RU186186U1 - Летательный аппарат - многоразовый лётный демонстратор - Google Patents

Abstract

Полезная модель относится к области ракетно-космической техники, в частности к масштабируемому летному демонстратору (МЛД) – экспериментальному летательному аппарату. Фюзеляж демонстратора состоит из носового отсека, в котором размещена система управления, электронные элементы бортового оборудования, передний узел связи с самолетом-носителем, расположенный в верхней части носового отсека, и переднее посадочное устройство, размещенное в нижней части носового отсека, отсека с баком окислителя, межбакового отсека с расположенной в нем быстродействующей парашютной системой спасения и электронных элементов бортового оборудования, причем в верхней части межбакового отсека выполнен люк со створками для выхода парашюта, отсека бака горючего и хвостового отсека с двигательной установкой. Бак окислителя и бак горючего выполнены несущими и интегрированы в силовую конструкцию фюзеляжа. Шпангоуты баков выполнены методом токарной обработки из сплошного кольца. К шпангоуту отсека бака горючего прикреплены основные силовые элементы крыла. Двигательная установка состоит из маршевой двигательной установки разгона с жидкостным ракетным двигателем и двигательной установки реактивной системы управления, состоящей из восьми двигателей реактивной системы управления, расположенных на раме вокруг жидкостного ракетного двигателя. Органы изменения направления выполнены в виде двух повортных килей, расположенных по одному на законцовке каждой консоли крыла. На законцовке каждой консоли крыла расположены гондолы с приводом поворота киля. Использование заявленной полезной модели позволяет повысить надежность многоразового лётного демонстратора. 3 з.п. ф-лы, 10 ил.

Description

Область техники, к которой относится полезная модель.

Изобретение относится к области ракетно-космической техники, в частности к масштабируемому летному демонстратору (МЛД) – экспериментальному летательному аппарату, представляющему собой свободнолетающую модель – подобие или масштабную копию перспективных многоразовых летательных аппаратов, создаваемых для решения транспортных или иных целевых задач. С помощью МЛД исследуются гиперзвуковые режимы полета летательного аппарата и ключевые технические и технологические решения, применяемые в конструкции летательного аппарата и его систем для реализации полета на гиперзвуковых режимах.

Уровень техники

Из открытых источников известны следующие проекты гиперзвуковых экспериментальных летательных аппаратов наиболее близких к заявленному устройству.

1. CШA Х-51 (Журнал «Авиация и космонавтика», 2009, № 11, «ТУПОЛЕВ, ГИПЕРЗВУКОВЫЕ», Валерий Солозобов, Александр Слободчиков, Михаил Казаков, Владимир Ригмант). X-51A Waverider — разрабатываемая в США гиперзвуковая крылатая ракета. Разработка идёт в рамках концепции «быстрого глобального удара», основная цель — сократить подлётное время высокоточных крылатых ракет.

Согласно проекту, X-51A должна развивать максимальную скорость около 6-7 М (6,5-7,5 тыс. км/ч). В ходе первого самостоятельного полета аппарат должен развить скорость в 4,5 Маха.

В середине декабря 2009 года ВВС США провели первые воздушные испытания прототипа X-51A, который провел в воздухе 1,4 часа будучи подвешенным к специальному креплению на бомбардировщике B-52. В ходе полета проводилась проверка влияния подвешенного аппарата на управляемость самолета, а также взаимодействия электронных систем X-51A и B-52.

2. США Х-43А (АКО. Александр Шумилин. Прошлое, настоящее и будущее программы Hyper-X);(Global Security.org. X-43 Hyper-X Program); (NASA Dryden Flight Research Center. X-43 Hyper-X https://www.nasa.gov/centers/dryden/news/NewsReleases/1999/99-42.html); (Aerospace-technology.com. NASA X-43 (Hyper-X) Hypersonic Aircraft https://www.aerospace-technology.com/projects/x43/)

X-43 — беспилотный экспериментальный гиперзвуковой летательный аппарат, построенный по программе NASA «Hyper-X» — разработка самолёта с прямоточным реактивным двигателем. Для разгона (вывода на требуемую скорость и высоту) использовался разгонный блок ракеты Пегас. Первый вариант X-43A разрабатывался с целью достижения скорости выше числа Маха 7 — около 8 тысяч км/ч (2,24 км/с) на высоте 30000 м или более. Разрабатывался как система одноразового использования. Построено всего три модели. Первый полёт — июнь 2001 года (неудача, уничтожен через 11 секунд после сброса по команде офицера безопасности, упал в Тихом океане). Заключение NASA о причине неудачи — ошибки системы управления. Два других успешно выполнили программу — прямоточный реактивный двигатель работал 10 секунд, затем следовало 10-минутное планерное снижение. Обе модели утонули в Тихом океане. Второй полет X-43A — 27 марта 2004 года прошёл в штатном режиме. Третий полёт установил рекорд скорости в 11850 км/ч (Мах 9,6 = 3,2 км/с) 16 ноября 2004 года.

3. США Boeing – HyFly (Информационное агентство «Оружие России» 23.11.14 http://www.arms-expo.ru/articles/129/63491/); («Военное обозрение» 8 ноября 2013 https://topwar.ru/35499-amerikanskie-eksperimentalnye-giperzvukovye-letatelnye-apparaty-chast-1.html); (lenta.ru 16 июня 2008 https://lenta.ru/news/2008/06/16/hyfly/); (Статья 18.10.05 http://www.ruwings.ru/news/2005/10/18/51153).

Фирма «Boeing» и ее субподрядчик – фирма «Аэроджет» – по контракту с DARPA с 1997 года разрабатывали проект гиперзвуковой ракеты ARRMD согласно следующим тактико-техническим требованиям: ракета должна запускаться за пределами зоны действия ПВО противника с наземных установок, кораблей, подводных лодок и самолетов; дальность 750-1000 км; расчетное крейсерское число М = 6; стартовая масса около 1000 кг; масса БЧ около 110 кг; вероятное круговое отклонение не более 10 м; время полета до цели на расстоянии 750 км не более 7 мин. Предусматривается использование инерциальной системы наведения на марше со спутниковой коррекцией. При выходе на цель ракета переходит в крутое пикирование, так что скорость в момент удара достигает 1200 м/с, и поражающее воздействие усиливается благодаря высокой кинетической энергии ракеты. Программа была приостановлена DARPA в 2001 г. в связи с неготовностью силовой установки. Однако все результаты НИОКР по ракете ARRMD легли в основу принятой в 2002 г. DARPA и центром ONR ВМС США программы HyFly. В проекте принимают участие NASA, центр NAW ВМС и лаборатория прикладной физики APL университета им. Гопкинса, разработавшая главную часть ракеты — двухкамерный ГПВРД DCR на обычном углеводородном топливе.

Основными преимуществами всех проектов ГЛА с осесимметричным корпусом с учетом перспективы создания на этой базе боевой ракеты являются возможности использования традиционных ракетных технологий, что существенно снижает стоимость изделий и допускает компактное размещение их во внутренних объемах носителей, а также многообразие располагаемых стартовых систем. Осесимметричный корпус позволяет обеспечить пуск как из внутренних отсеков самолетов (с роторных и катапультных пусковых устройств), так и с внешних пилонов, из контейнеров на кораблях и подводных лодках (ПЛ), с помощью систем вертикального старта типа Мk 41.

Простота компоновки с осесимметричным корпусом, конструкция и технология производства которого унаследованы от ракеты ARRMD (в частности, в качестве передней части корпуса полностью используется титановая цельнолитая конструкция), позволяет разработчикам утверждать, что экспериментальный образец может быть быстро превращен в боевую ракету нового поколения с проникающей БЧ и универсальным базированием (корабль, ПЛ, самолет F-18E/F).

4. Германия – SHEFEX (http://podrobnosti.ua/702412-v-germanii-razrabatyvajut-mnogorazovyj-kosmicheskij-korabl.html); (rocketry.wordpress.com.); (http://tainy.net/6418-v-germanii-polnym-xodom-idyot-sozdanie-polnocennogo-mnogorazovogo-kosmicheskogo-korablya.html) ;(https://ru.wikipedia.org/wiki/SHEFEX); (SHEFEX (SHarp Edged Flight EXperiment, «экспериментальный летательный аппарат с острыми специальными аэродинамическими краями для улучшенной теплозащиты и маневрирования в атмосфере, а также точной посадки» — экспериментальный суборбитальный беспилотный гиперзвуковой ракетоплан – прототип аэрокосмических систем, разрабатываемый Германским центром авиации и космонавтики (нем. Deutsches Zentrum für Luft- und Raumfahrt e.V.).

Наиболее близким к заявляемому изобретению по совокупности существенных признаков является беспилотный экспериментальный гиперзвуковой летательный аппарат Х - 43 построенный по программе NASA «Hyper-X» — разработка самолёта с прямоточным реактивным двигателем. Для разгона (вывода на требуемую скорость и высоту) использовался разгонный блок ракеты Пегас. Первый вариант X-43A разрабатывался с целью достижения скорости выше числа Маха 7 — около 8 тысяч км/ч (2,24 км/с) на высоте 30000 м или более. Разрабатывался как система одноразового использования. Построено всего три модели.

Общие признаки:

1. Используют для разгона и выхода на требуемую высоту самолёт носитель

2. Используют ракетные двигатели (разгонные блоки).

3. Беспилотный летательный аппарат

Недостатки:

Разрабатывался как система одноразового использования

Отличия от заявленного летательного аппарата:

1. В отличии имеющихся аналогов заявленный летательный аппарат сочетает в себе функции самолета и ракетного ускорителя.

2. Обладает системой спасения и разрабатывается как аппарат многоразового использования.

3. Конструкция топливных баков, панелей обшивки и внутреннего набора выполняется из высокотемпературных титановых и стальных сплавов без применения внешнего теплозащитного покрытия.

Сущность полезной модели

Задачей настоящей полезной модели является создание гиперзвукового масштабированного лётного демонстратора, предназначенного для уточнения основных аэротермодинамических характеристик ВРБ (возвращаемого ракетного блока первой ступени), а также отработки динамики полёта на режиме скоростей 1 < М ≈ 7. При этом помимо получения аэротермодинамических характеристик планера происходит отработка системы управления при полетах с гиперзвуковыми скоростями в комплексе с органами управления и реальными характеристиками трактов управления, отработка элементов конструкции планера с учетом воздействия внешних условий и многоразовости. Создание масштабированного летного демонстратора позволяет существенно сократить затраты на проведение экспериментов при сохранении качества получаемых результатов. Такой подход к проблематике демонстраторов полностью подтверждается и анализом мирового опыта и общих подходов к роли и месту демонстраторов в создании космических и гиперзвуковых систем и технологий.

При проведении испытаний демонстратора должна быть повторена траектория полёта летательного аппарата на гиперзвуковых участках по высоте, скорости полёта, углам атаки, тангажа для получения термодинамических характеристик, а также проведены испытания по траекториям полёта с обеспечением соответствия траектории полёта летательного аппарата по числам М и Re для получения аэродинамических характеристик.

Многоразовый лётный демонстратор доставляется в зону начала эксперимента с использованием ракетной или авиационной техники, разгоняясь после отделения до требуемых высотно-скоростных параметров с помощью собственного двигателя или разгонных ускорителей.

Технический результат заключается в повышении надежности многоразового лётного демонстратора.

Заявленный технический результат обеспечивается за счет того, что многоразовый лётный демонстратор, состоящий из треугольного крыла со стреловидностью по передней кромке интегрированного с фюзеляжем и образующего по нижним обводам общую несущую поверхность, двигательной установки, размещенной в хвостовой части фюзеляжа, трехопорного посадочного устройства, элевонов, балансировочного щитка, расположенного в хвостовой части фюзеляжа, и органов изменения направления, при этом фюзеляж лётного демонстратора состоит из носового отсека, в котором размещена система управления, электронные элементы бортового оборудования, также в верхней части размещён узел связи с самолетом носителем, а в нижней части переднее посадочное устройство, отсека с баком окислителя, межбакового отсека с расположенной в нем быстродействующей парашютной системой спасения и электронных элементов бортового оборудования, в верхней части межбакового отсека выполнен люк со створками для выхода парашюта, отсека бака горючего и хвостового отсека с двигательной установкой, при этом бак окислителя и бак горючего выполнены несущими и инегрированы в силовую конструкцию фюзеляжа, а шпангоуты баков выполнены методом токарной обработки из сплошного кольца, причем к шпангоуту отсека бака горючего прикреплены основные силовые элементы крыла, при этом двигательная установка состоит из маршевой двигательной установки разгона с жидкостным ракетным двигателем, двигательной установки реактивной системы управления, состоящей из восьми двигателей реактивной системы управления, расположенных на раме вокруг жидкостного ракетного двигателя, при этом органы изменения направления выполнены в виде двух повортных килей, расположенных по одному на законцовке каждой консоли крыла, при этом на законцовке каждой консоли крыла расположены гондолы с приводом поворота киля.

В частном случае реализации заявленного технического решения трехопорное посадочное устройство выполнено в виде выпускаемого шасси.

В частном случае реализации заявленного технического решения фюзеляж выполнен цилиндрической формы диаметром 800 мм, носовая часть выполнена в виде наклонного конуса с переходом на цилиндр с радиусом носового затупления конуса 200 мм, а хвостовая часть выполнена с расширением к концу фюзеляжа.

В частном случае реализации заявленного технического решения бак горючего и бак окислителя выполнены объемом V = 0,68 м³ и V = 0,76 м³ соответственно.

Краткое описание чертежей

Детали, признаки, а также преимущества настоящей полезной модели следуют из нижеследующего описания вариантов реализации заявленного технического решения с использованием чертежей, на которых показано:

Фиг. 1 – компоновочная схема масштабируемого лётного демонстратора;

Фиг. 2 – компоновочная схема масштабируемого лётного демонстратора. Вид сзади;

Фиг. 3 – компоновочная схема масштабируемого лётного демонстратора. Вид сверху;

Фиг. 4 – разрез А-А;

Фиг. 5 – выносной вид В;

Фиг. 6 – вид Б;

Фиг. 7 – сечение по силовым шпангоутам бака;

Фиг. 8 – сечение узла связи с самолётом носителем;

Фиг. 9 – система координат моделируемого объекта;

Фиг. 10 – схема установки двигателей РСУ на МЛД.

На фигурах цифрами обозначены следующие конструктивные элементы:

1 – носовой кок; 2 – носовой отсек; 3 – бак О (V = 0,76 м ³ ); 4 – бак Г (V = 0,68 м ³ ); 5 – рама крепления жидкостного ракетного двигателя 14Д30; 6 – жидкостный ракетный двигатель 14Д30; 7 – двигатели реактивной системы управления С5.206А (8 шт.); 8 – контейнер с быстродействующей парашютной системой спасения; 9 – балансировочный щиток; 10 – гондолы с приводом поворота киля и посадочных амортизаторов; 11 – киль; 12 – ось поворота киля; 13 – гаргрот с магистралями электро- пневмо-; 14 – гаргрот с расходной магистралью О; 15 – створки люка; 16 – передний узел связи с самолетом носителем (Y,Z), выполненный в виде штыря со сферическим наконечником и ответной частью – зажимом; 17 – зона размещения задних силовых узлов связи с самолетом носителем (Х,Y,Z); 18 – зона размещения задних посадочных устройств (2 места); 19 – зона размещения элементов электронного оборудования; 20 – зона размещения переднего посадочного устройства; 21 – зона переднего пояса для установки на ложементы наземного технологического оборудования; 22 – зона крепления строп парашюта; 23 – зона размещения бортовой платы электросвязей с самолётом носителем; 24 – зона заднего пояса в районе силового шпангоута для установки на ложементы наземного технологического оборудования; 25 – зона размещения агрегатов двигательной установки; 26 – силовые шпангоуты бака О; 27 – силовые шпангоуты бака Г; 28 – силовые элементы крыла;
29 – днище бака; 30 – силовой шпангоут; 31 – обечайка бака; 32 – штырь со сферическим наконечником; 33 – зажим.

Раскрытие полезной модели

Заявленный летательный аппарат представляет из себя многоразовый лётный демонстратор в многоразовом варианте с собственной двигательной установкой для выведения на режим исследования. В начальной стадии полета для доставки МЛД на внешней подвеске в точку старта с начальной высотой и скоростью самолета-носителя.

Общий вид и аэродинамическая компоновка МЛД формировались главным образом исходя из схемы его применения, т.е. воздушный старт с самолёта-носителя МиГ-31, автономный активный полёт с обеспечением вполне определённых параметров при выходе в начальную зону эксперимента, планирующий полёт с приземлением при помощи парашютной системы.

При этом основным фактором, определившим облик МЛД, были условия размещения под фюзеляжем самолёта МиГ-31, при которых максимальная высота его не должна быть более 1000 мм и размах крыла не более 2800-2900 мм.

Автономный активный полёт МЛД должен осуществляться за счёт собственных энергетических возможностей, для чего в его составе должен быть маршевый двигатель с необходимым запасом рабочего топлива.

Многоразовый лётный демонстратор выполнен по самолетной схеме с низкорасположенным треугольным крылом со стреловидностью по передней кромке; крыло интегрировано с фюзеляжем и образует по нижним обводам общую несущую поверхность; двигательной установкой, размещенной в хвостовой части фюзеляжа, аэродинамическими органами управления, включающими элевоны, балансировочный щиток (9), расположенный в хвостовой части фюзеляжа, и два киля, расположенные на концах консолей крыла. Многоразовый лётный демонстратор содержит трехопорное посадочное устройство, выполненное в виде выпускаемого шасси. Многоразовый летный демонстратор состоит из основных конструктивных элементов: носовой отсек (1), где располагается система управления, бак окислителя, межбаковый отсек, бак горючего, хвостовой отсек с объединенной двигательной установкой, двигательная установка реактивной системы управления, балансировочный щиток, крылья с гондолами и килями. Многоразовый летный демонстратор выполнен с быстродействующей парашютной системой спасения (8), расположенной в контейнере в межбаковом отсеке многоразового летного демонстратора.

Ограничения, связанные с расположением МЛД под фюзеляжем СН МиГ-31, не позволяют установить киль с рулём направления в плоскости симметрии. Поэтому на МЛД имеются два киля, расположенные на концах консолей крыла.

На нижней поверхности МЛД за донным срезом фюзеляжа располагается балансировочный щиток, который в исходном положении представляет собой продолжение нижней поверхности фюзеляжа. Он предназначен для продольной балансировки на углах атаки, близких к режиму самобалансировки по всей траектории планирующего спуска и для разгрузки элевонов при изменении центровки в пределах заданного эксплуатационного диапазона.

Установка гондол на концах консолей крыла позволяет решить проблему размещения приводов управления и выполнить кили цельно поворотными, что снимает проблему достаточности площадей для управления движением по каналу курса. Упрощается также технология изготовления, как крыла, так и килей – отсутствует сложная переходная конструкция с консоли крыла на киль.

Фюзеляж МЛД, в основном, представляет собой цилиндр диаметром 800 мм. Носовая часть выполнена в виде наклонного конуса с переходом на цилиндр. Радиус носового затупления конуса 200 мм. Хвостовая часть расширяется к концу фюзеляжа, что обуславливается габаритами ЖРД 14Д30.

На консолях крыла имеются элевоны, которые обеспечивают управление движением МЛД по каналам крена и тангажа на атмосферном участке полёта.

При полёте на больших высотах с малым скоростным напором управление движением по всем трём осям осуществляется с помощью двигателей малой тяги РСУ, которые расположены в хвостовой части фюзеляжа.

По своей конструкции баки с компонентами ракетного топлива – несущие и являются составной частью силовой конструкции фюзеляжа.

Межбаковый отсек предназначен для размещения парашютной системы спасения и электронных элементов бортового оборудования. В верхней части отсека имеется люк со створками для выхода парашюта. Через этот люк также осуществляется доступ для монтажных и ремонтных операций. Электронные элементы бортового оборудования размещаются также в носовом конусе фюзеляжа. Здесь же могут быть размещены, при необходимости, центровочные грузы.

Сухие отсеки фюзеляжа герметчны, но снабжены элементами вентиляции для выравнивания давления с окружающей атмосферой в процессе полёта.

В процессе лётных испытаний МЛД могут быть выполнены исследования в части работоспособности в условиях эксплуатации МЛД различных конструкционных материалов, а также в части аэродинамической конфигурации отдельных элементов планера.

В связи с этим носовой конус, консоли крыла, рули направления и балансировочный щиток выполняются сменными. Кроме того, на наветренной поверхности составных частей планера (что особенно интересно с точки зрения теплового нагружения) могут быть выполнены заменяемыми отдельные панели наружной оболочки. Места их расположения и габариты должны быть определены на последующих этапах разработки.

Объединённая двигательная установка состоит из маршевой двигательной установки разгона (МДУ) с ракетным жидкостным двигателем (6), который размещен в хвостовом отсеке, и двигательной установки реактивной системы управления (ДУ РСУ), закрепленной на раме двигателя и состоящей из восьми двигателей (7) реактивной системы управления (7), расположенных на раме вокруг ракетного жидкостного двигателя (6); баков окислителя (3) и горючего (4), пневмогидравлической системы. Количество и расположение данных двигателей обеспечивают ориентацию аппарата в пространстве. Количество двигателей соответствует минимуму для обеспечения управления по трём осям системы координат.

В двигательном отсеке на раме размещается двигатель 14Д30.0000-0: тип – жидкостный; окислитель – амил; горючее – гептил, тяга – 2000 кгс; удельный импульс тяги – 325,5 ± 3 м/с; суммарное время работы в полете – не более 30000 с; число включений за полёт 1; масса двигателя – 100 кг; разработчик – КБХМ им. Исаева.

Носовой отсек включает носовой кок (1), передний узел связи с самолетом носителем и переднее посадочное устройство, в носовом отсеке (2) размещена система управления.

Законцовка каждой консоли крыла выполнена с поворотным килем (11), при этом на законцовке каждой консоли крыла расположены гондолы (10). Каждая гондола (10) содержит привод поворота киля (11) и посадочный амортизатор. Гондолы закреплены на основных силовых элементах крыла.

В межбаковом отсеке расположена бортовая система измерений (19), система спасения на основе парашютной системы (8) в сочетании с системой мягкой посадки (18), система прекращения функционирования, бортовая аппаратура системы наземных измерений (8).

Баки Г и О состоят из обечайки, шпангоутов и торцевых днищ и выполнены объемом V = 0,68 м³ и V = 0,76 м³ соответственно. Особенностью конструкции баков Г и О является то, что шпангоуты (26), (27) выполнены методом токарной обработки из сплошного кольца, а не изготовлены из профиля с последующей сваркой, т.к. при сварке с последующей механической обработкой может появиться негерметичность из-за пористости в шве при сварке шпангоута или его заготовки. При этом негерметичность может быть обнаружена только при проверке на герметичность бака целиком. Таким образом, выполнение шпангоутов каждого бака из сплошного кольца позволяет повысить надежность баков.

К шпангоуту отсека бака Г через кронштейны прикреплены основные силовые элементы крыла.

Масштабированный многоразовый летный демонстратор (МЛД) – аппарат, имеющий возможности полета на гиперзвуковых скоростях по различным программам и обеспечивающий задачи опережающих летных испытаний (Конструктивные элементы, обеспечивающие данные задачи — это аэродинамическая компоновка планера, объединённая двигательная установка, система управления).

Типовая схема полета МЛД включает этапы:

- полет в составе самолета-носителя. На настоящем этапе проекта в качестве самолета-носителя предполагается использование самолета МиГ-31;

- выведение МЛД в начальную зону эксперимента с использованием собственной маршевой ДУ;

После разгона реализуется автономный полет лётного демонстратора с автоматическим отслеживанием заданной траектории, при этом производится телеметрирование измерительной информации (измерительная информация накапливается, а не передается), необходимой для оценки характеристик в ходе полета. После завершения полета производится спасение лётного демонстратора с использованием парашютной и пневматической системы посадки. Расчетные условия отделения МЛД от самолета: скорость 2 М; высота 18000 м.

В качестве маршевого ЖРД используется двигатель 14Д30 тягой (пустотной) 2 тс. Для обеспечения безопасности включение двигателя производится через 6 секунд после отделения от самолета;

- баллистический полет с выходом МЛД в начальную зону эксперимента с параметрами: высота 46 км; скорость 2050 м/с;

- полет по программе эксперимента в диапазоне скоростей М = 6…1 и высот Н = 46…15 км;

- спуск в атмосфере до высотно-скоростных параметров, обеспечивающих раскрытие парашюта;

- раскрытие парашюта и спуск до касания Земли. Зоны размещения и крепления строп парашюта показаны на общем виде МЛД;

- срабатывание системы мягкой посадки. Зоны размещения посадочных устройств показаны на общем виде МЛД.

МЛД в вариантах реализации заявленного технического решения может быть выполнен длиной от 6 до 8 метров, размах крыльев от 2 до 4 метров, массой от 2 до 3 тонн. Диапазон эксперимента будет составлять по высотам 20-60 км и по скоростям от 5 до 7 М. МЛД должен обеспечить не менее 50 полетов с учетом межполетных регламентов.

МЛД оснащен собственной разгонной двигательной установкой, системой управления движением в требуемом диапазоне скоростей, системой спасения на базе парашютной системы. В конструкции применены теплостойкие конструкционные и теплозащитные материалы. Конструкция выполнена с возможностью переоснащения аэродинамического оперения.

Масштабируемый летный демонстратор (МЛД) должен обеспечивать в каждом полете выведение в составе самолета (на текущей стадии разработки в качестве самолета-носителя рассматривается самолет МиГ-31), безопасное отделение от самолета (должны обеспечить узлы связи с самолётом носителем фиг.1 поз.16,17, фиг.8), разгон с использованием собственной двигательной установки (двигатель 14Д30-0000-0) (6) до высотно-скоростных параметров, обеспечивающих выход МЛД в зону начала эксперимента, пассивный полет в зоне эксперимента по заданной программе (обеспечивается системой управления, двигатели РСУ С5.206А) (7) с обеспечением требуемой стабилизации и ориентации, посадку на Землю с использованием парашютно-пневматической системы (размещённой в межбаковом отсеке) для повторного использования.

При проведении испытаний демонстратора должна быть обеспечена заданная траектория полёта ЛА на гиперзвуковых участках по высоте, скорости полёта, углам атаки, тангажа для получения термодинамических характеристик, а также с обеспечением соответствия траектории полёта ЛА по числам М и Re для получения аэродинамических характеристик.

Энергетические возможности МЛД (обеспечиваются двигательной установкой и объёмами баков) в составе пусковой системы должны обеспечивать выведение МЛД в зону эксперимента, характеризующуюся следующими параметрами:

- по высоте:	20…60 км;
- по скорости:	5…7 М.

Достаточность гарантийного запаса топлива МЛД при выведении в зону начала эксперимента должна обеспечиваться с вероятностью 0,995.

МЛД должен обеспечивать управляемый автономный полет в течение от 100 до 300 секунд.

МЛД должен обеспечивать: Система управления. Бортовая кабельная сеть

- однократное включение маршевого двигателя (МД) в процессе разгона (обеспечивает система управления);

- траекторное управление в процессе разгона для обеспечения выхода МЛД в зону начала эксперимента (обеспечивает система управления);

- начальные параметры в зоне эксперимента с точностями не хуже:

по высоте:	±0,1 км;
по скорости:	±0,01 М;
по углу наклона траектории:	±0,1°;
по углу атаки:	±0,1°;

- ориентацию и стабилизацию МЛД на всех этапах автономного полета;

- управляемый автономный полет в зоне эксперимента в течение от 100 до 300 секунд со скоростями от 5 до 7 М, на высотах от 20 до 60 км;

- спасение (посадку на Землю) и повторное использование с применением системы спасения на основе парашютной системы в сочетании с пневматической системой.

Ресурс МЛД с учетом межполетных регламентов должен составлять не менее 50 полетов в течение 10 лет, в том числе полетный ресурс в составе пусковой системы – не менее 100 часов.

Основные характеристики МЛД

Применение многоразовое беспилотное. Старт – воздушный с самолета-носителя. Посадка – парашют + система мягкой посадки (СМП). Кратность применения – не менее 50 полетов. Длина фюзеляжа 6340 мм. Высота – 1000 мм. Диаметр корпуса – 800 мм. Размах крыла – 2790 мм. Масса сухая – 773,3 кг. Масса стартовая (в момент отделения от СН) – 2180 кг. Тяга жидкостного ракетного двигателя – 2000 кгс. Удельный импульс – 325 ± 3 с. Стартовая тяговооруженность – 0,91. Относительная масса топлива – 0,57. Компоненты ракетного топлива: окислитель – амил, горючее – гептил. Высота полета – до 60 км. Скорость при испытании – до 5…7 М. Время автономного полета 100…300 с. Возможность переоснащения аэродинамического оперения (модифицируемость) – есть. Возможность реализации различных программ полета – есть.

Координаты составных элементов сводки расположены:

- по оси X – в строительной плоскости ЛА (строительная плоскость самолёта (СПС), начало отсчёта от носка фюзеляжа;

- по оси Y – положительное направление вверх от СПС;

- по оси Z – положительное направление в сторону правой консоли крыла от плоскости симметрии ЛА.

Центровка по оси X в процентах от длины фюзеляжа рассчитана исходя из длины фюзеляжа 6340 мм.

Центровка по этапам полёта рассчитана для:

• МЛД в стартовой комплектации с полной массой заправляемого топлива (момент отделения от самолёта-носителя);

• МЛД на момент выпуска парашюта с остатками топлива в конечной массе (считается, что топливо РСУ израсходовано полностью).

Рабочее топливо ЖРД и топливо РСУ заправляются в единые баки окислителя и горючего.

В состав остатков топлива в конечной массе входят: гарантийный запас (2% от массы рабочего топлива), учитывающий изменения условий полёта в процессе выведения в начальную зону эксперимента, запас (50 кг), принятый при расчёте параметров траектории выведения на случай изменения исходных данных, не вырабатываемые остатки в баках и магистралях.

Описание ДУ РСУ С5.206А, логика управления по рём осям.

Двигательная установка реактивной системы управления С5.206А (8 шт.) окислитель – амил, горючее – гептил; тяга двигателя на установившемся режиме 1,2 ± 0,12 кгс; удельный импульс тяги – 290 + 3-5 м/с; суммарное время работы в полете – не более 30000 с; максимальное число включений в полете – 100000; длительность единичного включения 0,065…4000 с; минимальная пауза между включениям 0,05 с; масса двигателя 1 кг; габаритные размеры Ø 196×175 мм; разработчик – КБХМ им. Исаева.

Двигатель создает импульс тяги по командам, подаваемым в виде электрических сигналов.

Двигатель двухкомпонентный, работающий на самовоспламеняющейся паре компонентов топлива.

Двигатели РСУ установлены в хвостовом отсеке МЛД.

Схема установки двигателей РСУ представлена на фиг.9

Логика управления МЛД по трём осям:

Р1 + Р2 и Р3 + Р4 – тангаж

Р5 + Р6 и Р7 + Р8 – курс

Р1 + Р4 и Р2 + Р3 и Р5 + Р8 и Р7 + Р6 – крен.

Для определения потребных характеристик маршевого двигателя (при ограниченных габаритах, указанных выше) были выполнены предварительные параметрические исследования в части оптимизации показателей тяговооружённости и относительной массы топлива для решения задачи.

В данных исследованиях условия М = 7, Н = 60 км приняты из соображений исполнения конструкции МЛД без теплозащитного покрытия, что обосновывается многочисленными расчётными и экспериментальными исследованиями на этапе эскизного проектирования по многоразовому ускорителю «Байкал».

По результатам этих исследований определено, что наиболее отвечающим этим условиям из числа существующих двигателей является ЖРД 14Д30 (прототип С5.98М), применяемый на разгонном блоке «Бриз-М». В дальнейших проработках в связи с ограничениями по габаритам вариант МЛД с двумя ЖРД при воздушном старте с СН МиГ-31 не рассматривался.

На определение облика МЛД также повлияли соображения по аэродинамической компоновке. Так как МЛД на участках активного автономного полёта и планирующего спуска совершает полёт в широком диапазоне чисел М и углов атаки, то на основании предыдущего опыта проектирования и создания возвращаемых воздушно-космических летательных аппаратов целесообразно применить крыло малого удлинения трапециевидной формы в плане двойной (за счёт переднего наплыва) стреловидности, что обеспечивает необходимые несущие свойства и благоприятное изменение аэродинамических характеристик на сверхзвуковых и трансзвуковых скоростях полета.

Для МЛД принята аэродинамическая схема «бесхвостка» с нижним расположением крыла. Крыло интегрировано с фюзеляжем и образует по нижним обводам общую несущую поверхность, что благоприятно сказывается на продольной балансировке на гиперзвуковых скоростях полёта и снижении тепловых потоков к конструкции.

Для профиля крыла МЛД принят профиль ОК «Буран» с относительной толщиной 12%. При создании ОК «Буран» характеристики этого профиля значительно исследованы и изучены, и результаты этих исследований могут быть распространены на МЛД в связи со схожестью условий полёта.

На дальнейших этапах разработки форма профиля крыла может быть уточнена, в частности по радиусу закругления передней кромки, в связи с тем, что форма профиля являются компромиссом обеспечения приемлемых расчётных уровней тепловых потоков к передней кромке и удовлетворительных характеристик аппарата на дозвуковых режимах полёта.

Claims (5)

1. Многоразовый лётный демонстратор, состоящий из фюзеляжа, интегрированного с фюзеляжем и образующего по нижним обводам общую несущую поверхность треугольного крыла двойной стреловидности по передней кромке, двигательной установки, размещенной в хвостовой части фюзеляжа, трехопорного посадочного устройства, элевонов, балансировочного щитка, расположенного в хвостовой части фюзеляжа, и органов изменения направления, отличающийся тем, что

фюзеляж лётного демонстратора состоит из носового отсека, в котором размещена система управления, электронные элементы бортового оборудования, передний узел связи с самолетом носителем, расположенный в верхней части носового отсека, и переднее посадочное устройство, размещенное в нижней части носового отсека, отсека с баком окислителя, межбакового отсека, с расположенной в нем быстродействующей парашютной системой спасения, и электронных элементов бортового оборудования, причем в верхней части межбакового отсека выполнен люк со створками для выхода парашюта, отсека бака горючего и хвостового отсека с двигательной установкой, при этом бак окислителя и бак горючего выполнены несущими и интегрированы в силовую конструкцию фюзеляжа, а шпангоуты баков выполнены методом токарной обработки из сплошного кольца, причем к шпангоуту отсека бака горючего прикреплены основные силовые элементы крыла, а двигательная установка состоит из маршевой двигательной установки разгона с жидкостным ракетным двигателем и двигательной установки реактивной системы управления, состоящей из восьми двигателей реактивной системы управления, расположенных на раме вокруг жидкостного ракетного двигателя, при этом органы изменения направления выполнены в виде двух повортных килей, расположенных по одному на законцовке каждой консоли крыла, при этом на законцовке каждой консоли крыла расположены гондолы с приводом поворота киля.

2. Демонстратор по п.1, отличающийся тем, что трехопорное посадочное устройство выполнено в виде выпускаемого шасси.

3. Демонстратор по п.1, отличающийся тем, что фюзеляж МЛД выполнен цилиндрической формы диаметром 800 мм, носовая часть выполнена в виде наклонного конуса с переходом на цилиндр, с радиусом носового затупления конуса 200 мм, а хвостовая часть выполнена с расширением к концу фюзеляжа.

4. Демонстратор по п.1, отличающийся тем, что бак горючего и бак окислителя выполнены объемом V = 0,68 м³ и V = 0,76 м³ соответственно.

Images