Форум » Дискуссии » Ракетные двигатели ,Топливо - Тактико-технические характеристики » Ответить
Ракетные двигатели ,Топливо - Тактико-технические характеристики
milstar: в первую очередь должны разрабатываться с учетом сжатых сроков — (начало серийного изготовления с 1986 г.) ракета для БЖРК 15Ж961 и ракета для грунтового комплекса 15Ж62. http://rbase.new-factoria.ru/missile/wobb/15g60/15g60.shtml Разработка ракеты для стационарного комплекса 15Ж60 проводилась вслед за ракетой для железнодорожного комплекса 15Ж961 Финальный запуск по программе испытаний проведен 26 сентября 1988 года. Всего в ходе государственных совместных летных испытаний было запущено 16 ракет. г. Первомайск, Николаевская область,УССР Развертывание шло быстрыми темпами - к концу года на боевом дежурстве находилось уже 20 ракет. Татищево, Саратовская область, РСФСР концу 1989 года в обоих позиционных районах было развернуто уже 56 ракет (46 в 46-й и 10 в 60-й дивизиях). Однако, начиная с 1990 года, несмотря на то, что не менее 8 ракет были изготовлены на ПМЗ и подготовлены к отправке в позиционные районы, развертывание МБР было прекращено - руководством СССР была принята новая оборонная доктрина Ракета 15Ж60 (см.схему) маршевых ступени и ступень разведения боевых блоков. Отделение головного обтекателя осуществлялось после прохождения зоны высотных блокирующих ЯВ. На ракете 15Ж60 были сохранены отработанные на ракетах 15Ж44 и 15Ж52 схемные и конструктивные решения по управлению полетом II и III ступеней отклонением головного отсека, минометному разделению ступеней, отделению боевой ступени и разведению элементов боевого оснащения. Минометное разделение ступеней обеспечивалось за счет наддува газом от порохового аккумулятора давления межступенного объема и поперечного деления соединительного отсека удлиненным кумулятивным зарядом. Такая конструкция гарантировала безударное разделение ступеней и обеспечивала максимальную плотность компоновки межступенной части ракеты. Первая ступень - масса в снаряженном состоянии, т - 53.7 - длина габаритная,м - 8.4 - диаметр габаритный,м -2.4 - тяга ДУ (на земле/в пустоте),тс 280/310 Вторая ступень - масса в снаряженном состоянии, т -25 - длина габаритная при сложенном раструбе, м - 5.9 - длина габаритная при выдвинутом раструбе, м -6.7 - диаметр габаритный,м -2.4 - тяга ДУ (в пустоте),тs -150 Третья ступень - масса в снаряженном состоянии, т -15 - длина габаритная при сложенном раструбе, м -3.6 - диаметр габаритный,м -2.4 - тяга ДУ (в пустоте),тс -44 Жидкостный ракетный двигатель РД-866 (боевая ступень) Тяга двигателя в пустоте, кгс от -94.4 до +513.5 Удельный среднеинтегральный импульс тяги ЖРД большой тяги в пустоте, кгс·с/кг 305.5 Удельный импульс тяги в пустоте, кгс·с/кг - камеры ЖРД большой тяги - 323.1 - ЖРД малой тяги в непрерывном режиме -245 - ЖРД малой тяги в импульсном режиме с частотой 10 Гц -176 Масса двигателя, кг 125.4 Абсолютное давление газов в камере сгорания, кгс/см2: - ЖРД большой тяги -41.5 - ЖРД малой тяги -5.67 Абсолютное давление газов на срезе сопла камеры, кгс/см2: - ЖРД большой тяги -0.024 - ЖРД малой тяги - 0.007 Массовое среднеинтегральное соотношение компонентов топлива при работе: - ЖРД большой тяги -2.03 - камеры ЖРД большой тяги -2.3 - ЖРД малой тяги -1.85 Отклонение тяги от номинального значения, кгс - для ЖРД большой тяги ±41 - для ЖРД малой тяги при работе в непрерывном режиме ±0,65 Минимальное абсолютное давление компонентов топлива на входе в двигатель, кгс/см2: - окислителя (при температуре 45°С) -6.0 - горючего (при температуре 65°С) -3.5 Минимальное абсолютное давление компонентов топлива на входе в двигатель при температуре +35°С, кгс/см2: - окислителя -4.5 - горючего 1.45 Максимальное суммарное время работы, с: - ЖРД большой тяги -330 - ЖРД малой тяги -1200 330 1200 Максимальное количество включений: - ЖРД большой тяги -14 - ЖРД малой тяги -10000 .... Двигательные установки (ДУ) ракеты разрабатывались, в основном, в рамках кооперации, сложившейся на этапе создания комплексов с ракетами 15Ж44 и 15Ж52. Маршевые РДТТ ракеты 15Ж60 (второй уровень стойкости) разработаны с учетом повышенных требований по энерговооруженности, величине управляющих усилий (15Д305, ДУ-I) и степени защиты от ПФЯВ (15Д339, ДУ-II; 15Д291, ДУ-III). Для двигателей МБР 15Ж60 и 15Ж961 созданы топлива третьего и четвертого поколений на основе нового бесхлорного окислителя АДНА. . В рецептуре топлива в этих ракетах впервые применено принципиально новое высокоэффективное горючее – гидрид алюминия. Первая ступень состояла из маршевого РДТТ 15Д305, хвостового и соединительного отсеков. В принципиально новом двигателе I ступени разработки КБЮ и производства ПМЗ было применено более высокоэнергетическое (по сравнению с МБР 15Ж961) смесевое твердое топливо типа "ОПАЛ" - разработчик ЛНПО "Союз". заряд твердого топлива имел канал звездообразной формы и являлся прочноскрепленным с корпусом двигателя. Были форсированы на 30% расходно-тяговые характеристики по сравнению с двигателем 15Д206 первой ступени ракеты 15Ж961, что обусловило повышение давления в камере сгорания до 100 кгс/см2, а также применено в качестве органа управления вектором тяги центральное, частично утопленное в камеру сгорания, многопозиционное (круговая диаграмма создания управляющего усилия Рупр. по каналам тангажа и рыскания) качающееся управляющее сопло с разъемом в дозвуковой части, изготовленное из композиционных углерод-углеродных материалов, с использованием в качестве подвески поворотной части эластичного опорного шарнира. Корпус ступени - цельномотанный органопластиковый типа "кокон", изготовленный методом намотки нитей из композиционного материала, выбранного по тогдашнему состоянию отечественной производственной базы. С учетом обеспечения минимальной массы конструкции выбран следующий вариант: в основе жгут нитей из композиционного материала и специальное связующее вещество. На второй и третьей маршевых ступенях применен тот же вариант изготовления корпуса. Для управления по крену на участке работы ДУ-I использовались 4 аэродинамических руля, установленных на внешней поверхности головного обтекателя. Кроме того, в конце участка работы первой маршевой ступени управление ступенью осуществлялось и отклонением головной части ракеты. Двигатели второй и третьей ступеней снабжались каждый центральным частично утопленным в камеру сгорания стационарным соплом с телескопическим сдвигаемым насадком раструба из углерод-углеродного материала, что позволяло увеличить степень расширения сопла и, соответственно, удельный импульс, без увеличения общих габаритов ракеты. Вторая ступень состояла из маршевого РДТТ 15Д339 и соединительного отсека. Корпус второй ступени - цельномотанный органопластиковый типа "кокон". Топливо второй ступени - твердое смесевое типа "СТАРТ" (разработчик ЛНПО "Союз"). Заряд твердого топлива - прочноскрепленный с корпусом двигателя, с каналом цилиндро-конической формы с наклонной кольцевой проточкой типа "зонтик". На корпус ДУ-II разработки КБЮ и производства ПМЗ ракеты 15Ж60 (по сравнению с 15Ж961) дополнительно нанесено специальное многофункциональное покрытие. Управление второй ступенью осуществлялось отклонением головной части и аэродинамическими рулями (по крену), установленными на носовом обтекателе. Третья ступень состояла из маршевого РДТТ 15Д291 и переходного отсека (см. фото). ДУ-III ракет 15Ж60 и 15Ж961 разработки КБ ПО "Искра" и производства Пермского завода химического оборудования практически идентичны (смесевое твердое топливо типа "АП-65", разработчик ЛНПО "Союз"). На корпус ДУ-III ракеты 15Ж60 (по сравнению с ДУ-III ракеты 15Ж961) дополнительно нанесено специальное многофункциональное покрытие. Корпус третьей ступени - цельномотанный органопластиковый типа "кокон". Управление третьей ступенью осуществлялось отклонением головной части и креновыми РДТТ ступени. Для ракеты 15Ж60 был разработан новый боевой блок повышенной стойкости к ПФЯВ 15Ф14 с БЧ повышенной удельной мощности и имеющий характеристики, близкие к ББ Mk21 ракеты "MX". Головная часть - разделяющегося типа индивидуального наведения с десятью термоядерными ББ мощностью 0,43 Мт и комплексом средств преодоления ПРО разработки КБЮ. Первоначально КСП ПРО изготавливался на ПО "Южмаш", однако с мая 1986 года производство было передано на смежные предприятия РСФСР. Ступень разведения боевых блоков - "толкающей" схемы, размещение боевых блоков в один ярус, двигатель ступени - ЖРД РД-866 (15Д264), созданный в КБ-4 КБЮ и производившийся на ПО "Южмаш", работавший на жидких высококипящих стабильных долгохранимых самовоспламеняющихся компонентах топлива: несимметричный диметилгидразин (НДМГ) и азотный тетраоксид (АТ). Двигатель РД-866 - многофункциональный, без дожигания генераторного газа, с многократным включением ЖРД БТ (большой тяги) и ЖРД МТ (малой тяги), обеспечивал многократный запуск и регулирование тяги. Двигатель работал по комбинированной схеме (вытеснительная и насосная подачи компонентов топлива). Обеспечивал широкий диапазон изменения расходов и давлений для механизмов-потребителей. РД-866 содержал: централизованный источник питания (состоящий из двух турбонасосных агрегатов с газогенераторами и двух питателей); однокамерный ЖРД БТ; 16 ЖРД МТ. Для трехступенчатой твердотопливной ракеты 15Ж60 от ступени разведения требовалось не только обеспечение построения боевых порядков из ББ и средств преодоления ПРО, но и использование для достижения заданной максимальной дальности стрельбы режима "эффективного доразгона" — обеспечение работы ступени разведения на активном участке траектории в качестве четвертой ступени ракеты, что обеспечивало существенный выигрыш в массе полезного груза (до 15%). Для уменьшения длины ракеты использовался головной аэродинамический обтекатель изменяемой геометрии, прикрывавший ГЧ, две створки которого закрывались после выхода ракеты из ТПК.
milstar: Первая ступень 15Z60 ################ - масса в снаряженном состоянии, т - 53.7 - длина габаритная,м - 8.4 - диаметр габаритный,м -2.4 - тяга ДУ (на земле/в пустоте),тс 280/310 I ступень MX ########## Масса , т: - снаряженной ступени -48.985 - неснаряженной ступени-3.628 Длина, м 8,534 Тяга РДТТ на уровне моря, тс 226,8 Удельный импульс РДТТ на уровне моря, с 282 Время работы РДТТ , с 56,5 http://rbase.new-factoria.ru/missile/wobb/mx/mx.shtml
milstar: Naibollee skorostnaja kril. "raketa" 9M82ME 1. thrust vector control of the first stage 4,636 kg mass solid propellant the first stage motor is started and burns for 3.5 to 6.2 seconds in the 9M82 2. aerodynamic control of the 1,200 kg second stage, using four servo driven fins, and four fixed stabilizers. Burn duration is cited at 11.2 - 17.2 seconds Observation of 9M82 Giant launch footage confirms the stated stage burn durations, and also indicates the use of an energy management profile, where the missile boosts to an apogee, ########################## dlja 9M82ME s dalnostju 200 km dlja aerodin. celej s wisotoj do 8 km Apogej ,sudja po grafiku na dalnosti 90 km -rawen 30km ---------------------------------------------------------------- pri skorosti 2600 metr/sec ( do 7.8 M na wisote ?) Bch -150kg VV + RGSN 80-100 kg 9M82 Giant missile velocity entering the endgame is ~3.5 M. Na boslchoj wisote ? ne 10 metrow ? The later 9M82M and 9M83M are credited with a 30G endgame capability. and post apogee flies a pulldown/pullup manoeuvre before transitioning into a shallow dive as it closes with the the intended target. http://www.ausairpower.net/APA-Giant-Gladiator.html Flight control during the first stage burn is effected by four internal nozzle ports for gas injection Thrust Vector Control (TVC), in a manner similar to the Martin-Marietta Sprint ABM and ARPA HIBEX demonstrator. While the US designs injected liquid freon into the exhaust flow, the Novator design draws high pressure exhaust gas upstream of the nozzle and injects it into the exhaust stream at the point where the flow is described as supercritical. Once the first stage it expended it is jettisoned by pyrotechnic charge, and the kill vehicle 9D126 bonded solid propellant sustainer is ignited. Russian sources claim the dual plane monopulse two-channel X-band semi-active seeker can lock on to a 0.05 m2 RCS target from 16.2 nautical miles 30km dlja EPR 0.05 kw .metra sootw 300 km dlja EPR 500 kw .metrow ( Aegis ,Avianosec ) mozno ylutschit ...
milstar: 48n6 Fakel auch an der Entwicklung der 48N6 Lenkwaffe für das System S-300PM. Die beiden Konstrukteure analysierten die 48N6 Lenkwaffen und erkannten, dass diese ein grosses Potential zur Reichweitesteigerung besassen. Die 48N6 Lenkwaffen werden, wenn eine grosse Schussdistanz erforderlich ist, auf einer nahezu ballistischen Flugbahn verschossen. Das maximale Apogäum bei dieser Flugbahn lag bei 38 km. #################################### In grösserer Höhe können die kleinen Steuerflächen der 48N6 Lenkwaffen keine Lenkimpulse auf die Lenkwaffe übertragen. Bunkin und Grushin errechneten, wenn man nun das Apogäum der 48N6 Lenkwaffeflugbahn erhöhte, auch eine viel grössere Reichweite erzielt werden sollte. Sie modifizierten die 48N6 Lenkwaffe so, dass diese ein Apogäum von über 70 km erreichte. Beim Wiedereintritt wurde dann das Lenksystem der Lenkwaffe aktiviert und die Waffe steuert auf das Ziel zu. Bei den ersten Versuchen mit diesen modifizierten Lenkwaffen im Jahr 1985 wurden Schussdistanzen bis zu 327 km erreicht. ###################################### Diese Lenkwaffen bildeten vermutlich die Grundlage für die 40N6 Lenkwaffen, welche mit der Serienversion der S-400 zum Einsatz kommen sollten. http://www.dtig.org/docs/SA-21.pdf dlja 48N6DM/48N6E3 7500 mm *519 mm ,razmax kril'ev -1134 mm,odnosupenchataja twerdotopl massoj 1835 kg pri vv 150 kg +RGSN ,skorost 2500m/sek (bolee M7) pri apogee 38 km -dalnost 250 km pri apogee 70 km - dalnost 327 km http://www.dtig.org/docs/SA-21.pdf Müssen grosse Schussdistanzen erreicht werden, beschreibt die Flugbahn der 48N6DM Lenkwaffe eine nahezu ballistische Kurve. Das maximale Apogäum bei dieser Flugbahn liegt irgendwo zwischen 38 und 70 km. Erst beim Wiedereintritt in einer Höhe von ca. 30'000 m wird die Lenkwaffe wieder mit aktualisierten Zieldaten versorgt. Wenige Sekunden vor dem Einschlag im Ziel wird der Näherungszünder sowie der lenkwaffeneigene Suchkopf und das SAGG System aktiviert, und die Lenkwaffe nimmt die letzten Kurskorrekturen vor. Die Schubvektorsteuerung befindet sich an der Austrittsöffnung des Raketentriebwerkes. Der Raketenstrahl und die heissen Abgase werden mit vier Graphitbeschichteten Steuerflächen in die gewünschte Richtung geschwenkt. Mittels dieser beiden Lenkmechanismen können die Lenkwaffen Manöver mit einer maximalen Belastung von 20 g fliegen . 40N6 das Apogäum bei dieser Flugbahn bei bis zu 70-85 km. Schussdistanzen von 400 km erreicht werden. Anderen Grundlagen zufolge basiert die 40N6 Lenkwaffe auf der 9M82M Lenkwaffe des SA-12B GIANT Systems. Somit wäre die 40N6 Lenkwaffe ein zweistufiger Flugkörper mit Feststoffantrieb. .
milstar: МБР «Копье-Р Технические характеристики ракеты: Стартовый вес, т - 10,9; Забрасываемый вес. кг - 202; Число ступеней - две маршевые ступени ракеты и боевая ступень ГЧ; Габаритные размеры ракеты, м: - длина - 12.9; - диаметр - 1,15; Вид топлива: - маршевых ступеней - жидкое, самовоспламеняющееся с высококипящими компонентами (AT и НДМГ); - боевой ступени - жидкое монотопливо; ДУ I ступени: - тяга, тс - 29; - давление в камере, кгс/см - 160; - исполнительные органы системы управления - 4 поворотные рулевые КС; ДУ II ступени: - тяга, тс - 3.8; - давление в камере, кгс/см - 130; - органы управления - вдув генераторного газа в закритическую часть сопла и сопла крена; ДУ боевой ступени: (на базе двигателей малой тяги с однократным запуском) - тяга одного ЖРД малой тяги в пустоте, кгс - 5: 1.2; - удельный импульс в пустоте, с - 200; Коэффициент энерговесового совершенства ракеты Gnr/Go, кгс/тс - 18.5. Источник: Книга "Ракеты и космические аппараты КБ Южное". Двигательная установка ДУ I ступени - пятикамерная, состоящая из одной основной и четырех рулевых КС с питанием от одного ТНА. ДУ II ступени - однокамерная, со стационарной КС _________________
milstar: http://ktrv.ru/production/68/649/652/ RVV-AE 3.6 * 0.2 metra D ,175 kg ,razmax kril'ev - 0.4 m ,rulej -0.7 metra Massa Bch -22 kg Massa RGSN -16 kg , 604 mm http://www.mnii-agat.ru/expo/334/prod_2845_r.htm itgogo 38 kg pri obschej massse 175 kg ,diametre 200 mm ,dalnost i 80 km Yabch plut planarnoe szatie 0.19 kt imeet wes 16-17 kg 122 mm *370 mm Ракета РВВ-АЕ перехватывает цели, совершающие полет со скоростями до 3600 км/ч в диапазоне высот от 20 м до 25 км с превышением (принижением) целей относительно носителя до 10 км и не накладывает ограничений на перегрузку носителя в момент пуска. Дальность пуска по высоколетящим целям - до 80 км, с захватом цели собственной ГСН на дальность в 20 км. Поражение низколетящих целей возможно на дальности до 20 км, вдогон - до 25 км. http://rbase.new-factoria.ru/missile/wobb/r77/r77.shtml Твердотопливный двигатель Р-77 позволяет ей развивать скорость до М = 4.
milstar: "Pershing-1А" Твердотопливный двигатель первой ступени M-105 представляет собой легкий стальной корпус с зарядом топлива (на основе полиуретана) весом около 2450 кг, воспламенителем и соплом. В РДТТ второй ступени используется аналогичное топливо. РДТТ обеих ступеней разработаны фирмой "Thiokol". Исполнительные органы системы управления - аэродинамические рули в комбинации с газовыми рулями. Каждая пара воздушных и газовых рулей работает от одного гидравлического привода. Ракета снабжена 4-мя аэродинамическими рулями, расположенными в плоскостях стабилизации. Оси вращения рулей перпендикулярны оси ракеты. Рули II-IV связаны друг с другом. При их совместном отклонении возникает сила, которая управляет движением ракеты по тангажу. Рули I-III используются для управления полётом по курсу и крену, работая в первом случае синхронно, во втором - в разные стороны. При отрыве от стартового стола управление ракетой передаётся на инерциальную систему управления, при этом связь с огневой позицией не поддерживается. Первая ступень отделяется на высоте 12 км, ---------------------------------------------------------------------------- по достижении заданной скорости, путём мгновенного понижения давления в камере сгорания. В момент отделения двигателя первой ступени запускается двигатель второй ступени. Период работы двигателя второй ступени ракеты бывает различным и зависит от дальности расположения цели. При достижении соответствующей скорости полёта и местоположения ракеты в пространстве головная часть отделяется от второй ступени и продолжает полёт к цели по баллистической траектории. --------------------------------------------------------------------------------- Дальность действия, км 185 - 740 Стартовая масса, кг -4660 kg, 10.5 *1.0 metr Высота окончания активного участка, км -45 Масса двигателя первой ступени, кг Время работы РДТТ первой ступени,с 40 Масса двигателя второй ступени, кг 1640 Масса ГЧ, кг -330 http://rbase.new-factoria.ru/missile/wobb/pershing_1a/pershing_1a.shtml The Pershing I missile was powered by two Thiokol solid-propellant engines. Since a solid-propellant engine cannot be turned off, selective range was achieved by thrust reversal and case venting. The rocket stages were attached with splice bands and explosive bolts. As directed by the onboard guidance computer, the bolts would explode and eject the splice band. Another squib would open the thrust reversal ports in the forward end of the stage and ignite the propellant in the forward end, causing the engine to reverse direction. http://en.wikipedia.org/wiki/Pershing_missile Engine First stage: Thiokol TX TX-174 115 kN (25,900 lbf) 38.3 s Second stage: Thiokol TX-175 85 kN (19,100 lbf) 39 s Speed Mach 8 ------------------ Apogej -240 km Wes yabch -290 kg razmax kril'ew -1.1 metra http://www.globalsecurity.org/wmd/systems/pershing-specs.htm T h e Pershing as a Satellite Booster http://pershingmissile.org/PershingDocuments/manuals/Interavia.pdf According to cal- culations made by Martin's engineers, a three- stage satellite carrier rocket. bascd oil the Perskitrg, would be able to put a payload of 60 lb into circular orbit at an altitude of 210 ~niles.or into elliptical orbit with an apogee of about 700 miles. If, moreover, the carrier rocket could be launched from practically any desired meadow After second-stage burnout. the;.? is ail ui1- powered phase of over four iiiiii~itzs.;i:!~i then the third stage ignites. Durinp tl~es?i o ~ i rin~inutes. the remaining sections would h:~\-eto be ilrought into an exactly horizotltal position. in o:.drr i!~eil to be accelerated by the third st,ipe ii110 tlic required trajectory speed. Thc firsr-stage rocket engine could he til~adesubstniltially lighter by the elimination ofcertain longitudinal stiffeners and by reconstriictinp the casing round the enginc jets. firing. This carrier rocket could also be used for vertical climbs as a space probe, in which case it would be possible to add a fourth solid-pro- pellant rocket stage. In this way, a payload of 60 lb could be carried to an orbital height of over 875 miles, or a payload of 120 lb to about 300 miles
milstar: wse dannie wmeste dlja nagljadnosti Дальность действия, км 185 - 740 Стартовая масса, кг -4660 kg, 10.5 *1.0 metr Высота окончания активного участка, км -45 Масса двигателя первой ступени, кг -2450 kg Время работы РДТТ первой ступени,с 40 Масса двигателя второй ступени, кг 1640 Масса ГЧ, кг -330 Engine First stage: Thiokol TX TX-174 115 kN (25,900 lbf) 38.3 s Second stage: Thiokol TX-175 85 kN (19,100 lbf) 39 s Speed Mach 8 ------------------ Apogej -240 km Wes yabch -290 kg razmax kril'ew -1.1 metra
milstar: Еще при жизни М.М. Бондарюка, в 1968-1969 гг., под руководством ведущего конструктора В.Д. Хохлачева нач алась разработка СПВРД 3Д-80 с КС диаметром 800 мм. Этот двигатель предназначался для морской крылатой ракеты 3М-80 комплекса "Москит" с маловысотным режимом полета при скоростях до М=2,0. ####################################### С большим трудом удалось отстоять и продолжить разработку двигателя 3Д-80 в новых условиях. Было рассмотрено множество компоновочных схем КС и диффузоров, на стенде отработана камера сгорания. Из-за долгих проволочек и "холодного" отношения МАП к ракете и двигателю государственные испытания завершились лишь в 1982 г. Позднее ТМКБ "Союз" разработало несколько вариантов этого СПВРД (3Д-81, 3Д-82 и 3Д-83). Там же, в Тураево, с 1976 г. при участии группы бондарюковцев были начаты и проводились вплоть до 1978 г. работы, направленные на создание СПВРД (ПВРД-52) для УР класса "воздух-поверхность" Х-31 с КС диаметром 360 мм. Двигатель обеспечил ракете возможность полета при скоростях до М=3,0...4,0. http://www.testpilot.ru/review/bondaruk_1.htm В тот же период в КБ приступили к созданию СПВРД для перспективной противокорабельной КР "Яхонт". В 1983 г. был подготовлен эскизный проект, а с 1987 г. начались летные испытания двигателя в составе ракеты. Новые технологии, использованные при создании СПВРД, позволили получить заданные характеристики: высотность до 20 км, максимальную тягу 4 тс, скорость полета М=2,0...3,5 при массе КС всего 200 кг
milstar: управляемой ракеты-мишени МА-31. Эта мишень была создана специалистами центра "Звезда-Стрела" из подмосковного Королева на базе знаменитой ПКР Х-31А. После пуска ракета-мишень снизилась до высоты 300 м над уровнем моря и на скорости, в 2,4 раза превышающей скорость звука, выполнила серию маневров. В некоторые из них полет мишени проходил непосредственно над гребнями волн. Дальность полета МА-31 до момента выработки горючего составила 30 км. http://epizodsspace.airbase.ru/bibl/ross-aero-nov/1997/3-zvezda-strela.html
milstar: http://rbase.new-factoria.ru/missile/wobb/x31p/x31p.shtml X-31PD ,180-250 km PRWD 5340*360 mm 715/110 kg http://ktrv.ru/production/68/653/897/?PHPSESSID=f890946eb358a5fa0c32278c770e75ae Двигатель - прямоточный воздушно-реактивный, создан в МКБ "Союз"(г.Тураево Московская область) . В его состав входят: воздухозаборники, топливные баки с системой вытеснения и аппаратурой дозирования топлива, фронтовое устройство, камера сгорания с нерегулируемым сверхзвуковым соплом, электрогидравлическая система регулирования росжига. В камере сгорания маршевого двигателя размещается твердотопливный стартовый ускоритель, который после отделения ракеты от самолета-носителя надежно обеспечивает ее разгон до скорости запуска маршевого ПВРД. После окончания работы стартовый ускоритель выталкивается набегающим потоком воздуха. Использование такой интегральной двигательной установки обеспечивает увеличение среднетраекторной скорости и дальности стрельбы при уменьшении габаритов ракеты. Ракеты семейства Х-31А функционируют совместно с прицельно-навигационной системой и системой управления оружием, входящими в состав бортовой аппаратуры самолета-носителя. http://rbase.new-factoria.ru/missile/wobb/x31a/x31a.shtml После старта ракета совершает автономный полет в соответствии с выбранными законами управления в район поиска цели. Расчетная точка выхода ракеты в зону захвата цели активной радиолокационной головкой самонаведения (АРГСН) находится на расстоянии 7,5км от цели на высоте 100м. После захвата цели на автосопровождение ракета совершает "подскок", исключающий возможность приводнения ракеты при подлете к цели с малыми углами.
milstar: Dubbed the 'Mini-Moskit', the supersonic Turayev ramjet powered Kh-31P (AS-17 Krypton) was originally designed as an anti-radiation missile to suppress NATO Patriot and I-Hawk batteries, entering use in 1988. The powerplant arrangement uses a solid rocket booster in the tail to accelerate the vehicle to ramjet ignition speed. Once the propellant is expended, the booster cavity is employed as a combustor cavity for the kerosene fuelled ramjet which is used to continue accelerating the missile to cruise speed and then sustain that speed until the liquid fuel is expended. The missile's combination of high speed, small size and long range makes it a challenging target to intercept by air defences. At altitude the Kh-31 achieves Mach 4.5, as sea level Mach 2.7 ######################################### Kh-31PD / AS-17 Krypton 5340 mm* 360 mm /715 kg dalnost 180 -250 km It has no equivalent in the Western inventory http://www.ausairpower.net/APA-Rus-ASM.html
milstar: Элеронов Х-58У не имеет, и управление по всем трем каналам (крену, тангажу и рысканию), осуществляется отклонением рулей. Силовая установка состоит из ракетного двухрежимного твердотопливного двигателя с центральным соплом. По энергетическим характеристикам Х-58У сопоставима с ракетами воздушного боя (для сравнения: ее тяговооруженность более, чем, вдвое превосходит аналогичный параметр Х-23 и Х-25). В хвостовом отсеке вокруг соплового блока находятся рулевые приводы - нетрадиционные в ракетах этого класса электромеханические машинки. Выбор электромеханических силовых агрегатов диктовался той же большой дальностью и продолжительностью полета, для чего ресурсов воздушного или газогенераторного питания оказывалось недостаточно. Бортовая никель-кадмиевая аккумуляторная батарея повышенной емкости со статическим преобразователем тока обеспечивает работу систем и рулевого управления в течение не менее 200с . Кинетический нагрев при полете с высокой скоростью составляет 400 - 500°, что обусловило широкое применение нержавеющей стали - хромансиля 30ХГСА и титана ОТ4-1 в качестве основных конструктивных материалов. http://rbase.new-factoria.ru/missile/wobb/x58u/x58u.shtml Предусмотрено также оснащение Х-58У ядерной БЧ --------------------------------------------------------------- При пуске пневматический толкатель катапультного устройства выводит ракету на безопасное расстояние от самолёта-носителя. После пуска ракеты самолет-носитель участия в наведении не принимает, и летчик свободен в противозенитном маневре и уходе от цели. Двигатель ракеты после пуска в течении 3,6 с работает в режиме максимальной тяги (6000 кгс), осуществляя разгон. Затем за счёт профилирования твердотопливной шашки с меньшей площадью горения тяга снижается до 1000 кгс и двигатель в течении 15 с работает в маршевом режиме При скрытном подходе к объектам ПВО и пуске с высоты 100м дальность стрельбы составляет 60 км, достигая 250 км при атаке с 10-км высоты (см. зоны пуска). ########################################## raznica w 4 raza w zawisimosti ot wisoti poleta http://www.ausairpower.net/APA-Rus-ASM.html The Kh-58 is modelled on the UK/French Martel/ARMAT anti-radiation missile design, above, and is almost identical in size, warhead mass and aerodynamic configuration.
milstar: Для истребителя пятого поколения Т-50 будут созданы специальные авиационные ракетные комплексы. Ученые обещают их создать до 2014 года. Генеральный директор разработчика ракет, корпорации "Тактическое ракетное вооружение" Борис Обносов сообщил, что в 2012-2013 годах планируется завершить разработку ракет типа Х-35УЭ, Х-38МЭ, Х-58УШКЭ, РВВ-МД. Он также отметил, что на данный момент проводятся летные испытания данного оружия. В 2014 году планируется принять Т-50 в состав ВВС России, поэтому к этому сроку все его ракетное вооружение будет испытано и готово к применению. Некоторое вооружение уже прошло испытание на самолетах четвертого поколения, в частности на Су-34 и уже запущено в серийное производство. Это касается ракеты типа Х-31ПД. Также в этом году разработчики планируют создать две новейшие авиационные ракеты типа Х-31, которые будут изготавливать для поставок на экспорт. Сейчас ракеты подготавливают для запуска в производство. Ученые надеются, что в течение пару лет появятся и конкретные контракты, так как уже сейчас заказчики проявляют высокую заинтересованность в этом оружии. Текст: Виктория Стрельцова
milstar: PAK FA 1.X31PD ,5340 mm *360 mm ,715 kg ,Двигатель - прямоточный воздушно-реактивный 2. X-35YE 3. X-38ME 4. Х-58УШКЭ ,4190 *380 mm,650/149 kg,ракетного двухрежимного твердотопливного двигателя с центральным соплом 5. РВВ-МД
milstar: http://www.dtic.mil/ndia/2004rangeops/17Nov04/Braucksick.ppt MA-31 ili AS-17 Crypton M2.5 na 6 metrax nad yrownem morja Скорость звука в воздухе на различной высоте над уровнем моря. При 15 °C и 760 мм рт.ст. (101325 Па) на уровне моря 0 -340.29 metra /sek 50 metrow -340.10 metra 100 metrow -339.91 metra 1000 metrow - 336.43 5000 metrow -320.54 10000 metrow -299.53 20000 metrow -295.07
milstar: http://www.dtic.mil/ndia/2004rangeops/17Nov04/Braucksick.ppt Dlinna 4700 mm *360 mm Wes strat. -593 kg buster burnout - 474 kg ramjet (prwd) star- 432 kg ramjet bed for. -379 kg Sea Skimming M2.7 = 920 metr/sek = 3305 km/ch na yrone 50 metrow
milstar: На дистанции около 30-40 км от цели ракета делает "горку" и происходит включение АРГС -54 (см.схему). После обнаружения и захвата цели головкой самонаведения у ракеты 3М-54Э происходит отделение второй ступени и начинает работать третья боевая твердотопливная ступень, развивающая скорость до 1000 м/с. На конечном участке полета протяженностью около 20км боевая ступень ракеты 3М-54Э снижается на высоту до 10м. http://rbase.new-factoria.ru/missile/wobb/3m54e1/3m54e1.shtml dalnost 220 km /swerxzwuk -20 km skorost 0.6-0.8 M/M3 na konechnom ychastke 8220 mm *533 mm razmax krila -2200 mm startowij wes -1951 kg wes dwigatelja -372 kg wes BCH -200kg
milstar: Ракета П-800 «Оникс» / «Яхонт» Cиловая установка ПКР включает маршевый сверхзвуковой прямоточный воздушно-реактивный двигатель (СПВРД) с интегральным стартовым твердотопливным ускорителем. СПВРД разработан НПВО «Пламя». В 1983 г. был подготовлен эскизный проект, а с 1987 г. начались летные испытания двигателя в составе ракеты. СПВРД рассчитан на маршевый полет со скоростью 2,0-3,5 М в диапазоне высот от 0 до 20 тыс. м. Тяга двигателя - 4000 кгс, сухая масса (камеры сгорания) - 200 кг. Воздухозаборник СПВРД - носовой осесимметричный с центральным конусом. СПВРД оборудован системой изменения тяги с регулируемым соплом. По сути вся ракета - от лобового воздухозаборника до среза сопла представляет собой органично совмещенную с планером силовую установку. За исключением центрального конуса воздухозаборника, в котором размещены блоки системы управления, антенна радиолокационной станции самонаведения и боевая часть, все внутренние объемы ракеты, включая воздушный тракт прямоточного двигателя, использованы под маршевое топливо и встроенную твердотопливную стартово-разгонную ступень. Пусковые устройства (ПУ) разработаны в ленинградском ЦКБ-34. После выхода ракеты из пускового контейнера включается твердотопливный разгонный блок, установленный по принципу “матрешки” в камере сгорания маршевого двигателя. Несколько секунд его работы разгоняют ракету до скорости 2 маха. Затем стартовик выключается, его выбрасывает из маршевого набегающим потоком воздуха, и «Яхонт» продолжает полет на скорости в 2,5 маха, обеспечиваемой прямоточным жидкостным воздушно-реактивным двигателем. Ракета оснащена комбинированной системой наведения (инерциальной на маршевом участке траектории и активной радиолокационной - на заключительном этапе полета). Полетное задание формируется по данным от автономного источника целеуказания. Радиолокационная станция (РЛС) головки самонаведения может захватывать надводную цель класса "крейсер" на дальности до 75 км. После первоначального захвата цели ракета выключает радиолокационную станцию и выполняет снижение на предельно малые высоты (порядка 5-10 м) http://www.testpilot.ru/russia/chelomei/p/800/yahont_1.htm Маршевый двигатель СПВРД Тяга, кгс (кН) 4000 Масса КС, кг 200 Стартово-разгонная ступень твердотопливная Масса СРС, кг ок 500 Длина, м 8 Размах крыла, м 1,7 Диаметр, м 0,7 Стартовый вес, кг 3000 Транспортно-пусковой стакан (ТПС) длина, м 8,9 диаметр, м 0,71 стартовая масса, кг 3900 Скорость, м/с (М=) на высоте 750 (2,6) у земли (2) Дальность пуска, км по комбинированной траектории до 300 по низковысотной траектории до 120 Высота полета, м на маршевом участке 14000 на низковысотной траектории 10-15 у цели 5-15 Описание Разработчик НПО машиностроения Обозначение комплекс П-800 «Яхонт» («Яхонт-М») ракета 3М55Э Обозначение NATO SS-N-26 Первый пуск 1987
milstar: С конца 40-х гг. начались первые теоретические и конструкторские проработки сверхзвуковых ПВРД (СПВРД), которые в дальнейшем показали свою незаменимость для беспилотных боевых ЛА (ЗУР, КР, самолетов-разведчиков), летающих на скоростях М >3,0 и высотах свыше 15:20 км. Здесь СПВРД превосходит РДТТ и ЖРД по экономичности, а ТРД - по сообщаемой аппарату скорости. http://www.missiles.ru/pvrd.htm Еще при жизни М.М. Бондарюка, в 1968-1969 гг., под руководством ведущего конструктора В.Д. Хохлачева началась разработка СПВРД 3Д-80 с КС диаметром 800 мм. Этот двигатель предназначался для морской крылатой ракеты 3М-80 комплекса "Москит" с маловысотным режимом полета при скоростях до М=2,0. С большим трудом удалось отстоять и продолжить разработку двигателя 3Д-80 в новых условиях. Позднее ТМКБ "Союз" разработало несколько вариантов этого СПВРД (3Д-81, 3Д-82 и 3Д-83). Там же, в Тураево, с 1976 г. при участии группы бондарюковцев были начаты и проводились вплоть до 1978 г. работы, направленные на создание СПВРД (ПВРД-52) для УР класса "воздух-поверхность" Х-31 с КС диаметром 360 мм (М=3,0…4,0). В тот же период в КБ приступили к созданию СПВРД для перспективной противокорабельной КР "Яхонт". Новые технологии позволили получить заданные характеристики: высотность до 20 км, максимальную тягу 4 тс, скорость полета М=2,0…3,5 при массе КС всего 200 кг. В тот же период в КБ приступили к созданию СПВРД для перспективной противокорабельной КР "Яхонт". Новые технологии позволили получить заданные характеристики: высотность до 20 км, максимальную тягу 4 тс, скорость полета М=2,0…3,5 при массе КС всего 200 кг. Заключение. В конце 2003г. умер руководитель «Пламя-М» И.Б.Леванов – приемник Бондарюка, человек на котором держалась вся работа предприятия. Вскоре в течении 2004 г. предприятие было закрыто. Небольшая часть сотрудников перешла на работу в отдел двигательных установок НПО Машиностроения, где занимается адаптацией 3Д-55 для ПКР PJ-10 BrahMos. Производство и двигателя и ракеты ведет ПО «Стрела» в Оренбурге. Права на СПВРД семейства 3Д-80 и "52" теперь принадлежат ТМКБ "Союз", но "двигателистов-прямоточников" там практически не осталось и дальнейшие работы не ведутся. На одной из выставок представитель ЦИАМ так прокомментировал ситуацию с данной тематикой в стране: "Нет у нас ОКБ по ПВРД!? Так, сегодня разработки новых прямоточек не ведутся и о перспективах ни кто думать не хочет..."
milstar: Россия больше не имеет предприятия способного разрабатывать жидкостные прямоточные воздушно-реактивные двигатели (СПВРД). В 2004г. АО «Пламя-М» было закрыто. Это предприятие является создателем СПВРД для трех известных современных российских ракет – 3М-80 «Москит», Х-31А/П и 3M-55 «Оникс» (экспортное название «Яхонт» и вариант для Индии – BrahMos). Небольшая часть сотрудников теперь работает в отделе двигательных установок НПО Машиностроения по адаптации 3Д-55 для ПКР PJ-10 BrahMos. http://www.missiles.ru/arhiv/6.htm Следующий проект – СПВРД с диаметром камеры сгорания 640 мм для ПКР 3М-55 «Оникс». Работа над СПВРД 3Д-55 начиналась в 1983г. и в 1987г. двигатель уже проходил испытания. 3Д-55 - первый отечественный многорежимный прямоточный воздушно-реактивный двигатель с полностью регулируемым соплом.
полная версия страницы