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.

milstar: DEPRESSED TRAJECTORIES • Late detection and relatively low interception altitudes (attacker’s advantage) • RV appears without its decoys (defense advantage) • Larger dispersion of impactpoints (as compared with Minimum Energy trajectories) • RVneeds special design (aerodynamic heating problems) • Prediction of PIP less accurate (as compared with Minimum Energy trajectories) LOFTED AND DEPRESSED TRAJECTORIES For each range, there are infinite combinations of burnout velocity and burnout trajectory angle 1) Burnout velocity is known (i.e. rocket motor is given) (2) A range (less than minimum energy range) has been specified There are two trajectories leading to this range: (a) Lofted trajectory (b) Depressed trajectory

milstar: The Trident II is designed to carry either eight heavy RVs (the 475 kiloton Mk-5), for which it has a maximum range of roughly 7,400 kilometers, or up to 14 lighter RVs (the 100 kiloton Mk-4), With eight Mk-4 or four Mk-5 RVs the Trident II has a range of roughly 11,000 kilometers.13 http://www.princeton.edu/sgs/publications/sgs/pdf/3_1-2gronlund.pdf

milstar: The Role of DT SLBMs in Countering Missile Defenses http://www.princeton.edu/sgs/publications/sgs/pdf/3_1-2gronlund.pdf There are several reasons why DT SLBMs may be useful in countering missile defenses.46,* 1.First, the short flight times of DT SLBMs limit the time available for an antimissile system to intercept the incoming warheads. 2. Second, the low profile of depressed trajectories can greatly decrease the range over which a ground-based radar can observe and track the missile, also decreasing the time available for the intercept. 3. Finally, space-based defenses such as the pro- posed Brilliant Pebbles system are limited to attacking targets at altitudes above about 100 kilometers because of the rapid increase in atmospheric density below this level, which results in extreme heating of the sensors on kinetic interceptors. DTs with apogees below this altitude could therefore underfly such defensive systems;47we find that it is possible to fly a shaped trajectory with an apogee of less than 100 kilometers for ranges of roughly 2,000 kilometers or less.

milstar: The first successful depressed trajectory (DT) flight test of the DongFeng 5 using the modified Batch-02 design took place in October 1978, and the test was wholly successful. Six subsequent launches carried out between January and October 1979 were all successful. During these tests, the DongFeng 5 was successfully launched from underground silos, suggesting that the missile was near ready for operational deployment. In November 1979, the DongFeng 5 design team made breakthrough in the warhead heat shield technology. http://www.sinodefence.com/strategic/missile/df5.asp

milstar: Суперхолдинг для гиперзвука Объединение компаний для разработки гиперзвуковых технологий будет создано в ближайшее время. В этой области фактически уже сложилась кооперация между Московским институтом теплотехники (МИТ), военно-промышленной корпорацией «НПО машиностроение», Концерном ПВО «Алмаз-Антей» и корпорацией «Тактическое ракетное вооружение». Конфигурация холдинга еще обсуждается, однако известно, что он будет создан на базе ВПК «НПО машиностроение» и корпорации «Тактическое ракетное вооружение». После получения качественного прототипа планируется расширить применение гиперзвуковых технологий и в гражданской отрасли. Проект по гиперзвуку можно сравнить с проектом по созданию атомной бомбы. http://www.vpk-news.ru/articles/12699

milstar: "Барк" мог использоваться как по обычной траектории, так и по настильной. В первом случае ракета летит из акватории Баренцева моря на Камчатку за 30 минут, а во втором - за 17 минут. генеральный конструктор ГРЦ "КБ имени академика Макеева" Владимир Дегтярь

milstar: Трайдент Д-2 MK5 ,8* 475 килотонн =============== Дистанция - 1850 км ( По прямому пути расстояние между Тронхейм и Москва составляет 1 737 километров) акватории северного и норвежского морей контролируются авиацией и флотами НАТО При падении угла места с 30 ° до 0.4 ° при низкой величине апогея дальность РЛС падает в 4-10 раз 1. минимально затратная траектория скорость при окончании активного участка -6.3 км/сек угол входа -40 ° время полета -13.8 минут апогей -1340 км 2. " Настильная траектория " скорость при окончании активного участка -6.5 -5.6 км/сек,с одной боеголовкой -8.7 км/сек угол входа -5-10 ° время полета - 7.1-7.4 минуты ,с одной боеголовкой - 6 минут =================================================================== апогей - 60-90-120-150 км , с одной боеголовкой -180 км ------------------- Дистанция - 7400 км минимально затратная траектория скорость при окончании активного участка -6.3 км/сек угол входа -30 ° время полета -29.2 минуты апогей -1340 км --------- "Барк" мог использоваться как по обычной траектории, так и по настильной. В первом случае ракета летит из акватории Баренцева моря на Камчатку за 30 минут, а во втором - за 17 минут. генеральный конструктор ГРЦ "КБ имени академика Макеева" Владимир Дегтярь ------------------ «Ново-Огарёво» (Московская область) расположенная в 10 км от МКАД по Рублёво-Успенскому шоссе близ села Усово резиденция председателя правительства Владимира Путина. Доступ посторонних лиц на территорию закрыт, экскурсии не проводятся.

milstar: Настильная траектория -это МАРВ низкие величины апогея и углов входа ведут к разбросу 2-5 километров ,вместо 100 -200 метров у минимально затратной, данный разброс компенсируется маневром и соответственно требует автономного инерционального датчика на каждой боеголовке. Коррекция может осуществляться смещением центра тяжести внутри корпуса боевого блока кроме того сложно (если вообще возможно ) реализовать ложные блоки в отличии от минимальной затратой траектории более высокая плотность атмосферы будет способствовать отставанию ложных блоков

milstar: «БРАМОС» ДЛЯ ПРИМЕРА Другой перспективой стало создание совместных предприятий. И хотя на территории Африки пока таких нет, напротив стенда «Рособоронэкспорта» расположилась российско-индийская компания «БраМос», которая, по словам директора Федеральной службы по военно-техническому сотрудничеству Александра Фомина, стала настоящим прорывом в наших отношениях с иностранными государствами. И это пример ВТС России и для африканских стран. Мы не могли не побеседовать по этому поводу с представителем нашей страны в этой компании – первым заместителем генерального директора, заместителем генерального конструктора ВПК «НПО машиностроение», генеральным конструктором оперативно-тактического ракетного вооружения для ВМФ, доктором технических наук Александром Долгачевым. – Российско-индийская компания привезла на выставку Africa Aerospace and Defence 2012 три варианта своей ракеты – наземный, морской и авиационный. Но авиационного пока не существует. Скоро ли он появится? Вот что сказал нам по этому поводу Александр Долгачев: – Противокорабельная сверхзвуковая ракета «БраМос» – брендовый продукт одноименной компании. Что касается его авиационного варианта, то вследствие разного рода обстоятельств шла очень долгая подготовка к его реализации. Сейчас проект развивается достаточно быстро. Авиационная ракета уже готова, сейчас идет процесс адаптации самолета под это изделие. Ввиду того что существует большая кооперация по этому самолету, в том числе и международная, потребовалось много согласований и времени, пока все утряслось. Но сейчас все в принципе улеглось. В этом вопросе очень позитивную роль сыграл «Рособоронэкспорт», так как самолет будет модифицироваться через них. И я надеюсь, что в следующем году мы выйдем на бросковые испытания. Ракета, я повторюсь, практически готова. У нас остались только проблемы с адаптацией самолета. Сложность здесь в чем? Ракета очень большая. На самолеты такого класса такой большой груз еще никто никогда не вешал, и разработчики самолета, что понятно, проявляют осторожность. – Говорят, что конструкторы Сухого с большим скепсисом относились к этой идее. – Они практически не работали с такими весами. Здесь требуется усиление и планера самолета, и узлов подвески, и с электрическими цепями тоже… требуется усиление. Ракета на полтонны легче, но все равно – 2,5 тонны – это немало. Легче она за счет того, что там другая стартово-разгонная ступень, не требуется такого большого напряжения, как при наземном и морском старте. Сегодня я удовлетворен ходом проекта, думаю, что у нас все получится. Идет доработка самолета Су-30МКИ. За ракету отвечает российская сторона, за разработку самолета отвечают индийцы. Ракета прошла комплекс наземных испытаний, и есть необходимость провести воздушные испытания. Подробнее: http://nvo.ng.ru/armament/2012-10-26/1_africa.html

milstar: На ракетах Р-29РМ (РМУ) впервые наряду с астрокоррекцией применена радиокоррекция по навигационным спутникам Земли. Обеспечена стрельба из высоких широт Арктики и по настильным траекториям с малым подлетным временем. --------------------------------------- Трехступенчатая схема ракеты не имеет аналогов среди жидкостных боевых ракет как у нас, так и за рубежом. Ракеты обладают модернизационным потенциалом, реализация которого благоприятно сказалась на поддержании боевых свойств морских стратегических ядерных сил за счет установки более эффективных боевых нагрузок, в том числе средств противодействия противоракетной обороне, в последующие годы. Владимир Григорьевич Дегтярь - доктор технических наук, член-корреспондент РАН, академик РАРАН, генеральный директор, генеральный конструктор ОАО "ГРЦ Макеева"; Рэм Никифорович Канин - кандидат технических наук, ведущий научный сотрудник ОАО "ГРЦ Макеева". http://nvo.ng.ru/armament/2012-11-02/1_rockets.html

milstar: Шойгу: РФ увеличит число крылатых ракет в 30 раз до 2020 года 17:3505.07.2013 (обновлено: 17:41 05.07.2013)141081 "В ближайшие три года мы увеличим количество крылатых ракет от сегодняшнего в пять раз, а к 2020 году - в 30 раз", - сказал министр. РИА Новости http://ria.ru/defense_safety/20130705/947909883.html#ixzz2YBBPL1qG

milstar: Действующий Договор о СНВ не запрещает испытания и развертывание баллистических ракет класса «воздух–поверхность». В нем ракеты этого класса в ядерном оснащении определены в качестве одного из видов ядерных вооружений тяжелых бомбардировщиков. В качестве возможных носителей БР средней дальности целесообразно рассматривать самолеты, не относимые действующим Договором о СНВ к тяжелым бомбардировщикам. Одним из таких самолетов является бомбардировщик Ту-22М3. В 1990-е годы ОАО «Туполев» и ГосМКБ «Радуга» прорабатывалось использование модернизированного бомбардировщика Ту-22М3 в качестве стартовой платформы для ракеты-носителя «Скиф», предназначенной для выведения на орбиту космических аппаратов. Трехступенчатая жидкостная ракета-носитель «Скиф» должна была подвешиваться под фюзеляжем бомбардировщика. Стартовая масса ракеты составляла 17 т. Старт предусматривался на высоте 12 км при скорости полета самолета 1800 км/час. Проведенные в 70–80-х годах проработки показали возможность создания малогабаритных моноблочных МБР наземного базирования, имеющих стартовую массу 11–15 т. В середине 70-х годов в рамках НИР «Вереница» конструкторским бюро «Арсенал» им. М.В. Фрунзе разрабатывался подвижный боевой ракетный комплекс межконтинентальной дальности. Стартовая масса моноблочной твердотопливной МБР составляла 13,5 т, длина – 11,4 м, диаметр корпуса – 1,28 м. В 80-е – начале 90-х годов Московским институтом теплотехники разрабатывался подвижный грунтовый ракетный комплекс «Курьер» с малогабаритной твердотопливной моноблочной МБР. Эта ракета имела стартовую массу около 15 т, длину – 11,2 м, диаметр корпуса – 1,36 м. Была полностью выполнена наземная отработка ракеты, однако в соответствии договоренностью между лидерами СССР и США разработка МБР «Курьер» и американской малогабаритной МБР «Миджетмен» была прекращена в октябре 1991 года. Еще меньшую стартовую массу и габариты имела разрабатывавшаяся КБ «Южное» жидкостная МБР «Копье-Р» ракетного комплекса подвижного грунтового базирования. В 1985 году был выпущен эскизный проект этого комплекса. Стартовая масса ракеты «Копье-Р» составляла 10,9 т, длина – 12,9 м, а диаметр корпуса – 1,15 м. Баллистические ракеты средней дальности воздушного базирования (до 5500 км) за счет использования при старте высоты и скорости полета носителя, а также ввиду меньшей по сравнению МБР дальности полета будут иметь стартовую массу около 7–8 т. С учетом результатов проработок по комплексу «Скиф» в качестве носителя таких ракет возможно использование модернизированного бомбардировщика Ту-22М3. В соответствии с положениями заключенного в 2010 году Договора о СНВ самолет Ту-22М3 не является тяжелым бомбардировщиком. Согласно Протоколу к Договору о СНВ, «термин «тяжелый бомбардировщик» означает бомбардировщик того или иного типа, какой-либо из бомбардировщиков которого отвечает любому из следующих критериев: а) его дальность составляет более 8000 км или б) он оснащен для ядерных крылатых ракет воздушного базирования большой дальности». Бомбардировщик Ту-22М3 не отвечает ни одному из приведенных критериев. Из находящихся на вооружении России самолетов к тяжелым бомбардировщикам действующим Договором о СНВ отнесены только Ту-95МС и Ту-160. В соответствии с Протоколом к Договору о СНВ «термин «тяжелый бомбардировщик, оснащенный для ядерных вооружений» означает тяжелый бомбардировщик, оснащенный для ядерных КРВБ большой дальности, ядерных ракет класса «воздух–поверхность» или ядерных бомб». Поскольку самолет Ту-22М3 не является тяжелым бомбардировщиком, то при вооружении баллистическими ракетами класса «воздух–поверхность» он не будет считаться тяжелым бомбардировщиком, оснащенным для ядерных вооружений. При этом Договор о СНВ не накладывает ограничений на численность развернутых и неразвернутых бомбардировщиков, не являющихся тяжелыми бомбардировщиками. Зачет боезарядов договором предусмотрен только за развернутыми тяжелыми бомбардировщиками. Таким образом, бомбардировщики Ту-22М3 и боеголовки размещенных на них БР не будут засчитываться в суммарные количества боезарядов, а также развернутых и неразвернутых носителей, ограничиваемых Договором о СНВ. Другим возможным носителем БР средней дальности может стать самолет МиГ-31. В 80-е годы на базе этого истребителя разрабатывался противоспутниковый авиационный ракетный комплекс «Контакт». В состав комплекса входили самолет-носитель МиГ-31Д (разработчик ОКБ им. Микояна) и ракета 79М6 «Контакт» (разработчик ОКБ «Факел»). К началу 90-х годов были завершены летно-конструкторские испытания самолета-носителя. Ввиду прекращения финансирования работы по комплексу были прекращены. В 90-е годы ОКБ имени Микояна и ОКБ «Вымпел» на базе истребителя МиГ-31 разрабатывали систему выведения космических аппаратов с ракетой РН-С. В то же время группой ученых Московского авиационного института при поддержке специалистов ОКБ имени Микояна рассматривался вариант использования самолета-носителя МиГ-31 для воздушного запуска ракеты «Микрон». Ракета, имевшая стартовую массу 7 т, длину 7,25 м, ширину с рулями 3,7 м., должна была выводить на орбиты высотой 250–300 км полезные нагрузки массой 150–200 кг. С 2005 по 2007 год на базе истребителя МиГ-31Д разрабатывался авиационно-ракетный комплекс «Ишим», предназначенный для выведения полезных нагрузок в космос. Головным разработчиком самолета-носителя была РСК «МиГ», а ракеты – Московский институт теплотехники. На самолете-носителе МиГ-31И должна была размещаться трехступенчатая ракета, имевшая стартовую массу 10,3 т, длину 10,76 м и диаметр корпуса 1,34 м. Запуск ракеты предусматривался с высоты 15–18 км при скорости полета самолета-носителя 2120–2230 км/час. С учетом проработок по комплексу «Ишим» возможно использование модернизированного самолета МиГ-31 в качестве носителя БР средней дальности со стартовой массой до 10 т. Ракетный комплекс с БР средней дальности будет обладать высоким уровнем выживаемости ввиду большой скорости ухода самолета от аэродрома при получении сигнала предупреждения о ракетном нападении. Истребитель МиГ-31, оснащенный БР средней дальности, не будет отвечать ни одному из критериев тяжелого бомбардировщика, и соответственно на этот самолет и размещенные на нем БР и их боеголовки не будут распространяться количественные ограничения действующего Договора о СНВ. http://nvo.ng.ru/armament/2013-09-13/8_rockets.html

milstar: доктрина Дуэ оказывается очень гибкой. ---------------------------------------- «...Цели меняются в зависимости от того, желают ли завоевать господство в воздухе или же отрезать сухопутную армию и морской флот противника от их баз, или посеять ужас в неприятельской стране, чтобы сломить ее моральное сопротивление, или, наконец, желают действовать против руководящих органов неприятельской страны, и т. д. Выбор одной цели преимущественно перед другой{79} зависит от целого ряда соображений военного, политического, социального и психологического характера, которые [80] {80}, в свою очередь, обусловливаются обстановкой данного момента и которые нужно исследовать в связи с ней» (1921 г.){81}. Выбор объектов (целей) является самой трудной частью ведения воздушной войны. При этом надо избегать жесткого шаблона и стремиться к тому, что Дуэ называет «гибкостью» в выборе объектов. Как правило, воздушные силы должны задаваться целью завоевания господства в воздухе. Однако, выбирать «a priori» для нападения воздушные базы может оказаться напрасным трудом, если противник сумел увеличить число этих баз или надежно защитить их. Самыми первыми объектами воздушной армии должны быть неподвижные и постоянные объекты, обслуживающие воздушные силы противника: самолетостроительные заводы, крупные склады имущества и т. п. «Но даже вначале воздушная война не сможет ограничиться простой и изолированной борьбой между воздушными силами: она немедленно перерастет во взаимное нападение на все материальные и моральные силы сопротивления воюющих стран. При прочих равных условиях преимущество будет на стороне той страны, жизненные центры которой более разбросаны и находятся дальше от границы. Чтобы компенсировать это неравенство, противник должен будет обладать более мощными воздушными силами» (май 1928 г.). ---------- 1. Использование всех возможных траекторий каждой ракетой стратегических ядерных сил за счет резерва забрасываемой массы 40% Выбор параметров траектории перед пуском 2.Увеличение числа носителей 3.Маневрирующиe боеголовки МАРВ

milstar: Ракеты Синева , Ярс,Тополь ,Воевода ,УР-100Н УТТХ,Сармат задать следующие траектории полета боевых блоков 1.Минимально затратная 2.Настильная - 25 % величины апогея и 60 % времени полета от минимальной затратой 1850 км - 7 минут 3000 км -12 минут 8000 км -17 минут 3. Затухающая синусоида с рикошетом от плотных слоев атмосферы 4. FOBS угол траектории входа в плотные слои атмосферы у настильной и FOBS траектории в несколько раз меньше ,чем у минимально затратной Точность без коррекции соответственно в несколько раз хуже,чем 90 метров для минимальной затратой на 10 000 км. Основная причина - угол входа в атмосферу ---------------------------------------------- а не гармоники Земли 2-4 соответственно МАРВ ---------------------------- МАРВ ПРО маневр и коррекция есть публикации pdf на русском в русском поисковике БАЛЛИСТИЧЕСКИЕ РАКЕТЫ МОРСКОГО БАЗИРОВАНИЯ С НАСТИЛЬНЫМИ ТРАЕКТОРИЯМИ: ТЕХНИЧЕСКАЯ ОUЕНКА И ВОЗМОЖНОСТИ КОНТРОЛЯ Лизбет Грон.луно и ДэВид Райт http://scienceandglobalsecurity.org/ru/archive/sgsr03gronlund.pdf

milstar: «...Цели меняются в зависимости от того, желают ли завоевать господство в воздухе или же отрезать сухопутную армию и морской флот противника от их баз, или посеять ужас в неприятельской стране, чтобы сломить ее моральное сопротивление, или, наконец, желают действовать против руководящих органов неприятельской страны, и т. д. Выбор одной цели преимущественно перед другой{79} зависит от целого ряда соображений военного, политического, социального и психологического характера, которые [80] {80}, в свою очередь, обусловливаются обстановкой данного момента и которые нужно исследовать в связи с ней» (1921 г.){81}. Дуэ Выбор объектов (целей) является самой трудной частью ведения воздушной войны. Самыми первыми объектами воздушной армии должны быть неподвижные и постоянные объекты 1. Командно-штабные пункты политического и военного руководства a. Углубленные бункеры( NORAD,правительства Германии на глубине 100 метров&) - может быть атакован боевым блоком термоядерным пенетратором 0,5 -10 мегатонн массой 0.5 -4 тонны , в качестве носителя МБР , ПАК-ДА,Ту-160,Ту-22М3,МИГ-31 Ишим b .Наземные -здания Министерства обороны США & достаточно боевого блока 30-40 килограмм с боезарядом мощностью 1 килотонна на принципах линейной имплозии Pu-239 весом 15-17 килограмм и автономной инерциональной системы наведения c. Мобильные - Командно-штабные пункты на авианосце ,крейсере ,самолете достаточно боевого блока 40-50 килограмм с боезарядом мощностью 1 килотонна на принципах линейной имплозии Pu-239 весом 15-17 килограмм , 140/152 * 500/600 миллиметров РГСН весом 25-35 килограмм с диаметром апертуры 300 миллиметров 2 гелий твт лампы со средней мощностью по 500 ватт «Но даже вначале воздушная война не сможет ограничиться простой и изолированной борьбой между воздушными силами: она немедленно перерастет во взаимное нападение на все материальные и моральные силы сопротивления воюющих стран. При прочих равных условиях преимущество будет на стороне той страны, жизненные центры которой более разбросаны и находятся дальше от границы. Чтобы компенсировать это неравенство, противник должен будет обладать более мощными воздушными силами» (май 1928 г.). доктрина Дуэ оказывается очень гибкой. ---------- 2. Использование всех возможных траекторий каждой ракетой стратегических ядерных сил за счет резерва забрасываемой массы 100% ---------------------------------------- a.Минимально-затратная b.Настильная -25 % Апогея и 60 % времени полета от минимально-затратной c.Затухающая синусоида с расчетом от плотных слоев атмосферы , d.частично-орбитального бомбометания e.Развертывание в Космосe орбитальной группировки на 24 круговых орбитах высотой по 550-600 км с 32 боевыми блоками мощностью 100 килотонн на каждой Время боевого дежурства 25-30 лет Боевой блок из боезаряда мощностью 100 килотонн , массой 100 кг , инерциального датчика ,системы связи -50 кг , Для форсированного схода с орбит 550-600 км боевого блока массой 150 кг за 240 секунд - запас топлива 300 килограмм.Общий вес - 450 кг за 120 секунд - запас топлива 600 килограмм.Общий вес - 750 кг Один Протон за 50 млн $ может вывести на данные орбиты 15 -30 подобных боевых блоков с запасом топлива

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 ######################################################################## Планирующие боевые блоки - Ярс ,Авангард ... есть соотв в Китае и Индии Баллистические коэффициенты -10 000 -20 000 1.Для противоракетного маневра (рикошет от плотных слоев атмосферы ) используются аэродинамические плоскости и смещение центра тяжести внутри боевого блока 2. Для коррекции по точности -небольшие двигатели Начальная скорость планирования 6.5 километров в секунду Дальность 7900 километров Один из вариантов Затухающая синусоида с пиками 1. 50 км на дальности 500 км - 2. 180 км на 2000 км 3. 50 км на 3450 км 4. 120 км на 4100 км 5. 45 км на 5000 км 6. 90 км на 5500 км 7. 45 км на 6000 км 8. 75 км на 6250 км 9. 40 км на 6500 км 10. 65 км на 7000 км 11. .. и далее до 7900 км Все примерно за 2200 секунд или 37 минут , гораздо дольше чем минимально затратная баллистическая траектория - 29 минут настильная баллистическая траектория - 17 минут ########################################################################

milstar: Ракета перехватчик должна иметь ускорение в 3 раза больше , чем маневрирующий боевой блок Пример маневрирующий боевой блок -50 G ,Перехватчик -150 G Это 53T6 У SM-2 Block IV ,SM-3,SM-6 столько нет ... ---- Нет ничего платоновского - у каждой траектории свои плюсы и минусы При резерве забрасываемой массы 50-100% и оснащение управляемым боевым блоком траекторию можно выбрать перед пуском 1. орбитального бомбометами -20 000 km 2. настильную - с 60 % времени полета и 25% апогея от минимально затратной 1850 km -7 минут ,3000 km -12 минут , 8000 km -17 минут 3.BGS - Планирующие боевые блоки 8000 km -37 минут

milstar: (1) Recently used for testing. This is the oldest of the TPY-2s. (2) FBX – Northern Japan (3) FBX — Israel (4) FBX — Turkey (5) THAAD battery – now at Guam (6) THAAD battery – now at Fort Bliss, TX (7) FBX – Qatar (8) THAAD battery #3 (in training) – Fort Bliss (9) (~mid-2014) THAAD battery #4 (10) (~mid-2014) THAAD battery #5 (11) (~late-2015) THAAD battery #6 http://mostlymissiledefense.com/2013/08/08/update-on-tpy-2-radars-august-8-2013/ http://mostlymissiledefense.com/2012/09/20/ballistic-missile-defense-radars-proposed-for-midcourse-discrimination-by-national-academy-of-sciences-report-are-far-too-small-september-20-2012/

milstar: Эффективная площадь рассеяния в диапазоне Х конический боевой блок = 0.01 квадр .метра THAAD Средняя(1) мощность = 81 киловатт 25344*3.2 ватта коэффициент усиления антенны = 103 000 = 41 db Шумовая температура = 400° K эффективность апертуры антенны = 0.8 площадь антенны = 9.2 m^2 длина импульса = 1 миллисекунда коэффициент заполнения =0.2 PRF = 200 Сигнал/шум обнаружение = 20 Сигнал/шум дискриминация = 100 дальность обнаружение = 870 километров дальность дискриминация =580 километров ####### Сдвоенная THAAD 18.4 m^2,162 киловатт дальность обнаружение = 1460 километров дальность дискриминация =970 километров http://mostlymissiledefense.com/2012/09/21/ballistic-missile-defense-radar-range-calculations-for-the-antpy-2-x-band-and-nas-proposed-gbx-radars-september-21-2012/

milstar: Данные по THAAD для углов элевации 30 ° и более ,При углах элевации ниже 10° дальность падает в 4-5 раз . Атака в группе , подрыв ядерного блока , заход на цель на фоне вспышки остальными резко повышает шумовую температуру радара

milstar: доктрина Дуэ оказывается очень гибкой. ---------------------------------------- «...Цели меняются в зависимости от того, желают ли завоевать господство в воздухе или же отрезать сухопутную армию и морской флот противника от их баз, или посеять ужас в неприятельской стране, чтобы сломить ее моральное сопротивление, или, наконец, желают действовать против руководящих органов неприятельской страны, и т. д. Выбор одной цели преимущественно перед другой{79} зависит от целого ряда соображений военного, политического, социального и психологического характера, которые [80] {80}, в свою очередь, обусловливаются обстановкой данного момента и которые нужно исследовать в связи с ней» (1921 г.){81}. Выбор объектов (целей) является самой трудной частью ведения воздушной войны. При этом надо избегать жесткого шаблона и стремиться к тому, что Дуэ называет «гибкостью» в выборе объектов. Как правило, воздушные силы должны задаваться целью завоевания господства в воздухе. Однако, выбирать «a priori» для нападения воздушные базы может оказаться напрасным трудом, если противник сумел увеличить число этих баз или надежно защитить их. Самыми первыми объектами воздушной армии должны быть неподвижные и постоянные объекты, обслуживающие воздушные силы противника: самолетостроительные заводы, крупные склады имущества и т. п. «Но даже вначале воздушная война не сможет ограничиться простой и изолированной борьбой между воздушными силами: она немедленно перерастет во взаимное нападение на все материальные и моральные силы сопротивления воюющих стран. При прочих равных условиях преимущество будет на стороне той страны, жизненные центры которой более разбросаны и находятся дальше от границы. Чтобы компенсировать это неравенство, противник должен будет обладать более мощными воздушными силами» (май 1928 г.). ---------- 1. Использование всех возможных траекторий каждой ракетой стратегических ядерных сил за счет резерва забрасываемой массы 40% Выбор параметров траектории перед пуском 2.Увеличение числа носителей 3.Управляемые боевые блоки

milstar: http://i-korotchenko.livejournal.com/1124432.html конструкторской документации изделие именуется "Скоростной маневрирующий боевой блок". Состав: приборный, агрегатный и боевой отсеки; аэродинамические щитки. Разработка предназначена для оснащения ракетных комплексов стратегического назначения наземного и морского базирования и поражения стратегических объектов противника в условиях противодействия эшелонированной системы противоракетной обороны.

milstar: http://nvo.ng.ru/gpolit/2017-11-03/1_972_potencial.html Подобные блоки, разрабатываемые в США, как пишут СМИ, смогут «за 30–35 минут с момента пуска поражать цель боевыми частями в обычном (неядерном) снаряжении на дальности до 6 тыс. км. При этом ожидается, что отклонение от цели не превысит 10 м». Какие характеристики заложены для разрабатываемых российских ГБ, неизвестно, но, надо полагать, они будут аналогичными. «НВО» уже писало о том, что исследования в рамках гиперзвукового проекта идут под шифром «4202». На днях появилась информация, что «проверки изделия «4202» будут проводиться параллельно с летно-конструкторскими испытаниями перспективной межконтинентальной баллистической ракеты РС-28 «Сармат».

milstar: Ракета «Курьер» получалась уникально компактной. Ее длина не превышала 11,2 м, а максимальный диаметр корпуса равнялся 1,36 м. На ранних стадиях проекта предполагалось «уложиться» в стартовый вес на уровне 15 т, однако в дальнейшем его пришлось увеличить до 17 т. Забрасываемый вес – около 500 кг. Ракета 15Ж59 должна была нести моноблочную головную часть с ядерным боезарядом мощностью не более 150 кт. https://topwar.ru/68819-proekt-podvizhnogo-gruntovogo-raketnogo-kompleksa-kurer.html

milstar: Маневренность Aster 30 > 50 G http://pvo.guns.ru/other/france/aster/index.htm

milstar: Москва пообещала в ответ на выход США из Договора о ликвидации ракет средней и меньшей дальности (ДРСМД) существенно нарастить, а также подвижные грунтовые ракетные комплексы стратегического назначения семейств «Тополь» и «Ярс», места базирования МиГ-31 с ракетами «Кинжал» и пусковые установки и средства доставки других новых систем оружия, о которых было заявлено президентом РФ Владимиром Путиным во время его знаменитого Послания Федеральному Собранию. http://nvo.ng.ru/armament/2018-11-22/100_181122_usa.html В ходе испытания планирующий БГЗЛА, выведенный на траекторию полета к цели с помощью неназванной ракеты, преодолел около 3,7 тыс. км от Гавайев до Маршалловых островов, чем, как утверждается, подтвердил расчетные данные. Следует отметить, что пуск ракеты с БГЗЛА выполнялся с наземной стартовой позиции, что подтверждает возможность размещения данной гиперзвуковой системы оружия на стационарных, а, возможно, и мобильных пусковых установках сухопутного базирования. Испытание, обошедшееся Пентагону в 160 млн долл., было признано «полностью успешным». Об этом заявил предыдущий глава Управления стратегических систем вице-адмирал Терри Бенедикт. Второе летное испытание, согласно бюджетному запросу Пентагона на 2019 финансовый год, планируется провести до конца 2020 года. В том же запросе указано и о том, что начиная с 2020 финансового года «руководство и финансирование программы «Неядерный быстрый глобальный удар» переходит к Военно-морским силам». При этом бюджет программы на 2019-2022 финансовые годы составит 1,9 млрд долл., что более чем в два раза выше, чем было запланировано на следующий пятилетний период в бюджете текущего года.

полная версия страницы