Маневрирующий боевой блок,MaRV-AMaRV ,BGRV-BGV,FOBS,БРВЗ,ядерное оружие в космосе

Форум » Дискуссии » Маневрирующий боевой блок,MaRV-AMaRV ,BGRV-BGV,FOBS,БРВЗ,ядерное оружие в космосе » Ответить

Маневрирующий боевой блок,MaRV-AMaRV ,BGRV-BGV,FOBS,БРВЗ,ядерное оружие в космосе

milstar: 1. Стратегический ракетный комплекс Р-36 с орбитальной ракетой 8К69 ------------------------------------------------------------------------------------ http://rbase.new-factoria.ru/missile/wobb/8k69/8k69.shtml Орбитальные ракеты по сравнению с баллистическими обеспечивают следующие преимущества: неограниченную дальность полёта, позволяющую поражать цели, недосягаемые для баллистических межконтинентальных ракет; возможность поражения одноой и той же цели с двух взаимно противоположных направлений меньшее время полёта орбитальной головной части по сравнению со временем полёта головной части баллистических ракет (при пуске орбитальной ракеты по кратчайшему направлению); ---------- невозможность прогнозирования района падения боевого заряда ОГЧ при движении на орбитальном участке; возможность обеспечения удовлетворительных точностей попадания в цель при очень больших дальностях пуска; способность эффективно преодолевать существовавшую противоракетную оборону противника. wisota apogeja y FOBS -200 km protiv 1300 km y minimalno zatratnoj traektorii pri nizkix yglax elevazii dalnost RLS padaet w 4-11 raz ------------------------------------------------------------------ The Soviet Fractional Orbital Bombardment System Program http://www.ausairpower.net/APA-Sov-FOBS-Program.html 2. SS-18 MARV --------------------------- Был также разработан вариант ракеты Р-36М2 с управляемым боевым блоком 15Ф178 3. USA TRIDENT I C4 missiles have also been tested with the Mk- 500 EVADER MaRV.i TRIDENT 2 D5 MaRV (designated Mk-600) ---------------------------------------- 4. BGRV India Ballistic Glide Reentry Vehicle 25 G maneuvr ------------------------------------------------------------------- Control surfaces -fins,paddles,small gas thrusters Agni -3,5 Profil poleta i detali konstrukzii Agni, Pershing-2,China/pakistan-M11 ,Topol-M http://www.scribd.com/doc/73116189/Ballistic-Glide-Re-Entry-Vehicle-BGRV-and-Indian-Missile-Program 5. ASBM China DF-21D 14.5 tonni ,do 3000 km -------------------------------------------------- The latest variant to enter service is the DF-21D, an ASBM (Anti-Ship Ballistic Missile) variant employing a terminally guided MaRV (Manoeuvring Re-entry Vehicle). The MaRV may be equipped with a RADAC system similar to that found on the MGM-31 Pershing II IRBM. http://www.ausairpower.net/APA-PLA-Ballistic-Missiles.html#mozTocId8319 6. USA Pershing-2 ---------------------- Система управления дополнялась системой наведения ГЧ на конечном участке траектории по радиолокационной карте местности (система RADAG). Такая система на баллистических ракетах ранее не применялась. Комплекс командных приборов располагался на стабилизированной платформе, помещенной в цилиндрический корпус, и имел свой электронный блок управления. Работу системы управления обеспечивал бортовой цифровой вычислстельный комплекс, размещенный в 12 съемных модулях, и защищенный алюминиевым корпусом. Система RADAG состояла из бортовой радиолокационной станции и коррелятора. РЛС экранировалась и имела два антенных блока. Один из них предназначался для получения радиолокационного яркостного изображения местности. Другой - для определения высоты полета. Изображение кольцевого типа под головной частью получалось за счет сканирования вокруг вертикальной оси с угловой скоростью 2 об/сек. Четыре эталонных изображения района цели для разных высот хранились в памяти ЦВМ в виде матрицы, каждая ячейка которой представляла собой радиолокационную яркость соответствующего участка местности, записанную двухзначным двоичным числом. К аналогичной матрице сводилось полученное от РЛС действительное изображение местности, при сравнении которого с эталонным можно было определить ошибку инерциальной системы. Полет головной части корректировался исполнительными органами - реактивными соплами, работавшими от баллона со сжатым газом вне атмосферы, и аэродинамическими рулями с гидравлическим приводом при входе в атмосферу. http://rbase.new-factoria.ru/missile/wobb/pershing_2/pershing_2.shtml http://www.ausairpower.net/000-Pershing-II-Launch.jpg 7. МиГ-31И «Ишим» Комплекс позволяет выводить на круговую орбиту с наклонением 46° до 160 кг полезной нагрузки на высоту 300 км ------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------- http://www.testpilot.ru/russia/mikoyan/mig/31/i/ е МиГ-31И, трехступенчатую ракету-носитель, подвешиваемую между гондолами двигателей, а также воздушный командно-измерительный комплекс на базе самолета Ил-76МД. Взлетная масса самолета МиГ-31И с ракетой-носителем составляет 50 т, дальность полета до точки пуска - 600 км, высота точки пуска - от 15 до 18 км, скорость в точке пуска - 2120-2230 км/ч. ----------------- dlja sprawki USA W-82 ,VNIITF 1 -1.5 kt linejnoe szatie Pu-239 155 mm yabch imeet wes 17-18 kg http://www.vniitf.ru/index.php/2010-08-20-07-38-20/2010-05-28-08-21-09/2010-05-28-08-38-03/105-2009-04-23-05-01-25 ############################ FIGURE G-1 Reentry trajectories for L/D = 2.2. Note that the last 1,000 km or more of the reentry trajectories are identical for Earth and flat Earth. SOURCE: Data for initial conditions (7 km/s, −10° grazing) provided by G. Candler, University of Minnesota, personal communication to the committee, September 17, 2007. http://www.nap.edu/openbook.php?record_id=12061&page=210 FIGURE G-3 Range versus time for pure glide (Columns E versus B of Table G-1). Note that the unit of time here is 10 s. BGVs of longest range start at essentially orbital speed of 7.9 km/s and thus have more kinetic energy to dissipate than do ICBM RVs. The RV, however, traverses the 8 km “scale height” of the atmosphere at an angle to the horizontal of 22°, in a few seconds, while the BGV supports itself aerodynamically for 10,000 km at near-orbital speed for 1,200 s. The heating due to lift is concentrated on the lower surface of the BGV rather than uniformly around the axis of the RV, usually resulting in a very thick layer of ablative material on the lower surface of the BGV. http://www.nap.edu/openbook.php?record_id=12061&page=214 ################### There are multiple ways for the designer to provide maneuverable capability in a re-entry vehicle, 1. ...moveable flaps which can provide one, two, or three degrees of freedom 2. ...Control can also be effected by moving a mass laterally in the vehicle to offset the vehicle’s center of gravity.The resulting mass asymmetry is equivalent to an aerodynamic asymmetry. ################################## 3. ....Another aerodynamic approach is jet interaction, but this appears best suited to steering out navigational errors rather than defensive maneuvering. ############################################################ The common element is that the additional design variable of L/D lift to drag ratio is introduced. -------------------------------------------------------------------------------------------------------- http://exoaviation.webs.com/pdf_files/Atmospheric%20Re-Entry.pdf

Ответов - 46, стр: 1 2 3 All

milstar: В 1969–1970 годах КБ, которым руководил Олег Антонов, совместно с ЦАГИ, НИИАС и другими организациями Минавиапрома выполнялись научно-исследовательские работы по межконтинентальному авиационно-ракетному комплексу Ан-22Р. На модернизированном военно-транспортном самолете Ан-22 предусматривалось размещение трех вертикальных выступающих над фюзеляжем пусковых установок для модернизированных БРПЛ Р-27 комплекса Д-5. Дальность полета моноблочных БРПЛ Р-27 составляла 2500 км, стартовый вес 14,2 тонны. В США в этот период прорабатывался ракетный комплекс на базе БРПЛ «Поларис» и военно-транспортного самолета «Локхид С-5А» (проект «Медуза»). У нас в стране, в свою очередь, в 1972–1974 годах были проведены исследования по комплексу «МАРК» на базе моноблочной БРПЛ межконтинентальной дальности Р-29 со стартовым весом 33,3 тонны и военно-транспортных самолетов Ан-22 и Ан-124. Впоследствии было проработано использование в этом комплексе модернизированных вариантов новых БРПЛ типа Р-29Р и Р-29РМ, имевших межконтинентальную дальность и оснащенных РГЧ ИН. Головными разработчиками комплекса являлись КБ машиностроения во главе с Виктором Макеевым и КБ Олега Антонова. На самолете Ан-22 могла размещаться одна ракета типа Р-29Р с тремя боевыми блоками, имевшая стартовый вес 35,3 тонны, а самолет Ан-124 был способен нести до трех таких ракет. На самолете Ан-124 могло размещаться до двух ракет типа Р-29РМ со стартовой массой 40,3 тонны, оснащенных четырьмя боевыми блоками. Рассматривался вопрос о создании летающей лаборатории на базе самолета Ан-22 для отработки воздушного старта ракет. Однако решение о ее создании не было принято. КБ «Южное» и КБ Андрея Туполева осуществили проработки по комплексу «Кречет». Предусматривалось, что бомбардировщик Ту-160 вооружат двумя новыми БРВЗ (масса 24,4 тонны, РГЧ ИН с шестью боевыми блоками). В США в начале 1970-х годов были проведены исследования по варианту воздушного базирования перспективной межконтинентальной баллистической ракеты МХ. При этом рассматривался широкий спектр возможных носителей МБР, включая существующие самолеты «Боинг-747», «Локхид С-5А», «Дуглас DС-10» (после соответствующей модернизации), а также крылатые машины специальной разработки с большой продолжительностью полета, вертолеты, самолеты-амфибии, самолеты с укороченной длиной взлета и посадки. Американцы провели в 1974 году серию экспериментов по десантированию с самолета «Локхид С-5А» весогабаритных макетов ракеты, завершившуюся сбросом МБР «Минитмен-1» с кратковременным (около 10 секунд) запуском двигательной установки первой ступени. Эксперименты подтвердили техническую реализуемость воздушного старта МБР легкого класса способом парашютного десантирования. Однако впоследствии военно-политическое руководство Соединенных Штатов отказалось от всех предлагавшихся видов мобильного базирования МБР МХ, включая и воздушное, разместив их в шахтных пусковых установках. Это обеспечивало повышенную точность стрельбы, необходимую в варианте превентивного удара по шахтным пусковым установкам советских межконтинентальных ракет. http://nvo.ng.ru/armament/2009-05-29/8_weapon.html

milstar: Расчеты показывают, что запуск с самолета увеличивает полезную нагрузку ракеты-носителя на 20-25% по сравнению с наземным стартом. Взлетный вес самолета с полностью снаряженной ракетой-носителем - 405 т, вес ракеты-носителя - 80 т, полезная нагрузка - 2 т. Dля первой ступени в качестве маршевого двигателя предлагается использовать два жидкостных ракетных двигателя с тягой 90 т: РД-0229 разработки "КБ Химавтоматика" или РД-182 разработки НПО "Энергомаш". Для второй ступени предполагаются двигатель КВД1М с тягой 15 т, или двигатель РД-0132М с тягой 10 т. Эти двигатели разработаны соответственно КБ "Химмаш" и КБ "Химавтоматика". масса РН 80 tonn масса полезной нагрузки, высота 200 км: при наклонении 90 град. 2,0 при наклонении 0 град. 2,5 Анатолий Карпов, генеральный директор авиационной компании "Полет" Авиационная компания "Полет": Россия, Москва: Тел. (095) 564-81-70.

milstar: A boost-glide vehicle (BGV), or “lifting body” without propulsion, ######################################### can be used to extend the range of a ballistic-missile payload beyond the purely ballistic range. It can also be used for out-of-plane or “dogleg” maneuvers to avoid over-flight of certain areas or to allow the dropping of initial rocket stages into the sea or into another body of water not under the ballistic path http://www.nap.edu/openbook.php?record_id=12061&page=206 An airliner with L/D about 20 can glide 20 times the initial altitude, which is quite significant—about 200 km from an initial altitude of 10 km. Added to this is the contribution of initial kinetic energy, corresponding to an additional altitude of 4.5 km at Mach 1, about 300 m/s The relative importance of speed and altitude is very different for hypersonic speed, since Mach 20 would equate to (20)2 × 4.5 km, or 1,800 km altitude. http://www.nap.edu/openbook.php?record_id=12061&page=207 This ballistic reentry wastes the kinetic energy of the RV at the time of reentry, whose velocity is the minimum required to achieve the desired range in the first place. This is the best that could be done if Earth had no atmosphere. ------------------------------------------------------------------------- But it does, and in principle the RV could be designed as a lifting body for the hypersonic regime, and if the thermal insult could be managed it could transition in the upper regions of the atmosphere to near-horizontal flight, and then use lift and change of altitude, air density, and change of angle of attack to support the RV weight for a substantial range extension beyond the purely ballistic trajectory. This approach was validated decades ago by flights of the Mk-500 “Evader” RV.

milstar: 1. A plot of velocity versus range, for example, Figure G-2, shows that centrifugal force provides 64 percent of the overall lift of the vehicle with a range of 7,168 km (3,870 nmi) to go, and a time-to-go of 1,950 s. ----------------------------------------------------------------------------- str. 209 http://www.nap.edu/openbook.php?record_id=12061&page=209 Figure G-2, http://www.nap.edu/openbook.php?record_id=12061&page=210#p200161e09960210002 2. Dlja minimalno zatratnoj ballisticheskoj traektorii dlja 1,950 sek dalnost 10 000 km ----------------------------------------- Fig. 7.7 Ballistic time as function of range str.-143 /125 http://www.scribd.com/doc/53416290/Atmospheric-Re-Entry-Vehicle-Mechanics

milstar: Some of the proposals for long-range boost-glide vehicles enter the glide phase at angles from the horizontal two to four times smaller than the 10° example used here, ---------------------------------------------------------------------------------------------------------- 2.5°-5° and at speeds considerably closer to orbital speed of 7.90 km/s (25,920 ft/s) than the example of 7 km/s used here. ------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------- They are essentially “fractional orbital bombardment vehicles” with essentially infinite “range extension” and substantial cross-range maneuver capability. ---------------------------------------------------------- http://www.nap.edu/openbook.php?record_id=12061&page=214 BGVs of longest range start at essentially orbital speed of 7.9 km/s and thus have more kinetic energy to dissipate than do ICBM RVs. The RV, however, traverses the 8 km “scale height” of the atmosphere at an angle to the horizontal of 22°, in a few seconds, while the BGV supports itself aerodynamically for 10,000 km at near-orbital speed for 1,200 s. --------------------------------------------------------------------------------------------------------- http://www.nap.edu/openbook.php?record_id=12061&page=214

milstar: CHINA’S ANTISHIP BALLISTIC MISSILE Developments and Missing Links Source: Gu Liangxian, Gong Chunlin, and Wu Wuhua, “Design and Optimization of Wavy Trajectory for Ballistic Missiles.” Figure 1 In this scenario, the additional third stage of the DF-21 missile, with its hybrid liquid-solid fuel booster, is ignited several times to effect several wave patterns in the missile’s midcourse flight (see figure 1). Other methods include weaving, spiraling, spinning, and gliding—all of which would alter the traditional parabolic flight path of the ballistic missile and boost the missile’s penetration capabilities against American missile defenses, which depend heav- ily on prediction of a missile’s flight trajectory. a number of prominent American specialists believe that China would likely be able to defeat midcourse interceptors using relatively low-tech means.22 The simplest countermeasure of all may be simply to launch a salvo of missiles; U.S. missile defenses would not likely be able to destroy them all.23 http://www.chinasecurity.us/pdfs/others/Hagt&Durnin.pdf

milstar: In FY2003, the Navy requested funding for research on a new type of reentry vehicle that could significantly improve the accuracy of the Trident II (D-5) missiles. This program, known as the Enhanced Effectiveness (E2) Initiative, included an initial funding request of $30 million, a three- year study, and a full-scale flight test in early 2007.27 Congress rejected the initial funding request in FY2003 and FY2004, but Lockheed Martin Corporation, the contractor pursuing the study, continued with a low level of research into this system. The E2 reentry vehicle would have integrated the existing inertial measurement unit (IMU) guidance system (the system currently used to guide long-range ballistic missiles) with global positioning system (GPS) technologies so that the reentry vehicle could receive guidance updates during its flight.28 A standard MK4 reentry vehicle, which is the reentry vehicle deployed on many Trident SLBMs, would be modified with a flap-based steering system, ################################### allowing it to maneuver when approaching its target to improve its accuracy and increase its angle of penetration. ################################################################ This steering system, which the Navy referred to as a “backpack extension,” would increase the size of the reentry vehicle, making it comparable in size to the MK5 reentry vehicle that is also deployed on Trident missiles. The E2 warhead could possibly have provided Trident missiles with the accuracy to strike within 10 meters of their intended, stationary targets. ######################################################################################### This accuracy would not only improve the lethality of the nuclear warheads but it would also permit the missiles to destroy some types of targets with conventional warheads.29 http://fpc.state.gov/documents/organization/167962.pdf

milstar: Awtor stat'i 1999 goda nize Garwin -w 23 goda glawnij inzener Mike -perwogo vodorodnogo ystrojstwa ------------------------------------------------------------------------------------------------------------------ http://www.fas.org/rlg/garwin-aps.htm ENDO-ATMOSPHERIC INTERCEPT. Technically, intercept within the atmosphere is easier for the defense because the ICBM warheads are highly visible to radar and to optical sensors, because of the very hot "wake" produced by the Mach-23 RV as ############################################################################# it enters the atmosphere. ################# Balloons and light chaff(9) are no longer effective against sensors, because they will be retarded or destroyed on reentry. Within the atmosphere it is more difficult to make survivable and effective decoys that match the deceleration of the RV containing a nuclear warhead. And the interceptor can undertake much more aggressive maneuvers by aerodynamic force than it could conveniently with rocket propulsion in space. On the other hand, the RV is decelerating rapidly rather than existing in a well-defined orbit; it may also be maneuvering violently, whether intentionally or not. Sensors on the interceptor are much more difficult, since its high speed through the atmosphere requires heat resistant windows and adds greatly to the background in detecting infrared from the RV. Radars must be more closely spaced to see RVs down to altitudes of reentry, and interceptors cannot drive out hundreds or thousands of km through the atmosphere. So while endo-atmospheric intercept is important for defense against missiles of theater range, it is of little interest in the context of a national missile defense of the U.S.

milstar: Arguably, the most significant biconic ever flown was the Advanced Maneuverable Reentry Vehicle (AMaRV). Three of the AMaRVs were launched by Minuteman-1 ICBMs on 20 December 1979, 8 October 1980 and 4 October 1981. AMaRV had an entry mass of approximately 470 kg, a nose radius of 2.34 cm, a forward frustum half-angle of 10.4 , an inter-frustum radius of 14.6 cm, aft frustum half angle of 6 , and an axial length of 2.079 meters. No accurate diagram or picture of AMaRV has ever appeared in the open literature. However, a schematic sketch of an AMaRV-like vehicle along with trajectory plots showing hairpin turns has been published.[7] http://www.tutorgig.info/ed/Reentry_(orbital) AMaRV's attitude was controlled through a split body flap (also called a "split-windward flap") along with two yaw flaps mounted on the vehicle's sides. Hydraulic actuation was used for controlling the flaps. AMaRV was guided by a fully autonomous navigation system designed for evading anti-ballistic missile (ABM) interception. The McDonnell Douglas DC-X (also a biconic) was essentially a scaled up version of AMaRV. AMaRV and the DC-X also served as the basis for an unsuccessful proposal for what eventually became the Lockheed Martin X-33. Amongst aerospace engineers, AMaRV has achieved legendary status alongside such marvels as the SR-71 Blackbird and the Saturn V Rocket.

milstar: Low drag reentry KD = − CDAH is important for ballistic missile applications. msin(γ ) Low drag reentry minimises the trajectory curvature and hence disturbance e􏰃ects on vehicle, i.e. low targeting error. Low drag reentry minimises atmospheric heating http://info.ee.surrey.ac.uk/Personal/A.Pechev/lnlvp/AP-lec4.pdf

milstar: http://mae.ucdavis.edu/faculty/sarigul/aiaa2001-4619.pdf

milstar: http://mae.ucdavis.edu/faculty/sarigul/aiaa2001-4619.pdf

milstar: The Why and How of Boost-Glide Systems http://www.nap.edu/openbook.php?record_id=12061&page=206 1...what the technology can and cannot accomplish, 2...its relation to the fractional orbit bombardment systems (FOBSs) technology discussed during the 1960s and 1970s, 3... and some of the technical challenges involved. 4...Another issue is the extent to which such vehicles can be expected to defeat “garden-variety” and advanced air defenses. A boost-glide vehicle (BGV), or “lifting body” without propulsion, ########################################## can be used to extend the range of a ballistic-missile payload beyond the purely ballistic range. in principle the RV could be designed as a lifting body for the hypersonic regime, and if the thermal insult could be managed it could transition in the upper regions of the atmosphere to near-horizontal flight, and then use lift and change of altitude, air density, and change of angle of attack to support the RV weight for a substantial range extension beyond the purely ballistic trajectory. ########################################### This approach was validated decades ago by flights of the Mk-500 “Evader” RV. The launch would be similar to that for a minimum-energy trajectory—that is, maximum range for a given missile ######################################################################## —typically with a high apogee and the transition on ballistic reentry to either level or phugoid (porpoise-like) flight—i n which the RV bounces in and out of the atmosphere several times and supports its weight by aerodynamic lift only a relatively small fraction of the time, say 10 percent. Supporters of the BGV often argue that this phugoid flight provides range extension at little cost, because for much of this flight—between bounces—the drag is almost zero. t is important to recognize that there is “no free lunch” in phugoid flight, ############################################## because the lift averaged over this portion of the flight is precisely the weight of the vehicle, and so the time-average lift (and drag) are the same as if the RV were flying at steady altitude and speed in order to maintain the same average aerody-namic lift. The average lift must be equal to the weight of the vehicle: W = gM; the average drag is thus the weight divided by (L/D). On the assumption of constant L/D, it turns out that there are simple closed-form formulas not only for the glide portion of flight ################## but also for the velocity and kinetic-energy loss in the transition from ballistic flight to glide. ########################################################

milstar: As indicated in Figure G-1, http://www.nap.edu/openbook.php?record_id=12061&page=210#p200161e09960210001 much of the range benefit from boost-glide in general and phugoid flight in particular is only available on the round Earth and with near-orbital initial speed of the RV dlja dalnosti 10000 km okolo 6.9 km/sek dlja pugoida cht osrawnimo dlja minimalno zatratnoj traektorii na te ze 10 000 km tolko pri skorostjax blizkix k skorosti FOBS dalnost' ywelichiwaetsja do 20000 km i boleee takze znachitelno ywelichiwaetsja wremja dlja dalnosti 10 000 km po srawneniju s minimalno zatratnoj 10 000 km pugoid (zatuxajuschaja sinusoida) -2400 sek ili 40 min , http://www.nap.edu/openbook.php?record_id=12061&page=211#p200161e09960211002 20 000 km dlja pugoida - 3700 sek= bolsche 62 minut dlja FOBS -40 minut ###########

milstar: One can interpolate for an initial glide speed of 6.5 km/s to find a glide range of about 7,900 km —again in reasonable agreement with the result of the detailed calculation as displayed in Figure G-1. http://www.nap.edu/openbook.php?record_id=12061&page=210#p200161e09960210001 Zatux sinusoida s pikami (illustratino po grafiku) 1. 50km na dalnosti 500 km - 2. 180 km na 2000 km 3. 50km na 3450 km 4. 120km na 4100 km 5. 45 km na 5000 km 6. 90 km na 5500 km 7. 45 km na 6000 km 8. 75 km na 6250 km 9. 40 km na 6500 km 10. 65 km na 7000 km 11. .. i dalee do 7800 km wse primerno za 2200 sek ili 37 min ,chto gorazdo dolsche chem minimalno zatr. ballisticheskya traektorija ######################################################################## Note that entry into glide flight horizontally at 7 km/s, rather than at −10°, would provide a glide range of 10,740 km; most of the increase arises from the closer approach to orbital speed of 7.90 km/s, with the resultant reduction in needed aerodynamic lift and hence drag.1 Some of the proposals for long-range boost-glide vehicles enter the glide phase at angles from the horizontal two to four times smaller than the 10° example used here, ############################################### norm ygol dlja minimlno zatr 22.55° and at speeds considerably closer to orbital speed of 7.90 km/s (25,920 ft/s) than the example of 7 km/s used here. They are essentially “fractional orbital bombardment vehicles” with essentially infinite “range extension” ################################################################## and substantial cross-range maneuver capability. ############################### SS-19 imeet zabr. wes 4350 kg na 10 000 km ,minimalno zatr ballisticheskaja traektorija Na poljarnuju orbitu 200 km ( FOBS) zabr wes 2000 kg

milstar: major challenge to the BGV—the long duration of the heat influx into the thermal protection system ################################################################# that shields the structure and internals of the vehicle from the fiery heat of skin friction with Earth’s atmosphere. ##################################################################### BGVs of longest range start at essentially orbital speed of 7.9 km/s and thus have more kinetic energy to dissipate than do ICBM RVs. The RV, however, traverses the 8 km “scale height” of the atmosphere at an angle to the horizontal of 22°, in a few seconds, while the BGV supports itself aerodynamically for 10,000 km at near-orbital speed for 1,200 s. The heating due to lift is concentrated on the lower surface of the BGV rather than uniformly around the axis of the RV, usually resulting in a very thick layer of ablative material on the lower surface of the BGV. The function of this inner layer is simple insulation rather than ablation, and so the thermal protection The intense heating of the BGV during the whole of the glide phase provides a strong infrared signal to defensive systems equipped to detect it or to use it for an infrared homing intercept. ###################################################### A simple terminal maneuver for a ballistic missile will allow it to deny sanctuary to structures and locations shielded by a near-vertical bluff. At intermediate range this can require a 45° maneuver that with an L/D = 2.2 would (according the example following Equation G-2) result in a reduction of warhead speed to 0.6998 of the initial speed. If performed at 10 g transverse acceleration (0.098 km/s2), the maneuver could take on the order of 30 s; an alternative would be to have a high-drag RV to greatly reduce speed to, say, Mach 3 (1 km/s), so that a 45° maneuver could be accomplished in a few seconds (slowdown to turn). The simple kinematic considerations of this appendix indicate the value of the engineering design of a variable-geometry RV, and the competition between the longer-term “better” and the earlier and perhaps “good enough.” ############################################################## http://www.nap.edu/openbook.php?record_id=12061&page=215

milstar: Гиперзвуковая ракета "БраМос" должна появиться в 2017 году 15:05 27/06/2012 ЖУКОВСКИЙ (Московская область), 27 июн - РИА Новости. Перспективная гиперзвуковая ракета российско-индийского производства, которая в пять-семь раз превысит скорость звука, появится в 2017 году, сообщил в среду РИА Новости главный управляющий и генеральный директор компании "БраМос", которая занимается разработкой одноименных ракет, Шиватану Пиллай. "Я думаю, что нам необходимо около пяти лет для того, чтобы появился первый полнофункциональный прототип (перспективной гиперзвуковой ракеты), то есть разработка будет полностью завершена в течение пяти лет", - сказал он на международном форуме "Технологии в машиностроении-2012" в Подмосковье. Пиллай пояснил, что речь идет о создании всей платформы ракет нового поколения - наземного, воздушного и морского базирования. При этом как минимум около трех лет необходимо только для того, чтобы прототип ракеты этого семейства появился на свет "в металле", заявил собеседник агентства. "Мы уже провели цикл предварительных лабораторных испытаний на скорости 6,5 махов (6,5-кратное превышение скорости звука). Работаем совместно с российским Московским авиационным институтом и индийским Институтом научно-исследовательских работ", - добавил гендиректор. Он подчеркнул, что ракеты этого проекта будут поставляться только в Индию и Россию, а возможность экспорта перспективной разработки в другие страны не рассматривается. Ранее в среду Пиллай же объявил, что сверхзвуковые (не гиперзвуковые) ракеты "БраМос" поступят на вооружение Военно-воздушных сил Индии уже в 2014 году. Совместное российско-индийское предприятие BrahMos Aerospace, созданное в 1998 году индийской Организацией оборонных исследований и разработок и российским "НПО Машиностроения", названо в честь рек Индии и РФ - Брахмапутры и Москвы. http://ria.ru/defense_safety/20120627/686188660.html

milstar: Project AIR FORCE Project AIR FORCE, a division of RAND, is the Air Force federally funded research and development center (FFRDC) for studies and analysis. It provides the Air Force with independent analyses of pol- icy alternatives affecting the development, employment, combat readiness, and support of current and future aerospace forces. Research is performed in four programs: Aerospace Force Develop- ment; Manpower, Personnel, and Training; Resource Management; and Strategy and Doctrine. The study was sponsored by the Deputy Chief of Staff, Plans and Pro- grams (AF/XP). http://www.space-library.com/0203RAND_MR1209_Space-Weapons_Earth-Wars.pdf B.7. Cross Section of Classic Reentry Vehicle........... 139 B.8. Fragment of Sikhote-Alin Iron Meteoroid with Ablative Pitting ............................. 140 B.9. Time to Reentry from Circular Orbit ............. 144 B.10. Deorbit ∆v from Circular Orbit ................. 146 B.11. Total ∆v for Inserting, Circularizing, and Deorbiting a Weapon from Circular Orbit ................... 147 B.12. ∆v for Faster Deorbit at 3,340 km Ground Range..... 148 B.13. ∆v for Faster Deorbit from 32,000 km ............. 149 B.14. Reentry Angle for Faster Deorbit at 3,340-km Ground Range .................................... 150 B.15. Reentry Angle, Minimum Energy Deorbit from Circular Orbit .............................. 151 B.16. Reentry Velocity Minimum Energy Deorbit from Circular Orbit .............................. 152 B.17. Impact Velocity Minimum Energy Deorbit from Circular Orbit .............................. 153 B.18. Orbit Terminology .......................... 155 B.19. Total ∆v (km/s) 8,000-km Circular Orbit........... 156 B.20. Time of Flight to Reentry (min) from 8,000-km Circular Orbit, Minimum Energy Path ............ 157 B.21. Impact Velocity from 8,000-km Circular Orbit ...... 158 B.22. Reentry Angle from 8,000-km Circular Orbit........ 159 B.23. Time to Reentry from 8,000-km Circular Orbit ...... 160 B.24. Total Insertion and Deorbit ∆v for Minimum-Energy Deorbit from Elliptical Orbit Apogee ............. 160 .27. Total ∆v for 6-Hour Elliptical Orbit Apogee......... 163 B.28. Impact Velocity from 6-Hour Elliptical Orbit Apogee ................................... 164 B.29. Time of Flight from 6-Hour Elliptical Orbit Apogee... 165 B.30. Reentry Angle from 6-Hour Elliptical Orbit Apogee... 166 B.31. Velocities for Ballistic Trajectory from Terrestrial Base with 60° Reentry Angle ....................... 167 B.32. Time of Flight for Ballistic Trajectory from Terrestrial Base with 60° Reentry Angle.................... 168 B.33. Total ∆v (km/s) for 500-km Circular Orbit ......... 169 B.34. Time of Flight to Reentry (min) 500-km Circular Orbit, Minimum-Energy Path ....................... 170 B.35. Ballistic Trajectory from Terrestrial Base with 30° Reentry Angle—Time of Flight.................. 171 S.1. Space Weapon Comparison.................... xvii 4.1. Space Weapon Contributions to Military Functions .. 55 6.1. National Interests of Other Countries That Could Lead Them to Consider Space-Based Weapons ..... 86 A.1. Target Ballistic Missile Trajectory Parameters ...... 110 A.2. Key to Laser Cases........................... 121 A.3. Hydrogen Fluoride SBL Horizon Parameters ....... 123 B.1. Tungsten Sphere Entries from 11 km/s at 60° ....... 137 B.2. Representative Reentry Vehicle Characteristics ..... 139 B.3. Typical Circular Orbit Footprints ................ 154 B.4. Sample Elliptical Orbits....................... 166 B.5. Propulsion Requirements for Kinetic Energy Weapon .................................. 167 This work was sponsored by Lt Gen Roger DeKok, Deputy Chief of Staff for Plans and Programs, Headquarters, USAF. The authors are indebted to General DeKok and his staff. Lt Col Forrest Morgan was the responsible action officer. Early drafts of the manuscript benefited substantially from discus- sions with a number of helpful people, including Col Chuck Bauland, Col (ret) Owen “Juice” Jensen, Col (ret) Chris Waln, Col Bill Henabray, and Lt Col Douglas Anderson. The final edition owes much to critical review by Bruno Augenstein, Dean Wilkening, Burrus Carnahan, and Gen (ret) James P. McCarthy. It also owes a great deal to analysis and advice from Laura Zakaras.

milstar: The Soviets built a total of four versions of the SS-9, with the Mod 1 as the standard single warhead design. The Mod 2 of the SS-9 carried a nuclear warhead twice the size of that of the Mod 1, in hopes of destroying targeted missile silos despite low accuracy. The Mod 3 of this missile was the first design to use the depressed trajectory Fractional Orbital Bombardment System (FOBS), designed to travel across the South Pole and avoid the radar net to the North. This system placed the warhead into a decaying low orbit and allowed the warhead to approach the target from any direction. This allowed the attack to come from an unprotected direction and prevented the target from knowing exactly where and when the warhead is supposed to fall. SS-9 Country: Russian Federation Alternate Name: Scarp, R-36 Class: ICBM Basing: Silo based Length: 32.20 m Diameter: 3.00 m Launch Weight: 183890 kg Payload: Single warhead, 3,950 kg (Mod 1); 5,825 kg (Mod 2); 6,000 kg (Mod 3); 3 MRV warheads 6,000 kg (Mod 4) Warhead: Nuclear, single 5 MT (Mod 1 and 3); single 10 MT (Mod 2); MRV 2 to 3 MT (Mod 4) Propulsion: 2-stage liquid Range: 15500 km Status: Obsolete In Service: 1967-1979 http://www.missilethreat.com/missilesoftheworld/id.124/missile_detail.asp

milstar: адмирал Ф.И.Новоселов, бывший в то время начальником Управления ракетного и артиллерийского вооружения ВМФ: «Имея хороший научно-технический задел и опыт проектирования БРПЛ на ЖРД (жидкостных ракетных двигателях), в инициативном порядке КБМ совместно с Институтом вооружения ВМФ предложили новую ракету на ЖРД, что было поддержано командованием ВМФ. Однако в ходе обсуждения и подготовки проекта постановления о начале работ вновь возник вопрос - почему ВМФ поддерживает и предлагает новый ракетный комплекс с БРПЛ на ЖРД. Мы сумели доказать целесообразность такого решения, но министр обороны Д.Ф.Устинов выразил неудовольствие, о чем Главком ВМФ рассказывал мне: «Вы, Сергей Георгиевич, передайте своему ракетчику - стороннику жидкостных ракет, чтобы он перестал вместе с генеральным конструктором В. П. Макеевым впредь зани- маться БРПЛ на ЖРД, а твердо перешел на твердотопливные баллистические ракеты». Тем не менее, в такой сложной обстановке, усилиями трех выдающихся личностей: генерального конст-руктора В. П. Макеева, Главнокомандующего ВМФ С.Г.Горшкова и министра С.А.Афанасьева было под- товлено и в январе 1979 г. подписано постановление на опытно-конструкторскую разработку нового морского ракетного комплекса Д-9РМ с жидкостной межконтинентальной баллистической ракетой Р-29РМ для вооружения подводных лодок пр. 667БДРМ. Создание ракетного комплекса Д-9РМ явилось логическим продолжением работ по совершенствованию морского стратегического оружия: к тому моменту был накоплен положительный опыт разработки ракет Р-27, Р-29, Р-29Р и их модернизаций. В то же время комплекс Д-9РМ стал принципиально новой полномасштабной разработкой, обеспечившей серьезное повышение тактико-технических характеристик за счет внедрения новых, всестороннего улучшения и дальнейшего развития традиционных технических решений. Повышение боевых характеристик нового комплекса обеспечивалось за счет: - увеличения количества и мощности боевых блоков; - увеличения максимальной дальности стрельбы: - улучшения точности стрельбы; - повышения возможностей разведения блоков на индивидуальные точки прицеливания в зоне произ- вольной формы. http://www.sgan2009.ru/komplexs/kompleks/kompleks_3_1.html Комплекс Д-9РМУ, ракета Р-29 РМУ Модернизация комплекса Д-9РМ была задана постановлением правительства о принятии его на воору-жение в феврале 1986 г. В процессе модернизации были реализованы: - повышенная стойкость ракет к поражающим факторам ядерного взрыва; - возможность применения из высоких широт Арктики (до 89° с.ш.); - стрельба с малым подлетным временем; ---------------------------------------------- " Nastilnaya " ili depressed traectorija s nizkimi apogejami 200-350 km http://www.sgan2009.ru/komplexs/kompleks/kompleks_3_1.html Обеспечена стрельба из высоких широт Арктики и по настильным траекториям с малым подлетным временем.

полная версия страницы