Эскизное проектирование гиперзвукового летательного аппарата

В последнее десятилетие идет бурное развитие гиперзвуковой авиации, как пример можно привести успешные полеты экспериментальных аппаратов Boeing X-43 (последний полет совершен 16 ноября 2004 года, скорость составила 3,2 км/с) и X-51 (последний полет совершен 1 мая 2013 года, достигнутая скорость 1,75 км/с).

Такой интерес вызван тем, что гиперзвуковой летательный аппарат (ГЛА) способен передвигаться со скоростями М  5, т.е. в 5 раз быстрее скорости звука, что позволяет преодолевать огромные расстояния в течение нескольких часов. Как пример можно привести самый длинный коммерческий рейс, который длился 16 часов 23 минут, расстояние составило 14535 км, а крейсерская скорость равнялась 905 км/ч. ГЛА преодолел бы это расстояние за 2 часа 18 минут, со скоростью равной 6300 км/ч.

Вследствие выше указанных характеристик ГЛА также заинтересовали военных, в качестве высокоскоростных ударных и разведывательных аппаратов, способных достигать цели за короткий промежуток времени и наносить быстрые высокоточные удары свободно падающими снарядами.

Такие снаряды будут обладать высокой кинетической энергией за счет высокой скорости полета самого ГЛА. В качестве примера военного ГЛА можно привести проект Lockheed Martin SR-72, анонсированный в 2013 году.

ГЛА, разработанный в результате данной работы должен быть беспилотным летательным аппаратом. Основной целью разрабатываемого ГЛА будет являться использование в качестве высокоскоростного разведчика или для нанесения быстрых высокоточных ударов с помощью свободно падающих снарядов.

В качестве исходных данных для эскизного проектирования задаются следующие параметры:

Таблица 1

Исходные данные на эскизное проектирование

Выбор высоты полета в 30 км связан с тем, что на данной высоте воздух более разряженный, в связи, с чем будет снижено воздушное сопротивление и термический нагрев обшивки ГЛА.

Дальность полета в 7000 км обусловлена возможностью совершения межконтинентальных полетов. С целью повышения дальности полета возможно проведение дозаправки в воздухе для преодоления сверхбольших дистанций.

В качестве полезной нагрузки могут рассматриваться легкие высокоточные бомбы GBU-39 или свободно падающие снаряды. Масса одной такой бомбы составляет 130 кг, в связи, с чем на борт можно взять до 6 таких бомб. Также можно использовать только разведывательное оборудование.

Необходимо отметить, что процесс проектирования является итерационным. Полученные результаты анализировались, проводилось уточнение и корректировка данных, и затем процесс моделирования повторялся.

1 Выбор двигательной установки

Определение параметров ГЛА начинается с выбора комбинированной силовой установки (КСУ), способной обеспечить выполнение полетного задания. В состав КСУ входят: турбореактивный двигатель (ТРД) и сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (СПВРД).

В качестве разгонного двигателя предлагается использовать малогабаритный одновальный двухконтурный ТРД. Примером может служить проект НПО «Сатурн» (рис. 1) [1].

Рисунок 1. Схема одновального ТРД для больших скоростей полета

Таблица 2

Характеристики ТРД

В качестве маршевого двигателя предлагается использование регулируемого СПВРД. Тип двигателя – плоский, не осесимметричный (ширина 2700 мм). Это обусловлено простотой осуществления регулирования поверхностей (створок).

Характеристики двигателя представлены ниже [3]:

Таблица 3

Характеристики СПВРД

Рисунок 2 . Схема регулирования СПВРД:

1 – Отклоняемые поверхности торможения; 2 – Плоское регулируемое сопло

2 Расчет массы ГЛА

Расчет массы производился в первом приближении. Взлетная масса представляет собой сумму массы конструкции и элементов управления, КСУ, топлива, полезной нагрузки.

Массу топлива можно определить с помощью дальности (L), скорости полета ( ) и расхода горючего двигателя ( ) на маршевом режиме:

Масса топлива принимается равной 5000 кг. Это связанно с необходимостью обеспечения аварийного запаса топлива.

Для определения максимальной взлетной массы использованы статистические значения относительных масс конструкции, силовой установки и топлива [2].

Таблица 4

Весовые характеристики ГЛА

Для уменьшения взлетной массы можно производить взлет с минимальным запасом топлива и выполнять дозаправку в воздухе.

3 Выбор аэродинамической схемы ГЛА

Вид аэродинамической схемы ГЛА будет вытекать из необходимости объединения планера и силовой установки самолета. Предлагается схема «бесхвостка» с трапециевидным крылом.

Аэродинамическая конфигурация должна обеспечить получение подъёмной силы за счёт сжатия воздушного потока. Система скачков уплотнения, создаваемых фюзеляжем, будет обеспечивать большую часть подъёмной силы. Крылья будут служить для балансировкии улучшения устойчивости. Для обеспечения малого лобового сопротивления на больших скоростях полета необходимо использовать крыло малого удлинения с большим углом стреловидности. В качестве наиболее оптимального профиля крыла нужно использовать клиновидный или ромбовидный профиль (рисунок 3).

Рисунок 3. Клиновидный и ромбовидный профили крыла

Из-за сжимаемости воздуха и изменения его свойств при переходе на сверхзвуковой и гиперзвуковой полет описанная выше конфигурация является оптимальной только полетов на больших скоростях, но малоэффективна на взлетно-посадочных режимах. Примером ГЛА подобной схемы будет являться проект Boeing/NASA X-43 (рисунок 4).

Рисунок 4. ГЛА X-43

Для увеличения аэродинамического качества ГЛА на взлетно-посадочных режимах предлагается использование механизации крыла, путем отклонения предкрылков и элевонов крыла.

Одним из важных характеристик летательного аппарата является значения аэродинамического качества, которое представляет собой отношение подъемной силы к силе лобового сопротивления.

Для обеспечения полетного задания ГЛА должен обладать аэродинамическим качеством больше 1,20 для скоростей полета М<2 и больше 1,43 для скоростей полета М>2. Данное требование обусловлено тем, что сила лобового сопротивления не должна превышать тягу двигателя на заданном режиме, при этом подъемная сила создаваемая планером ГЛА должна обеспечивать необходимую для полета подъемную силу.

На основе указанных рекомендаций путем математического моделирования в САПР SolidWorks создавались различные варианты схем ГЛА с целью определение наиболее оптимального варианта по значению аэродинамического качества. На основе наиболее оптимального варианта была построена масштабная модель ГЛА (рисунок 5).

Рисунок 5. Масштабная модель ГЛА

По результатам моделирования аэродинамических нагрузок для масштабной модели ГЛА была составлена таблица 4 и картины изменения давления (рисунки 6-10).

Таблица 4

Результаты расчета аэродинамического качества ГЛА

Рисунок 6. Изменение давления для М=1,2

Рисунок 7. Изменение давления для М=2

Рисунок 8. Изменение давления для М=3

Рисунок 9. Изменение давления для М=4

Рисунок 10. Изменение давления для М=5

Из результатов расчета и картин изменения давления по фюзеляжу можно сделать вывод о том, подъемная сила, создаваемая за счет скачков уплотнения, проявляет свою эффективность только на больших скоростях полета (М>3).

По результатам эскизного проектирования был построен чертеж (рис. 11).

Рисунок 11. Эскизный чертеж ГЛА:

1 – ТРД; 2 – Регулируемый СПВРД; 3 – Отсек полезной нагрузки

В заключение необходимо отметить, что благодаря возможности совершать полет на расстояние свыше 5000 км менее чем за час, беспилотный ГЛА, представленный в данной работе, предлагается использовать в качестве быстрого стратегического разведчика.