัวฉีดระบายเป็น EVCU สำลักใน ช่วง 1.3 ≤ M ≤ Mmax สามารถยืนยันได้
ประสิทธิภาพการบินและเส้นทางการบินทั่วไป
งานของเครื่องบินบูสเตอร์คือการปล่อยเวทีโคจรจากด้านข้างในการบิน ที่ระดับความสูง ความเร็วในการบิน และมุมวิถีที่ตรงตามเงื่อนไขของมวลน้ำหนักบรรทุกสูงสุดในวงโคจรอ้างอิง ในขั้นตอนเบื้องต้นของการวิจัยเกี่ยวกับโครงการ Hammer ภารกิจคือการบรรลุระดับความสูงและความเร็วในการบินสูงสุดของเครื่องบินลำนี้เมื่อใช้การซ้อมรบ "สไลด์" เพื่อสร้างค่าบวกจำนวนมากของมุมวิถีบนกิ่งไม้จากน้อยไปมาก ในกรณีนี้ เงื่อนไขถูกกำหนดให้ย่อหัวความเร็วให้เหลือน้อยที่สุดเมื่อทำการแยกเวทีเพื่อลดมวลของแฟริ่งที่สอดคล้องกันและเพื่อลดโหลดในช่องบรรทุกในตำแหน่งเปิด
ข้อมูลเบื้องต้นเกี่ยวกับการทำงานของเครื่องยนต์ ได้แก่ แรงฉุดบินและลักษณะทางเศรษฐกิจของ AL-31F ซึ่งแก้ไขตามข้อมูลบัลลังก์ของเครื่องยนต์ AL-31F M1 ตลอดจนลักษณะของเครื่องยนต์แรมเจ็ทต้นแบบที่คำนวณใหม่ตามสัดส่วน ห้องเผาไหม้และมุมหน้าจอ
ในรูป แสดงพื้นที่การบินคงที่ในแนวนอนของเครื่องบินเร่งความเร็วที่มีความเร็วเหนือเสียงในโหมดการทำงานต่างๆ ของโรงไฟฟ้าแบบรวม
แต่ละโซนคำนวณสำหรับค่าเฉลี่ยในส่วนที่เกี่ยวข้องของคันเร่งของโครงการ "ค้อน" สำหรับมวลเฉลี่ยตามส่วนของวิถีโคจรมวลบินของยานพาหนะ จะเห็นได้ว่าเครื่องบินเสริมกำลังบินถึงจำนวนมัคสูงสุดของเที่ยวบิน M = 4.21 เมื่อบินด้วยเครื่องยนต์เทอร์โบเจ็ท ค่ามัคจะจำกัดอยู่ที่ M = 2.23 สิ่งสำคัญที่ควรทราบคือ กราฟแสดงให้เห็นถึงความจำเป็นในการจัดหาแรงขับของแรมเจ็ตที่จำเป็นสำหรับเครื่องบินคันเร่งด้วยตัวเลข Mach ที่หลากหลาย ซึ่งทำได้สำเร็จและกำหนดโดยการทดลองระหว่างการทำงานบนอุปกรณ์ดูดอากาศหน้าจอต้นแบบ การบินขึ้นจะดำเนินการด้วยความเร็วยกออก V = 360 m / s - คุณสมบัติการแบกของปีกและหน้าจอนั้นเพียงพอโดยไม่ต้องใช้กลไกการขึ้นและลงและการโฉบของระดับความสูง หลังจากการไต่ระดับที่เหมาะสมที่สุดบนส่วนแนวนอน H = 10,700 ม. เครื่องบินบูสเตอร์จะไปถึงเสียงเหนือเสียงจากเลขมัคแบบเปรี้ยงปร้าง M = 0.9 ระบบขับเคลื่อนแบบรวมจะเปลี่ยนที่ M = 2 และความเร่งเบื้องต้นเป็น Vopt ที่ M = 2.46 ในกระบวนการปีนเขาด้วยแรมเจ็ท เครื่องบินบูสเตอร์จะเลี้ยวไปยังสนามบินหลักและไปถึงระดับความสูง H0pik = 20,000 ม. ด้วยเลขมัค M = 3.73
ที่ระดับความสูงนี้ การเคลื่อนที่แบบไดนามิกจะเริ่มขึ้นเมื่อไปถึงระดับความสูงสูงสุดของเที่ยวบินและมุมวิถีเพื่อปล่อยเวทีโคจร การดำน้ำที่ลาดเอียงเบา ๆ จะดำเนินการด้วยการเร่งความเร็วไปที่ M = 3.9 ตามด้วยการซ้อมรบ "สไลด์" เครื่องยนต์ ramjet สิ้นสุดการทำงานที่ระดับความสูง H ≈ 25,000 ม. และการไต่ระดับต่อมาเกิดขึ้นเนื่องจากพลังงานจลน์ของบูสเตอร์ การเปิดตัวของเวทีการโคจรเกิดขึ้นที่สาขาจากน้อยไปมากของวิถีโคจรที่ระดับความสูง Нpusk = 44,049 ม. ด้วยเลขมัค М = 2.05 และมุมวิถี θ = 45 ° เครื่องบินบูสเตอร์ถึงความสูง Hmax = 55,871 ม. บน "เนินเขา" บนกิ่งก้านจากมากไปน้อยของวิถีเมื่อไปถึงเลขมัค M = 1.3 เครื่องยนต์ ramjet → เครื่องยนต์ turbojet จะถูกเปลี่ยนเพื่อกำจัดกระแสอากาศที่พุ่งของ ramjet.
ในการกำหนดค่าของเครื่องยนต์เทอร์โบเจ็ท เครื่องบินเสริมกำลังวางแผนก่อนเข้าสู่เส้นทางร่อน โดยมีการจ่ายเชื้อเพลิงบนเครื่อง Ggzt = 1,000 กก.
ในโหมดปกติ เที่ยวบินทั้งหมดตั้งแต่วินาทีที่ ramjet ถูกปิดไปจนถึงการลงจอดเกิดขึ้นโดยไม่ต้องใช้เครื่องยนต์ที่มีระยะขอบสำหรับระยะร่อน
การเปลี่ยนแปลงพารามิเตอร์เชิงมุมของการเคลื่อนที่ของขั้นตอนแสดงในรูปนี้
เมื่อฉีดเข้าสู่วงโคจรเป็นวงกลม H = 200 กม. ที่ระดับความสูง H = 114 878 ม. ที่ความเร็ว V = 3 291 ม. / วินาที เครื่องเร่งความเร็วของสเตจย่อยแรกจะถูกแยกออก มวลของสเตจย่อยที่สองที่มีโหลดในวงโคจร H = 200 กม. คือ 1504 กก. ซึ่งน้ำหนักบรรทุกคือ mpg = 767 กก.
รูปแบบการใช้งานและเส้นทางการบินของเครื่องบินเร่งความเร็วแบบไฮเปอร์โซนิกของโครงการ Hammer มีความคล้ายคลึงกับโครงการ "มหาวิทยาลัย" ของอเมริกา RASCAL ซึ่งถูกสร้างขึ้นโดยได้รับการสนับสนุนจากหน่วยงานรัฐบาล DARPA
คุณลักษณะของโครงการ Molot และ RASCAL คือการใช้การซ้อมรบแบบไดนามิกของประเภท "สไลด์" ที่มีการเข้าถึงแบบพาสซีฟไปยังระดับความสูงการปล่อยสูงของเวทีการโคจร Нpusk ≈ 50,000 ม. ที่หัวความเร็วสูงต่ำ สำหรับ Molot การยิง q = 24 กก. / ตร.ม. ระดับความสูงของการเปิดตัวทำให้สามารถลดการสูญเสียความโน้มถ่วงและเวลาบินของสเตจออร์บิทัลแบบใช้แล้วทิ้งที่มีราคาแพง ซึ่งก็คือมวลรวมของมัน หัวปล่อยความเร็วสูงขนาดเล็กทำให้สามารถลดมวลของแฟริ่งน้ำหนักบรรทุกหรือปฏิเสธได้ในบางกรณี ซึ่งจำเป็นสำหรับระบบของคลาสเบามาก (mпгН200 <1000 กก.)
ข้อได้เปรียบหลักของเครื่องบินสนับสนุนโครงการ Hammer เหนือ RASCAL คือการไม่มีอุปกรณ์ออกซิเจนเหลวบนเครื่องบิน ซึ่งทำให้ลดความซับซ้อนและลดต้นทุนในการดำเนินการ และไม่รวมเทคโนโลยีที่ไม่ได้ใช้ของถังแช่แข็งแบบใช้ซ้ำได้สำหรับการบิน อัตราส่วนแรงขับต่อน้ำหนักในโหมดการทำงานของเครื่องยนต์ ramjet ช่วยให้ Molot booster ไปถึงสาขาจากน้อยไปมากของ "สไลด์" ของ "คนงาน" สำหรับระยะการโคจรของมุมวิถี θ เปิดตัว ≈ 45 ° ในขณะที่ RASCAL คันเร่งให้ระยะการโคจรด้วยมุมวิถีเริ่มต้นเท่านั้น θ เปิดตัว ≈ 20 °พร้อมการสูญเสียที่ตามมาเนื่องจากการซ้อมรบการหมุนเวียนขั้นตอน
ในแง่ของขีดความสามารถในการบรรทุกจำเพาะ ระบบการบินและอวกาศที่มีเครื่องเร่งความเร็วไร้คนขับความเร็วเหนือเสียงของ Molot นั้นเหนือกว่าระบบ RASCAL: (mпгН500 / mvzl) ค้อน = 0.93%, (mпнН486 / mvzl) ตัวร้าย = 0.25%
ดังนั้นเทคโนโลยีของเครื่องยนต์ ramjet ที่มีห้องเผาไหม้แบบเปรี้ยงปร้าง ("กุญแจ" ของโครงการ Hammer) ที่พัฒนาและควบคุมโดยอุตสาหกรรมการบินและอวกาศในประเทศ เหนือกว่าเทคโนโลยี MIPCC ของอเมริกาที่มีแนวโน้มว่าจะฉีดออกซิเจนเข้าไปในช่องรับอากาศ TRDF แบบไฮเปอร์โซนิก เครื่องบินเสริม
เครื่องบินเร่งความเร็วแบบไร้คนขับที่มีความเร็วเหนือเสียงซึ่งมีน้ำหนัก 74,000 กก. ทำการขึ้นจากสนามบิน การเร่งความเร็ว ไต่ไปตามวิถีทางที่ปรับให้เหมาะสมด้วยการเลี้ยวระดับกลางไปยังจุดขึ้นเครื่องที่ระดับความสูง H = 20,000 ม. และ M = 3.73 การซ้อมรบแบบ "สไลด์" แบบไดนามิกด้วย การเร่งความเร็วระดับกลางในการดำน้ำบนหลังคาสูงถึง M = 3.9 บนกิ่งก้านขึ้นของวิถีโคจรที่ H = 44,047 ม. M = 2 สเตจการโคจรแบบสองขั้นตอนที่มีมวล 18,508 กก. ซึ่งออกแบบโดยใช้เครื่องยนต์ RD-0124 ถูกแยกออกจากกัน
หลังจากผ่าน "สไลด์" Hmax = 55 871 ม. ในโหมดร่อนแล้วบูสเตอร์จะบินไปที่สนามบินพร้อมรับประกันการจ่ายเชื้อเพลิง 1,000 กก. และน้ำหนักลงจอด 36 579 กก. ระยะการโคจรจะฉีดน้ำหนักบรรทุกที่มีมวล mpg = 767 กก. เข้าสู่วงโคจรเป็นวงกลม H = 200 กม. ที่ H = 500 กม. mpg = 686 กก.
อ้างอิง.
1. ฐานการทดสอบในห้องปฏิบัติการของ NPO "Molniya" รวมถึงห้องปฏิบัติการต่อไปนี้:
2. A นี่คือโครงการเครื่องบินพลเรือนความเร็วสูง HEXAFLY-INT
ซึ่งเป็นโครงการความร่วมมือระหว่างประเทศที่ใหญ่ที่สุดแห่งหนึ่ง มันเกี่ยวข้องกับองค์กรชั้นนำของยุโรป (ESA, ONERA, DLR, CIRA ฯลฯ), รัสเซีย (TsAGI, CIAM, LII, MIPT) และออสเตรเลีย (มหาวิทยาลัยซิดนีย์ ฯลฯ)
3. Rostec ไม่อนุญาตให้ บริษัท ที่พัฒนากระสวยอวกาศ "Buran" ล้มละลาย
หมายเหตุ: โมเดล 3 มิติที่ตอนต้นของบทความไม่มีส่วนเกี่ยวข้องกับการวิจัยและพัฒนา "Hammer"
