Форум » Дискуссии » ballistika » Ответить
ballistika
milstar: http://www.ucsusa.org/assets/documents/nwgs/section_6.pdf To maneuver, a satellite in orbit must use rocket engines (thrusters) to change the magnitude or direction of its velocity. Because the orbital speed of satellites is so large, the velocity changes required for maneuvering may also be large, requiring the thrusters to use large amounts of propellant. How much and how quickly a satellite can maneuver depends on the amount and type of propellant it carries. There are practical limits to the amount of propellant a satellite can carry since it increases the total mass that must be launched into orbit. These constraints on maneuvering in space have important consequences for satellite operations. This section discusses the different types of satellite maneuvers and the changes in satellite velocity required for each. Section 7 outlines the amount of propellant required for these maneuvers. Three basic maneuvers are used to change orbits: (1) changing the shape or size of an orbit within the orbital plane; (2) changing the orbital plane by changing the inclination of the orbit; and (3) changing the orbital plane by rotating the plane around the Earth’s axis at constant inclination. (Recall that all satellite orbits lie in a plane that passes through the center of the Earth.) We discuss each of these in more detail below, as well as several common orbital changes that use these basic maneuvers. Maneuvers within the orbital plane allow the user to change the altitude of a satellite in a circular orbit, change the shape of the orbit, change the orbital period, change the relative location of two satellites in the same orbit, and de-orbit a satellite to allow it to return to Earth. A velocity change is typically referred to as delta-V, or DV, since the term “delta” is commonly used in technical discussions to indicate a change in some quantity. In addition, as Section 7 shows, generating a velocity change of 2 km/s ################################################ with conventional propulsion technologies would require a satellite to carry its own mass in propellant—thus doubling the mass of the satellite. ############################################# Table 6.1. This table shows the change in satellite velocity (DV) required for various types of maneuvers and activities in space, where Dq is the change in inclination. Type of Satellite Maneuver Required DV (km/s) Changing orbital altitude within LEO (from 400 to 1,000 km) 0.3 Stationkeeping in GEO over 10 years 0.5–1 De-orbiting from LEO to Earth 0.5–2 Changing inclination of orbital plane in GEO by Dq = 30° 2 by Dq = 90° 4 Changing orbital altitude from LEO to GEO (from 400 to 36,000 km) 4 Changing inclination of orbital plane in LEO by Dq = 30° 4 by Dq = 90° 11 These numbers are calculated in the Appendix to Section 6. (LEO = low earth orbit, GEO = geosynchronous orbit)
milstar: Chinese sources go into detail about various methods of maneuvering during a ballistic missile’s midcourse phase.13 Maneuvering increases the missile’s terminal target-seeking coverage so as to hit a moving target at sea. However, the impact of U.S. missile defenses—primarily the sea-based Aegis system equipped with SM-3, Terminal High-Altitude Area Defense (THAAD), and the Kinetic Energy Interceptor—on the missile’s survivability is also discussed.14 A number of measures are suggested to defeat them. Altering the missile’s fl ight path by employing a wavelike trajectory rather than a traditional parabolic fl ight path is http://www.chinasecurity.us/pdfs/others/Hagt&Durnin.pdf
milstar: http://www.tarusa.ru/~alik1/sgs/VOLUME15/NUMBER1/v15n1p1.pdf
milstar: The challenge of entering, or reentering, the Earth’s atmosphere is not new. For years, NASA has successfully designed vessels that have endured the harsh process of reentry. However, in most cases, this is made possible only through the act of over-engineering; designing to withstand conditions far beyond what is expect to be encountered and moving on to concentrate on other objectives. http://spacegrant.colorado.edu/symposium/papers/CUSRS11_16%20Reentry%20Experiment%20SAT_X.pdf Sfera massoj 1 kg i 0.007 kw.metra swobodno padaet s wisoti 120 km ############################################## na wisote 100 km skorost - 600 metr/sec na wisote 40 km skorost maximalna - 1200 metr/sec na wisote 20 km skorost padaet do -400 metr/sec pri wstreche s Zemlej padaet do menee 100 metr/sec
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: 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: Every pilot has first in mind the glide range from altitude, which by the same token (equating the loss of potential and kinetic energy to the drag times the distance) is exactly L/D multiplied by (H + (MV2/2g)). 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. For the private pilot, the kinetic energy term is not large, since small aircraft may travel at 0.3 Mach, so that the equivalent height is only about 0.5 km, and glide range comes mostly from altitude. 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. Consider the use of glide for range extension of the maximum-range (“minimum energy”) ballistic trajectory. A pure ballistic trajectory to intercontinental range has the reentry vehicle (RV) reentering the atmosphere near the target at a grazing angle typically on the order of −22° and slowing abruptly in the atmosphere according to the M/CdA of the RV, with M the RV mass, Cd the drag coefficient, and A the base area of the RV. 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. Successful implementation of boost-glide technology could yield additional benefits for the prompt global strike mission by means of the ability to maneuver and thus to aid in avoiding undesired overflight of various countries. 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—in 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. http://www.nap.edu/openbook.php?record_id=12061&page=207
milstar: table 9.2 dlja betta 10000 kg/kw.metr i nosa 25 mm (radiusa ?) skorost kasanija s zemlej 10000 km - 1916 metr/sec 8000 km -2211 metr/sec 6000 km -2347 metr /sec = M6.9 4000 km - 2273 metr/sec 9.3. skorost dlaj 6000 km dalnosti w zawisimosti ot ballisticheskogo koef . beta 20000 -11.2 M 3818 metr/sec 10000 -6.9 M 2347 metr/sek 5000 - 2.7 926 metr /sek 9.4 wremja reentry wisota 120 km do kasaniya Zemli 2000 km -55.8 sek 4000 km - 43.5 sek 6000 km -42 sek 8000 km -44.6 sek 10000 km -50.7 sek 12000 km -62.3 sek скорость касания с землей для баллистического коэффициента 10000 кг/ кв.метр и радиуса носа 25 миллиметров дальность / скорость касания с землей 10000 km - 1916 метр/сек 8000 km -2211 метр/сек 10000 -6.9 M 2347 metr/sek 5000 - 2.7 926 metr /sek 9.4 wremja reentry wisota 120 km do kasaniya Zemli 2000 km -55.8 sek 4000 km - 43.5 sek 6000 km -42 sek 8000 km -44.6 sek 10000 km -50.7 sek 12000 km -62.3 sek ####### скорость касания с землей для баллистического коэффициента 10000 кг/ кв.метр и радиуса носа 25 миллиметров дальность / скорость касания с землей 10000 km - 1916 метр/сек 8000 km -2211 метр/сек 6000 km -2347 метр/сек = M6.9 4000 km - 2273 метр/сек скорость касания с землей для для дальности 6000 км в зависимости от баллистического коэффициента beta 20000 -11.2 M 3818 метр/сек 10000 -6.9 M 2347 метр/сек 5000 - 2.7 M 926 метр/сек время полета с высоты 120 км до касания с землей 2000 km -55.8 секунд 4000 km - 43.5 секунд 6000 km -42 секунд 8000 km -44.6 секунд 10000 km -50.7 секунд 12000 km -62.3 секунд
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: Герберт Ефремов: в США не создано ни одного гиперзвукового аппарата 17.01.2017 Известия.ru 5965 12 Разделы: Ракетные комплексы и артиллерия, Состояние и перспективы ОПК, Новые разработки 0 Понравилась новость? +16 Герберт Ефремов Герберт Ефремов Источник: ТАСС/Антон Луканин Создание и разработка боевых гиперзвуковых летательных аппаратов - это один из самых больших секретов не только в России, но и в США, Китае и других странах мира. Сведения о них относятся к категории "совершенно секретно" — top secret. В интервью "Известиям" легендарный конструктор ракетной и космической техники Герберт Ефремов, посвятивший более 30 лет созданию гиперзвуковой техники, рассказал, что такое гиперзвуковые аппараты и с какими сложностями приходится сталкиваться при их разработке. — Герберт Александрович, сейчас много говорят о создании гиперзвуковых летательных аппаратов, но большая часть информации о них закрыта для широкой общественности... — Начнем с того, что изделия, развивающие гиперзвуковую скорость, созданы уже давно. К примеру, это обычные головки межконтинентальных баллистических ракет. Входя в атмосферу Земли, они развивают гиперзвуковую скорость. Но они неуправляемые и летят по определенной траектории. И их перехваты средствами противоракетной обороны (ПРО) продемонстрированы не раз. Еще как пример я приведу нашу стратегическую крылатую ракету "Метеорит", которая когда-то летела с сумасшедшей скоростью 3 Маха — около 1000 м/с. Буквально на грани гиперзвука (гиперзвуковые скорости начинаются с 4,5 Маха. — "Известия"). Но главная задача современных гиперзвуковых летательных аппаратов (ГЗЛА) не просто быстро прилететь куда-то, а выполнить боевую задачу с высокой эффективностью в условиях сильного противодействия противника. Например, у американцев одних эсминцев типа "Арли Берк" с противоракетами 65 штук в море. А еще есть 22 противоракетных крейсера типа "Тикондерога", 11 авианосцев — на каждом из которых базируется до сотни летательных аппаратов, способных создать практически непробиваемую систему противоракетной обороны. — Вы хотите сказать, что скорость сама по себе ничего не решает? — Грубо говоря, гиперзвуковая скорость — это 2 км/с. Чтобы преодолеть 30 км, надо лететь 15 секунд. На конечном же участке траектории, когда гиперзвуковой летательный аппарат приближается к объекту поражения, обязательно будут развернуты средства противоракетной и противовоздушной обороны противника, которые ГЗЛА обнаружат. А чтобы изготовиться современным системам ПВО и ПРО, если они развернуты на позициях, требуются считанные секунды. Поэтому для эффективного боевого применения ГЗЛА одной скоростью не обойдешься никак, если ты не обеспечил радиоэлектронную незаметность и непоражаемость для систем ПВО/ПРО на конечном участке полета. Здесь будет играть роль и скорость, и возможности радиотехнической защиты аппарата собственными станциями радиотехнических помех. Всё в комплексе. — Вы говорите, что должна быть не только скорость — изделие должно быть управляемым, чтобы достигнуть цели. Расскажите о возможности управления аппаратом в гиперзвуковом потоке. — Все гиперзвуковые аппараты летят в плазме. И боевые ядерные головки летят в плазме, и всё, что вышло за скорости 4 Маха, тем более 6. Вокруг образуется ионизированное облако, а не просто поток с завихрениями: молекулы разбиты еще на заряженные частицы. Ионизация влияет на связь, на прохождение радиоволн. Нужно, чтобы системы управления и навигации ГЗЛА на этих скоростях полета пробивали эту плазму. На "Метеорите" мы должны были обязательно видеть земную поверхность радиолокатором. Навигацию обеспечивали сравнением локационных картинок с борта ракеты с заложенным в систему видеоэталоном. Иначе было невозможно. "Калибры" и прочие крылатые ракеты могут летать так: радиовысотомером сделал разведку рельефа местности — тут горка, тут река, тут долина. Но это возможно, когда летишь на высоте сотни метров. А когда поднимаешься на высоту 25 км, там никаких пригорков радиовысотомером не различишь. Поэтому мы находили на местности определенные участки, сравнивали с тем, что записано в видеоэталоне, и определяли смещение ракеты влево или вправо, вперед, назад и на сколько. — Во многих учебниках для "чайников" гиперзвуковой полет в атмосфере сравнивается со скольжением по наждачной бумаге из-за очень высокого сопротивления. Насколько верно такое утверждение? — Немного неточно. На гиперзвуке начинаются всякие турбулентные обтекания, завихрения и тряска аппарата. Меняются режимы теплонапряженности в зависимости от того, ламинарный (гладкий) поток на поверхности или со срывами. Трудностей очень много. Например, резко нарастает тепловая нагрузка. Если ты летишь со скоростью 3 Маха, у тебя нагрев обшивки ГЗЛА где-то 150 градусов в атмосфере в зависимости от высоты. Чем выше высота полета, тем меньше нагрев. Но при этом если ты летишь со скоростью в два раза выше, нагрев будет гораздо больший. Поэтому нужно применять новые материалы. — А что можно привести в качестве примера таких материалов? — Различные углеродные материалы. На ядерных боеголовках, которые стоят на межконтинентальных "сотках" (баллистические ракеты УР-100 разработки НПО машиностроения), применяются даже стеклопластики. При гиперзвуке температура — многие тысячи градусов. А сталь держит всего 1200 градусов Цельсия. Это же крохи. Гиперзвуковые температуры уносят так называемый "жертвенный слой" (слой покрытия, который расходуется во время полета летательного аппарата. — "Известия"). Поэтому оболочка ядерных боеголовок рассчитана так, что большая ее часть будет "съедена" гиперзвуком, а внутренняя начинка сохранится. Но у ГЗЛА не может быть "жертвенного слоя". Если ты летишь на управляемом изделии, то должен сохранить аэродинамическую форму. Нельзя "затуплять" изделие, чтобы у него обгорали носок и кромки крыльев, и т.д. Это, кстати, было сделано на американских "Шаттлах", и на нашем "Буране". Там в качестве теплозащиты использовались графитовые материалы. — Правильно ли пишут в научно-популярной литературе, что именно у гиперзвукового атмосферного аппарата конструкция должна быть как единое монолитное твердое тело? — Не обязательно. Они могут состоять из отсеков и разных элементов. — То есть возможна классическая схема строения ракеты? — Конечно. Подбирай материалы, заказывай новые разработки, если надо, проверяй, отрабатывай на стендах, в полете, поправляй, если что-то получилось не так. Это еще и нужно уметь замерить сотнями телеметрических датчиков невероятной сложности. — Какой двигатель лучше — твердотопливный или жидкостный для гиперзвукового аппарата? — Твердотопливный здесь вообще не годится, потому что он может разогнать, но лететь долго с ним невозможно. Такие двигатели у баллистических ракет типа "Булава", "Тополь". В случае с ГЗЛА это неприемлемо. На нашей ракете "Яхонт" (противокорабельная крылатая ракета, входит в состав комплекса "Бастион". — "Известия") твердотопливный только стартовый ускоритель. Дальше она летит на жидкостном прямоточном воздушно-реактивном двигателе. Есть попытки сделать прямоточный двигатель с внутренним содержанием твердого топлива, которое размазано по камере сгорания. Но его тоже не хватит на большие дальности. Для жидкого топлива можно сделать бак меньше, любой формы. Один из "Метеоритов" летал с баками в крыльях. Он был испытан, потому что мы должны были добиться дальности 4-4,5 тыс. км. И летел он на воздушно-реактивном двигателе, работавшем на жидком топливе. — А в чем отличие воздушно-реактивного двигателя от жидкостного реактивного двигателя? — Жидкостный реактивный двигатель содержит окислитель и горючее в разных баках, которые смешиваются в камере сгорания. Воздушно-реактивный двигатель питается одним горючим: керосином, децилином или бицилином. Окислитель — набегающий кислород воздуха. Бицилин (топливо, получаемое из вакуумного газойля с применением гидрогенизационных процессов. — "Известия") как раз и был разработан по нашему заказу для "Метеорита". Это жидкое горючее имеет очень большую плотность, позволяющую делать бак меньшего объема. — Известны фотографии гиперзвуковых летательных аппаратов именно с реактивным двигателем. Они все имеют интересную форму: не обтекаемую, а достаточно угловатую и квадратную. Почему? — Вы, наверное, говорите о Х-90, или, как ее называют на Западе, AS-X-21 Koala (первый советский экпериментальный ГЗЛА. — "Известия"). Ну да, это неуклюжий медведь. Впереди стоят так называемые "доски", "клинья" (элементы конструкции с острыми углами, выступами. — "Известия"). Всё для того, чтобы поток воздуха, попадающий в двигатель, сделать приемлемым для сгорания и нормального горения топлива. Для этого мы создаем так называемые скачки уплотнения (резкое повышение давления, плотности, температуры газа и уменьшение его скорости при встрече сверхзвукового потока с каким-либо препятствием. — "Известия"). Скачки образуются как раз на "досках" и "клиньях" — тех элементах конструкции, которые гасят скорость воздуха. По пути к двигателю может быть второй скачок уплотнения, третий. Весь нюанс в том, что в камеру сгорания воздух не должен заходить с той же скоростью, с которой летит ГЗЛА. Ее надо обязательно снизить. И очень даже сильно. Желательно до дозвуковых значений, для которых всё отработано, проверено и испытано. Но это именно та задача, которую создатели ГЗЛА пытаются решить и не решили за 65 лет. Как только ты заскакиваешь за 4,5 Маха, в таком скоростном движении в двигатели очень быстро проскакивают воздушные частицы. А ты должен "свести" друг с другом распыленное топливо и окислитель — атмосферный кислород. Это взаимодействие должно быть с высокой полнотой сгорания топлива. Взаимодействие не должно срываться какими-то колебаниями, лишним дуновением внутри. Как это сделать, не придумал еще никто. — А возможно ли создать ГЗЛА для гражданских нужд, для перевозки пассажиров и грузов? — Возможно. На одном из парижских авиасалонов был показан самолет, разработанный французами совместно с англичанами. Турбореактивный двигатель поднимает его на высоту, а затем машина разгоняется примерно до 2 Махов. Затем открываются прямоточные воздушно-реактивные двигатели, которые выводят самолет на скорость 3,5 или 4 Маха. И дальше он летит на высоте километров 30 куда-нибудь из Нью-Йорка в Японию. Перед посадкой включается обратный режим: машина снижается, переходит на ТРД, как обычный самолет, входит в атмосферу и садится. В качестве топлива рассматривается водород, как наиболее калорийное вещество. — В настоящее время наиболее активно разработку гиперзвуковых летательных аппаратов ведут Россия и США. Можете ли вы оценить успехи наших оппонентов? — Что касается оценок, могу сказать — пусть ребята работают. За 65 лет ничего у них толком так и не сделано. На скоростях от 4,5 до 6 Махов нет ни одного реально сделанного ГЗЛА. Алексей Рамм, Дмитрий Литовкин
milstar: Траектория полета управляемой баллистической ракеты состоит из активного участка ОК и пассивного участка КC (см. рис. 3.1). Пассивный участок в свою очередь состоит из участка свободного полета КF и конечного или атмосферного участка FC. Движение полезного груза на участке свободного полета совершается под действием только силы притяжения Земли, поскольку на высотах, превышающих 80...100 км, атмосфера практически отсутствует. https://studfiles.net/preview/401306/page:5/ Рис. 3.1. Тpаектоpия движения баллистической pакеты Итак, в общем случае баллистические ракеты стартуют вертикально. Тем самым необходимо, чтобы при t = 0ϑпр = 90°. Двигатели должны выйти на режим и должен закончиться разворот по крену. Затягивать этот участок не следует, так как могут возникнуть существенные потери по дальности. При скоростях, близких к скорости звука (М ≈ 1), происходит быстрое изменение аэродинамических сил и заметно смещается центр давления. Момент наибольшего скоростного напора примерно соответствует половине времени активного полета первой ступени. В это время возникают большие трудности для автомата стабилизации, и поэтому желательно проходить этот 42 участок траектории с нулевым углом атаки α . Кроме того, возможны сильный разогрев и рост нагрузок, еслиα ≠0 при (М ≈ 1).
milstar: На конечном (атмосферном) участке, кроме силы земного тяготения, на полезный груз действуют аэродинамические силы и моменты. Началом атмосферного участка принято считать высоту 80 км над поверхностью Земли. Если не учитывать действия аэродинамических факторов на атмосферной части пассивного участка, то это приведет к ошибке в определении полной дальности полета, равной примерно 1%. Поэтому при проектно-баллистическихрасчетах весь пассивный участок траектории рассчитывают как участок свободного полета. Естественно, при исследовании параметров движения боевого блока на конечном участке необходимо учитывать аэродинамические силы и моменты. Итак, примем весь пассивный участок за участок свободного полета. При решении частных задач во всех случаях будем полагать известными координаты xк иyк конца активного участка траектории относительно точки старта:
milstar: Анализ баллистических возможностей аппаратов позволяет сделать следующие выводы: 1) в диапазоне L max = 1000...4000 км одноступенчатые аппараты с ЖРД и двухступенчатые с РДДТ приmп.н = 500...1000 кг имеют примерно одинаковую массу; 2) в диапазоне L max = 4000...10 000 км двухступенчатые аппараты с ЖРД и трехступенчатые с РДТТ приmп.н = 500...1000 кг обладают примерно равной массой; 3) в случае L max = 8000...10 000 км у ракет с ЖРД оптимальное число ступеней близко к двум, трем, а для ракет с РДТТ — трем, четырем. Оптимальное соотношение масс ступеней зависит от коэффициента тяговооруженности. Поэтому для анализа влияния различных параметров аппарата на оптимальное соотношение масс ступеней обычно рассматривают скорость полета, определяемую с учетом величины коэффициента тяговооруженности: https://studfiles.net/preview/401306/page:3/ В начале проектирования для ракет с разделяющимися боевыми блоками можно принятьlc.р = 2lб.б (lб.б — длина боевого блока).
milstar: солнечно синхронных орбит угол освещения земной поверхности будет приблизительно одинаковым на всех проходах спутника. Определенный выбор параметров ССО позволяет спутнику никогда не уходить в тень Земли, всегда оставаясь на солнце вблизи границы дня и ночи. ССО имеют наклон близкий к полярным орбитам. http://ra.rshu.ru/mps/dwnl/facultet/vesna_2020/EFA/%D0%9A%D0%BE%D1%81%D0%BC%D0%B8%D1%87%D0%B5%D1%81%D0%BA%D0%B0%D1%8F_%D0%BC%D0%B5%D1%82%D0%B5%D0%BE%D1%80%D0%BE%D0%BB%D0%BE%D0%B3%D0%B8%D1%8F/Elementy_orbity.pdf https://web.archive.org/web/20071025153116/http://trs-new.jpl.nasa.gov/dspace/bitstream/2014/37901/1/04-0327.pdf Входящий в состав «Лианы» КА радиолокационной разведки «Пион-НКС» по эксплуатационным характеристикам существенно превосходит аналогичный спутник «Легенды» УС-А. Он весит 6500 килограммов, и его разрешающая способность выше и больше полоса наблюдения. «Пион-НКС» способен обнаруживать и сопровождать объекты длиной до одного метра, при этом ошибка определения координат не превышает трех метров. Также «Пион-НКС» отслеживает не только морские объекты, но и сканирует поверхность земли. То есть он универсален. Спутнику не требуется мощный источник электропитания, в связи с чем конструкторы избавились от энергетической установки на ядерном реакторе. Вполне достаточно солнечных батарей, потому что КА выведен на гелиосинхронную орбиту с высотой порядка 1000 километров, то есть постоянно находится на солнечной стороне Земли. https://vpk-news.ru/articles/62996
milstar: https://mijst.mist.ac.bd/mijst/index.php/mijst/article/view/174/224 https://www.ngs.noaa.gov/CORS/Articles/SolerEisemannJSE.pdf https://descanso.jpl.nasa.gov/monograph/series2/Descanso2_S09.pdf http://lib.tssonline.ru/articles2/sputnik/osobennosti-postroeniya-i-ekspluatatsii-orbitalnyh-gruppirovok-sistem-sputnikovoy-svyazi https://www.ngs.noaa.gov/CORS/Articles/SolerEisemannJSE.pdf
milstar: https://people.astro.umass.edu/~schloerb/ph281/Lectures/DEQ/DEQ4.pdf Runge-Kutta
milstar: Калининград 54°43′ с. ш. 20°30′ в. д. Минск 53°55′ с. ш. 27°33′ в. д. Петербург 59°57′ с. ш. 30°19′ в. д. Мурманск 68°58′ с. ш. 33°05′ в. д. Североморск 69°04′09″ с. ш. 33°25′00″ в. д. Москва 55°45′ с. ш. 37°37' в. д. Нижний Новгород 56°19′37″ с. ш. 44°00′27″ в. д. Казань 55°47′27″ с. ш. 49°06′52″ в. д. Екатеринбург 56°50′ с. ш. 60°35′ в. д. Челябинск 55°09′ с. ш. 61°24′ в. д. Омск 54°58′ с. ш. 73°23′ в. д. Новосибирск 55°01′ с. ш. 82°55′ в. д. Красноярск 56°00 с. ш. 92°52 в. д. Владивосток 43°07′ с. ш. 131°54 в. д. Хабаровск 48°29′ с. ш. 135°04′ в. д. Южно-Сахалинск 46°57′ с. ш. 142°44′ в. д. Петропавловск-Камчатский 53°01′N 158°39′E Анадырь 64°44′ с. ш. 177°31′ в. д. --------------------------------------------------- Дамаск 33°30′47″ с. ш. 36°17′31″ в. д. Багдад 33°21′ с. ш. 44°25′ в. д. Тегеран 35°42′ с. ш. 51°25′ в. д. Пекин 39°54′15″ с. ш. 116°24′27″ в. д. Шанхай 31°10′00″ с. ш. 121°28′00″ в. д. Пхеньян 39°01′48″ с. ш. 125°43′48″ в. д.
milstar: https://upcommons.upc.edu/bitstream/handle/2099.1/9644/annexa.pdf?sequence=2 the conversion from polar to Cartesian (ellipse centred in one focus x=cos v *r y=sin v*r
milstar: https://ntrs.nasa.gov/api/citations/19650015945/downloads/19650015945.pdf Components of position vector - x (t) = a (t) [cos E (t) - e (t)l [cos w (t) cos 0 (t)- sin w ( t ) sinR (t) cos i (t) ]+ [1 - e 2 ( t ) ] ' s i n E ( t 1 [ - s i n w ( t ) c o s 6 2 ( t )- cosw (t) sin Q ( t ) cos i (t) I} y (t) = a (t) { [cos E (t) - e [cos w (t) s i n 0 (t)+ sin w (t) cos R (t) cos i (t) 3+ [ 1 - e2 (t)] 3 sin E (t) [ - sinw (t) sin n(t)+ cos w(t) cos n(t>cos i (t) I} z (t) = a (t) [cos E (t) - e (t)] [sin w (t) sin i (t) 1+ [l - e2 (t)]' sin E (t) [cos w (t) sin i (t)] l
полная версия страницы