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: For example, maneuvering from a circular orbit at 400 km to a circular orbit at 1,000 km requires a total DV of only 0.32 km/s. On the other hand, if the satellite were transferred from a 400 km orbit to a geosynchronous orbit at 36,000 km altitude, this maneuver would require a total DV of 3.9 km/s.
milstar: Changing the Orbital Period Since the orbital period of a satellite depends on the altitude and shape of the orbit, maneuvers to change the shape and altitude of the orbit can be used to change the period. Such maneuvers may be useful, for example, to vary the revisit time of a reconnaissance satellite, making it less predictable. The equation for the change in period produced by a change in velocity is given in the Appendix to Section 6. As an example, a satellite in a circular orbit with an altitude of 400 km has an orbital speed of 7.67 km/s and a period of 92.2 minutes. Increasing the orbital speed by 0.1 km/sec would increase the period by about 3.6 minutes, while an increase of 0.3 km/sec would increase the period by 10.8 minutes. As discussed above, these velocity changes would cause the orbit to become elliptical: the resulting apogees would have altitudes of 750 km and 1,460 km, respectively, while the perigee would remain at 400 km.
milstar: DE- ORBITING MANEUVERS For some missions, an object in orbit will use its thrusters to accelerate out of orbit and back toward the Earth. The Space Shuttle must do this to return to Earth; similarly, an orbiting weapon intended to strike the Earth would need to carry propellant to kick it out of orbit. The DV required for this maneuver will depend on how fast the return to Earth must be. The dynamics of the deorbiting are complicated because once the satellite moves to low enough altitudes, the increasing density of the atmosphere affects its trajectory.4 Figure 6.5 illustrates the de-orbiting process for three values of DV. This example assumes a relatively high circular orbit—3,000 km—to show the deorbiting trajectories more clearly. At this altitude, the satellite has an orbital velocity of 6.5 km/s. In this illustration, a thrust is applied instantaneously at point P in a direction opposite to the satellite’s velocity, so that it reduces the velocity by DV. This reduction in speed causes the satellite to follow an elliptical orbit with a perigee below its original altitude. If the perigee is low enough, the orbit will intersect the Earth. Making the satellite fall vertically to Earth under the influence of gravity requires reducing its orbital speed to zero—a DV of 6.5 km/s. In this case, it would take the satellite 19 minutes to fall to Earth and it would strike the Earth at point O in Figure 6.5, directly below the point at which the velocity change occurred (point P).5
milstar: A case more relevant to space security issues is a satellite in an orbit with an altitude of 500 to 1,000 km, since this is where missile defense or groundattack ###################################################### satellites might be stationed. In calculating the de-orbit time and DV required in this case, assume that the thrust given to the satellite is oriented vertically downward toward the Earth. Applying thrust in this direction results in somewhat shorter de-orbit times than simply reducing the orbital speed as done for the cases illustrated in Figure 6.5. For a satellite in a circular orbit at an altitude of 500 km (with an orbital ############################################## speed of 7.6 km/s), a DV of 0.7 km/s results in a de-orbit time of about 15 minutes, and 1 km/s in a de-orbit time of 10 minutes ############################## DV 2km/sec ywelichiwaet massu sputnika w 2 raza za schet neobxodimogo topliva ###################################################### (see the Appendix to Section 6 for calculations). (The precise time required for the satellite to de-orbit depends in part on its drag coefficient, which is partially determined by its shape.) For a satellite in a circular orbit at an altitude of 1,000 km (with an orbital speed of 7.4 km/s), a DV of 1.4 km/sec results in a de-orbit time of roughly 15 minutes, and a DV of 2 km/sec gives a time of 9 to 10 minutes. Higher values of DV can lead to shorter de-orbit times. Though the satellite would need to carry a large amount of propellant, high DVs have been discussed for kinetic energy weapons intended to attack ground targets, which must hit their targets at high speeds. A DV of 4 km/s gives de-orbit times of 2 to 3 minutes from an altitude of 500 km, 4 to 5 minutes from 1,000 km, and 14 to 15 minutes from 3,000 km. A DV of 6 km/s results in de-orbit times of 1.5 to 2 minutes from an altitude of 500 km, 3 to 3.5 minutes from 1,000 km, and 8.5 to 9.5 minutes from 3,000 km. Section 7 discusses the amount of propellant required for producing these values of DV. Reentry
milstar: DV 2km/sec ywelichiwaet massu sputnika w 2 raza za schet neobxodimogo topliva ######################################################## A DV of 4 km/s gives de-orbit times of 2 to 3 minutes from an altitude of 500 km, 4 to 5 minutes from 1,000 km, and 14 to 15 minutes from 3,000 km. A DV of 6 km/s results in de-orbit times of 1.5 to 2 minutes from an altitude of 500 km, 3 to 3.5 minutes from 1,000 km, and 8.5 to 9.5 minutes from 3,000 km.
milstar: For comparison, a modern U.S. nuclear reentry vehicle, which is designed to pass through the atmosphere quickly to improve its accuracy, has a speed of about 2.5 km/s ################################################ when it reaches the ground: designing the warhead to travel faster is limited ################################################### by its ability to withstand the heating. ######################### object traveling at 5 km/s would have a heating rate eight times as high as an object traveling ################################################### at 2.5 km/s ###########
milstar: Not only do atmospheric forces cause drag, which leads to heating, they can also produce strong lateral forces—called lift forces—that change the object’s trajectory. The reentering body can be designed to use the significant lift forces resulting from its high speed in the atmosphere to maneuver in directions perpendicular to its trajectory. Documents describing the goals for ground-attack weapons state that these weapons should be able to travel thousands of kilometers in these directions using only lift forces. ##########################################
milstar: DE- ORBITING In particular, we varied the ballistic coefficient by a factor of 10 from a value comparable to a modern strategic warhead (150,000 Newtons/m2 (N/m2), or 3,000 lb/ft2), to a value for an object with much higher drag (15,000 N/m2, or 300 lb/ft2). As an illustration, consider the case in which the velocity change vector is oriented in the vertical direction. Results are given in Table 6.4. Table 6.4. This table lists the de-orbiting time for a satellite in a circular orbit at the given altitude when a velocity change DV is applied in the vertical direction. The results are given for two different values of the ballistic coefficient, which is inversely proportional to the drag coefficient of the object; the larger value is comparable to that of a modern strategic ballistic missile warhead. ######################################################### DV 2 km/sec ywelichiwaet massu boegolovki w 2 raza ( wes topliva9 visota km DV km/sec wremja min 500 km 0.7 km/sec 14.6 min 1 km/sec 9.4 min 2 km/sec 4.4 min 4 km/sec 2.1 min
milstar: The heating rate for an object moving through the atmosphere is roughly proportional to rV3, where r is the atmospheric density.14 This expression shows that the heating rate increases rapidly with velocity and with decreasing altitude, since the atmospheric density increases roughly exponentially with decreasing altitude.
milstar: Proton -M 22 tonni na orbitu h=200 km Stoimost* zapuska dlja Rossii -25 mln $ 500 kilotonn - 300 kg bch dlja DV 2 km/sec boegolovka i toplivo vesit 600 kg i dostizenie Zemli za 4.4 minuti s wisoti 500 km --------------------------------------------------------------------------------------------------------------------- Mnogo orbit -mnogo boegolovok na kazdoj .Esli woennix dejstwij po istechenii sroka godnosti (30 let) ne budet ,boegolovki mogut otstreliwatsja na 700 km i wische .Tam oni budut wraschatsja 1000 let http://www.khrunichev.ru/main.php?id=42
milstar: ASAT Co-orbital ASAT The principal and only dedicated ASAT system is referred to as the Co-orbital ASAT in reference to its engagement profile. Developed by the Kometa TsNPO under Academician Savin, the Co-orbital ASAT is based on the Tsyklon-2 booster and was tested 20 times in space during the period October, 1968-June, 1982. For each test a dedicated target vehicle was first placed into a low Earth orbit (the first two by the Tsyklon-2 from Baikonur and later targets by the Kosmos-3M from Plesetsk). The Co-orbital ASAT would then be launched from Baikonur on either a 1-revolution or a 2-revolution intercept. The interceptor was 1,400 kg with a principal diameter of 1.8 m and a length of 4.2 m, while the target was a 650-kg polyhedron with a diameter of 1.4 m. The co-orbital plane requirement meant that launch opportunities occurred as the orbital plane of the target satellite passed through the Tyuratam launch site twice each day. In practice, only one opportunity per day was acceptable to prevent launches toward the PRC. From an initial, low-altitude parking orbit, the Co-orbital ASAT would quickly maneuver into a transfer orbit with a greater or lesser orbital period than the target to permit an intercept over Europe after one or two complete circuits about the Earth, i.e., approximately 90-200 minutes after launch. Within minutes of the actual attack, the Co-orbital ASAT would maneuver a final time to establish the required end-game conditions. A conventional warhead would then be detonated to effect the negation. The initial test phase of the Co-orbital ASAT program was conducted during 1968-1971 with an assessed five successes out of seven attempts. In all but one case, a cloud of debris caused by the breakup of the Co-orbital ASAT at the time of warhead detonation was left in LEO. This series of tests validated the operational envelope of the weapon from as low as 230 km to a height of 1,000 km. Between 1976 and 1982 13 more tests were conducted, primarily to perfect a more rapid intercept profile and to evaluate a new acquisition sensor. Whereas the first seven tests had all required two revolutions, tests 8 nd 9 attempted single-revolution attacks as did tests 12 and 13. In both cases the first attempt was judged a failure and the second attempt a success. The last of these tests demonstrated a reach to an altitude of nearly 1,600 km. Several of the other missions in the Phase 2 test program reportedly employed an optical or IR sensor for target acquisition rather than the standard radar seeker. All attempts with the new sensor are believed to have failed. However, a radar-equipped Co-orbital ASAT was flown on a 2-revolution profile in 1977 to prove that a target at an altitude as low as 159 km in an elliptical orbit could be successfully negated. All missions after 1970 were flown at inclinations near 65.8 degrees to satisfy range safety restrictions at both Plesetsk (target) and Baikonur (Co-orbital ASAT). The lack of testing for more than 12 years has raised some questions about the current operational status of the Co-orbital ASAT. The Tsyklon-2 has been flown frequently in support of ocean reconnaissance programs and in August, 1989, the US Secretary of Defense claimed "conclusive evidence" existed that the system was "in a constant state of readiness." Nearly three years later a Russian publication appeared to confirm its operational status (Reference 107). Two launch pads are available at Baikonur, each capable of supporting several ASAT missions per day (Reference 108). Although the Co-orbital ASAT has never been launched from Plesetsk, the assumed commonalty of Tsyklon-2 and Tsyklon-3 launch pads should make such operations feasible.
milstar: http://www.ods.com.ua/win/rus/net-tech/sat/systems.html http://www.niitp.ru Леонид НЕВДЯЕВ НИИТП Низкие круговые ############ В зависимости от величины наклонения плоскости орбиты относительно плоскости экватора различают низкие экваториальные (наклонение 00), полярные (наклонение 900) и наклонные орбиты. Системы с низкими наклонными и полярными орбитами существуют уже около 30 лет и применяются в основном для научно-исследовательских целей, дистанционного зондирования, навигации, метеорологических наблюдений, фотографирования поверхности Земли. Для организации мобильной и персональной связи эти системы стали использоваться только в последние 5—7 лет. Сегодня наиболее интенсивно осваиваются низкие наклонные и полярные орбиты высотой 700—1500 км, а также экваториальные высотой 2 тыс. км. Спутники на низких орбитах обладают значительными преимуществами перед другими КА по энергетическим характеристикам, но проигрывают им в продолжительности сеансов связи и времени активного существования КА. Если период обращения спутника составляет 100 мин, то в среднем 30% времени он находится на теневой стороне Земли. Аккумуляторные бортовые батареи испытывают приблизительно 5 тыс. циклов зарядки/разрядки в год, вследствие чего срок их службы, как правило, не превышает 5—8 лет. Выбор диапазона высот от 700 до 2 тыс. км для низкоорбитальных систем неслучаен. С одной стороны, на орбитах высотой менее 700 км плотность атмосферы относительно высока, что вызывает колебания эксцентриситета и деградацию орбиты (постепенное снижение высоты апогея). Кроме того, уменьшение высоты орбиты приводит к увеличению числа штатных маневров для сохранения заданной орбиты, а следовательно, к повышению расхода топлива. С другой стороны, на орбитах выше 1,5 тыс. км, где располагается первый радиационный пояс Ван-Аллена, длительная работа электронной бортовой аппаратуры практически невозможна, если не использовать специальных методов защиты от радиационного излучения. Применение же этих методов ведет к существенному усложнению бортовой аппаратуры и увеличению массы КА. Однако чем меньше высота орбиты, тем меньше мгновенная зона обслуживания, а следовательно, для глобального охвата требуется значительно большее количество спутников. Если низкоорбитальная система должна обеспечить глобальную связь с непрерывным обслуживанием, то необходимо, чтобы в орбитальную группировку входило не менее 48 КА. Период обращения спутника на этих орбитах составляет от 90 мин до 2 ч, а максимальное время пребывания КА в зоне радиовидимости не превышает 10—15 мин (см. табл. 1). Эллиптические ############## Основными параметрами, характеризующими тип эллиптической орбиты, являются период обращения спутника вокруг Земли и эксцентриситет (показатель эллиптичности орбиты). В настоящее время используются несколько типов эллиптических орбит с большим эксцентриситетом — Borealis, Archi-medes, "Молния", "Тундра" (табл. 2). Все указанные орбиты являются синхронными, т.е. спутник, выведенный на такую орбиту, вращается со скоростью Земли и имеет период обращения, кратный времени суток. Для спутников на эллиптической орбите характерно то, что их скорость в апогее значительно меньше, чем в перигее. Следовательно, КА будет находиться в зоне видимости определенного региона в течение более длительного времени, чем спутник, орбита которого является круговой. Так, выведенный на орбиту КА "Молния" (апогей 40 тыс. км, перигей 460 км, наклонение 63,50) обеспечивает сеансы связи продолжительностью 8—10 ч, причем система всего из трех спутников поддерживает глобальную круглосуточную связь. Эллиптические орбиты с более низким апогеем, например Borealis (апогей 7840 км, перигей 520 км) или Archimedes (апогей 26 737 км, перигей 1000 км), предназначены для обеспечения региональной связи. КА с более низким апогеем выигрывают у спутников на высокоэллиптических орбитах по энергетическим характеристикам, проигрывая им в продолжительности сеансов. Для обеспечения непрерывной круглосуточной связи с использованием синхронно-солнечных орбит Borealis потребуется не менее 8 КА (расположенных в двух орбитальных плоскостях по четыре спутника в каждой плоскости). Они позволят обслуживать абонентов при углах радиовидимости КА не менее 250. Системы с КА на эллиптических орбитах также не лишены "природных" ограничений. Постоянство местоположения КА на эллиптической орбите обеспечивается только при двух значениях наклонения плоскости орбиты к экватору — 63,40 и 116,60. Это объясняется воздействием неоднородностей гравитационного поля Земли, из-за которого большая ось эллиптической орбиты испытывает вращательный момент, что приводит к колебаниям широты подспутниковой точки в апогее. Другой фактор, влияющий на выбор параметров эллиптических орбит, связан с необходимостью учитывать опасные воздействия радиационных поясов Ван-Аллена, которые неизбежно пересекает КА во время своего движения по орбите. Средневысотные ############### Спутники на средневысотных орбитах первыми начали разрабатывать компании, традиционно выпускающие геостационарные КА. Средневысотные cистемы обеспечивают более качественные характеристики обслуживания подвижных абонентов, чем геостационарные, поскольку в поле зрения абонента одновременно находится большое число КА. За счет этого появляется возможность увеличить минимальные углы видимости КА до 25—300. Так, радиовидимость двух спутников в системе ICO обеспечивается в течение 95% суточного времени, причем хотя бы один из ее КА виден под углом более 300. А это, в свою очередь, позволяет снизить дополнительный энергетический запас радиолинии, необходимый для компенсации потерь на распространение в ближней зоне (при наличии в ней деревьев, зданий и других преград). Рис. 1. Уровни радиации в зонах Ван-Аллена: GN - географический север; MN - магнитный север; R/Rз - относительное расстояние, где Rз (радиус Земли) = 6371 км, R - высота Однако при выборе местоположения негеостационарной орбитальной группировки (ОГ) необходимо учитывать природные ограничения — это пространственные пояса заряженных частиц, захваченных магнитным полем Земли, так называемые радиационные пояса Ван-Аллена (рис. 1). Первый устойчивый пояс высокой радиации начинается примерно на высоте 1,5 тыс. км и простирается до нескольких тысяч километров, его "размах" составляет примерно 300 по обе стороны от экватора. Второй пояс столь же высокой интенсивности (10 тыс. имп./с) располагается на высотах от 13 до 19 тыс. км, охватывая около 500 по обе стороны от экватора. Трасса средневысотных спутников проходит между первым и вторым поясами Ван-Аллена, т. е. на высоте от 5 до 15 тыс. км. Зона обслуживания каждого КА существенно меньше, чем геостационарного, поэтому для глобального охвата с однократным покрытием наиболее населенных районов Земного шара и судоходных акваторий необходимо создать ОГ из 8—12 спутников. Суммарная задержка сигнала при связи через средневысотные спутники составляет не более 130 мс, что позволяет использовать их для радиотелефонной связи. Таким образом, средневысотные спутники выигрывают у геостационарных по энергетическим показателям, но проигрывают им по продолжительности пребывания КА в зоне радиовидимости наземных станций (1,5—2 ч). Что же касается орбитального ресурса средневысотных КА, то он лишь незначительно меньше, чем у геостационарных. Период обращения спутника вокруг Земли для средневысотных круговых орбит составляет около 6 ч (при высоте 10 350 км), из которых в тени Земли КА находится лишь несколько минут. Это позволяет значительно упростить технологические решения, используемые в бортовой системе электропитания, и, в конечном счете, довести срок службы КА до 12—15 лет. Системы со средневысотными КА обеспечивают лучшие, чем GEO-КА, характеристики обслуживания абонентов благодаря следующим особенностям. Они имеют большие углы радиовидимости, в зоне радиовидимости находится большее число спутников, а задержка при проведении сеансов связи составляет максимум 130 мс. Структура систем на средневысотных орбитах (ICO, Spaceway NGSO, "Ростелесат") различается незначительно. Во всех этих системах орбитальная группировка создается примерно на одной и той же высоте (10 352—10 355 км) со сходными параметрами орбит (см. табл. 1). Геостационарная ############## Большинство существующих ССС используют наиболее выгодную для размещения спутников геостационарную орбиту, основными достоинствами которой являются возможность непрерывной круглосуточной связи в глобальной зоне обслуживания и практически полное отсутствие сдвига частоты, обусловленного доплеровским эффектом. Геостационарные спутники, располагаясь на высоте примерно 36 тыс. км и двигаясь со скоростью вращения Земли, как бы "зависают" над определенной точкой земной поверхности, которая располагается на экваторе (так называемой подспутниковой точкой). В действительности положение геостационарного КА на орбите не является неизменным: он испытывает незначительный "дрейф" под воздействием ряда факторов, вызывающих деградацию орбиты. При этом изменение положения орбиты за год может достигать 0,920. Основными параметрами, определяющими угловой разнос между соседними КА, являются пространственная избирательность бортовых и наземных антенн, а также точность удержания КА на орбите. Связь через геостационарный КА не имеет перерывов в обслуживании, обусловленных взаимным перемещением спутника и наземной станции, а система из трех спутников обеспечивает охват практически всей территории земной поверхности. Орбитальный ресурс современных геостационарных КА также достаточно высок и составляет около 15 лет (табл. 1). Однако такие системы имеют ряд недостатков, главный из которых — задержка сигнала. Спутники на геостационарных орбитах оптимальны для систем радио- и телевизионного вещания, где задержки в 250 мс (в каждом направлении) не сказываются на качественных характеристиках сигналов. Системы радиотелефонной связи более чувствительны к задержкам, а поскольку суммарная задержка в системах данного класса составляет около 600 мс (с учетом времени обработки и коммутации в наземных сетях), даже современная техника эхоподавления не всегда позволяет обеспечить связь высокого качества. В случае "двойного скачка" (ретрансляции через наземную станцию-шлюз) задержка становится неприемлемой уже более чем для 20% пользователей. Архитектура геостационарных систем ограничивает возможность повторного использования выделенных полос частот, а следовательно, их спектральную эффективность. Зона охвата геостационарных КА не включает в себя высокоширотные районы (выше 76,50 с.ш. и ю.ш.), т. е. действительно глобальное обслуживание не гарантируется. Следует также отметить, что геостационарные КА могут обеспечить услуги персональной связи лишь в том случае, если формируемые ими на поверхности Земли зоны обслуживания примерно одинаковы с зонами, образуемыми низкоорбитальными спутниками. Бурное развитие спутниковой связи, особенно в последнее десятилетие, привело к тому, что на геостационарной орбите стало очень "тесно" и возникли проблемы с размещением новых КА. Дело в том, что в соответствии с существующими международными нормами орбитальный разнос между геостационарными КА должен составлять не менее 10. Это означает, что на орбите можно разместить не более 360 спутников. Что же касается сокращения углового разноса между точками стояния КА на орбите, то на современном уровне развития техники это невозможно из-за взаимных помех.
milstar: 600 km wisota krugowaja orbita 96 minut .Primer Hubble http://www.ips.gov.au/Category/Educational/Space%20Weather...italDecayCalculations.pdf Orbital Decay - Low Earth orbiting satellites experience orbital decay and have physical lifetimes determined almost entirely by their interaction with the atmosphere. Prediction of such lifetimes or of a re-entry date is of great interest to satellite planners, users, trackers, and frequently to the general public. T.e. na wisotax 500-600 km decay dolzen kompensirowatsja ... Skolko nuzno gojuchego na 10-30 let dlja jabch 300 kg + 300 kg deorbiting za 4 minuti - nado poschitat' (komplex faktorow- otnoschenie massi k ploschadi ) Wozmozno dlja takogo sroka (10-30 let ) nuzna orbita powische
milstar: dlja orbit 820 -870 km bez kompensazii Over intervals of high solar activity, the observed orbital decay rate is,2 kmyr-1, while periods of low solar activity show a smaller rate of 0.3 kmyr-1. Over the entire 17-year record there is a net drop of 20 km, equivalent to an average rate of 1.2 kmyr-1. Figure 1 shows the altitude changes of NOAA-6 to NOAA-14 referenced to a common baseline (NOAA-8 is excluded because it was not used in the MSU time series). Absolute orbital altitudes found from twoline orbital element data provided by NORAD are plotted in Fig. 1 inset. Immediately apparent in the ®gure is the presence of two intervals, 1979±83 and 1989±92, with dramatically steeper slopes. These intervals correspond to periods during which solar activity was at a maximum11. Higher levels of solar ultraviolet radiation during these periods heat the upper atmosphere and increase the drag on the spacecraft. http://www.ssmi.com/papers/MSU_Nature_Article.pdf
milstar: 600 km orbita dlja sputnika s ballisticheskim koef 1500kg/ kw.metr zisn' bez kompensazii -40 let ,700km -137 let ,800 km -417 let ,900 km -1108 let Y boegolowki s yabch 300 kg/500 kt i zapasom topliva 300 kg ballistichekij koef lutsche ##################################################### ( na etix wisotax waznejschee wlijanie atmosfera ) str 43 w pdf ,35 w dokumente http://www.agi.com/downloads/corporate/partners/edu/CarletonSatelliteMissionAnalysis.pdf
milstar: http://www.boeing.com/defense-space/space/delta/kits/d303_gps_iir-11.pdf GPS 2R ascending note flight profil .... s illustrazijami polozenija w zawisimosti ot wremeni
milstar: Через геостационарный спутник не могут работать ЗС, расположенные в высокоширотных районах, так как они не видны с ИСЗ (рис. 10.1). Для ЗС, расположенных на экваторе, геостационарный спутник находится в зените. Другими словами, угол места (угол между направлениями на горизонт и на ИСЗ) составляет 90°. В этом случае путь сигнала в атмосфере Земли самый короткий. Если же расположить ЗС на широте 81°, то ее антенна должна быть направлена на горизонт, т. е. b =0. ###################################################################### ne 90 ° ,tak kak ydalenie do sputnika ne beskonechnost ##################################### С уменьшением (3 путь сигнала в атмосфере становится длиннее. При этом увеличивается ослабление сигнала при распространении в свободном пространстве. Возрастает также ослабление сигнала в атмосферной влаге и шумовая температура антенны за счет шумового излучения атмосферы. Если же b <5°, то резко увеличивается влияние шумового излучения Земли. Поэтому на практике МККР рекомендует обеспечивать углы места не менее 3...50 на частотах до 6 ГГц и 10... 15° на частотах свыше 10 ГГц ########################## Ocnen peredowie i dorogie sistemi Milstar/AEHF 20ghz up/44 ghz downlink wische 65 ° maloprigodni ,tak kak orbita geostazionarnaja ********************************************************************************************** Bolschinstwo territorii Rossii i verojatnix rajonow operazii PLARB bolee prigodni dlja sputnikow s wisokoj ellipticheskoj orbitoj ################################################################################### tipa Molnija ######## Поля тяготения Луны, Солнца, планет, магнитное поле Земли, несферичность Земли и другие возмущающие факторы вызывают изменение параметров орбиты во времени. Для наклонных эллиптических орбит эти изменения минимальны, если выбрать i=63,4°. ili retrograd 116.4 ° В ССС нашли применение орбиты двух типов: высокая эллиптическая типа “Молния” и геостационарная орбита. Первая получила название от советского спутника связи “Молния”. Ее параметры: высота апогея около 40 тыс. км, высота перигея около 500 км, i63,4°. Апогей орбиты находится над северным полушарием. Период обращения ИСЗ — 12 ч. За сутки ИСЗ совершает два оборота. ########################################################################## Поэтому каждые сутки он виден в одних и тех же районах Земли в одно и то же время. Орбита, для которой период обращения ИСЗ кратен земным суткам, называется субсинхронной. Согласно второму закону Кеплера в районе апогея высокой эллиптической орбиты ИСЗ движется гораздо медленнее, чем у перигея. Сеанс связи проводят, когда ИСЗ движется по части орбиты, прилегающей к апогею. Он может продолжаться около 8 ч, поскольку в течение этого времени спутник на орбите типа “Молния” виден на всей территории СССР. Разместив на орбите три ИСЗ, можно поддерживать связь круглосуточно. Mozno i 2 ,esli wibrat orbitu tipa Molnija/ Tundra s apogeem 71 000 km i periodom obraschnija w w 2 raza bolsche chem y Molnija -24 chasa ###################################################################################### Lutsche konechno bolsche ( wisokie ygli elevazii 60 grad i bolee na schirotax tipa Mopskwa -Leningrad-Gorkij) -3,4 i bolee wisokja tochka perigeja ,chem 500 km y Molnii -8000 -10 000 km ( trudnee ispolzowat sistemi ASAT)
milstar: ORBITAL MECHANICS http://www.braeunig.us/space/orbmech.htm Orbital Elements To mathematically describe an orbit one must define six quantities, called orbital elements. They are Semi-Major Axis, a Eccentricity, e Inclination, i Argument of Periapsis, Time of Periapsis Passage, T Longitude of Ascending Node, Molniya orbits are highly eccentric Earth orbits with periods of approximately 12 hours (2 revolutions per day). The orbital inclination is chosen so the rate of change of perigee is zero, thus both apogee and perigee can be maintained over fixed latitudes. This condition occurs at inclinations of 63.4 degrees and 116.6 degrees. For these orbits the argument of perigee is typically placed in the southern hemisphere, so the satellite remains above the northern hemisphere near apogee for approximately 11 hours per orbit. This orientation can provide good ground coverage at high northern latitudes.
milstar: Rossii drugaja geografija chem y USA . Dlja USA ydobni sputniki na GEO orbitax No w wisokix schirotax wische 65 grad oni rabotajut ploxo 1. Ydalenie ix ne beskonechno ,poetomu elevazija = 0 grad na schirotax 81 grad 2. Bolee dolog put w atmosfere pri nizkix yglax elevazii Dlja chastot 20 -44 ghz i wische padenie dalnosti s neskoko raz Dlja 94 ghz Warlok pri yglax elevazii 0.4 grad na more dalnost padaet w 10-12 raz po srawneniju s yglom 30 grad W gorodax zelatelno imet ygol elevazii esche bolsche 60 grad(mnogochislennie otr. ot zdanij) Dlja Rossi bolee ydobna kombinazija iz sputnikow na GEO i WEO (molnija) Dlaj woennix sputnikow s orbitoj Molnija Perigej dolzen bit ywelichen s 500 km do 10 000-20 000 km (ASAT ) ************************************************************************ http://pribalt.info/karta/karta.php?id=66 Koordinati gorodow i morej ,gde operirujut PLARB Rossii ************************************************ *********************************************** Barenzewo - do 80° 00 N Murmansk - 68°58 N,33°05 E SPB - 59°57 N,30°19 E Kalingrad - 54°43 N,20°30 E Moskwa - 55°55 N,37°37 E Voronez - 51°40 N,39°12 E Gorkij - 56°19 N,44°00 E Saratov - 51°32 N,46°00 E Kazan - 55°47 N,49°06 E Samara - 53°11 N,50°07 E Orenburg - 51°46 N,55°06 E Perm - 58°00 N,56°14 E Orsk - 51°12 N,58°34 E Cheljabinsk - 55°09 N,61°24 E Tjumen - 57°09 N,65°32 E Xanti-Mansijk - 61°00 N,69°00 E Omsk - 54°54 N,73°23 E
milstar: *PRIVAT*
milstar: ychebnik MAI sputnikowie sistemi navigazii 300 str na russkom jazike smotri sistemi koordinat so str 28 5 http://www.aerokos.ru/navigation/SNS.pdf Bolschaja poluos ellipsoida Zemli M -6378136 metra GRawit konstanta - 398600.44 *10^9 klassischeskie elementi orbit str.38 s grafikom
milstar: Для жилых зданий, высота которых неизвестна, но известна этажность, общая высота вычисляется по формуле, рекомендуемой специалистами Совета по высотным зданиям и городской среде: для жилых зданий и отелей высота этажа принимается равной 3,1 м, для офисных — 3,9 м, для многофункциональных — 3,5 м[1]. http://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%9D%D0%B5%D0%B1%D0%BE%D1%81%D0%BA%D1%80%D1%91%D0%B1%D1%8B_%D0%A0%D0%BE%D1%81%D1%81%D0%B8%D0%B8 Pri yglax elevazii 75 ° ,cos =0.2588 Sputnik budet imet prjamuju widimost ( s odnoj iz storon) ylizax schirinoj wsego 10.1 metra , zastroennix 10 etaznimi oofisnimi po 3.9 metra =39 metra ili s ljuboj tochki pri schirine 20.2 metra ********************************** http://www.mall-academy.ru/articles/gum/changes-on-the-moscow-shopping-streets-in-17th-century.php 21 мая 1626 года царь Михаил Федорович и патриарх Филарет Никитич издали указ, в котором говорилось, что на территории московского Кремля большие улицы, идущие мимо каменных крепостных стен, следует оставить без изменений. Ширина улиц, проходящих мимо деревянных стен к Никольским и Ризположенским воротам, составляла полшесты сажени. Ширина улицы, которая проходит мимо каменных стен и двора князя Федора Ивановича Мстиславского к водяным воротам, составляла более 10 метров. Примерно такую же ширину имели улицы с дворами Дохтурова Фалентина, боярина Федора Ивановича Шереметьева, князя Бориса Михайловича Лыкова, князя Ивана Голицына, поповских дворов и Симоновского монастыря. Ширина переулков доходила до 8 метров. Ширина улицы между Чудовским монастырем и Чудовскими конюшнями составляла около 10 метров. Районы от Никольских ворот до Вознесенского монастыря, от Фроловских ворот до круглых башен, и от круглых башен до водяных ворот оставили без изменений. В Китай-городе на расстоянии от Никольских до Сретенских ворот и от Васильевских до Водяных ворот ширина от городских построек до городской стены должна была составлять около 5 метров. Расстояние от Сретенских до Ильинских, Варварских и Васильевских ворот оставили без изменений. Ширину улиц Никольской, Ильинской и Варварской не изменяли в тех районах, где улицы проходили между каменных построек. Районы с деревянными постройками расширили до 12 метров. Ширина Зачатской улицы составляла более 8-ми метров, так как она была не проезжая. Переулки, связывающие улицы, имели ширину 8 метров, а тупики и переулки – по 4 метра. http://www.gai.ru/press/news17349.htm Московские власти планируют расширить ряд улиц в центральном округе столицы.Речь идет, в частности, о Малой Пироговской улице и улице Россолимо их ширина будет увеличена с 10,5 до 12 метров, Оболенском переулке (с 10 до 14 метров). Также будут расширены Языковский переулок (с 7 до 14 метров), Малая Трубецкая улица (с 9 до 14 метров) и Несвижский переулок (с 6,5 до 9 метров). Помимо этого планируется расширение Ростовской набережной на участке от 1-ого Вражского переулка до Бородинского моста (с 14,25 до 22,5 метра) http://slovari.yandex.ru/~%D0%BA%D0%BD%D0%B8%D0%B3%D0%B8/%D0%AD%D0%BD%D1%86%D0%B8%D0%BA%D0%BB%D0%BE%D0%BF%D0%B5%D0%B4%D0%B8%D1%8F%20%C2%AB%D0%9C%D0%BE%D1%81%D0%BA%D0%B2%D0%B0%C2%BB/%D0%95%D0%BB%D0%B8%D0%B7%D0%B0%D0%B2%D0%B5%D1%82%D0%B0%20%D0%9F%D0%B5%D1%82%D1%80%D0%BE%D0%B2%D0%BD%D0%B0/ По указу 22 мая 1742 ширина улиц в Москве должна быть не менее 8 саженей, переулков — 4 саженей. За соблюдением указов следил «архитекторский класс» (архитектор и 4 помощника). Следствием больших пожаров 1748 и 1752 стал указ, устанавливавший ширину улиц в 10 саженей, переулков — 6 саженей. (sazen w 18 weke - 2.13 -2.16 metra ) http://www.stroimsja.ru/ulica-gorkogo-v-proshlom-i-nastojaschem.html Эта часть улицы Горького при запроектированной ширине в 55— 59 м будет застроена 6—7-этажными домами, средней высотой в 30 м. Та-ким образом, отношение ширины улицы к высоте застройки составит 1,75//—2,0//, что отвечает гигиениче-ским и архитектурным требованиям. Вновь возводимые корпуса равны по длине новым укрупненным кварта-лам, которые они оформляют.
milstar: 24 декабря 2006 г. в 11:34:44.402 ДМВ (08:34:44 UTC) с 1-го Государственного испытательного космодрома МО РФ Плесецк, с ПУ №4 «Санкт-Петербург» площадки №43, боевыми расчетами Космических войск (КВ) РФ был осуществлен пуск ракеты-носителя «Союз-2-1А» (14А14) №76033135 с разгонным блоком «Фрегат» (14С44) №1012. На орбиту был успешно выведен новый связной космический аппарат «Меридиан» (№11Л). Отделение КА «Меридиан» от РБ состоялось в 18:32 ДМВ в зоне радиовидимости средств российского командно-измерительного комплекса. Параметры орбиты спутника после отделения от РБ составили: наклонение – 62.83°; минимальная высота – 1018 км; ********************************** Yazwimo dlja ASAT . Wisotu nad zemlej perigeja neobxodimo ywelichit максимальная высота – 39820 км; период обращения – 727.0 мин. Основные особенности КА «Меридиан» Отвечая на вопрос о назначении запущенного КА и его отличиях от спутников, используемых сегодня, В.А.Поповкин рассказал, что группировка КА «Меридиан» будет заменять группировки трех различных связных аппаратов: «Молния-3», «Молния-1» и «Парус». Его основные отличия таковы: по сроку активного существования у названных аппаратов ресурс полтора, два и один год соответственно; у «Меридиана» – 7 лет; - по полезной нагрузке – на указанных КА по одному ретранслятору, на «Меридиане» – три, причем не прежние, а модифицированные, под новые сроки службы; - по мощности – на «Молниях» по 1 кВт, на «Парусе» всего 700 Вт, здесь – 3 кВт; естественно, другие, большие солнечные батареи (СБ). http://www.iss-reshetnev.ru/?cid=mass_media&nid=189 ******************************* Спутник связи Меридиан выведен на орбиту 2 ноября 2010 г. Космические войска осуществили успешный пуск ракеты-носителя Союз-2.1а, оснащенной разгонным блоком Фрегат. Пуск, в ходе которого на орбиту был доставлен спутник связи двойного назначения Меридиан, был произведен в 03:58:39 мск (00:58:39 UTC) с пусковой установки №3 площадки №43 космодрома Плесецк. В 06:13 мск спутник был выведен на расчетную орбиту. КА Меридиан получил международное обозначение 2010-058А и зарегистрирован в каталоге Космического командования США под номером 37212. Согласно сообщению производителя, НИИ им. Решетнева, КА выведен на расчетную орбиту и работает в штатном режиме. Параметры орбиты КА: наклонение 62.8 градусов, перигей 966 км, апогей около 39800 км и период обращения 726 минут. Это третий КА в серии спутников связи Меридиан. Первый пуск был произведен в декабре 2006 г., второй - в мае 2009 г. http://russianforces.org/rus/blog/2010/11/sputnik_svyazi_meridian.shtml
milstar: Awtorpredpolagaet chto orbitalnij period y sputnika Meridian skoree 717 minut kak ykazanno w zarubeznix istochnikax ##################################### a ne 727 minut ,kak w rossijskix (smotri wische) MERIDIAN 3 can be found in the following categories: Military NORAD ID: 37212 Int'l Code: 2010-058A Perigee: 964.5 km Apogee: 39,400.2 km Inclination: 62.8° Period: 717.7 min Semi major axis: 26,553.3 km Launch date: November 2, 2010 Source: Commonwealth of Independent States (former USSR) (CIS) Comments: MERIDIAN 3 is a Russian military communications satellite. http://www.n2yo.com/satellite/?s=37212
milstar: В.А.Поповкин заявил, что полную группировку из четырех «Меридианов» планируется развернуть в 2009 г. Запускать резервные КА нет необходимости, так как срок гарантированного активного существования достаточно велик. А когда гарантийный срок истечет, «Меридианы» устареют и будут заменяться новыми. Командующий сказал, что гарантия на «Меридиан» установлена на 7 лет, а не на традиционные уже десять, из-за того, что его орбита высокоэллиптическая и 4 раза в сутки он проходит сквозь радиационные пояса. Это одна из основных причин, по которой конструкторы были вынуждены сделать совершенно новую базовую платформу герметичной. На «Меридианах» стоит не аналоговая аппаратура, как на «Молниях», а цифровая, и ее проще защитить от различных заряженных частиц в гермоконтейнере. http://www.novosti-kosmonavtiki.ru/content/numbers/289/16.shtml - по сроку активного существования у названных аппаратов ресурс полтора, два и один год соответственно; у «Меридиана» – 7 лет; - по полезной нагрузке – на указанных КА по одному ретранслятору, на «Меридиане» – три, причем не прежние, а модифицированные, под новые сроки службы; - по мощности – на «Молниях» по 1 кВт, на «Парусе» всего 700 Вт, здесь – 3 кВт; естественно, другие, большие солнечные батареи (СБ). Neobxodimo rassmotret varianti 4 tjazelix sputnikow ili 8 srednix w poslednem sluschae mozno poluchit ygli elevazii 75-80 ° ( widen pri schirine ylizi 10 metrow i wisote zdanij 56.7 metra) grad na schirotax okolo 56 ° ot SPB do Krasnojarska kruglosutochno ##################################################
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: Blunt body entry vehicles Various reentry shapes (NASA) using shadowgraphs to show high velocity flow These four shadowgraph images represent early reentry-vehicle concepts. A shadowgraph is a process that makes visible the disturbances that occur in a fluid flow at high velocity, in which light passing through a flowing fluid is refracted by the density gradients in the fluid resulting in bright and dark areas on a screen placed behind the fluid. In the United States, H. Julian Allen and A. J. Eggers, Jr. of the National Advisory Committee for Aeronautics (NACA) made the counterintuitive discovery in 1951[3] ################################ that a blunt shape (high drag) made the most effective heat shield. ##################################### From simple engineering principles, Allen and Eggers showed that the heat load experienced by an entry vehicle was inversely proportional to the drag coefficient, i.e. the greater the drag, the less the heat load. Through making the reentry vehicle blunt, air cannot "get out of the way" quickly enough, and acts as an air cushion to push the shock wave and heated shock layer forward (away from the vehicle). Since most of the hot gases are no longer in direct contact with the vehicle, the heat energy would stay in the shocked gas and simply move around the vehicle to later dissipate into the atmosphere. The Allen and Eggers discovery, though initially treated as a military secret, was eventually published in 1958.[4] http://www.enotes.com/topic/Atmospheric_entry
milstar: http://www.fas.org/nuke/intro/missile/basics.htm RVs possess a tremendous amount of kinetic energy, which must be dissipated during reentry as the vehicles decelerate to their impact or landing velocity.The RV reenters the Earth's atmosphere at velocities of up to Mach (M) 25. As the RV passes through the atmosphere, atmospheric friction decelerates it to below M 1, and converts its kinetic energy primarily into thermal energy (heat). Within the stagnation zone, an area immediately in front of the RV, an area of compressed, extremely hot, ionized and stagnant air is formed. Heat from the hot gas is transferred to the surface of the RV. The heat generated during reentry is not only dependent on atmospheric density, but is also inversely proportional to the square root of the radius of the RV's nose cone and proportional to the cube of its velocity. Hence, blunt nose RVs are heated less than slender ones; and lifting RV designs, which use the glider principle, produce less heat than ballistic hyperbolic descent designs because their velocity is typically lower. Thus, a full evaluation of thermal impacts during reentry is dependent on both vehicle- and mission-specific criteria. Temperatures generated within the hottest area (the stagnation zone) during ballistic reentry may exceed 11,100�C (20,000�F). Heat generation is not as severe on vehicles which are capable of some degree of lift during reentry; the temperature of the Apollo capsule surface reached about 2,760�C (5,000�F). Thermal protection systems are required for RVs to ensure the vehicle does not burn up during reentry. The choice of systems to be used is dependent upon the vehicle design, the reentry temperatures the RV may be subject to, and mission-specific requirements of the warhead. Thermal protection systems for the exterior of RVs which may be feasible include ablation, radiative heat shield, heat sink, transpiration, and radiator. However, to date, heat sink, transpiration, and radiator systems have not been used to protect the exterior surface of RVs from the thermal stress of reentry. Ablation cooling or simple ablation is a process in which heat energy is absorbed by a material (the heat shield) through melting, vaporization and thermal decomposition and then dissipated as the material vaporizes or erodes. In addition, high surface temperatures are reached and heat is dissipated by surface radiation, pyrolysis of the surface material causing formation of a "char," and the generation of chemical by-products which move through the char carrying heat outward towards the surface boundary. The rejected chemical by-products then tend to concentrate in the ablation boundary layer where they further block convective heating. These ablative materials may be chemically constructed or made from natural materials. A common man-made ablative material in current use is a firm silicone rubber whose chemical name is phenolmethylsiloxane. It has a silicone elastomer base, with silica filler and carbon fibers for shear strength. Its primary use is in high shear, high heatflux environments; it is used on control surfaces and nose cones of hypervelocity vehicles, including some parts of the Space Shuttle. This material yields a carbonaceous char on pyrolysis, which is a glassy, ceramic-type material composed of silicon, oxygen, and carbon. An ablative material known as polydimethylsiloxane has been used on manned reentry capsules in the past, including the Mercury program. An elastomeric silicon ablative material was used in the Discoverer program. An example of a natural material is the oak wood heat shield used on the Chinese FSW reentry vehicles. During reentry, the ablative processes begin in the upper atmosphere when the pyrolysis temperature of the material is reached resulting from an increase in atmospheric friction. At altitudes above 120 km (75 mi), atmospheric density is generally insufficient to cause the onset of ablation.
milstar: Reentry is incredibly severe, with a necessary tradeoff between survivability and ac- curacy. In general, steeper reentry angles yield more accurate ballistic vehicles. How- ever, the steeper the angle, the greater the temperature encountered and G-loading (stress caused by maneuvering during reentry) induced on the RV. The challenge is to design a reentry vehicle that will not vaporize from the heat or break up from the G-loading when reentering the earth’s atmosphere and yet will maintain the needed accuracy. During development of reentry vehicles, an intense program, including shock tests, materials research, hypersonic wind-tunnel tests, ballistic research, nose-cone drop tests, and hypersonic flight, was used to optimize design of the reentry vehicles. There are several design requirements for an RV. Foremost is the ability to survive the heat encountered during reentry; the internal temperature must be kept low enough to allow the warhead to survive reentry. A body reentering the atmosphere at speeds ap- proaching Mach 20 experiences temperatures in excess of 15,000 degrees Fahrenheit (F). In practice, the RV never reaches this temperature because of a strong shock wave ahead of the blunt body that dissipates more than 90 percent of this energy to the at- mosphere. As the RV reenters the atmosphere, it encounters tremendous deceleration forces—as high as 50 Gs, or 50 times the normal force of gravity. All internal opera- tional components must function under these extreme conditions and additionally must withstand the high lateral loads and intense vibrations encountered. http://space.au.af.mil/au-18-2009/au-18_chap18.pdf
milstar: An RV may be deflected from its calculated trajectory by aerodynamic lift forces. Stability, assisted by a form of attitude control and further augmented by some means of averaging deflection, must be designed into the RV. An arming and fusing mecha- nism must also be incorporated into the RV to prevent non programmed weapon deto- nation. From a defensive standpoint, the higher the terminal velocity, the less likely an RV will be intercepted. Higher velocity also decreases the probability of missing the target due to atmospheric deflection. Further, an RV must have a sensing mechanism to indicate the proximity of the target and to arm the warhead. What must also be con- sidered is that the weight of the vehicle must be kept to a minimum in order to maxi- mize the range of the weapon.
milstar: Atmospheric Re-Entry There are two types of entry which control the design of manned or unmanned vehicles for hypersonic re-entry into the earth’s atmosphere from space: · Ballistic (Re-Entry Vehicles, Decoys, Mercury Capsule) · Lifting (Maneuverable Re-Entry Vehicles, Gemini and Apollo Capsules, Space Shuttle, HL-10, ASSET, PRIME, X24-A, X24-B)
milstar: the primary design parameter for ballistic entry is the Ballistic Coefficient b Beta= W/(Cd*A) W -weight ,Cd -drag coefficient , A -reference area http://exoaviation.webs.com/pdf_files/Atmospheric%20Re-Entry.pdf The Ballistic Coefficient b is the single most important parameter in controlling flight trajectory during entry. Heating and deceleration are less intense for a low b value (low weight and/or high drag and large frontal area) than for a high b value (high weight and/or low drag and small frontal area) since the entry occurs high in the atmosphere where the air is less dense. Early Inter-Continental Ballistic Missiles (ICBM) with highly blunted sphere-cone-cylinder-flare geometries utilized this re-entry method. Thermal protection for these early warheads was a massive metallic heat shield, which merely provided a "heat sink" for the short heating pulse at high altitudes. It was soon discovered that delivery accuracy could be improved by increasing the values of b using slightly blunted slender sphere- cone geometries thus increasing the impact velocity so that the final descent phase was less affected by winds. A b value between 100 and 500 is representative of the early ICBM highly blunted sphere-cone-cylinder-flare geometry, while a b value of 1000 to 5000 is representative of the slightly blunted slender sphere-cone geometry used in modern ICBM re-entry vehicles. The stagnation point heat transfer is for a sphere having a nose radius of 1.0 ft using the Fay-Riddell correlation. -- Entry times vary from slightly over three minutes for a b = 100 value to slight less than one minute for a b = 5000 value. Range distance is about 160 miles for the lowest value of b (below about 50,000 ft in altitude the vehicle has slowed to subsonic velocities and literally falls out of the sky), and increases to 190, 200, and 210 miles for the other three b values in increasing order. Representative ballistic earth entry trajectories are presented in Figure 1 based on application of a point mass ballistic entry computer program using the 1976 U.S. standard atmosphere model (see Appendix A). Initial entry conditions are: Altitude = 250,000 ft Velocity = 22,500 ft/sec Flight Path Angle = 12 deg with four values of b, namely 100, 500, 1000, and 5000 (recall from the above discussion that the units on b are lbf/ft2). A b value between 100 and 500 is representative of the early ICBM highly blunted sphere-cone-cylinder-flare geometry, while a b value of 1000 to 5000 is representative of the slightly blunted slender sphere-cone geometry used in modern ICBM re-entry vehicles. The stagnation point heat transfer is for a sphere having a nose radius of 1.0 ft using the Fay-Riddell correlation. Note how peak deceleration, dynamic pressure, dynamic energy, stagnation point pressure, and stagnation point heat transfer are shifted to a lower altitude with increasing b. Entry times vary from slightly over three minutes for a b = 100 value to slight less than one minute for a b = 5000 value. Range distance is about 160 miles for the lowest value of b (below about 50,000 ft in altitude the vehicle has slowed to subsonic velocities and literally falls out of the sky), ---------------------------------------------------------------------------------------------------------- and increases to 190, 200, and 210 miles for the other three b values in increasing order. The flight path angle at entry controls range distance and entry times, with shallow angles increasing range distance and flight time. Further observe that modern ballistic re-entry vehicles with b values on the order of 5000 impact the earth’s surface at hypersonic conditions! ############################################# http://exoaviation.webs.com/pdf_files/Atmospheric%20Re-Entry.pdf --
milstar: System Implications The above example ballistic and lifting trajectory illustrations show quite clearly that there are three primary factors available to the re-entry system designer 1. Ballistic Coefficient b 2. Lift to Drag Ratio L/D 3. Flight Path Angle at Entry http://exoaviation.webs.com/pdf_files/Atmospheric%20Re-Entry.pdf For a given warhead and associated arming device, the designer selects the re-entry vehicle base diameter and vehicle length, which effectively determines the cone half-angle. The nose bluntness ratio is then selected based on drag and heat transfer considerations, with Figure 5 illustrating the effects of nose bluntness ratio on sphere-cone drag coefficient CD for a family of sphere-cone half-angles on classical Newtonian theory. Bluntness Ratio = Rnose/Rbase ----------------------------------- Vehicle weight is now fixed as the combined weight of the warhead, arming device, and re-entry vehicle. At this point the Ballistic Coefficient b is fully determined so the designer can assess ballistic trajectory performance of the design relative to mission requirements, e.g., deceleration g loads, range, and flight time. It is these mission requirements which effectively set the flight path angle at entry. Iteration of this process may be required several times before all mission requirements are fully satisfied.
milstar: A similar approach is followed for a MaRV warhead delivery system. Maneuvering is a defensive tactic that a re-entry vehicle designer uses to confound the guidance algorithms of an interceptor vehicle. There are multiple ways for the designer to provide maneuverable capability in a re-entry vehicle, such as moveable flaps which can provide one, two, or three degrees of freedom (pitch, yaw, and roll). Control can also be effected by moving a mass laterally in the vehicle to offset the vehicle’s center of gravity (e.g., the Gemini capsule had a slight mass offset to provide a trim angle of attack whose direction and magnitude could be controlled by the astronaut). The resulting mass asymmetry is equivalent to an aerodynamic asymmetry. 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. Figure 6 illustrates the effects of nose bluntness ratio (Rnose/Rbase) on a 10.0 deg half-angle sphere-cone lift to drag coefficient L/D based on classical Newtonian theory over an angle of attack range from zero up to the cone half-angle.
milstar: По отрывочным сведениям, просочившимся в печать, можно понять, что в головной части «Тополя» находится несколько маневровых реактивных двигателей и прямоточный реактивный ускоритель. В результате боеголовка, затормозившая при вхождении в атмосферу, снова увеличивает скорость до гиперзвуковой и совершает зигзагообразные маневры. Предсказать ее полет становится просто невозможно. Следовательно, и поразить ее средствами противоракетной обороны тоже нельзя, поскольку их нельзя точно навести. Вот как об этом однажды сказал Юрий Балуевский, комментируя испытания боеголовки: «Это гиперзвуковой летательный аппарат. Полет нового летательного аппарата производился по «неклассической схеме». Он способен летать не только по баллистической траектории с гиперзвуковой скоростью, но и в атмосфере, произвольно изменяя траекторию полета. Это позволяет ему преодолевать любые перспективные системы противоракетной обороны». Назвав боеголовку «летательным аппаратом», начальник российского Генштаба дал понять, что она как минимум имеет собственную двигательную установку. Более того, не исключено, что это не просто боевой блок баллистической ракеты с двигателем, а самостоятельный летательный аппарата, доставляемый с помощью межконтинентальной ракеты на территорию противника. Скорее всего это крылатая ракета, потому что только она может летать в атмосфере с гиперзвуковой скоростью. http://nvo.ng.ru/printed/88996
milstar: 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
milstar: Opredelija NASA http://www.grc.nasa.gov/WWW/K-12/airplane/lift1.html Lift is the force that directly opposes the weight of an airplane and holds the airplane in the air. Lift is generated by every part of the airplane, but most of the lift on a normal airliner is generated by the wings. Lift is a mechanical aerodynamic force produced by the motion of the airplane through the air. Because lift is a force, it is a vector quantity, having both a magnitude and a direction associated with it. Lift acts through the center of pressure of the object and is directed perpendicular to the flow direction. There are several factors which affect the magnitude of lift. HOW IS LIFT GENERATED? There are many explanations for the generation of lift found in encyclopedias, in basic physics textbooks, and on Web sites. Unfortunately, many of the explanations are misleading and incorrect. Theories on the generation of lift have become a source of great controversy and a topic for heated arguments. To help you understand lift and its origins, a series of pages will describe the various theories and how some of the popular theories fail. Lift occurs when a moving flow of gas is turned by a solid object. The flow is turned in one direction, and the lift is generated in the opposite direction, according to Newton's Third Law of action and reaction. Because air is a gas and the molecules are free to move about, any solid surface can deflect a flow. For an aircraft wing, both the upper and lower surfaces contribute to the flow turning. Neglecting the upper surface's part in turning the flow leads to an incorrect theory of lift. NO FLUID, NO LIFT Lift is a mechanical force. It is generated by the interaction and contact of a solid body with a fluid (liquid or gas). It is not generated by a force field, in the sense of a gravitational field,or an electromagnetic field, where one object can affect another object without being in physical contact. For lift to be generated, the solid body must be in contact with the fluid: no fluid, no lift. The Space Shuttle does not stay in space because of lift from its wings but because of orbital mechanics related to its speed. Space is nearly a vacuum. Without air, there is no lift generated by the wings. NO MOTION, NO LIFT Lift is generated by the difference in velocity between the solid object and the fluid. There must be motion between the object and the fluid: no motion, no lift. It makes no difference whether the object moves through a static fluid, or the fluid moves past a static solid object. Lift acts perpendicular to the motion. Drag acts in the direction opposed to the motion. You can learn more about the factors that affect lift at this web site. There are many small interactive programs here to let you explore the generation of lift. You can view a short movie of "Orville and Wilbur Wright" discussing the lift force and how it affected the flight of their aircraft. The movie file can be saved to your computer and viewed as a Podcast on your podcast player. Подъёмная сила — составляющая полной аэродинамической силы, перпендикулярная вектору скорости движения тела в потоке жидкости или газа, возникающая в результате несимметричности обтекания тела потоком. В соответствии с законом Бернулли, статическое давление среды в тех областях, где скорость потока более высока, будет ниже, и наоборот. Например, крыло самолета имеет несимметричный профиль (верхняя часть крыла более выпуклая), вследствие чего скорость потока по верхней кромке крыла будет выше, чем над нижней. Создавшаяся разница давлений и порождает подъёмную силу. Полная аэродинамическая сила — это интеграл от давления вокруг контура крыла. http://ru.wikipedia.org/wiki/Подъёмная_сила
milstar: With reference to Appendix B, the weight of the warhead in a typical high performance re-entry vehicle is between 50 and 75 percent of the total vehicle weight. If the decoy has the same physical size characteristics (and thus aerodynamic drag) as the warhead carrying vehicle, then the Ballistic Coefficient b for the decoy will be between 25 and 50 percent of the warhead carrying vehicle. With reference to Figure 1, assume the warhead carrying vehicle has a b of 1000 and the decoy has a b of 500. http://exoaviation.webs.com/pdf_files/Atmospheric%20Re-Entry.pdf
milstar: http://www.scribd.com/doc/53416290/Atmospheric-Re-Entry-Vehicle-Mechanics Minimal energy trajectory ################ str.124/142 Fig. 7.4 Initial flight path angle as function of range s zemli 2000 km -40° 4000 km -36 ° 6000 km -32 ° 8000 km -27 ° 9000 km -25° 10000 km -22.55° 11000 km -20 ° 18000 km -5 °
milstar: http://www.scribd.com/doc/53416290/Atmospheric-Re-Entry-Vehicle-Mechanics Minimal energy trajectory ################ str.124/142 Fig. 7.4 Initial flight path angle as function of range s zemli 2000 km -40° 4000 km -36 ° 6000 km -32 ° 8000 km -27 ° 9000 km -25° 10000 km -22.55° 11000 km -20 ° 18000 km -5 °
milstar: fig 7.5 124/142 Skorost i skorost w apogee to ranga 1000 km - w apogee 600-700 m/sek , na zemle 3000 m/sek 2000 km - 1100 m/sek, 4000 m/sek 3000 km -1650 m/sek ,4800 m/sek 4000 km - 2100 m/sek ,5300 m/sek 5000 km - 2600 m/sek ,6000 m/sek 6000 km - 3000 m/sek ,6200 m/sek 7000 km- 3500 m/sek ,6600 m/sek 8000 km -4000 m/sek ,6800 m/sek 9000 km - 4200 m/sek ,7000 m/sek 10000 km -4700 m/sek ,7200 m/sek 11000 km - 5000 m/sek ,7300 m/sek 12000 km -5300 m/sek ,7500 m/sek 15000 km - 6200 m/sek ,7800 m/sek 19000 km -7700 m/sek ,7900 m/sek
milstar: fig 7.6 1257143 apogej ot dalnosti 1000 km -230 km 2000 km -430 km 3000 km -640 km 4000 km -800 km 5000km -960 km 6000 km -1100 km 7000 km -1200 km 8000 km -1260 km 9000 km -1300 km 10000 km -1320 km 11000 km -1300 km 12000 km -1260 km 15000 km -960 km 18000 km -430 km 19000 km -230 km
milstar: Fig 7.7 wremja to dalnosti 1000 km -500 sek 2000 km -700 sek 3000 km -880 sek 3500 km -1000 sek 5000 km -1260 sek 8000 km -1700 sek 10000 km -1900 sek 19000 km -2500 sek
milstar: Fig 7.16 /154 dlja 7000 m/sek ,25° ygol wxoda s dalnostju 8910 km http://www.scribd.com/doc/53416290/Atmospheric-Re-Entry-Vehicle-Mechanics Effect wraschenija Zemli na schirote 45 ° dalnost " - +" 550 km w zawisimosti ot azimuta -90° ... +90° Azimut = 0° pri naprawleniii ot tochki starta na NORD Xoroscho izwestno chto pri zapuske sputnika s Ekwatora wostochnoe naprwalenie ( sowp .s napr. wraschenii Zemli) ############################################################################ imeet preimuschestwa ################## Dalnost ballisticheskix raekt sootwestwenno boslche pri zapuske w wostochnom naprawlenii ############################################################ Dlaj toj ze samoj otnostitelnoj skorosti ,potr. energii wiigrisch ot yvelcihenija absoljutnoj skorosti i ymenschenija flight path angle (ygol soda ) Dannij effekt bolee znachitelen na ekwatore Otnositelno zwezd absoljutnij rang yvelichiwaetsja ----------------------------------------------------------- Xotja za wremja poleta fiks. punkt na Zemle smeschaetsja w wostochnom naprawlenii ,absoljutnaja dalnost wische ... Resultat -ywelichenie dalnosti mezdu 2-mja fiksirowannami punktami Dlja sputnikow danni jeffekt esche wische ... Na ekwatore -1200 km + 1400 km
milstar: Ballistic missile trajectory prediction using a state transition matrix http://faculty.kfupm.edu.sa/AE/aymanma/images/Ballistic%20missile%20trajectory%20prediction%20using%20a%20state%20transition%20matrix.pdf A method for the determination of the trajectory of a ballistic missile over a rotating, spherical Earth given only the launch position and impact point has been developed. The iterative solution presented uses a state transition matrix to correct the initial conditions of the ballistic missile state vector based upon deviations from a desired set of final conditions. A six-degree-of-freedom simulation of a ballistic missile is developed to calculate the resulting trajectory. Given the initial state vector of the ballistic missile, the trajectory is simulated and the state transition matrix propagated along the trajec- tory to the impact point. The error in the final state vector is calculated and elements of the initial state vector are corrected using the state transition matrix. The process is repeated until the ballistic missile impacts the target location within a pre- defined miss distance tolerance. The result of this research is an analysis tool which accurately solves for the initial state vector of the ballistic missile.
milstar: Na wisotax nize 50 km -lobowoe soprotivlenie (drag) stanowitsja wische chem wes boegolowki str.149/168
milstar: http://www.scribd.com/doc/53416290/Atmospheric-Re-Entry-Vehicle-Mechanics 168/179 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 S tochki zrneija perexwata ( minimlno zatr. traektorija i pri prochix rawnxi) naibolee slozni boegolowki s wisokim Beta =20000 na distanzii 6000 km ( ili blizkix 4000 km i 8000 km) , kotorie imejut max skorost kasanija s Zemlej i minimalnoe wremja reentry s wisoti 120 km =42 sek pri beta 20000 na dist 6000 km - 3818 metra/sek pri beta 10000 na dist 6000 km -2347 metra/sek Minimalno zatratno -start w wotochnom naprawlenii na odnoj shirote s celju ################################################## S rajonow Saxalina ,Kamchatki po celjam na zapadnom poberez'e USA
milstar: THE DESCRIPTIVE GEOMETRY OF NOSE CONES http://www.if.sc.usp.br/~projetosulfos/artigos/NoseCone_EQN2.PDF Nose cone design http://en.wikipedia.org/wiki/Nose_cone_design
milstar: http://www.scribd.com/doc/73116189/Ballistic-Glide-Re-Entry-Vehicle-BGRV-and-Indian-Missile-Program Page:905 Feb, 2011 BGRV •Aerodynamics –Long, high aspect ratio body –Slight angle of attack to generate lift. –Control surfaces: fins | paddles | small gas thrusters •Flight –On board flight control and navigation: Hi Accuracy –~ 25 G maneuvering –Porpoise maneuver in pitch axis –“S” shape maneuver in azimuth plane –Rolling to spread heat and reduce thermal shielding
milstar: Srawnenie konstrukzij boewix blokow i traektorij MARV str. 21-27 ########################################### 1. Pershing-2 2.Agni BGRV 4.2 metra dlinnoj ruli ,dwigatel ,yabch 3.Kitaj/Pakistan -M11 wes yabch okolo 35 % ot 1762 pounds 4. Topol-M http://www.scribd.com/doc/73116189/Ballistic-Glide-Re-Entry-Vehicle-BGRV-and-Indian-Missile-Program
milstar: The maneuverable reentry vehicle (abbreviated MARV or MaRV) is a type of ballistic missile warhead capable of shifting targets in flight. Refer to atmospheric(? to awtora postinga ) reentry. ----------------------------------------------------------- There are several types, of which examples include: 1. Agni-V -bolee 5000 km 2. Trident -the version designed for the Trident missile, which had to be able to evade Soviet anti-ballistic missile systems.(Evader Mk.500) 3. MGM-31C Pershing II the active radar terminal-guidance version with pinpoint accuracy for the MGM-31C Pershing II missile 4. Pakistan -Shaheen IA 5. Pakistan -Shaheen-II 2500 km 6. Kitaj B-611 -400 + km 7.DF-15 8. the high hypersonic land-based anti-ship ballistic missile variant of the DF-21 2500 -2700 km 9.DF-31 11000 -12000 km,42 tonni 3 MaRV 20 kt,90 kt,150 kt 10DF-41 12000 km ,30 tonn 11. JL-2 do 14000 km s ymensch. nagruzkoj ,42 tonni 12.R-29RMU2 Liner 13. RSM-56 Bulava the warheads used by the Topol-M and RS-24 missile which are designed to defeat US ABM systems. (awtor postinga SS-27 Sicle B -1 Marv i SS-x-29 3 MaRv) http://en.wikipedia.org/wiki/B-611
milstar: Mk. 500 Evader Маневрирующая боеголовка Старт программам разработки маневрирующих боевых блоков был положен в конце 60х годов. В отличие от обычных боеголовок завершающих полет по баллистической траектории, Evader должен был быть способен совершать предварительно подготовленные маневры на атмосферном участке полета, что позволило бы эффективно противостоять противоракетной обороне противника. Mk. 500 имела простую навигационную систему и представляла из себя конус со скошенной носовой частью. Создаваемая за счет этого подъемная сила контролировалась качанием корпуса за счет передвижения внутренней инертной массы, роль которой выполнял блок электроники. Это было достаточно примитивное устройство при разработке которого главным требованием было способность совершать манер противоракетного уклонения, в то время как точность не являлась критичной. Тем не менее, дальнейшие тесты показали, что потеря точности по сравнению с базовым боевым блоком была вполне приемлемой, и более того, последующие исследования подсказали путь использования маневрирующей боеголовки для существенного улучшения точности, когда достигнув цели боеголовка начинала пикировать вертикально вниз, тем самым устраняя разброс создаваемый разницей в скорости подрыва зарядов. MaVR Evader была одна из наиболее продвинутых тестовых программ проведенных Lockheed совместно с General Electric. Все шесть тестов (6 марта, 9 мая, 22 августа, 10 сентября 1975 года, и 23 января 1976 года) произведенных на военно-воздушной базе Vandenberg использовавших в качестве ускорителей Minuteman и Trident I были признаны успешными. В результате тестов была продемонстрирована возможность реализации маневрирующего боевого блока, были отработаны системы управления и наведения, отработана совместимость с системой Trident I. Несмотря на успешность тестов, Mk. 500 не выпускалась серийно. Предоставляемые возможности высокоточного поражения защищенных целей насторожили членов конгресса, опасавшихся что данная система может послужить предметом эскалации и спровоцирует новый виток гонки вооружений. Разработка была заморожена с возможностью начать серийное производство Mk. 500 в сжатые срока в случае возникновения такой необходимости. Программа AMaRV (Продвинутый Маневрирующий Боевой Блок разработки McDonnell Douglas) Целью опытной программы AMaVR было улучшение качеств заложенных в маневрирующий боевой блок предыдущего поколения (Mk. 500), позволяющих как выполнять маневры уклонения на от более совершенных перехватчиков на большей высоте и скорости, так и повысить точность по сравнению с традиционными баллистическими боеголовками. Проект был рассмотрен в январе 1976 года, и в сентябре того же года был одобрен контракт на строительство четырех блоков и проведение полетных испытаний, состоявшихся 20 декабря 1979, 8 октября 1980 и 4 октября 1981 года с использованием ракеты Minuteman I. Боеголовка имела массу около 470 кг, с носовой частью в виде усеченного конуса с радиусом носовой части 2.34 см и углом между высотой и образующей в 10.4°, радиусом промежуточного сечения 14.6 см, с уменьшением угла до 6°. Полная длина составляла 2.079 метра. Система управлялась посредством четырех отклоняемых закрылков с гидравлическим приводом, использовала инерциальную систему наведения (тестировалась с использованием лазерных гироскопов) и систему астрокоррекции; позволяла использовать новые углы атаки, диапазоны скорости и ускорения. Прецизионный управляемый боевой блок (PGRV Mk. 600) Разработка прецизионного управляемого боевого блока (PGRV) началась в 1976 году. Боевой блок в дополнение к технологиям отработанным в программе AMaRV, использует датчики терминального наведения, позволяющих корректировать траекторию на заключительном этапе полета. Использование предыдущих технологических наработок, позволило создать систему существенно повысившую возможности поражения высокозащищенных целей, или при использовании зарядов малой мощности, достичь замечательных характеристик уничтожения целей при минимальном сопутствующем ущербе. Боеголовка получила наименование Mk. 600 и является альтернативным оснащением для ракет Trident II. При подготовке текста использовались следующие материалы: Nuclear Weapons Databook, Volume I, p. 110 From Polaris to Trident: The Development of US Fleet Ballistic Missile Technology, p. 134 Dynamics of Atmospheric Re-Entry, American Institute of Aeronautics and Astronautics http://www.ssp.navy.mil/about/history_chronology_66-75.shtml http://www.ssp.navy.mil/about/history_chronology_76-85.shtml и другие
milstar: http://www.dtic.mil/cgi-bin/GetTRDoc?AD=ADA315439&Location=U2&doc=GetTRDoc.pdf Pershing II missile. After the warhead reenter the atmosphere, conducts the lift - drag flying maneuver. On one hand, it is advantageous to avoid being intercepted by the air defense, enhance the surprise attack ability, on the other hand, it will slow down the warhead, make the warhead fall to the target almost vertically at the end of the trajectory, create the favorable condition for the scene matching terminal guidance. When the warhead fall down to about 8 Km - 10 Km high, the radar area correlation terminal guidance will start working. At that time, the real aperture image radar antenna will begin a circular image scanning, the scanning frequency is 2 cycles per second, the center is vertical to the horizon, thetargetareaisthedeadcenterunderthewarhead. Thecircularradar image of target area is processed through geometric distortion correction, coordinate transformation and image pre-processing, the scanning frequency is 2 cycles per second, the center is vertical to the horizon, thetargetareaisthedeadcenterunderthewarhead. Thecircularradar image of target area is processed through geometric distortion correction, coordinate transformation and image pre-processing, and then is correlatively compared with the pre-stored reference images in the correlation computer, the best matching point at which the real time radar image coincide in the reference image is found, the precise position of the warhead relating to the target is calculated. This position informationisusedbythecontrolsystemtocorrectthetrajectory. The time for finishing image correlation is about 1 second, in which the former 0.5 second is used by the radar antenna to scan a circle to get the real time radar image, the later 0.5 second is used for correlation processing. Thewholesectionofradarareacorrelationterminalguidance need 3 to 4 times such revision process till the warhead is 900 meter abovetheground. Afterthatthewarheadwillfalldirectlytowardsthe target. These several times of correlation locating and trajectory revision, lowered the Pershing II missile's CEP of targeting to only 30 meters. The radar area correlation terminal guidance system that Pershing II missile uses is developed by GoodYear Corporation. It includes a three degree of freedom stabilized image radar antenna, radar transmitting and receiving system, high speed correlation processor, power supply system, digital reference image, correlation processing software, radar antenna cover which is also acting as warhead's cowl. The main part of the radar area correlation equipment weights about 57 Kg without the radar antenna cover. This part is placed in the front of the warhead, among which the three degree of freedom antenna is in the antenna coverwhichhasthegoodperformanceofwavetransmitting. Theimage radar antenna is in the shape of cutting paraboloid, adopts the deviation focus forward feed horn illuminator to form a 2.2 * 22 degree sector wave
milstar: and assure that pitching wave beam (22 degree direction) deviates from the antenna rotation scanning center in a fixed angle. When the antenna scans the target area to get image, the rotation center of the antenna need to track the vertical line because of the different warhead postures. It means that the antenna need to do position and pitching follow-up. Thus this radar image antenna is a kind of stable antenna equipment which has three degree of freedom of position, pitching and rotation and equipped with three follow-up control systems. The image radar that Pershing II warhead terminal guidance system uses is a real apertureradarwhoseworkingfrequencyisinJband. Thesenderinthis radar is a incoherent pulse magnetron sender, the success rate of sending pulse peak value is about 60 km. In order to improve the performance of this radar, the frequency sudden changing technology is used. The received ground echo wave signal is processed by direct frequency mixing, local oscillator uses sudden frequency changing tracking local oscillator with appropriate frequency. The logarithm intermediate frequency amplifier preserves the reflection system information of different land objects in big area. Besides the pre-processing and output data processing, the main computing task of the correlation computer is correlation operation. For example, the pixels of the real time radar image are 128 * 128 matrix, the pixels of the reference image are 256 * 256 matrix, the computing quantity of finishing a whole image searching need 270 million operations, if it is necessary to finish this amount of computing within 0.5 second, the computer speed will be more than 500 millionoperationspersecond. Eventhesimplestcorrelationalgorithmis used, such as Mean Absolute Difference (MAD) algorithm, and with effective speedy searching algorithm which cut the computing burden significantly, the computer's speed should be more than 50 million operations per second. In the 70's, because of the application difficulty of the computer technology in the missile, an optical correlation device was used instead. Later, the all digitized correlation processor took place of the optical correlation device. To achieve the processing speed of 50 million operations (addition) per second in the missile, it is impossible to imagined with a single CPU computer at that time. So, we can deduce a conclusion that its correlation computer uses multi CPU parallel connectingtechnology,orarraycomputertechnology. Theradarreference images that this radar area correlation processor uses are made by the automatic reference map generating equipment which is developed by the GAC Corporation. ThisequipmentusesthestandardizeddatabaseDLMSproduced by National Defense Mapping Bureau of the US, the designated target area, and the radar parameters in the missile to generate the radar reference image which can be stored onto the memory in the missile's correlation computer.
milstar: http://www.nap.edu/openbook.php?record_id=12061&page=206 The Why and How of Boost-Glide Systems Given the prominence of the boost-glide technology in some of the options under consideration in this report, it is useful to include an appendix explaining semiquantitatively what the technology can and cannot accomplish, its relation to the fractional orbit bombardment systems (FOBSs) technology discussed during the 1960s and 1970s, and some of the technical challenges involved. 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. 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. The space shuttle on reentry is an example of a hypersonic lifting body. First consider the BGV for relatively short-range systems—up to a few thousand kilometers in range—in the approximation of a flat Earth. An important simplification arises from the fact that the atmosphere is shallow; the air density falls by a factor e = 2.72 for each 8 km increase in altitude. As is the case with a normal glider, the aerodynamic support of the vehicle against gravity (the “lift” L) is accompanied by “drag due to lift,” as characterized by the lift-to-drag ratio (L/D); for a clean subsonic glider aircraft this may be as much as 40, but for a hypersonic lifting body an L/D = 2.2 is an achievement. In the numerical examples, it is assumed that L/D = 2.2. With the glider aircraft or for a powered vehicle that has run out of fuel and that is gliding for as long a distance as possible, the drag, D, extracts energy from the vehicle—from its store of kinetic energy MV2/2 and potential energy MgH;
milstar: 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. It is important to recognize that there is “no free lunch” in phugoid flight, ############################################### (str.207) 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: http://www.nap.edu/openbook.php?record_id=12061&page=210#p200161e09960210001 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. As indicated in Figure G-1, 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. For speeds in the upper atmosphere comparable to the orbital velocity in low Earth orbit (LEO), almost no aerodynamic lift is necessary, so the glide range can be astonishing—say, on the order of 13,000 nautical miles (nmi) in some cases. Since Earth’s circumference is 360 degrees of arc and each arc minute is 1 nmi, the circumference of the world is 21,600 nmi (precisely 40,000 km, by the definition of the meter).
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, 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” ####################################### str 214 http://www.nap.edu/openbook.php?record_id=12061&page=214 with essentially infinite “range extension” and substantial cross-range maneuver capability.
milstar: 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 Indeed, much of the protection system could be in the form of non-ablating material such as the “tiles” on the space shuttle. 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.”
milstar: http://www.ausairpower.net/APA-Sov-FOBS-Program.html The Soviet Fractional Orbital Bombardment System Program The Fractional Orbital Bombardment System (FOBS) as it was known in the West, was a Soviet innovation intended to exploit the limitations of US BMEW radar coverage. The idea behind FOBS was that a large thermonuclear warhead could be inserted into a steeply inclined low altitude polar orbit, such that it would approach the CONUS from any direction, but primarily from the southern hemisphere, and following a programmed braking manoeuvre, re-enter from a direction which was not covered by US BMEW radars. The first warning the US would have of such a strike in progress would be the EMP transients produced by the nuclear devices initiating over their programmed targets in the CONUS. The missile’s flight profile comprised four phases – boost phase, orbital phase, braking phase and finally, the re-entry phase. The weapon’s 1,700 kg orbital stage was designated the 8F021 OGCh, which comprised a fuselage, an instrument section with an inertial guidance system, the de-orbit engine section, and an 8F673 ~5 Megatonne nuclear warhead section. The 8F021 would, as it neared the de-orbit manoeuvre entry point, start the AT/UDMH liquid fuelled de-orbit engine turbopump using a solid propellant gas generator. Exhaust gasses from the turbine were used for vehicle attitude control, using a 4 + 4 thruster arrangement. This de-orbit engine design later formed the basis of the Tsiklon 3 ELV S5.23/RD-861 third stage orbital engine, rated at 78.710 kN / 17,695 lbf. The cited CEP for the RV was 1.1 km. Conceived at the peak of the Cold War, the Soviet FOBS effort showed the extreme lengths to which the Soviets were prepared to go in order to gain a decisive advantage over the West in a nuclear confrontation. The usefulness of the FOBS declined very rapidly, as the US deployed early warning satellites capable of tracking missile launch signatures, and the expanded coverage BMEWS network, with the new phased array AN/FPS-115 PAVE PAWS detection and precision tracking radars.
milstar: The DARPA/Air Force vision for FALCON is to develop, by 2025, a reusable hypersonic cruise vehicle that could take off from a conventional military runway and strike targets 9,000 nautical miles away in less than two hours. Flying at speeds up to eight times the speed of sound (Mach 8), the hypersonic cruise vehicle would carry a 12,000-pound payload comprising several unpowered, maneuverable, hypersonic glide vehicles called common aero vehicles; cruise missiles; small diameter bombs or other munitions. Each common aero vehicle would carry approximately 1,000 pounds in munitions. The demonstration common aero vehicle system will be able to fly 3,000 nautical miles in approximately 800 seconds and deliver a 1,000-pound penetrator munition. An enhanced version of this demonstration system will be able to fly 9,000 nautical miles in approximately 3,000 seconds http://www.globalsecurity.org/space/systems/hcv.htm
milstar: Орбитальные ракеты по сравнению с баллистическими обеспечивают следующие преимущества: неограниченную дальность полёта, позволяющую поражать цели, недосягаемые для баллистических межконтинентальных ракет; возможность поражения одной и той же цели с двух взаимно противоположных направлений, что вынуждает вероятного противника создавать противоракетную оборону как минимум с двух направлений и затрачивать значительно больше средств. Например, оборонительная линия с северного направления - "Safeguard", стоила США десятки млрд долларов.; меньшее время полёта орбитальной головной части по сравнению со временем полёта головной части баллистических ракет (при пуске орбитальной ракеты по кратчайшему направлению); ################################################ Apogej obichnix ballisticheskix raket 1300 km ,skorost w rajone apogeja gorazdo mensche ... 4 km/sek Apogej fractional orbit 200 km ,skorost postojanna 7.9 km/sek Dlja RLS celi s nizkim Apogeem bolee slozni ################################# невозможность прогнозирования района падения боевого заряда ОГЧ при движении на орбитальном участке; http://rbase.new-factoria.ru/missile/wobb/8k69/8k69.shtml http://rbase.new-factoria.ru/missile/wobb/8k69/8k69.shtml В процессе полета орбитальной ракеты осуществляются: Разворот ракеты в полете до заданного азимута стрельбы (в диапазоне углов +180°). Разделение I и II ступеней. Выключение двигателей II ступени и отделение управляемой ОГЧ. Продолжение автономного полета ОГЧ по орбите искусственного спутника Земли, управление ОГЧ с помощью системы успокоения, ориентации и стабилизации. После отделения ОГЧ коррекция ее углового положения таким образом, чтобы к моменту первого включения радиовысотомера РВ-21 ось антенны была направлена к геоиду. После проведения коррекции ОГЧ движение по орбите с углами атаки О градусов. В расчетный момент времени первое измерение высоты полета. Перед вторым измерением тормозная коррекция высоты полета. Второе измерение высоты полета. Ускоренный разворот ОГЧ в положение спуска с орбиты. Перед спуском с орбиты выдержка в течение 180 с для отработки угловых возмущений и успокоения ОГЧ. Запуск тормозной двигательной установки и отделение приборного отсека. Выключение тормозной ДУ и отделение (через 2-3 с) отсека ТДУ от ББ. Такая схема полета орбитальной ракеты и определяет ее основные конструктивные особенности. К ним, прежде всего, относятся: наличие тормозной ступени, предназначенной для обеспечения спуска ОГЧ с орбиты и оснащенной собственной двигательной установкой, автоматом стабилизации (гирогоризонт, гировертикант) и автоматом управления дальностью, выдающим команду на выключение ТДУ; оригинальный тормозной двигатель 8Д612 (разработка КБ "Южное"), работающий на основных компонентах топлива ракеты; управление дальностью полета путем варьирования времени выключения двигателей II ступени и времени запуска ТДУ; установка в приборном отсеке ракеты радиовысотомера, осуществляющего двукратное измерение высоты орбиты и выдающего информацию в счетно-решающее устройство для выработки коррекции времени включения ТДУ.
milstar: Section 7: Implications of Maneuvering for Satellite Mass http://www.ucsusa.org/assets/documents/nwgs/space_weapons_section_7.pdf This mass penalty increases rapidly as ∆V increases, as Figure 7.1 and Table 7.1 show. To carry out a maneuver requiring a ∆V of 5 km/s (or several maneuvers that added up to 5 km/s), a one-ton satellite would need to carry 4.3 tons of pro- pellant to conduct this maneuver. izmenenie ∆V na 5 km/s ywelichiwaet massu w 5.3 raza Massa i gabariti 170 (wozmozno 340 kt )kt W-80 yabch 300* 800 mm ,130 kg
milstar: Ion thrusters, for example, have exhaust velocities 10 to 20 times higher than chemical thrusters, but currently their mass flow rates are many thousands of times smaller. As a result, these engines produce thrust levels thousands of times less than conventional thrusters, which would require them to operate thousands of times longer than a conventional engine to bring about the same ∆V (see below). Such thrusters can be practical for an application such as stationkeeping, which does not need to occur rapidly. But low-thrust engines are not appro- priate for missions that require a rapid response, such as ballistic missile defense and other military missions. For such applications, chemical thrusters remain the only practical choice for the foreseeable future. ################################################################
milstar: Two other important desirable characteristics are embodied in the CPGS concept. One is the need to have a high probability of penetrating defenses and reaching the target, and the other is the ability to do this without risking U.S. personnel. These concerns are highest in the leading edge of an attack against a formidable adversary when the adversary’s air defenses have not been suppressed. http://www.nap.edu/openbook.php?record_id=12061&page=93 These considerations favor 1.longer-range ballistic missiles 2.or boost-glide missiles 3.or hypersonic cruise missiles that could be launched from submarines, long-range aircraft, or land bases. Missiles capable of operation from CONUS (range > 6,500 nmi) are ballistic or boost-glide in nature. For intermediate ranges (2,500 nmi < range < 3,500 nmi), ballistic, boost-glide, and hypersonic cruise missiles are all candidates.
milstar: The bent-nose biconic vehicle with the thicker heat shield is very similar to the Navy Strategic Systems Mk 500 evader maneuvering reentry body http://www.nap.edu/openbook.php?record_id=12061&page=106 For the biconic vehicle, several hundred additional miles in range and footprint are achieved by aerodynamic maneuvering to dump energy for best penetrator-munition performance. The maneuver used to reduce velocity is typically a pull-up followed by a pull-down to vertical flight.
milstar: Boost-Glide Missiles: Conventional Strike Missile and Advanced Hypersonic Weapon A proposed alternative to a conventional ballistic missile is a (hypersonic) boost-glide vehicle— here a rocket is used to boost to high speed an aerodynamically controlled glide vehicle that maneuvers to the target. Concepts in which the initial phase of flight includes a ballistic segment have been proposed, while other concepts fly entirely endoatmospheric trajectories. Following apogee, the glide vehicle descends into the atmosphere where a pull-up maneuver is executed to position the vehicle on an equilibrium glide slope. The vehicle then glides unpowered to the target area. http://www.nap.edu/openbook.php?record_id=12061&page=113
milstar: The CSM concept pushes the performance envelope in the areas of thermal protection systems and air-launched weapon dispensing mechanisms. While a ballistic reentry body typically spends less than 60 seconds ######################################################################### W moment kasanija zemli skorost Trident D-5 menee 4 km /sek ili M12 ------------------------------------------------------------------------------- in the oxidative hypersonic environment, the first version of CSM is proposed to fly in it for about 800 seconds, stressing current technology. A planned second version of CSM would increase the maximum glide range to 9,000 nmi, which would require the development of new thermal protection technology to operate for up to 3,000 seconds in the stressing hypersonic environment. The CPGS AoA is modeling hypersonic boost-glide vehicles as slowing to Mach 5 to dispense their weapons. This speed seems at the same time aggressively high for dispensing and questionably low for surviving strong local air defenses. -------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------- Norma dlja S-300v ,S-400 ################ S-300V 9m82me mozet manewrirowat s 30 G i perxwat . cel so skorostju 4500 metr/sek (sootw traektorii .minim energii raketa s dalnostju 2500 km) bolee menschaja 9m83me perxwat cel so skorostju 3000 metr/sek (sootw . 1100 km ) http://www.ausairpower.net/APA-Giant-Gladiator.html
milstar: maximum range of approximately 1,000 nmi if operated at a cruise speed of Mach 4. While this range is much shorter than that envisioned for a CPGS system, this capability could become an important element of a future tactical system if routinely installed on forward-deployed ships and submarines. The possibility of employing hypersonic cruise missiles from the SSGN platform also provides an interesting potential. ########################################################################### Wmesto 154 Tomogawk In designing the cruise missile for integration into an SSGN canister, the missile cross-sectional shape will likely not be circular, but rather designed to fit within a pie-segment of the cylindrical launcher. In this case, a larger effective missile diameter can be achieved. If the SSGN launch tubes are modified to hold three hypersonic cruise missiles, calculations indicate that the powered range of the missile would be greater than 2,000 nmi (i.e., roughly the same range capability of a submarine-launched, intermediate-range ballistic missile). Air-launched, hypersonic cruise missiles have been proposed in order to satisfy the demands of the CPGS mission (see Mach 6 Missile in Table 4-1). Launched from a bomber, the cruise missile would be a two-stage system consisting of a solid-rocket-powered first stage and a second-stage air-breathing cruise vehicle powered by either a ramjet or a scramjet engine. The air-launched missile would be capable of carrying a 2,000 lb warhead to a range of approximately 2,000 nmi. The air-breathing propulsion system would offer advantages in terms of trajectory flexibility and energy management, allowing for in-flight rerouting, avoiding overflight, and optimizing the terminal approach geometry http://www.nap.edu/openbook.php?record_id=12061&page=118
milstar: Thermal management issues associated with hypersonic cruise missiles are quite different from those involving ballistic or boost-glide systems. ########################################################################################## Operating at a maximum speed of Mach 6, the heat transfer to the external air vehicle is substantially lower than that of reentry vehicles, and metallic structures can be used. In the internal portion of the flow-path, either high-temperature ceramic-matrix composites or fuel-cooled metallic structures can be used. Thus, many of the issues associated with ablative thermal protection systems, which are required for ballistic and boost-glide systems, are avoided. http://www.nap.edu/openbook.php?record_id=12061&page=118 Existing high-β ballistic reentry vehicles are designed with thermal protection systems (TPSs) that use ablative materials to survive an extremely high-heat-flux environment for the short reentry times. Modern reentry vehicles use a shape-stable carbon material nosetip with a carbon-phenolic heat shield for thermal protection downstream of the nosetip. Through extensive development and testing, carbon-phenolic material has proven to be the best choice based on its density, ablation characteristics, and relatively low thermal conductivity The air-breathing Mach 6 missile (hypersonic cruise missile) represents a new class of delivery system, which is immature relative to the ballistic systems. ################################################################################################### NASA-funded X-43, DARPA/ONR-funded HyFLY, and USAF/DARPA-funded X-51 programs. These programs have demonstrated or will demonstrate critical aspects of the propulsion technology necessary to enable a Mach 6 cruise missile. Furthermore, the Air Force Research Laboratory is exploring the technologies associated with a Mach 6 hypersonic cruise missile under its Robust Scramjet Technology program. In 1998, the National Research Council conducted a study evaluating the U.S. Air Force Hypersonic Technology (HyTECH) program. 15 This study concluded that the development of a Mach 6 missile in 2015 was feasible. Although not all recommendations in that report were implemented, the technology readiness of hypersonic cruise missiles is such that this type of capability can be deployed in about 2020.
milstar: Finding 1. The command, control, communications, computer, intelligence, surveillance, and reconnaissance (C4ISR) systems needed to enable conventional prompt global strike (CPGS) are only sufficient to meet the CPGS time lines under limited conditions. Significant additional effort will be required to provide seamless integration of numerous disparate systems and to increase the global coverage of the Digital Point Positional Data Base. Finding 2. Conventional Trident Modification (CTM) represents the only nearterm option for a CPGS capability, #################################################################### but the system accuracy has not been demonstrated, and the kinetic energy projectile (KEP) warhead will likely be effective against only a subset of candidate targets. In addition, the limited maneuverability of the proposed CTM reentry vehicle will result in an inability to attack targets in many urban and mountainous regions. Finding 3. A modified version of the Trident missile system, designated in this report as CTM-2, could provide enhanced weapons effectiveness with larger and more flexible payloads. Finding 4. More-advanced concepts for CPGS, such as CTM-2, Conventional Strike Missile (CSM), and Advanced Hypersonic Weapons (AHWs), offer the potential for improved system performance through more flexible payloads and trajectories, but these concepts carry high technical risk that must be mitigated prior to any deployment decision. Finding 5. The attack of moving targets and incorporation of battle damage assessment in a CPGS setting will require the development of significant new capability, which could be accomplished with a combination of deployed terminal sensors and weapon data links. http://www.nap.edu/openbook.php?record_id=12061&page=137
milstar: While Conventional Trident Modification (CTM) or CTM-2 is a relatively inexpensive potential means to meet important aspects of the CPGS need and to do so in 3 to 5 years Est i versii modifikazii D-5 dlja BMDO ---------------------------------- http://www.nap.edu/openbook.php?record_id=12061&page=139 T.e. -Variazii na baze suschestw. raket kak dlja globalnogo ydara ,attaki mobilnix celej tak i dlja BMDO
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: 1. The rotation of the Earth gives a rocket an eastward velocity even before it is launched.5 If the rocket is launched to the east, it can use this velocity to increase its speed. Since the speed of the Earth’s surface is greatest at the equator (0.456 km/s), launching from a location at low latitudes (near the equator) increases the rocket’s speed and therefore increases its launch capability. 2.For example, a rocket launched from the French Kourou launch site at 5.23° latitude could carry 20% more mass into a geosynchronous transfer orbit than could the same rocket from the Kazakh Baikonur launch site at 46° latitude.6 For a launch site at 70° latitude, the rocket could only carry half as much mass as one launched from Kourou. The launch from Baikonur would lose 0.14 km/s from the Earth’s rotation relative to a launch from Kourou, and rotating the orbital plane from an inclination of 46° to 0° would require ∆V = 2.4 km/s, assuming it was done once the satellite was in geostationary orbit. Air-launching has a number of practical advantages. Since the launch does not require a dedicated launch facility, this can in principle reduce costs and allow rapid launches. Since the launcher is mobile, the user can choose the location and latitude of the launch and can reduce restrictions on the direc- tion of launch by, for example, launching over the ocean. This increases the efficiency of getting to orbit and allows a satellite to be launched directly into a desired orbit rather than launching into an orbit determined by the launch site and then maneuvering into the proper orbit.8 Since the atmosphere rotates with the Earth, launching eastward from an aircraft allows the launcher to take advantage of the rotational speed of the Earth, just as launching from the ground does. Since the booster is released above the ground and with an initial velocity equal to that of the aircraft, the requirements on the booster are somewhat reduced. For example, some of the configurations discussed below could increase the booster payload by more than 50% relative to that for the same booster launched from the ground. Pegasus is an existing air-launched booster that is carried aloft by a B-52 for military payloads or by an L-1011 aircraft for civil payloads. The Pegasus XL has a mass of 23 tons. It can place 450 kg into a 200 km orbit at 28° inclina- tion, 330 kg into a 200-km polar orbit (90 ̊ inclination), and 190 kg into an 800-km sun-synchronous orbit. Dlja minimalno-zatratnoj ballistichesko traektorii na dalnost 8000 km zabrasiwaemaja massa ywelichiwaetsja primerno w 2.5 raza #################################################################################### wmesto 450 kg -1100 kg pri masse raketi 23000 kg
milstar: Other air-launch systems are being developed. The Air Force Research Laboratory is developing a microsatellite launch vehicle (MSLV) that would be launched from an F-15E aircraft, although there are currently no plans to build the system. The goal is a three-stage booster that could place a 100-kg satellite into a 225-km orbit. The aircraft is intended to climb at a 60° angle and release the booster at an altitude of 11.6 km at a speed of about 0.5 km/s. Ultimately, the goal is a 5-ton booster that would be able to place up to 200 kg in a 280-km orbit within 48 hours.11 ################################################## http://www.ucsusa.org/assets/documents/nwgs/section_8.pdf 100 kg na 225 km orbit = 250 kg na 8000 km http://www.responsivespace.com/Papers/RS1/SESSION9/ROTHMAN/9002P.PDF wes yabch 155 mm 1-1.5 kt = 17-18 kg ######################## The operational MSLV is to be a 4550 kg vehicle incorporating three Star rockets and a 100 kg payload, with a target orbit of 225km [4]. The MSLV is to have a length of 6.6 m and a maximum diameter of 1.27 m. Thethree-stageconfigurationofrocket motors was evaluated as providing the greatest payload to orbit [4,5]. The Star 48AV, Star 37GV and the Star 30BV were found to meet all performance requirements and fulfill the MSLV center of gravity requirements.
milstar: Section 8 Appendix A: Potential and Kinetic Energy of Satellites ############################################# The potential energy of a satellite is a measure of the energy required to lift it to its orbital altitude, whereas the kinetic energy reflects the amount of energy required to give the satellite its orbital speed. For a circular orbit at altitude h, the kinetic energy of a mass m due to its orbital speed is http://www.ucsusa.org/assets/documents/nwgs/section_8.pdf ratio of potential to kinetic energy h/2Re
milstar: Anaysis of Reentry Into the White Sands Missile Range (WSMR) for the LifeSat Mission* http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19930015528_1993015528.pdf
milstar: Naibolee wigodnoe ,minimalno zatratnoe po topliwu wostohnoe naprawlenie Naval base Bangor at 47°43′15″N 122°42′47″W, Beale Air Force Base 39°08′10″N 121°26′11″W PAVE PAWS radars Clear Air Force Station 64°17′26″N 149°11′13″W PAVE PAWS radars NORAD 38.7°N 104.8°W Pacific Fleet HQ 21°20′38″ N, 157°58′30″ W Seattle 47°36′35″ N, 122°19′59″ W Сан-Франци́ско 37°46′00″ с. ш. 122°26′00″ з. д. Anchorage 61°13′5″ N, 149°53′33″ W Los Angeles 34°3′0″ N, 118°15 0″ W San-Diego 32°42′54″ N, 117°9′45″ W ----------------------------------------------------- Петропавловск-Камчатский 53°01′00″ с. ш. 158°39′00″ в. д. Южно-Сахалинск 46°57′00″ с. ш. 142°44′00″ в. д Владивосток 43°07′00″ с. ш. 131°54′00″ в. д. Космодром «Восточный» 51°49′ с. ш. 128°15′ в. д. Хаба́ровск 48°29′00″ с. ш. 135°04′00″ в. д. Комсомо́льск-на-Аму́ре 50°33′00″ с. ш. 137°00′00″ в. д.
milstar: Angle of attack http://www.boeing.com/commercial/aeromagazine/aero_12/whatisaoa.pdf
milstar: "... Neskolko yglow attaki i ysilenie togo naprawlenija ,kotoroe prodwinetsja " Helmut von Moltke 1. Raketi letjat w zapadnom naprawlenii -sokraschenie dalnosti 2 .Raketi lletjat w wostohcnom naprawleniee ywelichenie dalnosti pri tom ze zapase topliva
milstar: Fig 7.16 /154 dlja 7000 m/sek ,25° ygol wxoda s dalnostju 8910 km http://www.scribd.com/doc/53416290/Atmospheric-Re-Entry-Vehicle-Mechanics Effect wraschenija Zemli na schirote 45 ° dalnost " - +" 550 km w zawisimosti ot azimuta -90° ... +90° Azimut = 0° pri naprawleniii ot tochki starta na NORD Xoroscho izwestno chto pri zapuske sputnika s Ekwatora wostochnoe naprwalenie ( sowp .s napr. wraschenii Zemli) ############################################################################ imeet preimuschestwa ################## Dalnost ballisticheskix raekt sootwestwenno boslche pri zapuske w wostochnom naprawlenii ############################################################ Dlaj toj ze samoj otnostitelnoj skorosti ,potr. energii wiigrisch ot yvelcihenija absoljutnoj skorosti i ymenschenija flight path angle (ygol soda ) Dannij effekt bolee znachitelen na ekwatore Otnositelno zwezd absoljutnij rang yvelichiwaetsja ----------------------------------------------------------- Xotja za wremja poleta fiks. punkt na Zemle smeschaetsja w wostochnom naprawlenii ,absoljutnaja dalnost wische ... Resultat -ywelichenie dalnosti mezdu 2-mja fiksirowannami punktami Dlja sputnikow danni jeffekt esche wische ... Na ekwatore -1200 km + 1400 km
milstar: Compared with forward-deployed systems, prompt strike from within the CONUS requires a larger rocket and results in a flatter reentry angle and higher reentry speeds. ####################################### The larger systems allow larger payloads than those that could be carried by CTM or SLGSM; however, the higher reentry speed renders more difficult the control, guidance, and navigation needed for accurate targeting, and the long exposure to high heat flux complicates thermal management. Nevertheless, developing a longer-range glide capability for the reentry vehicle in the form of a 161-inch boost-glide vehicle (larger than the modification proposed for the SLGSM) is the basis for the land-based options listed in Table 4-1. Additional details on the proposed boost-glide systems are provided below. The reader is also referred to Appendix G for additional details on the characteristics of the boost-glide trajectory. http://www.nap.edu/openbook.php?record_id=12061&page=113
milstar: Fig 7.16 /154 dlja 7000 m/sek ,25° ygol wxoda s dalnostju 8910 km -------------------------------------------------------------- http://www.scribd.com/doc/53416290/Atmospheric-Re-Entry-Vehicle-Mechanics Effect wraschenija Zemli na schirote 65 ° dalnost " - +" 550 km w zawisimosti ot azimuta -90° ... +90° ################################################################### na schirote 45° +970 km - 840 km ########################## Azimut = 0° pri naprawleniii ot tochki starta na NORD Xoroscho izwestno chto pri zapuske sputnika s Ekwatora wostochnoe naprwalenie ( sowp .s napr. wraschenii Zemli) ############################################################################ imeet preimuschestwa ################## Dalnost ballisticheskix raekt sootwestwenno boslche pri zapuske w wostochnom naprawlenii ############################################################ Dlaj toj ze samoj otnostitelnoj skorosti ,potr. energii wiigrisch ot yvelcihenija absoljutnoj skorosti i ymenschenija flight path angle (ygol soda ) Dannij effekt bolee znachitelen na ekwatore Otnositelno zwezd absoljutnij rang yvelichiwaetsja ----------------------------------------------------------- Xotja za wremja poleta fiks. punkt na Zemle smeschaetsja w wostochnom naprawlenii ,absoljutnaja dalnost wische ... Resultat -ywelichenie dalnosti mezdu 2-mja fiksirowannami punktami Dlja sputnikow dannij effekt esche wische ...
milstar: http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19650069911_1965069911.pdf
milstar: DEPRESSED TRAJECTORIES • Latedetectionandrelativelylowinterception altitudes (attacker’s advantage) • RV appears without its decoys (defense advantage) • Largerdispersionofimpactpoints (as compared with Minimum Energy trajectories) • RVneedsspecialdesign (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: http://www.princeton.edu/sgs/publications/sgs/pdf/3_1-2gronlund.pdf The most energy-efficient trajectory for flying a ballistic missile over a given range carries it high above the atmosphere; the maximum range for a given missile is achieved by traveling on such a trajectory. If a missile is flown over shorter ranges, the excess energy can be used to fly less energy-efficient trajectories, such as low-apogee or "depressed" trajectories. Missiles flown on a depressed trajectory (DT) can have significantly shorter flight paths, and therefore significantly shorter flight times, than those flown on a standard trajectory of the same range. This is especially relevant for sea-launched ballistic missiles (SLBMs) which could, in principle, be brought close to the territories of the US or of the Commonwealth of Independent States (CIS). We will see that a Trident II SLBM on a depressed trajectory could travel 1,850 kilometers in roughly 7 minutes (rather than the 12.5 minute flight time on a standard trajectory), and could therefore reduce the survivability of a large fraction of the bomber forces that would not be vulnerable to attack by SLBMs on standard trajectories. High accuracy is not required for attacking bombers as they are disabled by overpressures of 2-5 psi (14-34 kPa),10 which can be produced at relatively large distances from a nuclear blast. Warheads of 100 to 500 kilotons can produce these overpressures at distances of 2 to 5 kilometers from bombers flying at altitudes of several kilometers, and at roughly twice these distances for bombers on the ground. 11 We will see below that although accuracies of ################################ SLBMs are degraded by flying them on depressed trajectories, ############################################ they would be adequate to attack such soft targets. 12 The development of maneuvering RVs (MaRVs) for DT SLBMs COt lead to a combination of short flight times and sufficient accuracy to atta hardened targets, thereby threatening even hardened command posts ve early in a conflict and silo-based ICBMs. Mobile ICBMs are relatively soft tl gets that rely on dispersal for their survival; if deployed in garrison th would be vulnerable to attack by DT SLBM
milstar: There are four main questions to be addressed in considering trajectories wi1 low apogees. 1.First, because a DT SLBM would spend a longer time in tl denser parts of the atmosphere than an SLBM on a standard trajectory, wou: this lead to increased aerodynamic stress or heating on the booster, and woul a new booster be required? 2.Second, would the additional time spent in tt. atmosphere lead to increased heating of the RV, thereby requiring a new R design? 3.Third, what flight times are achievable? 4.Finally, to what extent wou] the accuracy of an SLBM on a depressed trajectory be degraded, and wou] the development of a precision-guided RV (PGRV) be required? If the develoJ ment of a new booster or RV is required, constraining DT capabilities via arm control would be relatively straightforward. If no new development is needec acquiring DT capabilities would probably entail only flight testing of existin boosters and RVs on the new trajecto
milstar: For each flight range and altitude at burnout, there is a unique ballistic missile trajectory that is most energy efficient. This is known as the minimum- energy trajectory (MET). If flown over less than maximum range, an SLBM can use its excess fuel to fly on a less energy-efficient, lower- or higherapogee trajectory. In routine operations, SLBM trajectories may be lofted or depressed slightly with respect to the minimum-energy trajectory for a variety of reasons. However, "depressed trajectory" refers to trajectories that are depressed substantially below the MET: these trajectories have reentry angles. of roughly 5-100 for a 1,850 kilometer range, compared to roughly 400 for a MET of comparable range, or roughly 300 for a 7,400 kilometer MET. Figure 2 shows a minimum-energy and two depressed trajectories with ranges of 1,850 kilometers.
milstar: http://www.princeton.edu/sgs/publications/sgs/pdf/8_1Zarchan.pdf
milstar: Trident -2 Mk-4 14*100 kt ,7400 km ,29,2 minut ,apogej -1340 km ,burnout ckosrost - 6.3 km/sek Ballistic coefficient 8600 N/m2 Weight of RV 90 kilograms Weight of bus 1,100 kilograms Length -1.3 metra Nose radius -0.045 metr Base radius - 0.2 metr Half angle -7 degress http://www.princeton.edu/sgs/publications/sgs/pdf/3_1-2gronlund.pdf Trident -2 Mk-5 ,8*475 km ,7400 km Ballistic coefficient 12000 N/m2 Weight of RV 180 kilograms Weight of bus 1,100 kilograms Length -1.5 metra Nose radius -0.04 metr Base radius - 0.26 metr Half angle -8.5 degress
milstar: http://www.scribd.com/doc/53416290/Atmospheric-Re-Entry-Vehicle-Mechanics 168/179 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 S tochki zrneija perexwata ( minimlno zatr. traektorija i pri prochix rawnxi) naibolee slozni boegolowki s wisokim Beta =20000 na distanzii 6000 km ( ili blizkix 4000 km i 8000 km) , kotorie imejut max skorost kasanija s Zemlej i minimalnoe wremja reentry s wisoti 120 km =42 sek pri beta 20000 na dist 6000 km - 3818 metra/sek pri beta 10000 na dist 6000 km -2347 metra/sek Minimalno zatratno -start w wotochnom naprawlenii na odnoj shirote s celju ################################################## S rajonow Saxalina ,Kamchatki po celjam na zapadnom poberez'e USA
milstar: для баллистического коэффициента 10000 килограмм/кв.метр и носа радиусом 25 миллиметров скорость касания с Землей ---- 10000 км - 1916 метр в сек 8000 км -2211 метр в сек 6000 км -2347 метр в сек= M6.9 4000 км - 2273 метр в сек скорость касания с Землей в зависимости от баллистического коэффициента для дальности 6000 километров --------- beta килограмм/кв.метр 20000 -11.2 M 3818 метр в сек 10000 -6.9 M 2347 метр в сек 5000 - 2.7 M 926 метр в сек время входа с высоты 120 километров до касания с землей ------------------------------------- 2000 км - -55.8 сек 4000 км -- 43.5 сек 6000 км -42 сек 8000 км --44.6 сек 10000 км -50.7 сек 12000 км -62.3 сек
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: http://www.ucsusa.org/assets/documents/nwgs/space_weapons_section_7.pdf Delta V 2km/sek 1 tonna sputnik +0.9 tonni toplivo 1 km/sek =0.4 1km/sek 1 tonna 0.4 tonni For example, to carry out a maneuver requiring a ∆V of 2 km/s, the propellant mass Mp required for this maneuver is 0.9 times that of the satellite itself, that is, the propellant nearly doubles the total mass that must be placed in orbit. In other words, a satellite with a mass of one ton (excluding the propellant for this maneuver) would need to carry 0.9 tons of propellant to provide the ∆V for this maneuver. -------- Changing orbital altitude within LEO (from 400 to 1,000 km) delta V = 0.3 km/s 0.1 Mp/Ms De-orbiting from LEO to Earth 0.5–2 0.2–1 http://www.ucsusa.org/assets/documents/nwgs/space_weapons_section_7.pdf
milstar: Недостаток неядерных решений - 1...резко падают баллистические коэффициенты и соответственно скорость 2...растет ЭПР боевого блока для баллистического коэффициента 10000 килограмм/кв.метр и носа радиусом 25 миллиметров скорость касания с Землей ---- 10000 км - 1916 метр в сек 8000 км -2211 метр в сек 6000 км -2347 метр в сек= M6.9 4000 км - 2273 метр в сек скорость касания с Землей в зависимости от баллистического коэффициента для дальности 6000 километров --------- beta килограмм/кв.метр 20000 -11.2 M 3818 метр в сек 10000 -6.9 M 2347 метр в сек 5000 - 2.7 M 926 метр в сек время входа с высоты 120 километров до касания с землей ------------------------------------- 2000 км - -55.8 сек 4000 км -- 43.5 сек 6000 км -42 сек 8000 км --44.6 сек 10000 км -50.7 сек 12000 км -62.3 сек
milstar: http://www.fas.org/rlg/030522-space.pdf
milstar: Representative Reentry Vehicle Characteristics Nose radius (cm) 1.98 Base radius (cm) 22 Length (cm) 152 Mass (kg) 92 Drag coefficient 0.1 Ballistic coefficient (β)-60000 SOURCE: Regan (1984), p. 333. tungsten http://www.rand.org/content/dam/rand/pubs/monograph_reports/2011/RAND_MR1209.pdf
milstar: http://www.academypublisher.com/proc/iscsct09/papers/iscsct09p448.pdf
milstar: http://www.chinasecurity.us/pdfs/others/Hagt&Durnin.pdf
milstar: http://www.scribd.com/doc/53416290/Atmospheric-Re-Entry-Vehicle-Mechanics Minimal energy trajectory ################ str.124/142 Fig. 7.4 Initial flight path angle as function of range s zemli 2000 km -40° 4000 km -36 ° 6000 km -32 ° 8000 km -27 ° 9000 km -25° 10000 km -22.55° 11000 km -20 ° 18000 km -5 ° ######### fig 7.5 124/142 Skorost i skorost w apogee to ranga 1000 km - w apogee 600-700 m/sek , na zemle 3000 m/sek 2000 km - 1100 m/sek, 4000 m/sek 3000 km -1650 m/sek ,4800 m/sek 4000 km - 2100 m/sek ,5300 m/sek 5000 km - 2600 m/sek ,6000 m/sek 6000 km - 3000 m/sek ,6200 m/sek 7000 km- 3500 m/sek ,6600 m/sek 8000 km -4000 m/sek ,6800 m/sek 9000 km - 4200 m/sek ,7000 m/sek 10000 km -4700 m/sek ,7200 m/sek 11000 km - 5000 m/sek ,7300 m/sek 12000 km -5300 m/sek ,7500 m/sek 15000 km - 6200 m/sek ,7800 m/sek 19000 km -7700 m/sek ,7900 m/sek ###################### fig 7.6 1257143 apogej ot dalnosti 1000 km -230 km 2000 km -430 km 3000 km -640 km 4000 km -800 km 5000km -960 km 6000 km -1100 km 7000 km -1200 km 8000 km -1260 km 9000 km -1300 km 10000 km -1320 km 11000 km -1300 km 12000 km -1260 km 15000 km -960 km 18000 km -430 km 19000 km -230 km ########### Fig 7.7 wremja to dalnosti 1000 km -500 sek 2000 km -700 sek 3000 km -880 sek 3500 km -1000 sek 5000 km -1260 sek 8000 km -1700 sek 10000 km -1900 sek 19000 km -2500 sek
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
milstar: геодезические координаты определяются направлением геодезической вертикали, которое нельзя найти из астрономических наблюдений. Поэтому геодезические координаты находятся из измерений расстояний и углов на поверхности Земли, т.е. из так называемой геодезической съемки. Координаты относятся либо к среднему, либо к местному эллипсоиду, в зависимости от того, какой эллипсоид положен в основу съемки. Поэтому геодезические координаты всегда связаны с конкретным эллипсоидом, основные параметры которого, большую полуось и сжатие, необходимо знать при пересчете координат из одной системы в другую. Разность геодезической и геоцентрической широт не превышает и максимальна при . Вектор определяет геодезический зенит, а - геоцентрический зенит. Оба этих направления не совпадают с астрономическим зенитом, то есть с направлением отвесной линии. Геодезический зенит был бы астрономическим зенитом, если бы геоид точно совпадал бы с эллипсоидом, т.е. не было бы локальных гравитационных аномалий и точка была бы на эллипсоиде. Отклонение отвесной линии от нормали к эллипсоиду характеризуется двумя малыми углами и , составляющими уклонение отвесной линии. https://astro-help.livejournal.com/24523.html Спутники обращаются относительно центра масс Земли, который совпадает с точкой (рис. 4.3) или геоцентром, и эфемериды спутников вычисляются в геоцентрической системе относительно среднего эллипсоида. Следовательно, топоцентрические координаты спутников сначала должны быть преобразованы в геодезическую систему, а затем в геоцентрическую систему. Geocentric altitude is typically used in orbital mechanics (see orbital altitude).
milstar: AUGUST 2011 http://www.aim-north.ca/docs/Trishchenko_Molniya_JAOT_2011.pdf With increasing Hp, the eccentricity of Molniya orbit de- creases, the apogee height decreases, and the orbital period slightly increases (,5 s). The most noticeable effect occurs for the rate of change of the ascending node (RAAN), which reduces from about 54.8 to 39.8 yr as perigee height increases from 500 to 2000 km NOVEMBER 2011 TABLE 1. Some parameters of the TAP HEO 16-h orbit with repeatable ground track for different values of inclination and eccentricity. https://docslib.org/doc/2022059/three-apogee-16-h-highly-elliptical-orbit-as-optimal-choice-for-continuous-meteorological-imaging-of-polar-regions RAAN rate -6.783 grad year i= 70 grad,e=0.45 http://agi.com/downloads/partners/business/resources/ICSSC2009-3.3.2.pdf
milstar: https://oer.pressbooks.pub/lynnanegeorge/chapter/chapter-7-manuvering/ Changing RAAN is very similar. Much like how the Simple plane change has to be performed over the ascending or descending node for inclination, a Simple plane change of only RAAN can only be performed above the North or South Pole because the orbital swivel, or RAAN, rotates about the line connecting the poles, or the Earth’s axis of rotation. The only change in the generic equation is that θ = ΔΩ: delta V= 2* Vi *sin(Q/2) Q=delta of ascending node https://www.aerospacelectures.com/Satellite%20Orbital%20Maneuvers%20and%20Transfers.pdf
milstar: Using the previous example, a 30 deg nodal rotation in a 80 deg inclination orbit (without changing inclination) costs 3881 m/s!!! Plane changes in low-Earth orbit are expensive https://smd-cms.nasa.gov/wp-content/uploads/2023/05/GDC_OrbitPrimer.pdf Plane changes are proportional to the orbital velocity Δ𝑉 = 2𝑉𝑖sin(Δ𝛼 2 ) For a satellite flying in a 500 km orbit (Vcirc = 7.613 km/s) the cost to change inclination by 1 deg is 133 m/s
milstar: The Molniya orbit with eccentricity e = 0.74 requires ΔV = 37.2 m s−1 for a change of argument of perigee by 1°. The corresponding value for the TAP orbit with eccentricity e = 0.55 is ΔV = 20.2 m s−1. https://journals.ametsoc.org/view/journals/atot/28/11/jtech-d-11-00048_1.xml
milstar: Mobile User Objective System features The satellites operate 22,236 miles above the Earth and weigh 8,405lb, with 6,450lb of the total weight being used for carrying fuel. https://www.aerospace-technology.com/projects/mobile-user-objective-system-muos-us/ Maintaining ISS altitude uses about 7.5 tonnes of chemical fuel per annum[384] at an annual cost of about $210 million American Hall thruster on an operational mission, was the Aerojet BPT-4000, which launched August 2010 on the military Advanced Extremely High Frequency GEO communications satellite. At 4.5 kW, the BPT-4000 is also the highest power Hall thruster ever flown in space. Besides the usual stationkeeping tasks, the BPT-4000 is also providing orbit-raising capability to the spacecraft. The X-37B has been used as a testbed for the Hall thruster for the AEHF satellite series.
milstar: A spacecraft propelled by a chemical engine with a 3-km/s exhaust velocity, corresponding to an Isp of 306 s, would require 2147 kg of propellant to accomplish the mission. In contrast, an ion thruster with a 30-km/s exhaust velocity, corresponding to an Isp of 3060 s, would accomplish the same mission using only 91 kg of propellant https://descanso.jpl.nasa.gov/SciTechBook/series1/Goebel__cmprsd_opt.pdf
milstar: https://smd-cms.nasa.gov/wp-content/uploads/2023/05/GDC_OrbitPrimer.pdf For a satellite flying in a 500 km orbit (Vcirc = 7.613 km/s) t Nodal rotations are slightly more complicated as the orbital plane change is a function of both the inclination and the nodal change (using spherical trigonometry) 𝑐𝑜𝑠𝛼 = 𝑐𝑜𝑠𝑖𝑖𝑐𝑜𝑠𝑖𝑓 + 𝑠𝑖𝑛𝑖𝑖𝑠𝑖𝑛𝑖𝑓 cos ΔΩ ii & if – initial/final inclination ΔΩ – nodal change Using the previous example, a 30 deg nodal rotation in a 80 deg inclination orbit (without changing inclination) costs 3881 m/s!!! Plane changes in low-Earth orbit are expensive
milstar: http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/20080047732_2008047267.pdf Performance Characteristics of NEXT vs. NSTAR SOA.
milstar: Very High I,, Thruster with Anode Layer (VHITAL): An Overview This article describes the two stage bismuth fueled Hall thruster technology that was developed at TsNIIMASH and the Very High Isp Thruster with Anode Layer (VHITAL) 25 kW (6000 s) and 36 kW (8000 s)
milstar: https://pepl.engin.umich.edu/pdf/AIAA-96-2973.pdf 1 ANALYSIS OF HALL-EFFECT THRUSTERS AND ION ENGINES FOR ORBIT TRANSFER MISSIONS Frank S. Gulczinski III*, Ronald A. Spores** Propulsion Directorate OL-AC Phillips Laboratory Edwards AFB, CA 93524 -------------------------------------------------- https://www.eoportal.org/satellite-missions/acts#orbit Spot beams, by contrast, concentrate the energy into small beams with very small footprints, providing in the case of ACTS an improvement of 20 dB in signal level, resulting in small diameter antennas and higher throughput for each Earth station. The main receiving antenna is 2.2 m in diameter; the main transmit antenna is 3.3 m in diameter 20 ghz sixteen isolated spot beams (with 0.3º beam width) Isolated spot beams: 65 dBW Antenna feed horns produce narrow spot beams with a nominal 200 km coverage diameter (0.3º beam width) on the surface of the Earth. Fast (< 1 µsec), beam-forming switch networks consisting of ferrite switches, power dividers and combiners, and conical multi-flare feed horns provide sequential hopping from one spot beam location to another. The rain fade compensation protocol provides 10 dB of margin by reducing burst rates by half and invoking 1/2 convolutional code, constraint length 5. The result is a reduction of the 100 Mbit/s burst rates to 55 Mbit/s and the 27.5 Mbit/s burst rates to 13.75 Mbit/s Rain attenuation is the dominant propagation impairment at Ka-band frequencies. It is a function of frequency, elevation angle, polarization angle, rain intensity, rain drop size distribution, and rain drop temperature. The communication link performance experiment included more than seven sites in North America and lasted for a period of five years.
milstar: NEXT can produce 6.9 kW thruster power and 236 mNthrust. It can be throttled down to 0.5kW power, and has a specific impulse of 4,190 seconds (compared to 3,120 for NSTAR).The NEXT thruster has demonstrated a total impulse of 17 MN·s; which is the highest total impulse ever demonstrated by an ion thruster.[2] https://www1.grc.nasa.gov/space/sep/gridded-ion-thrusters-next-c/
milstar: Двигатель ИД-200 КР входит в серию ИД-200, которую разрабатывают в Центре им. Келдыша. Его мощность – до 3 кВт, испытания показали, что двигатель может развивать удельную тягу до 4500 с. https://www.ixbt.com/news/2022/08/15/roskosmos-pokazal-unikalnye-dvigateli-dlja-tjazhelyh-sputnikov.html Система коррекции тяжёлых геостационарных космических аппаратов на базе двигателя ИД-200КР — первая отечественная система подобного типа на основе ионного двигателя. Двигатель ИД-200КР обеспечивает значительный выигрыш по удельному импульсу по сравнению с холловскими двигателями такого класса. Применение углерод-углеродного композиционного материла позволяет значительно повысить ресурс двигателя. Эти системы предназначены для коррекции орбиты космического аппарата в направлениях «север-юг» и «запад-восток». Для подачи в двигатели рабочего тела — ксенона — используется блок управления расходом с уникальными характеристиками с точки зрения электропотребления, массы и габаритных размеров.
milstar: Impact of Different Concrete Types on Radio Propagation: Fundamentals and Practical RF Measurements https://trepo.tuni.fi/bitstream/handle/10024/129613/Impact_of_Different_Concrete_Types_on_Radio_Propagation.pdf?sequence=1
milstar: from ex milstar@msgsafe.io to: https://vm.ric.mil.ru/Redkollegiya KSA@iss-reshetnev.ru office@iss-reshetnev.ru copy for information to : Re: 2 Военные системы космической мобильной связи -Бой в городской застройке ,европейский театр военных действий , подспутниковая точка апогея спутников на долготе 45 градусов в. д. 24 часовая орбита ,4 спутникa возможен поэтапный ввод-группировка из 2 спутников обеспечивает углы места более 71.56 градуса из 4 повышает углы места и боевую устойчивость -видны 2 спутника с высокими углами места одновременно Параметры орбитальной группировки из 4 спутников с поэтапным вводом пo 2 спутника a=42164.9 км,e=0.35,i=63.435град.,A=56922.6км,Ha=50544.5км,P=27497.2км,Hp=21029 км Аргумент перигея=270 град подспутниковая точка апогея спутников на долготе 45 градусов в. д.. , скорость в апогее 2133.45 метрa в секунду На войне говорят простым и ясным языком Наполеон 1. иллюстративный пример - Специальная военная операция 2 Философское обоснование 3. Военно-теоретическое обоснование 4. Военно-экономическое обоснование 5. Стабильность орбиты , Запас топлива на спутнике для компенсации прецессии восходящего узла 6. Сравнение диапазонов Х и Ка , прохождение сигналa в сложных погодных условиях 7. конструкция передающей антенны спутникa 8. FHSS Прыгающий спектр 9. 04.02.2024 Владимир Путин о развитии микроэлектроники: "Это наша Ахиллесова пята!" возможности ВПК в диапазоне Х,снижение рисков в сравнении с диапазонами 20-30-44 гигагерц 10. Гарантированные углы места для крупнейших агломераций 1.иллюстративный пример - Специальная военная операция ------------------- Донецк 48°00′32″ с. ш. 37°48′00″ в. д., Группировка из 4 спутников ,2 видны с гарантированными высокими углами места одновременный гарантированный минимум для 2 1- минимум 72 градуса ,2- минимум 65 градусов спутник на орбите Тундра удаление от мобильных терминалов в специальной военной операции 51 000 km, 2 основные антенны одна на приём , вторая на передачу с передающей антенной спутника складной профилированный рефлектор x диапазонa downlink 7.25-7.75 Ghz диаметром 9 метров 2 поддиапазонa 7.25-7.5 7.5-7.75 ghz в каждом луче 250 мегагерц , двe поляризации Fig. 1 Pan-European multi spot beam coverage https://link.springer.com/article/10.1007/s12567-011-0012-z диаметром каждого луча на земле 0.3 градуса примерно 270 километров,мощность солнечных батарей 20-25 киловатт ( в коммерческом ViaSat-3 больше 25 киловатт ) 24 транспондеров пo 250 ватт на каждом спутнике , Ku Антенны 9 метров 7.5 Ghz 55 dbi -3b на краю луча ... +24 dbw -различные потери 5db Примерно 71 dbw Free space loss 7.5 Ghz 51 000 км -204.1 db ( в военных спутниках связи есть антенны диаметром 14 метров Each MUOS satellite uses a multibeam antenna (MBA) with a 14-m reflector https://secwww.jhuapl.edu/techdigest/Content/techdigest/pdf/V30-N02/30-02-Oetting.pdf ) US Space Force wants funding for two more MUOS satellites https://www.c4isrnet.com/battlefield-tech/space/2022/04/07/us-space-force-wants-funding-for-two-more-muos-satellites/ ) театр операции -площадь Украины в границах СССР 0 603.миллиона кв. км диаметр освещаемой поверхности каждого луча 0.3 градуса(Ha=51000 km) на земле примерно =270 километров,площадь 0.05725 миллиона кв. км , с учетом перекрытия -вписанные в окружность шестиугольники 0.04735 миллиона кв. км 13 лучей 3 ряда 4-5-4,но равная пo площади Украина не соотвествует данной форме ,поэтому большe 15-16 на каждoй гаубицe Коалиция СВ и танке Армата плоская АФАР диапазона Х диаметром 45 сантиметров полным заполнением h/2 400 элементов пo 1 ватту , которая не меняет силуэт ThinKom ThinSat Ka500 mobile antenna for COTM applications The lightweight, low-profile antenna measures just 33 x 33 inches and 5 inches high, weighs only 75 pounds and easily mounts on standard vehicle roof racks. https://www.thinkom.com/ka-band-comms-on-the-move-antenna/ АФАР диапазона Х диаметром 45 сантиметров полным заполнением h/2 400 элементов пo 1 ватту X band uplink 7.9-8.4 Ghz X band downlink 7.25-7.75 Ghz в отличие от диапазона Ka достаточно одной антенны Су-57,Су-35С,F-35 основная антенна РЛС в диапазоне Х одна https://www.ausairpower.net/APA-Flanker-Radars.html The XTAR satellites have achieved uplink data rates greater than 3Mbps from a small manpack terminal (0.45m with an uplink EIRP of 41.5dBW) at link availabilities of greater than 99.9 percent. These data rates and link availabilities would be difficult to match from a similar size terminal at Ku-band or Ka-band. мощность передатчика всего 16 ватт, более высокие мощности 400 ватт в иллюстративном примере связаны с действием РЭБ противника на специализированных автомашинах связи на базе автомашины Тигр АФАР диапазона Х диаметром 90 сантиметров полным заполнением h/2 1564 элементa пo 1 -2 ваттa сканирование +- 45 градусов гарантированные углы места 71.56 градусa , при крене танка,гаубицы,автомашины на +- 27 градусов связь сохраняется 2. Философское обоснование ----------------------------- Должно знать, что война общепринята, что вражда есть закон (δίκη), и что все возникает через вражду и взаимообразно. (80 DK) Война — отец всех, царь всех: одних она объявляет богами, других — людьми, одних творит рабами, других — свободными. (53 DK) Что можно видеть, слышать, узнать, то я предпочитаю. (55 DK[17]) «Гомер, молясь, чтобы «вражда сгинула меж богами и меж людьми», сам того не ведая, накликает проклятие на рождение всех [существ]» [В 28b3] Гераклит (ибо они рождаются вследствие противодействия, – приводя эти слова Гераклита, проницательно добавляет Плутарх 12). «Военное искусство можно рассматривать до известной степени как естественное средство для приобретения собственности, ведь искусство охоты есть часть военного искусства: охотиться должно как на диких животных, так и на тех людей, которые, будучи от природы предназначенными к подчинению, не желают подчиняться; такая война по природе своей справедлива». Аристотель. «Политика» ...ожидается долгосрочное обострение международной обстановки 3. Военно-теоретическое обоснование -------------------------- «На войне, образ действий всегда должен иметь единственной целью использование собственных средств с наибольшим коэфициентом полезного действия... «Чтобы победить, надо сосредоточить главные силы на решающем направлении. Это исчерпывающим образом доказано тысячелетним опытом войны. Дуэ,(сентябрь 1928 г.) Концентрация сил должна рассматриваться как норма, а их рассредоточение – как исключение, требующее доказательств. Клаузевиц Тундрa - долгота подспутниковой точки апогея 45 градусов ------ опечатка исправлена концентрация на Европейской части России - на 1 января 2023 года проживало 109 638 632 человек, около 74,87 % от общего населения РФ,Площадь около 3,5 млн км концентрация на боевой устойчивости - высокие углы места,высокий энергетический потенциал, узкий луч -0.3 градусa,FHSS Прыгающий спектр,лучи нулификаторы на спутнике и в мобильных терминалах снижение полoсы полезного сигнала резко повышает боевую устойчивость не пересекает пояс Ван Аллена,большая высота в точке перигея сложнее атаковать антиспутниковой ракетой перехватчиком, минимальное число 2-4 дорогих спутников весом 5-9 тонн Все спутники связи которые заказывает Министерство обороны США -AEHF ,WGS, MUOS и последующие группировки на высоких геостационарных орбитах ------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------ Бой в городской застройке -общая высота 12-ти этажных панельных жилых зданий , которые сейчас сдаются заказчикам в России составляет 46.8 м Для России параметры ГЕО орбиты не подходят - Угoл места для спутника на ГЕО орбите на оптимальной для Москвы долготe 37°37′04″ в. д. 26.63 ° , Угoл места 26.63 ° , спутник будет виден на дистанции 93.33метрa от здания для орбиты Тундра и углa места 71.56 ° спутник будет виден на дистанции 15.60 метрa от здания для орбиты Тундра и углa места 75.964° спутник будет виден на дистанции 11.70 метрa от здания для орбиты Тундра и углa места 78.69° спутник будет виден на дистанции 9.36 метрa от здания для орбиты Тундра и углa места 80.54° спутник будет виден на дистанции 7.8 метрa от здания ----------------------------------------------------------- на ГЕО орбите на оптимальной долготe для Москвы дистанция которая определяет время задержки 38919 километрa 0.12973 секунд 0.12973 секунд*2 = 0.26 сек для орбит тундра апогей -45 град. в.д, для Москвы худший результат 50624 километрa 0.16875*2 = 0.3375 сек Северный полюс 51297.2 километрa 0.342 сек время доставки боеприпасa на 10 километров в 50 раз больше скорость ракеты у ПТРК “Корнет Д” составляет 250 м/сек терминал с апертурой 30 сантиметров можно поставить на Калибр, перенацеливание в полете в режиме высокой боевой устойчивости достаточно скорость 75 бит -1000 бит в секунду. чувствительность приемника связана с полосой полезного сигнала скорость передачи данных 1000 бит в секунду. чувствительность выше на 30 дб в сравнении с 1 мегабит в секунду 4. Военно-экономическое --------------------------------------- Большая война представляет колоссальное экономическое предприятие, вовлекающее в свой водоворот громадное количество рабочей силы, сырья, промышленных изделий, транспортных средств и совершенно изменяющее всю обстановку мирового хозяйства. .... «План должен основываться исключительно па действительности.Составлению его должно предшествовать всестороннее изучение своих и неприятельских экономических сил.... Отсюда будут уже вытекать все указания: 1) по регулировке развития народного хозяйства для достижения необходимых результатов;проведение этих указаний в жизнь составляет основную задачу экономической политики; 2) по подготовке транспорта и 3) по подготовке финансовой и экономической мобилизации. А.А. Свечин справка Михайловской артиллерийской академии -80 % потерь противника в специальной военной операции действие артиллерии 2С35 «Коалиция-СВ» стреляет на дальность 70 километров снарядами Краснополь с разбросом 5 метров,в перспективе на 100+ км снарядами с ПРВД пo сопоставимым ценам строит 17 миллионов евро PzH 2000 дивизион 18 x 2С35 306 миллионов евро (внутренние цены 2С35 для армии России примерно в 3-4 раза меньше) соответственно на средства разведки ,связи может быть выделено дополнительно 20% 60 миллионов евро ...за одну минуту дивизион может выстрелить 180 управляемых снарядов стоимость пo сопоставимым ценам 20 миллионов евро 1 Exalibur 110 000 euro,180 =20 mln euro Индустриальный директор Ростеха -в зоне СВО отлично зарекомендовал себя "Краснополь". за высокоточными боеприпасами будущее. Все идет к тому, что со временем они вытеснят обычные. https://vpk.name/news/744606_industrialnyi_direktor_rosteha_vypolnenie_gosoboronzakaza_nasha_prioritetnaya_zadacha-intervyu_tass.html для взятия крупной агломерации потребуется миллион снарядов 3 триллионa рублей за 50 дней интенсивных боев для 1000 гаубиц и танков Коммерческий проект экспресс рв из 4 спутников В 2018 г. необходимый объем инвестиций в создание группировки "Экспресс-РВ" озвучил бывший генеральный директор (а ныне - первый заместитель гендиректора) ГП КС Юрий Прохоров - запуск, по его словам, потребует инвестиций в размере 105,4 млрд руб., из которых 58,8 млрд руб. должен вложить федеральный бюджет (см. новость ComNews от 4 ноября 2018 г.). https://www.comnews.ru/content/219699/2022-04-11/2022-w15/gpks-zapustilo-ekspress-rv-roskosmos военный спутник на орбите Тундра будет стоить примерно 50 миллиардов рублей 4 спутникa 200 миллиардов рублей + один неполной функциональности для теста стабильности орбиты и радиоаппаратуры 25 миллиардов рублей ВВП России в 2023 году в рублях составит 149,95 трлн. руб. расходы по разделу "Национальная оборона". 2024 - 10,77 трлн рублей 7.182 % k ВВП России в 2024 году будет меньше 7 % необходимо довести до 10-12 % 15-18 трлн. руб..в 1952 во время войны в Корее американские расходы 13 % ВВП СССР в 1940 году 20 %,СССР в 1989году 8.2 % 77/944 млрд рублей кроме того в России очень большая честь неформальной экономики 35-40% в Италии 20% ,в Германии 12 % это реализуемо -перекрыть каналы вывозa капитала , косвенные налоги на табак,спиртное ,избыток жилплощади ,автомашины и сервис (гостиницы, бизнес класса в самолётах ) класса люкс . прогрессивный подоходный налог на доходы свыше 100 000-120 000 рублей Российская экономика давно на 5 месте po покупательной способности , расчет Валового продукта с учетом неформальной экономики -практика ООН ------------------- The offical estimate for Russia's GDP was $4.058 trillion at the end of 2021 in puchasing power partity terms. World Economics has developed a database presenting GDP in Purchasing Power Parity terms with added estimates for the size of the informal economy and adjustments с учетом неформального сектора экономики ################################################## for out-of-date GDP base year data. World Economics estimates Russia's GDP to be $5.54 trillion - 37% larger than offical estimates. https://www.worldeconomics.com/Country-Size/Russia.aspx https://www.worldeconomics.com/Informal-Economy/ 5. Стабильность орбиты , Запас топлива на спутнике для компенсации прецессии восходящего узла ------------------------------------------ Ангара-А5В КВТК-УЗ Восточный Полезная нагрузка на ГСО 7,5 т Система коррекции Двигатель ИД-200 КР входит в серию ИД-200, которую разрабатывают в Центре им. Келдыша. Его мощность – до 3 кВт, испытания показали, что двигатель может развивать удельную тягу до 4500 с.Система коррекции тяжёлых геостационарных космических аппаратов на базе двигателя ИД-200КР https://www.ixbt.com/news/2022/08/15/roskosmos-pokazal-unikalnye-dvigateli-dlja-tjazhelyh-sputnikov.html таблица 5 за 6 месяцев худший результат KA401 3.6425-1.2056 ...2.4369 градусa http://lib.tssonline.ru/articles2/sputnik/modifikatsiya-orbity-tundra-dlya-obsluzhivaniya-territorii-rossii-i-analiz-ee-ustoychivosti copy -Географическая долгота оси симметрии трассы на поверхности Земли около 95 град. в.д.( равна долготe подспутниковой точка в апогее) Результаты расчетов показывают, что более стабильную орбитальную группировку можно было бы получить, если бы ось симметрии трасс подспутниковых точек находилась в области 75 град. в.д. --------------------------------------- При таком расположении в меньшей степени сказывается резонансное влияние возмущений от секториальных гармоник разложения гравитационного поля Земли порядка 2 и степени 2 – C22, S22. Однако такое расположение оси симметрии трассы подспутниковых точек сместит гарантированную зону обслуживания системы в сторону стран Центральной Европы. .... соответственно при симметрии относительно долготы подспутниковой точки в апогее прецессия восходящего узла при апогее на 95 град в.д как выбранo в статье = прецессия восходящего узла при апогее на 55 град. в.д 95 град - copy более стабильную орбитальную группировку 75 град -55 град точкa апогея выбрана еще более западной для концентрации на европейском театре -45 град. в.д, что потребует больше массы топлива на спутнике- скорость в апогее Vis-viva equation 2133.45 *2* sin (a/2)= 0.01901 *2* delta V =81.1540 метр в секунду масса топлива к к полной массе спутника 0.0178726 за 15 лет 30 коррекцией ,масса топлива к полной массе спутника 0.41785 не является рекордной. ---------------------------------------------------- MUOS масса топлива к полной массе спутника 0.7674 https://www.aerospace-technology.com/projects/mobile-user-objective-system-muos-us/ The satellites operate 22,236 miles above the Earth and weigh 8,405lb, with 6,450lb of the total weight being used for carrying fuel. Ангара-А5В КВТК-УЗ Восточный Полезная нагрузка на ГСО 7,5 т Экспресс-4000 17 750 кВт мощности. масса спутника составила около 3 358 кг ------------------------------------------------------------ Plane changes are proportional to the orbital velocity page 20-21 https://smd-cms.nasa.gov/wp-content/uploads/2023/05/GDC_OrbitPrimer.pdf John F. Kennedy Space Center COMPUTATION OF SUB-SATELLITE POINTS FROM ORBITAL ELEMENTS https://ntrs.nasa.gov/api/citations/19650015945/downloads/19650015945.pdf 6.Сравнение диапазонов Х и Ка , прохождение сигналa в сложных погодных условиях ----------------------------------- Вероятно наличие проблемы с реализацией проекта Благовест 20/44 Гигагерц 4 спутника запущены ,на какие то проблемы с наземной инфраструктурой возможно электронные компоненты можно отказаться от этих диапазонов в пользу хорошо освоенного россией X 8-12 Гигагерц for government/military Ka band uplink 30-31GHz Ka band downlink 20.2-21.2GHz X band uplink 7.9-8.4 Ghz X band downlink 7.25-7.75 Ghz при равных размерах антенна в диапазоне Ka -20 ghz ( Sat to Earth)будет иметь коэффициент усиления на 8db большe чeм в диапазоне X 8ghz но и потери в идеальных погодных условиях Free space loss больше на ту же величину 8db кроме того для Ka -20 ghz The rain fade compensation protocol provides 10 dB of margin ----------------------------- https://www.eoportal.org/satellite-missions/acts#orbit main transmit antenna is 3.3 m in diameter 20 ghz sixteen isolated spot beams (with 0.3º beam width) Isolated spot beams: 65 dBW sixteen isolated spot beams (with 0.3º beam width) Antenna feed horns produce narrow spot beams with a nominal 200 km coverage diameter (0.3º beam width) on the surface of the Earth. https://descanso.jpl.nasa.gov/propagation/Ka_Band/JPL_doc_30175.pdf Rain is one of the biggest contributors to signal degradation [7], [12]. Signals in the Ka- band can expect to be severely affected depending on the rate of the rainfall and the temperature of the water. The path attenuation caused by heavy rainfall (up to 40 dB) can cause signals to become indistinguishable from the noise signal of the receiver. A Ka-band UAV requires 510 percent more space segment than an X-band UAV. https://www.satelliteevolutiongroup.com/articles/x-band.pdf The XTAR satellites have achieved uplink data rates greater than 3Mbps from a small manpack terminal (0.45m with an uplink EIRP of 41.5dBW) at link availabilities of greater than 99.9 percent. These data rates and link availabilities would be difficult to match from a similar size terminal at Ku-band or Ka-band. http://www.milsatmagazine.com/story.php?number=1530000863 создание терминала с активной фазированной решеткой в этом диапазоне с полным заполнением из расчета h/2 400 элементов на D=0.45 метрa https://www.ausairpower.net/APA-Flanker-Radars.html для России 1600 ватт излучаемой мощности для мобильного терминала D=0.9 метрa на базе автомашины Тигр не является проблемой 3Mbps from a small manpack terminal (0.45m with an uplink EIRP of 41.5dBW) 1.8 м антенна X-диапазона диаметром 1.8 м Gain Transmit 41.6 dbi 0.45 м антенна соответственно 41.6-12 =29.6 dbi 41.5dbw -29.6 12 dbw = 16 ватт мощность передатчика данного терминала https://www.cpii.com/docs/datasheets/711/1.2%201.8%202.4%203.8%20M%20X%20BAND%20Final%20082020.pdf 250 ватт 0.45 м антенна EIRP 24 dbw +29.6 dbi 53.6 dbi автомашина Тигр позволяет использовать антенну с диаметром 0.9 метра Gain 35.6 dbi мощность киловатт =30 dbw 30+35.6 dbi 65.6 dbw 7.конструкция передающей антенны спутникa ----------------------------------------- multiple 5-meter Ka-band reflectors deployed on orbit less than 0.3 millimeter root mean square (RMS), L3Harris’ Ka-band https://www.l3harris.com/sites/default/files/2021-04/l3harris-5m-unfurlable-ka-band-reflectors-spec-sheet-sas.pdf Present Status and Future Outlook of the Large Deployable Spaceborne Reflector Antennas in Europe https://www.researchgate.net/publication/327832619_Present_Status_and_Future_Outlook_of_the_Large_Deployable_Spaceborne_Reflector_Antennas_in_Europe two different frequency sub-band and two orthogonal polarisations (usually right hand and left hand circular) are used. Spots with different colours differ in frequency or polarisation. Therefore, they can transfer different information without mutual interferences. X band downlink 7.25-7.75 Ghz ,2 поддиапазонa 7.25-7.5 7.5-7.75 ghz в каждом луче 250 мегагерц , двe поляризации Fig. 1 Pan-European multi spot beam coverage https://link.springer.com/article/10.1007/s12567-011-0012-z SHAPED SINGLE-FEED-PER-BEAM MULTIBEAM REFLECTOR ANTENNA https://sci-hub.se/10.1109/eucap.2006.4584485 Current Ka-band multibeam satellite antenna systems often use one feed per beam, but involve a high number of reflector antennas (four for transmit and four for receive) to realise both acceptable crossover levels and spillover losses [ new concept (patent pending) where a shaped reflector reduces both the number of feeds per beam and the number of reflectors to one (with separate receive and transmit antennas). The price paid is an oversizing of the reflector making the reflector area comparable to the total area of the conventional four-reflector solution The beams form the same hexagonal lattice as in the four-reflector case. As a very high performance can be obtained by an SFOC /side-fed offset Cassegrain at the cost of a large subreflector cancelling scan degradations and crosspolarisation https://www.esa.int/Enabling_Support/Space_Engineering_Technology/Transmit_receive_multiple_feed_per_beam_single_reflector_antenna either simplifying state-of-the-art solutions and providing higher throughput density over the service area, or enhancing RF performance. Main advantage of the MFB concept is the need of only two reflectors, one for Tx and one for Rx. On large space crafts both antennas can be accommodated on the same side panel. The second side panel could be used for C- or Ku-band antennas. https://link.springer.com/article/10.1007/s12567-011-0012-z 8. FHSS Прыгающий спектр ------------------------------------ PROTECTED SATELLITE COMMAND AND CONTROL (C2) WAVEFORMS AND ENHANCED SATELLITE RESILIENCY https://www.spacefoundation.org/wp-content/uploads/2019/07/Butler-Bryan_Protected-Satellite-C2.pdf from https://www.kratosdefense.com/ lnterference may collide with some hops, as shown in the lower-left corner, but the combination of hopping and forward error correction recover the data from the lost hops. By combining FEC with other techniques, such as interleaving and spreading, non-Gaussian channels (including interference) can often be transformed to have a Gaussian-like effect on the end result. Thus, the FEC performance is a key ingredient in achieving the highest level of robustness in a protected C2 link Since the processing gain, and thus the interference rejection, of spread spectrum is dependent on the spreading bandwidth, it may be desirable to use a higher frequency band, at least for some types of C2 links. command and control (C2) primary concern is the security of the C2 waveform. Although the data stream is usually encrypted, providing secrecy and some degree of authentication, the waveforms themselves do not in any way hide the traffic flow. It is readily apparent when commands are being transmitted, and the telemetry often has different modes depending on the operational state of the satellite (e.g. different data rates or modulation types) that are easily identified when examining the signal externals. The implication is that an external observer can infer things (for example, traffic patterns) about what is happening on our systems, with the possibility of either passive or active exploitation 9.04.02.2024 Владимир Путин о развитии микроэлектроники: "Это наша Ахиллесова пята!" возможности ВПК в диапазоне Х,снижение рисков в сравнении с диапазонами 20-30-44 гигагерц -------------------------- Space Qualified 200-Watt Q-band Linearized Traveling-Wave Tube Amplifier37.5-42.5 ghz https://ntrs.nasa.gov/api/citations/20180004162/downloads/20180004162.pdf разработать подобную 7.25-7.75 ghz проще В России на Микроне есть экспериментальное производство с проектными нормами 0.065 micron для поддиапазона с полосой сигнала 250 мегагерц AD9625 0.065 micron вполне хорош ,можно скопировать с доработкой до радиационно стойкого его стоимость 1400 долларов в партии 100 штук радиационно стойкий будет стоять 5000 долларов https://www.analog.com/media/en/technical-documentation/data-sheets/AD9625.pdf BAE Systems доработала специализированный FFT процессор 0.09 micron , http://people.cs.bris.ac.uk/~simonm/publications/ClearSpeed_HPEC08.pdf BAE Systems Applying a High Performance Tiled Rad-Hard Digital Signal Processor to Spaceborne Applications http://www.ann.ece.ufl.edu/courses/eel6686_15spr/papers/RADSPEED.pdf Background RADSPEED Architecture Comparisons Optimizations Results Conclusions Embedded systems for space require high performance/watt http://www.ann.ece.ufl.edu/courses/eel6686_15spr/slides/Presentation1_Morales_Onishi.pdf
milstar: 10.Гарантированные углы места для крупнейших агломераций ------------------------------------------------------------------- 1. Москва центр управления государством и армией 55°45′21″ с. ш. 37°37′04″ в. д. для группировки из 2 спутников 13часов 46 минут 80.54° и болeе , 3 часa 4 минуты 78.69° -80.54°, 3 часa 52 минуты 60°-71.56° , 21 минутa 58°-60° из 4 спутников 21 час 80.54° и болeе , оставшееся время 78.69°- 80.54° 2. Петербург 59°57′ с. ш. 30°19′ в. д. для группировки из 2 спутников 12 ч.48 м. 78°.69 и болeе, 4 ч. 32 м. 71.56° - 78°.69 4 часa 40 минут 71.56° -60° , оставшееся время 54-60° из 4 спутников 17ч. 20м. 80.54° и болeе , оставшееся время 78.69°- 80.54° 3.Минск 53°55′ с. ш. 27°33′ в. д. для группировки из 2 спутников 19 ч.14 м. 71°.56 и болeе, 4 ч. 44 м. 58.5° -71.56° для группировки из 4 спутников 14ч. 48м. 75.964 ° и болeе , 9ч. 8м 75.00° -75.964° 4. Донецк 48°00′32″ с. ш. 37°48′00″ в. д. для группировки из 2 спутников 21ч. 58 м. 71.56° и болeе ,1ч. 58 м -65°-71.56° из 4 спутников 14ч. 30м. 78.69 ° и болeе , 2ч. 20м 75.964° -78.69,7ч. 6м 72° -75.964° 5. Калининград 54°43′ с. ш. 20°30′ в. д. для группировки из 2 спутников 17 часов 8 минут 71.56° и более остальное -56-71.56° .... из 4 спутников 24 часa 71.56° и болeе 6.Севастополь 44°36′00″ с. ш. 33°32′00″ в. д. для группировки из 4 спутников 15ч. 8 м. 75.964° и болeе , 5ч. 16 м. 71.56°,3ч. 32 м. 67.5° - 71.56° 7.Мурманск 68°58′ с. ш. 33°05′ в. д. для группировки из 4 спутников 13ч. 52 м. 78.69° и болeе , 5ч. 16 м. 75.97° - 78.69° , 4ч. 48 м. 71.56°-75.97° Северный полюс для группировки из 4 спутников 50° Минимум 8.Челябинск 55°09′ с. ш. 61°24′ в. д. для группировки из 2 спутников 18 часов 57 минут 71.56° и болeе 4 часa 20 минут 60° -71.56° 38 минут 58° -60° из 4 спутников 24 часa 75.964° и болeе Казань,Самара,Екатеринбург,Пермь лучше Челябинскa 9.Нижний Новгород 56°19′37″ с. ш. 44°00′27″ в. д. для группировки из 4 спутников -23 часa 56 минут 81.87° и болeе 10.Тегеран 35°42′ с. ш. 51°25′ в. д. для группировки из 2 спутников 19 часов 41 минутa 60° и болeе , остальное -58-60 для группировки из 4 спутников -17 часов 28 минут 71.56° и болeе , 6 часов 28 минут -67.5°-71.56° сравнить - Угoл места для спутника на на ГЕО орбите на оптимальной для Тегеранa долготe 51°25′ в. д - 48.55 ° 11.Дамаск 33°30′47″ с. ш. 36°17′31″ в. д. для группировки из 4 спутников 60 ° и болeе - 24 часа сравнить -Угoл места для спутника на ГЕО орбите на оптимальной для Дамаскa долготe 36°17′31″ в. д. - 51.04 ° 12.Красноярск 56°00′43″ с. ш. 92°52′17″ в. д. -дислокация производителя спутников НПО ПМ из 2 спутников 13 часов 2 минут 60 ° и болeе , 9 часов 8 минут ,50°-60° ,45°-50° 1 час 46 минут для группировки из 4 спутников 60 ° и болeе - 24 часа
milstar: to: baranez@kp.ru to: : ric_vm_4@mil.ru https://vm.ric.mil.ru/Redkollegiya copy for information to ... re: полковник Баранец о связи видео с 37.45 командир взвода рассказывает - расстояние 100 метров ,обязан вестового посылать капитан 3 ранга Климов о связи ...соответствует возможностям Российского ВПК -8 гигагерц,1 килограмм раскладная антенна из углеволокна с напылением 450 mm, супергетеродин с 2 преобразованием частоты , беспилотник ретранслятор 200 км от линии боевого соприкосновения , шифр Вернама https://dzen.ru/video/watch/65cb811f3bc4fc21df0fb57d капитан 3 ранга Климов о связи https://topwar.ru/219980-samaja-kriticheskaja-problema-nashih-vooruzhennyh-sil-v-svo-svjaz.html 1.супергетеродин с двойным преобразованием частоты ---------------------------------------------------- диапазон расширить с 6 до 9 гигагерц соответствует возможностям Российского ВПК , СБИС 16-разрядного АЦП с частотой дискретизации 200 МГц https://www.i-progress.tech/products/bis-i-sbis/spetsialnye-sbis/sbis-16-razryadnogo-atsp/ сканер с размерами 165mm x 103mm x 25mm The scan time from 100 kHz to 6 GHz in 20 MHz steps was well under 1second. a minimum signal sensitivity of -107 dBm and; a dynamic range of at least 80 dB. T https://www.armms.org/media/uploads/1304696513.pdf 2. солдаты основное время сидят блиндажах ,окопах... ---------------------------------------------------------------------- соответствует возможностям Российского ВПК раскладная антенна из углеволокна с напылением 450 mm 1 килограмм весом + небольшой штатив разворачивается в направлении тыла ,там на высоте 10 километров беспилотник ретранслятор с подобным приемопередатчиком 401 x 459 x 146 mm 9.3 kg https://brandcentral.cambiumnetworks.com/m/1dcd6f2e4f7f77ca/original/Cambium_Networks_data_sheet_PTP-78700.pdf military tactical applications. The first ultra-wideband radio to support all of 7125 MHz to 8500 MHz 3. в симметричном шифровании есть алгоритмы, которые при правильном использовании вообще невозможно взломать. Один из таких алгоритмов — шифр Вернама. https://thecode.media/vernam/ https://mahalex.net/special-courses/_crypto/crypto.pdf генератор случайных чисел Ultrafast Random Number Generation Based on Random Laser Experimental results showed that an instantaneous bit rate of 810 terabits per second https://ieeexplore.ieee.org/document/10068321 записываются 2 x Sandisk Extreme 1TB microSDXC card review https://www.techradar.com/reviews/sandisk-extreme-1tb-microsdxc-card Клодом Шеннон в 1940-х годах доказал теоретическую значимость системы одноразовых блокнотов. В то же время советский теоретик информации Владимир Котельников независимо доказал абсолютную безопасность одноразового блока; его результаты были представлены в 1941 году
milstar: SHAPED SINGLE-FEED-PER-BEAM MULTIBEAM REFLECTOR ANTENNA https://sci-hub.se/10.1109/eucap.2006.4584485 Current Ka-band multibeam satellite antenna systems often use one feed per beam, but involve a high number of reflector antennas (four for transmit and four for receive) to realise both acceptable crossover levels and spillover losses [ new concept (patent pending) where a shaped reflector reduces both the number of feeds per beam and the number of reflectors to one (with separate receive and transmit antennas). The price paid is an oversizing of the reflector making the reflector area comparable to the total area of the conventional four-reflector solution The beams form the same hexagonal lattice as in the four-reflector case. As a very high performance can be obtained by an SFOC at the cost of a large subreflector cancelling scan degradations and crosspolarisation
milstar: he gravitational potential of the Earth is no longer μ/r, but varies with longitude. A tangential acceleration is created, depending on the longitudinal location of the satellite, with four points of stable equilibrium: two stable equilibrium points (L 75° E, 105° W) two unstable equilibrium points ( 15° W, 162° E https://a3space.org/wp-content/uploads/2017/10/Appendix-to-2.pdf
milstar: https://www.researchgate.net/publication/363670397_A_Survey_of_Longitudinal-Shift_Maneuvers_Performed_by_Geosynchronous_Satellites_from_2010_to_2021 A Survey of Longitudinal-Shift Maneuvers Performed by Geosynchronous Satellites from 2010 to 2021 The persistent gravitational perturbations create two stable and two unstable equilibrium points along the GEO belt at 75.91∘ east and 102.92∘ west and 164.1∘ east and 10.62∘ west, Because of these perturbations, the nominal location of a GEO satellite, in the Earth-centered Earth-fixed (ECEF) reference frame, changes as the satellites drift away from the unstable equilibrium points towards the stable equilibrium points. https://www.mdpi.com/2226-4310/2/4/581
milstar: https://oer.pressbooks.pub/lynnanegeorge/chapter/copy-of-chapter-4__editing/ Figure 4: South-East-Zenith (SEZ) Coordinate Frame (Source: ResearchGate, 2008). TRANSFORMATION BETWEEN SEZ AND IJK COORDINATE FRAME
milstar: Вооруженная борьба в космосе: преемственность и различия принципов тактики 12 Апреля 2023 06:00 ВОЕННАЯ МЫСЛЬ №4-2023 ВОЕННОЕ ИСКУССТВО Генерал-лейтенант А.П. КОВАЛЁВ, доктор технических наук Полковник С.А. СОТНИК, кандидат военных наук Подполковник Д.С. СОТНИК, доктор военных наук АННОТАЦИЯ Рассматриваются роль и место космических средств в военном деле на современном и перспективных этапах его развития, предпосылки к развертыванию в космосе боевых систем, классификация космического оружия, определение космоса как театра военных действий, взгляды авторов на особенности тактики Военно-космических сил и преемственность положений тактики ВКС относительно положений Общей тактики ВС. https://vm.ric.mil.ru/Stati/item/484129/
milstar: https://nap.nationalacademies.org/read/12061/chapter/15
milstar: Additionally, the PRC completed construction on three new solid-propellant silo fields last year, which consists of at least 300 new intercontinental ballistic missile silos, DoD said. https://breakingdefense.com/2023/10/new-pentagon-report-details-chinas-growing-nuclear-arsenal-possible-new-missile-effort/
milstar: Фото: пресс-служба Роскосмоса / РКК «Энергия» Фото: пресс-служба Роскосмоса / РКК «Энергия». ArsTechnica: для российской ракеты «Ангара-А5» практически нет полезной нагрузки Под российскую тяжелую ракету «Ангара-А5», первый запуск которой с космодрома Восточный планируется провести в апреле, практически отсутствует полезная нагрузка. Об этом заявил обозреватель американского издания ArsTechnica Стивен Кларк. Автор напоминает, что за последние десять лет «Ангара-А5» запускалась три раза с макетами полезной нагрузки. Четвертый пуск, намеченный на апрель, также пройдет без настоящего спутника. «Российской ракете нового поколения уже десять лет, но она до сих пор летает с макетами полезной нагрузки», — говорится в заголовке публикации. Обозреватель ссылается на космического эксперта Анатолия Зака, согласно которому у российской стороны нет ни одного готового спутника, который можно было бы запустить на «Ангаре-А5» с Восточного. Автор пишет, что в распоряжении России также остается несколько тяжелых ракет «Протон-М», которые за два последних года запускались всего три раза. В феврале гендиректор госкорпорации «Роскосмос» Юрий Борисов заявил, что производственное объединение «Полет» способно ежегодно выпускать до восьми ракет «Ангара-А5». Легкая ракета «Ангара-1.2» запускалась три раза, из которых два — в апреле и октябре 2022 года — со спутниками. Тяжелая «Ангара-А5» запускалась три раза — в декабре 2014-го, декабре 2020-го и декабре 2021-го. https://vpk.name/news/835279_v_ssha_zayavili_ob_otsutstvii_nagruzki_dlya_rakety_angara-a5.html
полная версия страницы