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.
Ответов - 90, стр:
1 2 3 4 5 All
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.
milstar: ракета Р-73 является самым эффективным оружием ближнего боя, практически не имеющим зарубежных аналогов. 2900*170 mm Двигатель РДТТ с УВТ http://www.airwar.ru/weapon/avv/r73.html
milstar: Двигатели полностью твердотопливных РН. Разгон этих трех- и четырехступенчатых ракет производится исключительно при помощи РДТТ, установленных на всех ступенях. При разработке подобных РН конечной целью ставилось создание таких средств доставки полезных грузов в космос, которые были бы не очень дорогими в изготовлении и удобными в обращении, а также не требовали бы сложных стартовых комплексов и большой предстартовой подготовки. Решающее значение для достижения всего этого имел выбор для всех ступеней РН небольших по размерам и простых по устройству маршевых РДТТ. Рассматриваемые РН отличаются малыми габаритами и существенно уступают другим современным РН по величине стартовой массы и соответственно массы полезного груза. Наибольшее внимание мы уделим американской четырехступенчатой РН «Скаут», которая эксплуатируется с 1960 г. Первоначально стартовая масса этой РН составляла 16 т, и она могла вывести ИСЗ массой 45 кг на околоземную орбиту высотой 280 км. С начала своего применения РН «Скаут» многократно модернизировалась с целью повышения мощности, при этом отдельные РДТТ также модифицировались или заменялись новыми, более совершенными образцами. В современном варианте РН со стартовой массой 21,4 т способна вывести на околоземную орбиту высотой 560 км полезный груз массой 181 кг. Высота РН 23 м, максимальный диаметр корпуса 1,13 м. Маршевые РДТТ этой ракеты развивают тягу 476, 275, 125 и 25 кН (в соответствии с очередностью их включения) и функционируют от ~75 (первая ступень) до ~ 30 с (последняя ступень). http://epizodsspace.airbase.ru/bibl/znan/1980/07/7-kosm-trd.html
milstar: Поставка первых УР Meteor запланирована на 2012 год. Общий объем закупок ракет европейскими заказчиками оценивается в 8 тыс. единиц. В ВВС Великобритании начальная готовность к боевому применению запланирована на 2014-2015 гг. Агентство по материальному обеспечению армии (FMV) Швеции сообщило, что ракеты Meteor пополнят номенклатуру вооружений шведских истребителей до конца 2013 года. Германия запланировала покупку 600 ракет на сумму 544 млн.евро. http://rbase.new-factoria.ru/missile/wobb/meteor/comp-meteor.shtml Двигательная установка комбинированная с интегральной компоновкой, состоит из маршевого прямоточного воздушно-реактивного двигателя (ПВРД) с регулируемой по модулю тягой и стартового ускорителя, которые размещаются в едином корпусе. Стартовый ускоритель оснащен зарядом малодымного смесевого топлива и после отделения ракеты от самолета-носителя обеспечивает ее разгон до скорости запуска маршевого ПВРД. Заряд газогенератора маршевого ПВРД выполнен на основе тяжелого борсодержащего топлива с объёмной теплотой сгорания более 5х104МДж/м3. Расход и состав генерируемого газа может изменяться в достаточно широких пределах в соответствии с условиями полета и режимом работы прямоточного контура для всех условий боевого применения ракеты. Глубина регулирования расхода генерируемого газа ПВРД составляет более 10:1 и обеспечивается специальным клапаном в сопле газогенератора. Камера сгорания и газогенератор двигателя изготовлены из жаропрочной стали. Воздухозаборники, расположенные на внешней стороне корпуса ракеты, изготовлены из титана. Двигатель разработан фирмой Bayern-Chemie Protac. Использование ПВРД обеспечивает увеличение среднетраекторной скорости полета ракеты и дальности стрельбы. По рекламным материалам максимальная дальность полета ракеты достигает 150км. Боевая часть осколочно-фугасная массой 25кг, оснащается радиолокационным неконтактным и контактным взрывателями. Взрыватель имеет четыре антенны, расположенные в носовой части, и при обнаружении цели обеспечивает подрыв БЧ на расстоянии оптимальном для нанесения максимального повреждения. Взрыватель разработан шведской компанией Saab Bofors Dynamics http://rbase.new-factoria.ru/missile/wobb/meteor/meteor.shtml Тактико-технические характеристики Максимальная дальность стрельбы, км >100 Максимальная скорость полета, М 4.5 Скорость необходимая для запуска прямоточного двигателя, М 1.8 Габариты, мм: - длина -3650 mm - диаметр -180 mm - размах крыла -400 mm - размах оперения -630 mm Стартовая масса, кг 165 Масса боевой части, кг 25 Допустимый диапазон перегрузок цели, единицы до 11 Совершенствование УР Meteor и наращивание ее боевых возможностей продолжается. Проводятся исследования и опытно-конструкторские работы по использованию её в качестве средства поражения в составе зенитных комплексов MEADS и SLAMRAAM. ВВС Великобритании выражают заинтересованность в разработке на базе УР Meteor новой противорадиолокационной ракеты дальнего действия для замены AGM-88 HARM.
milstar: Двигатель тягой 7700Н сообщает ракете высокую энерговооруженность, благодаря чему она может запускаться и в заднюю полусферу для обороны носителя. t.e. 7.7 kilonewton dlja srawnenija 1 stupen Persching MGM-31 -115 kn , pri startowom vese -4640 kg ######## Стартовая масса, кг РМД-1 105 РМД-2 110 Масса боевой части, кг 7.4 Дальность пуска, км - минимальная 0.3 - максимальная для РМД-1 20 - максимальная для РМД-2 40 Перегрузка поражаемых целей 12 Собственная допустимая перегрузка ракеты 40 Вероятность поражения цели 0,6 Длина, мм 2900 Диаметр корпуса, мм 170 Размах оперения, мм 510 http://rbase.new-factoria.ru/missile/wobb/r73/r73.shtml Р-73 - одна из первых в мире всеракурсных ракет малой дальности, способная поражать цели не только на догонных, но и на встречно-пересекающихся курсах. Ракета атакует цель при любом ее начальном положении, позволяет перехватывать цели, летящие в широких диапазонах высот и скоростей. Для повышения вероятности поражения целей на пересекающихся курсах в головке самонаведения производится смещение точки наведения с сопла на фюзеляж цели. Основной материал конструкции - алюминиевые сплавы, корпус двигателя - стальной.
milstar: Поставлялась на экспорт более чем в 26 стран мира. Экспортный вариант имеет обозначение Р-60МК. Экспортный вариант Р-60 имел обозначение Р-60К. Высокие качества Р-60 были подтверждены в боях между сирийскими и израильскими самолетами над Ливаном в 1982 году. При ее пусках были отмечены попадания точно в сопла двигателей самолетов противника. 120 mm diametr mnimalnij ? 152 mm Yabch -proizwodilist bolee chem po 1000 stuk 127 mm -tesstirowalsja - 0.19 kt 105 mm - wozmozno ? Пятый отсек представляет собой твердотопливный двигатель ПРД-259 с переменной по времени диаграммой тяги. На корпусе двигателя крепятся треугольные крылья большой стреловидности. Малое удлинение крыльев при достаточной для требуемой маневренности площади обеспечивает компактность размещения на носителе, что необходимо для увеличения боекомплекта. Вдоль задних кромок крыльев размещаются роллероны. Р-60 допускает атаку цели при любом начальном положении в поле обзора летчика в диапазоне углов целеуказания ±12° и при угловых скоростях линии визирования цели до 35°/c. Скорость полета цели до 2500 км/ч в диапазоне высот от 30м до 20км. Расчетная вероятность поражения цели одной Р-60М на ближней дистанции составляет 0.9. Стартовая масса,кг: - Р-60 43.5 - Р-60М 44 Масса боевой части,кг: - Р-60 3 - Р-60М 3.5 Дальность пуска, км: - на малых высотах 0.25-1.5 - на больших высотах 0.50-8 Скорость полета ракеты 2.5-3М Максимальная стартовая перегрузка, g 7 Максимальная перегрузка, g 47 Время управляемого полета, с 23 Перегрузка поражаемых целей 12 Габариты, мм: - длина Р-60 / Р-60М 2095 / 2138 - диаметр корпуса 120 - размах оперения 390 http://rbase.new-factoria.ru/missile/wobb/r60/r60.shtml
milstar: Р-29РМ (РСМ-54) http://rbase.new-factoria.ru/missile/wobb/r29pm/r29pm.shtml Корпус ракеты выполнен цельносварным из алюминиево-магниевого сплава. Двигатель первой ступени (см. фото) состоит из двух блоков: основного (однокамерного) и рулевого (четырехкамерного). Управляющие усилия по каналам тангажа, рысканья и крена обеспечиваются поворотом камер сгорания рулевого блока. Тяга ЖРД первой ступени - 100т. Корпус второй ступени состоит из бака окислителя, соединенного с корпусом первой ступени, и бака горючего, переднее днище которого выполнено в виде конической ниши, используемой для размещения боевых блоков и двигателя третьей ступени. Двигатель второй ступени однокамерный, основные его агрегаты размещены в баке окислителя первой ступени, управляющие усилия по каналам тангажа и рысканья создаются поворотом камеры сгорания, закрепленной на кардановом подвесе, а по каналу крена - блоком крена. Двигатель третьей ступени однокамерный. Управляющие усилия на третьей ступени по всем каналам создаются двухрежимным двигателем разведения боевых блоков, который работает одновременно с двигателем третьей ступени. Двигательные установки третьей ступени и головной части объединены в единую сборку с общей баковой системой (см. фото). Разделение первой и второй, второй и третьей ступеней осуществляется системой детонирующих удлиненных зарядов. Головная часть - четырёх- и десятиблочная с индивидуальным наведением блоков. Возможно оснащение ракет осколочно-фугасной БЧ с массой ВВ около 2000 кг, предназначенных для сверхточного поражения целей в неядерном конфликте. Также расматривается возможность вооружения ракет ЯБЧ свермалого калибра (тротиловый эквивалент до 50 т), предназначенными для "точечных ударов". Зона разведения боевых блоков - произвольная и переменная по энергетике. По договору СНВ-1 на ракетах Р-29РМ устанавливаются только четырехблочные РГЧ.
milstar: he Air-Sol Longue Portee (ASLP) was a longer-range version of the ASMP proposed as a co-development project with Britain. It would have had a range of 1,000-1,200 km and would replace the WE177 nuclear gravity bombs providing the Royal Air Force. Specifications Weight 1,896 lb. (860 kg) length 17 ft 8 in (5.38 m) diameter 12 in (300 mm) width 3 ft 2 in (0.96 m) Propulsion SNPE solid-propellant booster ONERA/Aerospatiale kerosene-fueled ramjet speed Mach 3 @ high altitude Mach 2 @ low altitude range 300 km @ high altitude 80 km @ low altitude 60 km against naval targets Warhead 300-kiloton nuclear http://www.globalsecurity.org/wmd/world/france/asmp.htm http://www.dailymotion.com/video/x9m9n9_lyasmp-a-nouvelle-arme-de-la-dissua_news An advanced version known as ASMP-A has a range of about 500 km at a speed of up to Mach 3 with the new TNA (tête nucléaire aéroportée) 300kt thermonuclear warhead. It entered service in October 2009 with the Mirage 2000NK3 of squadron EC 3/4 at Istres and on July 2010 with the Rafales of squadron EC 1/91 at Saint Dizier.[1] Integrated boosters provide a more efficient packaging option since the booster propellant is cast inside the otherwise empty combustor. This approach has been used on solid, for example SA-6 Gainful, liquid, for example ASMP, and ducted rocket, for example Meteor, designs. Integrated designs are complicated by the different nozzle requirements of the boost and ramjet phases of flight. Due to the higher thrust levels of the booster a different shaped nozzle is required for optimum thrust compared to that required for the lower thrust ramjet sustainer. This is usually achieved via a separate nozzle which is ejected after booster burnout. However, designs such as Meteor feature nozzleless boosters. This offers the advantages of elimination of the hazard to launch aircraft from the ejected boost nozzle debris, simplicity, reliability, and reduced mass and cost,[12] although this must be traded against the reduction in performance compared with that provided by a dedicated booster nozzle.
milstar: However, ramjets generally outperform gas turbine based jet engine designs and work best at supersonic speeds (Mach 2–4).[13] Although inefficient at slower speeds they are more fuel-efficient than rockets over their entire useful working range up to at least Mach 5.5. The performance of conventional ramjets falls off above Mach 6 due to dissociation and pressure loss caused by shock as the incoming air is slowed to subsonic velocities for combustion. In addition, the combustion chamber's inlet temperature increases to very high values, approaching the dissociation limit at some limiting Mach number. [edit] http://en.wikipedia.org/wiki/Ramjet J58 The SR-71's Pratt & Whitney J58 engines act as turbojet-assisted ramjets at high-speeds (Mach 3.2). [edit]
milstar: Next: 11.7 Performance of Propellers Up: 11. Aircraft Engine Performance Previous: 11.5 Trends in thermal Contents Index Subsections 11.6.1 Notation and station numbering 11.6.2 Ideal Assumptions 11.6.3 Ideal Ramjet 11.6.3.1 Thrust 11.6.3.2 Fuel Air Ratio 11.6.3.3 Specific impulse, 11.6.3.4 Representative performance values 11.6.3.5 Recapitulation 11.6.4 Turbojet Engine 11.6.5 Effect of Departures from Ideal Behavior 11.6.5.1 Parameters reflecting design choices 11.6.5.2 Parameters reflecting the ability to design and execute efficient components http://web.mit.edu/16.unified/www/SPRING/propulsion/notes/node85.html#SECTION06363300000000000000 http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19930085302_1993085302.pdf
milstar: Analysis 5 The Market for Strike Missiles 2011- 2020 http://www.forecastinternational.com/samples/F660_CompleteSample.pdf Table of Contents Executive Summary .................................................................................................................................................2 Introduction ................................................................................................................................................................ 3 Market Trends............................................................................................................................................................8 Competitive Environment.......................................................................................................................................9 Market Statistics .....................................................................................................................................................13 Table 1 - The Market for Strike Missiles Unit Production by Headquarters/Company/Program 2011 - 2020 ................................................25 Table 2 - The Market for Strike Missiles Value Statistics by Headquarters/Company/Program 2011 - 2020.................................................31 Figure 1 - The Market for Strike Missiles Unit Production 2011 - 2020 (Bar Graph) ...............................................................................37 Figure 2 - The Market for Strike Missiles Value Statistics 2011 - 2020 (Bar Graph)................................................................................37 Table 3 - The Market for Strike Missiles Unit Production % Market Share by Headquarters/Company 2011 - 2020 ....................................38 Table 4 - The Market for Strike Missiles Value Statistics % Market Share by Headquarters/Company 2011 - 2020.....................................40 Figure 3 - The Market for Strike Missiles Unit Production % Market Share 2011 - 2020 (Pie Chart) ......................................................42 Figure 4 - The Market for Strike Missiles Value Statistics % Market Share 2011 - 2020 (Pie Chart).......................................................42 Conclusion ...............................................................................................................................................................43 ***  The following reports are included in this section: (Note: a single report may cover several programs.) AASM Advanced Technology Cruise Missile AGM-65 Maverick AGM-84E SLAM AGM-86A/B AGM-88A/B/C HARM AGM-142A HAVE NAP ALARM ARMA T ARMIGER ASMP/ASLP BrahMos Hsiung Feng I/II International Anti-Radiation Missiles JASSM Modular Stand-Off Weapon NSFS Russian Strike Missiles SCALP Tactical Tomahawk TAURUS Type 80 (ASM-1/ASM-2)/Type 88 SSM-1
milstar: 42 ASMP diameter listed as .35 meters in Norris, Burrows, and Fieldhouse, British, French, and Chinese Nuclear Weapons, p. 287. http://www.cdi.org/nuclear/database/frnukes.html
milstar: овая управляемая ракета класса «воздух-поверхность» ASMP-A (Air-Sol Moyenne Portee-Ameliore), оснащенная ядерной боевой частью, принята на вооружение истребителей «Рафаль» F.3, входящих в состав истребительно-бомбардировочной эскадрильи «Гасконь» ВВС Франции. Основной задачей данного подразделения, сформированного в марте 2009 года, является сдерживание потенциального противника, сообщило агентство «Франс Пресс». Таким образом, в состав стратегического авиационного командования ВВС Франции на текущий момент входят уже две эскадрильи, вооруженные УР ASMP-A. В октябре 2009 года ракета была принята на вооружение истребителей «Мираж-2000N-K3» истребительно-бомбардировочной эскадрильи «Лимузэн» (авиабаза «Истр»). ASMP-A заменят состоящие с 1986 года на вооружении ВС Франции 84 УР ASMP, оснащенных ядерной боевой частью. Новые ракеты также должны поступить на вооружение ВМС Франции, в состав которых входят самолеты «Супер этандар», вооруженные УР ASMP. Контракт на разработку УР ASMP-A был подписан с компанией «Аэроспасьяль Матра миссайлз» (ныне MBDA миссайлз») в декабре 2000 года. Первый испытательный пуск ракеты проведен 23 января 2006 года с борта истребителя «Мираж-2000N» на полигоне испытательного центра (CELM) в южной Франции. Оценка оперативной готовности ASMP-A была завершена в марте 2009 года. Ракета разработана на базе ASMP, обладает схожей конфигурацией с двумя воздухозаборниками, прямоточным воздушно-реактивным двигателем (ПВРД) на жидком топливе и твердотопливным стартовым ускорителем. ASMP-A превышает базовую версию по размерам, обладает большей малозаметностью, имеет усовершенствованный двигатель, позволяющий развивать скорость более 3М, может поражать цели на дальности до 500 км. Силовая установка ракеты разработана в рамках проекта VESTA (VEcteur a STAtoreacteur), обеспечивает большую маневренность и возможности по уклонению от средств ПВО. УР будет оснащаться новой ядерной боевой частью TNA (Tete Nucleaire Aeroporte), мощность которой точно не известна (предположительно 300 кт). Ракета использует инерционную систему навигации с коррекцией по контуру рельефа местности. Планируется, что поставки ASMP-A будут завершены к концу 2011 года. Одновременно начнется списание УР ASMP. Ожидается, что новые ракеты будет гарантировать эффективность воздушного компонента средств ядерного сдерживания Франции в течение следующих 25 лет. http://rbase.new-factoria.ru/news/novaya-ur-klassa-vozdux-poverxnost-asmp-a-s-yadernoj-bch-prinyata-na-vooruzhenie-istrebitelej-rafal/
milstar: В 90-е годы, после распада ОВД и СССР, вероятность вооруженного конфликта в Европе, резко снизилась. Однако, несмотря на это, Франция неуклонно продолжает совершенствовать авиационную компоненту своих ядерных сил. В 1996г. началось изучение концепции усовершенствованной ракеты, которая должна прийти на смену ASMP. Первоначально предполагалось оснастить перспективные носители (прежде всего, многоцелевой истребитель-бомбардировщик Rafale) новой ракетой ASLP с перспективной БЧ TN-100 (TN-100) мощностью 200 кт. Новая ракета должна была иметь дальность от 140 до 1300 км, скорость М=3 (у Земли) и М=4 (на большой высоте), длину 5,25 м, высокую точность. Однако в результате тщательного анализа проекта выяснилась его чрезвычайно большая стоимость, что в условиях отсутствия конкретного стратегического противника после развала СССР означало, что представленные величины потенциальных расходов не получат утверждения со стороны руководства страны. В результате было принято решение разрабатывать менее амбициозную новую ракету как глубокую модернизацию ASMP. В 2001г. корпорация "Aerospatiale Matra" получила от Министерства обороны Франции контракт на разработку и производство ракеты ASMP-A ("Air-Sol Moyenne Portee - Amelioree", улучшенная ракета типа "воздух-земля" средней дальности), представляющей собой глубокую модернизацию ракеты ASMP. Новая ракета, прежде всего, должна обрести повышенную дальность и точность стрельбы, получить новую, помехозащищенную электронику, стать менее заметной для РЛС противника. Боевая часть нового поколения с возможностью выбора мощности подрыва должна повысить эффективность и гибкость применения ракеты ASMP-A против различных целей. Первый запуск новой ракеты состоялся с борта самолета "Mirage-2000N" в январе 2006г. На вооружение авиационных групп ВВС, укомплектованных самолетами "Mirage-2000N" и "Rafale", новые ракеты поступают с 2008г., процесс перевооружения должен закончиться в 2018 году. Единственная авиационная группа ВМС, имеющая на вооружении самолеты "Rafale-M", получит новые ракеты в 2010г. Оценивая проект, можно отметить, что Франции удалось своими силами создать достаточно эффективное "достратегическое" (по французской классификации) оружие, значительно увеличившее боевой потенциал ударной авиации в военном конфликте ограниченной интенсивности. http://rbase.new-factoria.ru/missile/wobb/asmp/asmp.shtml акета имеет один комбинированный двухсекционный твердотопливный/жидкостный ракетно-прямоточный двигатель "SNPE Alain", секции которого обеспечивают стартовый и маршевый режимы полета, соответственно. Секции включаются в работу последовательно, одна за другой. После отделения от самолета-носителя ракета за 1с "проседает" на несколько метров (в это время срабатывает система принудительного наддува бака с горючим продуктами сгорания небольшого твердотопливного газогенератора), затем твердотопливный ракетный ускоритель в течение 5с разгоняет ее («стартовый режим») до скорости 2М, при которой возможно включение в работу маршевого жидкостного ракетно-прямоточного двигателя (горючее - керосин). После окончания работы РДТТ за 0.1с происходит отстрел ускорителя и включение ракетно-прямоточного двигателя. Дальнейший полет («маршевый режим») происходит по одной из трех возможных траекторий: полет на малой высоте следуя рельефу местности (дальность не превышает 80км, скорость 2М); полет на предельно малой высоте над морской поверхностью (предпочтителен для применения при старте с палубного самолета-носителя, дальность не превышает 60км, скорость 2М); полет на большой высоте в стратосфере (с дальнейшим доразгоном, дальность не превышает 300 км, скорость 3М). По опубликованным данным, максимальная дальность новой ракеты ASMP-A составляет до 400 км.
milstar: Conventional rocket powered missiles rely upon an initial boost phase to achieve high speed, followed by a ‘coast’ phase to intercept. Latest generation, highly maneuverable aircraft have the ability to outrun or outmaneuver conventional missiles at the extremes of their range, where their energy state is weakest. ------------------------------------------------------------------------------------------------------ In contrast, the Meteor’s Bayern-Chemie solid propellant, throttleable, ducted-ramjet motor gives it sustained Mach 4 speed in order to chase and destroy targets even at the outer edges of the missile’s range. As one can see from the pictures that accompany this article, however, these same characteristics create challenges around fitting the missile into the stealth-enhancing internal weapon bays of the F-35 JSF and F/A-22 Raptor. http://www.defenseindustrydaily.com/meteor-missile-will-make-changes-to-accommodate-f35-0599/
milstar: The Supersonic Reconnaissance Drone Lockheed D21 Tagboard Black program ($2B) disclosed around 1990 mT = 5 t ; Marquardt RJ43MA11 JP7 fueled ramjet, Ø 711 mm D21 : launched from a Lockheed M12 aircraft at high supersonic speed (programme cancelled in 1966 after a collision during separation) D21B : launched from a Boeing B52 bomber with a booster MMAX = 4 at 30000 m ; endurance 4 h at M = 3,8 and 24000 m No recovery device http://www.onera.fr/conferences/ramjet-scramjet-pde/
milstar: В ответ на работы по созданию УР класса "воздух-воздух", оснащенных прямоточным воздушно-реактивным двигателем, ведущиеся западным фирмами, ГМКБ "Вымпел" начало модернизацию ракеты РВВ-АЕ. Применение ПВРД обеспечивает большую дальность и более высокую скорость полета, по сравнению с традиционными твердотопливными ракетными двигателями. Создание ракеты, получившей обозначение РВВ-АЕ-ПД было завешено в 1999 г. В том же году ракета была продемонстрирована на выставке МАКС-99. РВВ-АЕ-ПД получила новый прямоточный воздушно-реактивный двигатель типа КРПД-ТТ. ########################################################### Для размещения ракеты в отсеках истребителей пятого поколения ее оснастили складывающимися по полету рулями. Роль крыльев выполняют совковые воздухозаборники. По сравнению с РВВ-АЕ у новой ракеты увеличилась масса до 225 кг, а так же возросла длина корпуса и размах оперения. http://www.airwar.ru/weapon/avv/r77pd.html Длина, м -3,7 Диаметр, м -0,2 Размах крыла, м -0,39 Размах рулей, м -0,82 Вес, кг -225 Система наведения -инерциальная + активная РЛ БЧ -стрежневая с микрокумулятивными ПЭ Вес БЧ, кг -22 Двигатель -комбинированный ПВРД Скорость полета -около 5 М Дальность, км 0,3-100 (по некоторым данным 120-180 км)
milstar: The Vympel R-77M-PD RVV-AE-PD (Povyshlenayya Dal'nost') ramjet Adder ################################################ is credited with an A-pole range of around 80 nautical miles. This missile is a direct derivative of the R-77 series, but like the MBDA Meteor for the Eurofighter Typhoon, employs ramjet propulsion to extend its burn duration and range. It will provide much higher endgame G capability than the baseline R-77 airframe. ###################################################### http://www.ausairpower.net/APA-Rus-BVR-AAM.html#mozTocId435093
milstar: A supersonic Su-35 sitting at Mach 1.5 and 45,000 ft will add of the order of 30 percent more range to an R-27 or R-77 missile. Low performance fighters like the F/A-18E/F and F-35 JSF simply do not have this option in the real world, and the reach of their missiles is wholly determined by the parameters of the propellant load inside the missile casing, and the ability of the midcourse guidance algorithms to extract every bit of range from that stored energy. The result of this is that an AIM-120C/D which might look better on paper compared to an equivalent R-77 subtype will be outranged decisively in actual combat. http://www.ausairpower.net/APA-Rus-BVR-AAM.html#mozTocId435093 The next evolutionary step for Vympel is the production of the air breathing ramjet RVV-AE-PD design, displayed since the 1990s at numerous trade shows. This missile spurred the development of the Meteor for the Eurofighter Typhoon. The attraction of ramjet BVR AAMs lies in their ability to sustain thrust and thus turning performance in the endgame phase of an engagement, where conventional soild rocket missiles are flying on inertia alone and rapidly lose speed when turning. It is worth noting that the high lethality of late generation WVR missiles like the Python 4/5 is in a large part due to the missile's ability to sustain ~100G class load factors during the endgame manoeuvre, precisely the regime in which most BVR missiles fail to kill their targets. While the R-27 series is a late Cold War legacy design, slightly predating the AIM-120A AMRAAM, it has good kinematic performance in the long burn variants and is likely to remain in production until displaced by the ramjet variants of the R-77 family.
milstar: R-37 Range performance varies with the flight profile, from 80 NMI for a direct shot, to a maximum of 215 NMI for a cruise glide profile. In 1994 a trial round killed a target at 162 NMI, a record for a BVR missile. http://www.ausairpower.net/APA-Rus-BVR-AAM.html#mozTocId435093 The R-172, previously designated the KS-172, is a departure from the established focus of Novator, designers of the S-300V (SA-12) system's long range SAMs. Like the R-37, the R-172 was developed as an 'AWACS killer'. The missile employs an active radar seeker and inertial midcourse guidance. Two configurations are known, with and without a booster pack. With the booster the missile is claimed to achieve a range of 215 NMI, without 160 NMI. Cited seeker performance is similar to the R-37. While the R-172 is less mature than the R-37, India has recently negotiated an arrangement to fund final development and licence produce the weapon, not unlike the extant deal to licence the Yakhont as the BrahMos.
milstar: 1. Ramjet -------------- RVV-AE -PD MBDA Meteor Oniks/Brahmos ASMP-A 2. RDTT ---------- RVV-BD - 4060*380 mm ,510 kg ,200 km 1 stupen R-37/AA-13 -4200*380 mm ,600 kg/60 kg ,300km 1 stupen KS-172 -7400*510mm ,750/50 kg ,400km ,2 stupeni na baze 9m83m ? . Полёт на максимальную дальность у ракеты занимает около 5 минут, а период активного самонаведения лишь около минуты Так как ракета не имеет несущих плоскостей, то её траектория на пассивном участке по мнению ряда экспертов, близка к оптимальной баллистической
milstar: This paper will briefly highlight notable overseas ramjet missile activities, and provide a summary of recent US activities and ongoing ramjet programs. http://www.dtic.mil/cgi-bin/GetTRDoc?Location=U2&doc=GetTRDoc.pdf&AD=ADP013518 This medium range beyond-visual-range missile (Figure 1) is being developed by Russia as an improved version of the AA-12 Adder. Five "firings" are reported in 1995 (2),and ten ground tests are reported in 1999 (3), with flight tests due to begin shortly thereafter. No definite reports of flight-testing are available, despite earlier claims and the widely published photo of a ground-launch configuration shown in Figure 2. Recent reports indicate technical problems with inlet configuration and fuel efficiency (4). A solid fuel ducted rocket engine is used with automatic ram pressure controlled throttling. ######################################################### Tak ze kak MBDA Meteor
milstar: SS-N-19 (Shipwreck) -Russia Figure4- BrahMosMissileLaunch The configuration of the Russian Shipwreck missile shown in Figure 5 was recently made public (5), and revealed to be a ramjet-powered missile. SS-N-26 (Yakhont) -Russia The Russian Yakhont anti-ship cruise missile shown in Figure 3 is the basis of the PJ-10 missile being developed by the Russian and Indian BrahMos joint venture. The joint effort was started in 1998, and the first flight occurred on 12 June 2001 (Figure 4). SS-N-22 (Sunburn) -Russia The SS-N-22 missile, or 3M80 Moskit, shown in Figure 6 remains a considerable threat to surface Navies. It is reported to be on China's newly acquired Sovremenny-class guided missile destroyers. The first Chinese test was reported to be September 15, 2001 (6), and up to several hundred are potentially stored in inventory. This has prompted Taiwan to respond with development and flight-testing of the Hsiung Feng III missile. The Hsiung Feng III is a liquid ramjet anti-ship cruise missile developed by the Chung Shan Institute of Science and Technology (CSIST).
milstar: GQM-163 Coyote http://www.orbital.com/NewsInfo/Publications/Coyote_Fact.pdf na wisote 15 futow 35 nmi cruise phase M2.5 10 nmi terminal phase M2.5 na wisotax 35000 -60000 futov cruise phase 20nmi -120 nmi Otdelenie buster na wisote 1200 futov Dlina s busterom -9.60 metra Buster diametr 0.46 metra Air vehicle diameter *dlina -0.35 metra * 5.60 metra April 4/12: French fires. A GQM-163 launched from the Mediterranean island of Levant is used as a supersonic target for France’s high-end Forbin air defense ship, which shoots it down using an MBDA Aster-30 missile. ############################################################## Her sister ship, FS Chevalier Paul, tracked the target and the missiles fired. http://www.defenseindustrydaily.com/gqm163-ssst-a-tricky-coyote-to-match-wits-with-defenses-03155/ The rocket-boosted, ramjet-powered GQM-163A was developed to simulate supersonic cruise missiles like the SS-N-22 Sunburn, Kh-31 (aka. AS-17 Krypton, which also has an anti-air AWACS-killer version), the Indo-Russian PJ-10 Brahmos, et. al., which are proliferating throughout the world. ####### Aug 13/10: High Diver. The first flight test of the Coyote SSST High Diver variant was successful. During the naval test at San Nicolas Island, CA, the Coyote High Diver vehicle was rail-launched from the ground, then boosted by its Variable Flow Ducted Rocket (VFDR) solid rocket motor to ramjet-takeover speed. It ascended to 35,000 feet and Mach 3.3 cruise under ramjet power, and executed the planned 40-degree unpowered dive to its objective point near the ocean’s surface at the end of its 110 mile journey. There are cruise missiles that execute supersonic pop up and dive attacks at the end of their flight, but not from 50,000 feet and not usually at shallow trajectories. Anti-ship ballistic missile like China’s Dong Feng 21D, on the other hand, may have just found their target analogue. Aerojet. June 28/10: FRP-4. A $26.4 million firm-fixed-price, fixed-price-incentive-fee contract for the full-rate production of 7 GQM-163A Coyote supersonic sea-skimming target vehicles, associated hardware, and kits.
milstar: Aster Slays The Russian Dragon April 15, 2012: The French navy recently used an American GQM-163A Coyote SSST (Supersonic Sea-Skimming Target) missile, in a test of the Aster missile system on one of its Forbin class air-defense destroyers. The test was monitored by another Forbin class destroyer and was a success. The American missile was destroyed, and now France will probably buy more of them. The Forbin-class destroyers displace 7,000 tons and have a vertical-launch system carrying 48 ASTER-15 or ASTER-30 missiles. The ASTER-15 has a range of 20 kilometers, while the ASTER-30 has a range of 70 kilometers. The Forbin-class destroyers also carry two 76-millimeter guns, eight Exocet anti-ship missiles, two torpedo tubes, two 20mm autocannon, and one helicopter. The first Forbin entered service four years ago and expects to face more anti-ship missiles than manned aircraft.The Aster missiles have been modified for anti-missile work to deal with the threat. But the key to this is realistic testing. That's where the Coyote comes in. So far 89 GQM-163As have been delivered or ordered, this was sufficient to keep the program alive. It was only three years ago, after nearly a decade of development effort, that the U.S. Navy put this high-speed anti-ship missile simulator/target into service. Coyote is a 10 meter (31 foot) long, 800 kg (1,700 pound) missile with combined solid fuel rocket and ramjet propulsion. It has a range of 110 kilometers and, because of the ramjet, a top speed of over 2,600 kilometers an hour. The Coyote is meant to give U.S. warships a realistic simulation of an attack by similar Russian cruise missiles (like the Klub). Initially, only 39 GQM-163As were to be built, at a cost of $515,000 each. But the missile proved so successful at simulating high speed anti-ship missiles that orders more than doubled. The GQM-163A is the first U.S. target missile to successfully use ramjet engines, and this technology can be now used in other missiles. Coyote was developed in response to more high speed anti-ship missiles showing up in service. The Coyote is used to test detection and tracking sensors (especially radar) and tweaking fire control systems and anti-missile weapons, so that they can handle Klub type missiles. The 3M54 Klub is similar to earlier Cold War era Russian anti-ship missiles, like the 3M80 ("Sunburn"), which has a larger warhead (300 kg/660 pounds) and shorter range (120 kilometers). The 3M80 was still in development at the end of the Cold War and was finally put into service about a decade ago. Even older is the P700 ("Shipwreck"), with a 550 kilometers range and 750 kg (1,650 pound) warhead. This missile entered service in the 1980s. That was when the Russians began putting emphasis on making their anti-ship missiles much faster in order to defeat defensive weapons. The Aster missile was designed to cope with these high speed missiles. These fast Russian missiles are considered "carrier killers" but it's not known how many of them would have to hit a carrier to knock it out of action, much less sink it. Moreover, Russian missiles have little combat experience and a reputation for erratic performance. Quality control was never a Soviet strength, but the Russians are getting better, at least in the civilian sector. The military manufacturers appear to have been slower to adapt.
milstar: 1 .S-300V4 na yheniajx yspeschno sprawilis s 250 mm* 5720 mm,330kg,1300 m/sek,Apogej =38 km /dalnost =90 km "Кабан" (96М6М) При стартовой массе 330 кг и пуске под углом 61 град. к горизонту мишень может подняться на высоту до 46 км и пролететь на дальность до 100 км за время около 185 с. Подробнее: http://www.arms-expo.ru/049051051052124050057053048.html Skorost perexwatchika 9m82m -2800 metr/sec 2. Aster 30 yspeschno perexwatiwaet GQM-163A Coyote SSST ramjet 5600 mm *350 mm ,M=2.5 Skorost interceptora Aster30 -1400 metr/sek Dalnejschee snizenie EPR -Yabch ,pu-239 linejnoe szatie 0.1-0.2 kt 105-122 mm *400 mm ,17-18 kg ####################################################################
milstar: Копье-Р -nedorogaja MBR (nize 20 mln $) s dalnostju 10 000 km pri starte s zemli dlja Sew. Korei ,Irana , Venesueli , Argentini ,Indonezii i nekotorix stran Afriki zabr .massa 200 kg 130 kg ,300*800 mm eto yabch 170 kilotonn zabr .massa 200 kg 130 kg ,300*800 mm eto yabch 170 kilotonn 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; Система управления - автономная, инерциальная с коррекцией от системы спутниковой навигации; Коэффициент энерговесового совершенства ракеты Gnr/Go, кгс/тс - 18.5. Источник: Книга "Ракеты и космические аппараты КБ Южное
milstar: Двигатель: - РДТТ на стартовой ступени (размещен в сопле маршевого двигателя). Масса РДТТ - около 500 кг - ПВРД 3Д55 на маршевой ступени - разработан филиалом №2 НПО "Машиностроение", гл.конструктор Леваков. Эскизный проект - 1983 г. Тяга - 4000 кг Масса сухая - 200 кг "Яхонт-А" - разгонный РДТТ варианта ракеты авиационного базирования разрабан НПО "Искра" (г.Пермь), главный конструктор - М.И.Соколовский. http://militaryrussia.ru/blog/topic-92.htm
milstar: Pershing -1 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. Масса двигателя второй ступени, кг 1640 Масса ГЧ, кг 330 Дальность действия, км 185 - 740 Высота окончания активного участка, км 45 Pershing-2 Время работы двигателей до полного выгорания топлива-55 и 40 секунд для первой и второй ступени, соответственно. Применение системы отсечки тяги позволяло получить широкий диапазон дальностей полета. Во время работы РДТТ второй ступени управление по крену осуществлялось четырьмя аэродинамическими рулями головной части. Система RADAG состояла из бортовой радиолокационной станции и коррелятора. РЛС экранировалась и имела два антенных блока. Один из них предназначался для получения радиолокационного яркостного изображения местности. Другой - для определения высоты полета. Изображение кольцевого типа под головной частью получалось за счет сканирования вокруг вертикальной оси с угловой скоростью 2 об/сек. Четыре эталонных изображения района цели для разных высот хранились в памяти ЦВМ в виде матрицы, каждая ячейка которой представляла собой радиолокационную яркость соответствующего участка местности, записанную двухзначным двоичным числом. К аналогичной матрице сводилось полученное от РЛС действительное изображение местности, при сравнении которого с эталонным можно было определить ошибку инерциальной системы. Полет головной части корректировался исполнительными органами - реактивными соплами, работавшими от баллона со сжатым газом вне атмосферы, и аэродинамическими рулями с гидравлическим приводом при входе в атмосферу. -- http://rbase.new-factoria.ru/missile/wobb/pershing_2/pershing_2.shtml
milstar: THAAD engine 1 supenchataja Lockheed solid rocket engine. Gross mass: 600 kg (1,320 lb). Height: 3.80 m (12.40 ft). Diameter: 0.34 m (1.11 ft). http://www.mda.mil/global/images/system/thaad/38112.pdf http://www.pw.utc.com/products/pwr/assets/pwr_thaad.pdf http://www.pw.utc.com/products/pwr/assets/pwr_propulsion_product_brochure.pdf
milstar: http://www.alternatewars.com/BBOW/Weapons/US_ABM.htm U.S. Anti-Ballistic Missiles
milstar: DongFeng 21D (CSS-5 Mod-4) The U.S. Department of Defense has confirmed the existence of the DF-21D land-based ASBM system, which is the world’s first and only of its kind. By combining manoeuvrable re-entry vehicles (MaRVs) with a terminal guidance system, the DF-21C is capable of targeting a slow-moving aircraft carrier battle group from a land-based mobile launcher. The maximum range of the missile was said to be 3,000km, possibly achieved by carrying a smaller payload.
milstar: Very Long Range Munition — Air Breather (VLRM-AB) ATK is developing the ramjet propulsion system for the Very Long Range Munition – Air Breather (VLRM-AB) ramjet-assisted artillery projectile. Assisting guided projectiles with ramjet propulsion will enhance platform survivability by increasing standoff range and improve call-for-fire responsiveness through shorter flight time. VLRM-AB for 155mm artillery provides the U.S. Army with extended-range fire capability, precision, and lethality. For the Navy, VLRM-AB can facilitate the long-range naval surface fire support requirement using the five-inch gun. Ramjet assisted projectile technology is scaleable to other calibers, including 105mm projectiles for the Army and 155mm projectiles for the Navy’s Advanced Gun System. ATK is the world leader in the development of hypervelocity and air-breathing propulsion systems. In 2004, the X-43 hypersonic flight vehicle built by ATK for NASA set the world speed record for air-breathing powered flight at Mach 10 or nearly 7,000 miles per hour. ATK is also designing and developing scramjet propulsion engines for the X-51 Robust Scramjet program, a U.S. Air Force initiative to advance the state of the art for liquid hydrocarbon and hydrogen-fueled scramjet propulsion systems. http://www.atk.com/capabilities_defense/cs_ms_w_hs_vlrm-ab.asp Hypersonic High-Speed Strike Weapon (HSSW) ATK is developing a Hypersonic High-Speed Strike Weapon (HSSW) in response to the Department of Defense’s need for a rapid strike weapon. The design for the HSSW uses ATK’s solid rocket motor capabilities to boost the weapon to Mach 4, where a scramjet engine engages to accelerate to speeds approaching Mach 5. The HSSW can be launched from bombers, fighter jets, submarines, and surface ships. The scramjet acceleration capability of the HSSW builds on ATK’s success with the X-43A Scramjet, which owns the world speed record for air-breathing powered flight at Mach 10 or nearly 7,000 miles per hour. Flying at half that speed, the HSSW can fly 400 miles in eight minutes. -------------------------------------- In comparison, a cruise missile flying at a top speed of Mach 0.8 will take an hour to reach the same target. http://www.atk.com/capabilities_defense/cs_ss_m_hhssw.asp 640 km za 480 sek s M5 dlja srawnenija ballisticheskaja raketa na minimialno -zatratnoj traektorii 1000 km 560 sek 260 km apogej 2000 km 790 sek 490 km 3000 km 990 sek 700 km
milstar: MX LGM -118 1st stage: Thiokol SR118 solid-fueled rocket; 2225 kN (500000 lb) 2nd stage: Aerojet SR119 solid-fueled rocket; 1225 kN (275000 lb) 3rd stage: Hercules SR120 solid-fueled rocket; 290 kN (65000 lb) 4th stage (post-boost): Rocketdyne restartable liquid-fueled rocket Weight 88300 kg (195000 lb) Ceiling 800 km (500 miles)
milstar: Тактико-технические характеристики Дальность стрельбы,км 10450 Круговое вероятное отклонение, м 220 Обобщенный показатель надежности 0.94 Головная часть - мощность заряда, Мт 10 х 0.43 - вес головной части, кг 4050 Длина ракеты, м - полная ( в полете ) 23.0 - без головной части 19.0 - в ТПК 21.9 Максимальный диаметр корпуса ракеты, м 2.4 Стартовый вес , т 104.80 Первая ступень - масса в снаряженном состоянии, т - длина габаритная,м - диаметр габаритный,м - тяга ДУ (на земле/в пустоте),тс 53.7 8.4 2.4 280/310 Вторая ступень - масса в снаряженном состоянии, т - длина габаритная при сложенном раструбе, м - длина габаритная при выдвинутом раструбе, м - диаметр габаритный,м - тяга ДУ (в пустоте),тс 25 5.9 6.7 2.4 150 Третья ступень - масса в снаряженном состоянии, т - длина габаритная при сложенном раструбе, м - диаметр габаритный,м - тяга ДУ (в пустоте),тс 15 3.6 2.4 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 - ЖРД малой тяги в непрерывном режиме - ЖРД малой тяги в импульсном режиме с частотой 10 Гц 323.1 245 176 Масса двигателя, кг 125.4 Абсолютное давление газов в камере сгорания, кгс/см2: - ЖРД большой тяги - ЖРД малой тяги 41.5 5.67 Абсолютное давление газов на срезе сопла камеры, кгс/см2: - ЖРД большой тяги - ЖРД малой тяги 0.024 0.007 Массовое среднеинтегральное соотношение компонентов топлива при работе: - ЖРД большой тяги - камеры ЖРД большой тяги - ЖРД малой тяги 2.03 2.3 1.85 Отклонение тяги от номинального значения, кгс - для ЖРД большой тяги - для ЖРД малой тяги при работе в непрерывном режиме ±41 ±0,65 Минимальное абсолютное давление компонентов топлива на входе в двигатель, кгс/см2: - окислителя (при температуре 45°С) - горючего (при температуре 65°С) 6.0 3.5 Минимальное абсолютное давление компонентов топлива на входе в двигатель при температуре +35°С, кгс/см2: - окислителя - горючего 4.5 1.45 Максимальное суммарное время работы, с: - ЖРД большой тяги - ЖРД малой тяги 330 1200 Максимальное количество включений: - ЖРД большой тяги - ЖРД малой тяги 14 10000 http://rbase.new-factoria.ru/missile/wobb/15g60/15g60.shtml
milstar: ЖРД типа Р201-300, разработанный в ОКБ-300 (с 30 апреля 1966 года -Тушинское Машиностроительное КБ «Союз») имел двухкамерную конструкцию. С учетом основных полетных режимов АКР каждая из камер сгорания была оптимизирована для их обеспечения: стартовая камера с форсажной тягой 8460 кгс служила для разгона и выхода на максимальную скорость, после чего полет продолжался с помощью маршевой камеры с меньшей тягой 1400 кгс, достаточной для поддержания скорости и высоты при экономичном расходе топлива. Питание двигателя осуществлялось общим турбонасосным агрегатом. Двухкамерная конструкция ЖРД обеспечивала требуемый диапазон характеристик по дросселированию двигателя и упрощала устройство и управление, позволяя отказаться от сложных систем регулировки. При заправке Х-22 снаряжалась 3049 кг окислителя и 1015 кг горючего. http://rbase.new-factoria.ru/missile/wobb/x22/x22.shtml
milstar: 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 Силовая установка Маршевый двигатель СПВРД Тяга, кгс (кН) 4000 Масса КС, кг 200 Стартово-разгонная ступень твердотопливная Масса СРС, кг ок 500 http://www.testpilot.ru/russia/chelomei/p/800/yahont_1.htm
milstar: Responsive Space Launch The F-15 Microsatellite Launch Vehicle http://www.responsivespace.com/Papers/RS1/SESSION9/ROTHMAN/9002P.PDF 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. The MSLV is subject to volumetric constraints determining the size. Here the motor sizes, the clearance beneath the aircraft and the desired payload drove the MSLV volume [4,5].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. Star 48V Solid rocket stage. 68.70 kN (15,444 lbf) thrust. Mass 2,200 kg (4,850 lb). Status: Retired 1995. Gross mass: 2,200 kg (4,800 lb). Unfuelled mass: 140 kg (300 lb). Height: 2.00 m (6.50 ft). Diameter: 1.22 m (4.00 ft). Thrust: 68.70 kN (15,444 lbf). Burn time: 84 s. ------- Star 30B Thiokol solid rocket engine. Out of Production. Total impulse 148,816 kgf-sec. Motor propellant mass fraction 0.941. Isp=293s. Status: Out of Production. Gross mass: 537 kg (1,183 lb). Unfuelled mass: 32 kg (70 lb). Diameter: 0.76 m (2.50 ft). Specific impulse: 293 s. Number: 44 .
milstar: 1. T=0 секунд A=11575 метров V= 613.59 метров /секунд Q =919 psf 2. Ignition 1 stage Star 48 2,200 kg ,6.87 tonni --------------- T=2 секунд A=12501 метров V=593 метров /секунд Q= 728 psf 3. Stage 1 (Star 48) Burnout --------------------------------- T=92.5 секунд A= 69450 метров V=1982.23 метров /секунд Q= 4.1 psf ------------------------------ 4. Stage 2 Ignition (Star 37) T=93.5 секунд A= 70376 метров V=1977.45 метров /секунд Q= 3.6 psf ----------------------- 5.Stage 2 Burnout (Star 37) T= 144.6 секунд A= 130751.2 метров V=4005.28 метров /секунд Q= 3.6 psf
milstar: http://www.atk.com/products-services/star-motorsstages/ 48 BV -2168.1602 kg 37 GV -1084.08 http://www.atk.com/wp-content/uploads/2012/09/STAR-Motors-and-Stages.pdf
milstar: http://www.atk.com/wp-content/uploads/2013/02/ATK-Motor-Catalog-2012.pdf
milstar: http://sites.wff.nasa.gov/code810/vehicles/Terrier_Malemute.pdf http://sites.wff.nasa.gov/code810/vehicles/Terrier_Imrprove%20Orion.pdf
milstar: Однако в 2010 году американские военные объявили, что на базе SM-3 Block IIA будет также создана ударная система большой дальности под кодовым названием ArcLight. Как планируется, маршевые ступени противоракеты выведут на гиперзвуковую скорость планирующий аппарат, который будет способен пролететь до 600 км и доставить к цели боеголовку массой 50–100 кг. Общая дальность полета всей системы составит до 3800 км, причем на этапе самостоятельного полета гиперзвуковой планер полетит не по баллистической траектории и получит возможность маневрировать для высокоточного наведения на цель. Настоящей изюминкой этого проекта можно назвать тот факт, что благодаря унификации с SM-3 ракетная система ArcLight сможет быть размещена в тех же самых вертикальных пусковых установках, которые предназначены для противоракет. Таких «гнезд» в распоряжении ВМС США 8500
milstar: ArcLight aims to demonstrate technology for a high-speed, long-range strike weapon consisting of a hypersonic boost/glide vehicle fired from the US Navy's standard Mk41 vertical launch system (VLS). The vehicle would carry a 100-200lb payload 2,000nm in 30min.
milstar: «Ракета, пришедшая с холода» http://www.youtube.com/watch?v=LV1k1PlpE9k
milstar: История создания твердых ракетных топлив в СССР еще не написана и автор рассматривает свою попытку только как повод к тому, чтобы привлечь внимание серьезных иссле- дователей истории науки и техники к этому фантастически интересному, по-человечески очень сложному и многогранному вопросу. Моя глубокая благодарность Г.Ю. Во- робьевой за совместную работу при написании статьи. Член-корр. РАН Г.Б. Манелис http://scc.chant.ru/files/vestnik-2-2012-2.pdf 20 Лет потребовалось американцам, чтобы воспроизвести синтез 1971 года по советскому окислителю АДНА (аммониевая соль динитразовой кислоты
milstar: В 70-е гг. прошлого века усилиями отечественных ученых при определяющем участии ФНПЦ «Алтай» и ФЦДТ «Союз» в Советском Союзе были созданы высокоэффективные топлива на новой компонентной базе для СРТТ, включающей в себя активные связующие, аммониевую соль динитрамида (бесхлорный экологически чистый окислитель для СРТТ) и гидрид алюминия. Впервые в мировой практике неорганический синтез аммониевой соли динитрамида и запуск первого в мире производства по его изготовлению (1977 г.) были проведены в ФНПЦ «Алтай». Ракетные топлива с гидридом алюминия и активным связующим обладают наиболее высокими энергетическими показателями из всех разработанных твердых топлив в нашей стране и за рубежом. Эта компонентная база в России возрождается. http://www.oborona.ru/includes/periodics/defense/2011/0415/12395989/detail.shtml
milstar: МИНИСТЕРСТВО ОБОРОНЫ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ В.И. ЦУЦУРАН, Н.В. ПЕТРУХИН, С.А. ГУСЕВ Посвящается 40-летию РВСН ВОЕННО-ТЕХНИЧЕСКИЙ АНАЛИЗ СОСТОЯНИЯ И ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ РАКЕТНЫХ ТОПЛИВ ОГЛАВЛЕНИЕ ПРЕДИСЛОВИЕ .............................................................................................................................. 4 Глава I........................................................................................................................................5 РАКЕТНЫЕ ТОПЛИВА - ХИМИЧЕСКИЕ ИСТОЧНИКИ ЭНЕРГИИ И РАБОЧЕГО ТЕЛА РАКЕТНЫХ ДВИГАТЕЛЬНЫХ УСТАНОВОК..............................................................................5 1.1. ХИМИЧЕСКИЕ ИСТОЧНИКИ ЭНЕРГИИ И ЭНЕРГЕТИЧЕСКИЕ (ВЗРЫВЧАТЫЕ) МАТЕРИАЛЫ ............................................................................................................................... 5 1.1.1 Виды взрывчатых превращений.................................................................7 1.1.2. Классификация взрывчатых (энергетических) материалов.10 1.2 ОБЩИЕ ТРЕБОВАНИЯ К РАКЕТНЫМ ТОПЛИВАМ..................................................19 1.2.1 Энергетические требования....................................................................19 1.2.2 Эксплуатационные и производственно-экономические требования к ракетным топливам......................................................................30 Глава 2......................................................................................................................................36 Жидкие ракетные топлива...............................................................................................36 2.1. ПРИНЦИПЫ УСТРОЙСТВА И ФИЗИКО-ХИМИЧЕСКИЕ ОСНОВЫ РАБОЧЕГО ПРОЦЕССА В ЖРД...............................................................................................................36 2.2. КРАТКИЕ СВЕДЕНИЯ ИЗ ИСТОРИИ РАЗВИТИЯ ЖРТ. КЛАССИФИКАЦИЯ ЖРТ ........................................................................................................................................... 41 2.3. СПЕЦИАЛЬНЫЕ ТРЕБОВАНИЯ К ЖРТ...................................................................42 2.4. ГОРЮЧИЕ ЖИДКИХ РАКЕТНЫХ ТОПЛИВ..............................................................47 2.4.1.Жидкий водород..............................................................................................47 2.4.2. Углеводородные горючие.........................................................................49 2.4.3. Гидразинные горючие................................................................................53 2.4.4. Металлизированные горючие..................................................................56 2.5. ОКИСЛИТЕЛИ ЖИДКИХ РАКЕТНЫХ ТОПЛИВ.......................................................58 2.5.1. ЖИДКИЙ КИСЛОРОД..........................................................................................58 2.5.2. Пероксид водорода.....................................................................................60 2.5.3. Азотно-кислотные окислители.............................................................63 2.6. СОСТАВ И ХАРАКТЕРИСТИКИ ВДКИХ РАКЕТНЫХ ТОПЛИВ..........................67 2.6.1. Характеристика топлив для маршевых двигателей..................70 2.6.2. Топлива для вспомогательных двигательных установок и газогенераторов .......................................................................................................... 74 2.7. ХРАНЕНИЕ, ТРАНСПОРТИРОВАНИЕ И НЕЙТРАЛИЗАЦИЯ ЖРТ......................76 2.7.1. Хранение ЖPT.................................................................................................76 2.7.2. Транспортирование ракетных топлив..............................................78 2.7.3. Нейтрализация компонентов ЖРТ........................................................80 Глава 3......................................................................................................................................83 ТВЕРДЫЕ РАКЕТНЫЕ ТОПЛИВА И ПОРОХА.......................................................................83 3.1. КРАТКИЕ СВЕДЕНИЯ ИЗ ИСТОРИИ РАЗВИТИЯ................................................83 3.2. КЛАССИФИКАЦИЯ И ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА ТВЕРДЫХ ТОПЛИВ............86 3.2.1. Нитроцеллюлозные твердые топлива.................................................87 3.2.2. Смесевые твердые топлива....................................................................90 3.3 СПЕЦИАЛЬНЫЕ ТРЕБОВАНИЯ К ТРТ......................................................................94 3.3.1 Особенности устройства и функционирования РДТТ..................94 3.3.2. Взаимосвязь баллистических характеристик топлива, заряда и ракеты..........................................................................................................96 3.3.3. Взаимосвязь механических характеристик топлива и характеристик двигателя и ракеты................................................................100 3 3.3.4. Специальные требования к ТРТ........................................................105 3.4. КОМПОНЕНТНАЯ БАЗА ТРТ..................................................................................107 3.4.1. Окислители....................................................................................................108 3.4.2. Горючие-связушие вещества................................................................113 3.4.3. Металлические горючие.........................................................................124 3.5. СВОЙСТВА ТРТ И ИХ ОСНОВНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ..................................129 3.5.1. Энергомассовые характеристики......................................................129 3.5.2. Баллистические характеристики......................................................134 3.5.3. Механические характеристики...........................................................173 3.5.4. Взрывчатые характеристики................................................................179 ГЛАВА 4....................................................................................................................................185 БАЛЛИСТИЧЕСКАЯ ЭФФЕКТИВНОСТЬ РАКЕТНЫХ ТОПЛИВ И ЗАРЯДЫ ТРТ............185 4.1. ПОНЯТИЕ БАЛЛИСТИЧЕСКОЙ ЭФФЕКТИВНОСТИ, ЕЕ КРИТЕРИИ И ПОКАЗАТЕЛИ ........................................................................................................................ 186 4.2. РАСЧЕТНЫЕ МЕТОДЫ ОЦЕНКИ БАЛЛИСТИЧЕСКОЙ ЭФФЕКТИВНОСТИ........187 4.3. ЗАРЯДЫ ТРТ............................................................................................................193 4.3.1. Основные требования к зарядам......................................................193 4.3.2. Анализ основных конструктивных форм зарядов....................195 4.3.3. Некоторые сведения о технологии изготовления твердотопливных зарядов.....................................................................................197 Список использованной литературы........................................................................199 ПРЕДИСЛОВИЕ
milstar: Дальнейшее увеличение удельного импульса достигается в результате замены алюминия на гидрид алюминия вследствие уменьшения молярной массы продуктов сгорания (соответственно - удельной газовой постоянной). При этом плотность топлива уменьшается. Наиболее эффективно использование гидрида алюминия в составах с "активным" ГСВ. Поскольку массовая доля АГСВ в топливе может быть в 2...3 раза большей, чем инертного, то массовая доля низкоплотного АlH3, может достигать 25%. При этом IУД увеличивается до 2700 Н·с/кг, а плотность составляет 1620...1640 кг/м3.
milstar: Смесевые ТРТ для многоступенчатых МБР в соответствии с критериями их эффективности принято подразделять на высокоплотные - для нижних ступеней и высокоимпульсные - для верхних. Достигнутый уровень энергомассовых характеристик для высокоплотных СТРТ составляет IУД = 2500...2550 Н·с/кг,ρ =1850...1900 кг/м3, а для высокоимпульсных – IУД = 2650...2750 Н·с/кг и ρ = 1620...1650 кг/м3 при стандартных условиях. Повышение удельного импульса всех классов ТРТ достигается увеличением давления в камере сгорания двигателя. Расчеты показывают, что зависимость IУД(РК)имеет нелинейный характер (рис.3.25). По мере увеличения давления прирост IУД уменьшается: при переходе от 4 до 10 МПа составляет 9...9,5%, от 10 до 15 МПа – 3...3,5% и от 15 до 20 МПа – 2...2,5%. Дальнейшее повышение плотности и удельного импульса топлива предполагается достигнуть увеличением его степени наполнения путем совершенствования гранулометрического состава и формы частиц окислителя и металлического горючего, а также улучшением реологических свойств горючего- связующего. В перспективе предполагается применение новых высокоплотных и высокоэнтальпийных окислителей (см. п.3.4.1), а также горючих-связующих на основе полиглицидилазида GAP (∆Н ̊298 = 110...138 кДж/моль, ρ = 1300 кг/м3), полиглицидилнитрата PGN (∆Н ̊298 = -284,5 кДж/моль), производных оксетана, например ВАМО (∆Н ̊298 = 35,2 кДж/моль).
milstar: Таким образом, эффективность "тяжелых" топлив существенно увеличивается на нижних ступенях ракет при сравнительно низких значениях относительной массы топлива. "Легкие" топлива становятся более эффективными на верхних ступенях с высокой mТ.ОТН.
milstar: Прочноскрепленный заряд обеспечивает повышенный коэффициент объемного заполнения и тепловую защиту большей части внутренней поверхности камеры сгорания. Поэтому масса конструкции двигателя с таким зарядом меньше, чем при использовании вкладного заряда. Вкладные и скрепленные заряды имеют различные области применения. Вкладные заряды, которые, как правило, изготавливаются из баллиститных топлив, применяются в двигателях относительно небольших размеров с малым временем работы, т.е. в РДТТ тактических ракет, двигателях вспомогательного назначения (разведения, закрутки, увода и т.п.), а также для газогенераторов различного типа. Скрепленные заряды применяются для крупногабаритных РДТТ маршевых ступеней баллистических ракет и ускорителей мощных ракетоносителей.
milstar: ПОРОШКООБРАЗНЫЕ МЕТАЛЛЫ могут вводиться в состав смесевых топлив в качестве дополнительного горючего компонента. Для этого пригодны чистые бериллий, литий, алюминий, магний, а так же некоторые их соединения. В результате введения металлов происходит повышение запаса энергии топлива, т.е. увеличивается удельная тяга двигателей. Кроме того, металлические добавки повышают удельный вес топлива, что улучшает характеристики двигателя и ракеты в целом. При этом следует учитывать, что чем больше содержание металлического горючего, тем выше будет температура продуктов горения в камере. Почти все современные смесевые топлива имеют в своем составе металлическое горючее в различном количестве. Наиболее эффективным металлическим горючим является БЕРИЛЛИЙ. Однако перспективы применения бериллия очень ограничены, потому что его запасы в земной коре незначительны, а продукты сгорания крайне ядовиты. Следующий по эффективности металл – ЛИТИЙ. Его применение тормозится очень низкой температурой плавления (+186 град Цельсия) и самовоспламенением на воздухе в расплавленном состоянии. Самым широко распространенным и наиболее дешевым металлическим горючим является АЛЮМИНИЙ. Применение тонко измельченного порошка алюминия в смесевых топливах не только повышает удельную тягу двигателей, но и улучшает надежность их запуска и увеличивает стабильность горения топлива. МАГНИЙ применяется редко, так как он в топливах дает малую удельную тягу.
milstar: 1988 Проведено первое испытание маршевого двигателя I ступени с зарядом на топливе с активным связующим массой ~ 50 тонн разработки НПО «Алтай». 1989 Сдана на вооружение твёрдотопливная МБР железнодорожного базирования РТ-23УТТХ (15Ж61) «Молодец» с зарядом I ступени и тремя зарядами к РДТТ различного назначения разработки НПО «Алтай». Сдана на вооружение твёрдотопливная МБР шахтного базирования РТ-23УТТХ (15Ж60) «Молодец» с зарядом I ступени и тремя зарядами к РДТТ различного назначения разработки НПО «Алтай». Сдана на вооружение осколочно-фугасная боевая часть зенитного комплекса «Шторм-М». 1994 За период с 1970 г. запущено около 100 ракет 8К98П с зарядами маршевых ступеней на топливах Т9–БК разработки НПО «Алтай». Пуски неизменно подтверждали высокую надежность ракеты. Твердотопливные двигатели сохранили работоспособность и после 18,5 лет эксплуатации. 1996 Завершена наземная отработка маршевых зарядов трёх ступеней и 18 зарядов двигателей управления для МБР морского базирования РСМ-52 вариант (3М-91) «Барк».
milstar: 8.3 Твёрдотопливная ракета морского базирования РСМ-52В («Барк») В 1986 году были начаты работы по твёрдотопливной ракете РСМ-52В. Все заряды данной ракеты, кроме ПАД миномётного старта, разработаны и отработаны в ФНПЦ «АЛТАЙ» [11]. Повышение энергомассового совершенства РДТТ для БРПЛ связано не только с совершенствованием твёрдых топлив, но и оптимизацией конструктивно-компоновочных схем двигателей (корпуса типа кокона из полимерных композиционных материалов с удлиненными узлами стыка, утопленная в камеру дозвуковая часть сопла и др.). Это накладывает определенные ограничения на конструкцию зарядов и возможность повышения объёмного заполнения камеры маршевого РДТТ топливом. Вместе с тем одно из очевидных направлений повышения энерговооружённости РДТТ для БРПЛ в условиях дефицита габаритов – увеличение количества топлива в заданном объёме двигателя без ухудшения его внутрибаллистических и энергетических характеристик, надёжности, безопасности эксплуатации, т. е. обеспечение максимально достижимой величины Кv [11]. На РДТТ отечественных ракет РТ-2П, РСМ-45, РСМ-52, РС-22, американских ракетах «Минитмен», «Посейдон», «Трайдент», МХ используются конструкции зарядов канального типа с компенсаторами поверхности горения в виде различных щелей. Простая цилиндроконическая форма начальной поверхности заряда РДТТ дает прогрессирующую диаграмму расхода (давления) по мере его выгорания. Но для РДТТ, как правило, характер изменения текущего расхода (давления) необходимо обеспечить близким к среднему за время работы двигателя, чтобы минимизировать пассивную массу корпуса, во многом определяемую максимальным давлением в камере (для первых ступеней может быть необходима дегрессивная диаграмма расхода). Поэтому в конструкциях зарядов к цилиндрической (или цилиндроконической) начальной поверхности нужны дополнительные конструктивные элементы в виде перфораций канала (щелей), разгар которых обеспечивает близкую к нейтральной (или дегрессивную) диаграмму текущего расхода. В канальном заряде с продольными щелями требуемый закон изменения поверхности горения достигается подбором соотношения длин цилиндрического и щелевого участков, а также количеством щелей. Канальная часть горит с увеличением поверхности горения, а щелевая – с уменьшением. Продольные щели в заряде могут быть заменены поперечной кольцевой проточкой (зонтиком), варьированием угла наклона и высоты которой достигается требуемая диаграмма расхода (давления). В РДТТ с большой тягой нашли применение заряды с каналом, имеющим поперечное сечение в виде многолучевой звезды, то есть продольные щели расположены по всей длине канала заряда. Общий недостаток таких конструкций зарядов – это наличие концентраторов напряжений в основаниях щелей, что приводит к повышению требуемых для обеспечения прочности заряда физико-механических характеристик топлив по сравнению с зарядом, имеющим круглый канал. Кроме того, у звёздообразного заряда в конце его работы образуются дегрессивно догорающие остатки топлива. Для дальнейшего энергомассового совершенствования РДТТ при разработке твёрдотопливной ракеты РСМ-52В, наряду с использованием топлива, содержащего гидрид алюминия на верхних ступенях, повышением рабочего давления в камерах, увеличением степени расширения сопел, были спроектированы и отработаны новые конструктивные схемы маршевых зарядов с частично горящими торцами у днищ корпусов, защищённые рядом оформленных в установленном порядке изобретений. Использование в РДТТ новых высокоэнергетических топлив предопределяет необходимость применения простейших формообразующих поверхность заряда оснасток для его дистанционной распрессовки за один технологический прием без применения разъёмных элементов. Такой концепции удовлетворяет конструкция заряда с поперечным сечением в виде многолучевой звезды. Но для повышения работоспособности сопла с разгорающимся критическим сечением и снижения потерь удельного импульса тяги необходимо обеспечить равномерный по окружности поток продуктов сгорания на входе в сопло. Однородный поток продуктов сгорания на входе в сопло формируется при использовании канальных зарядов с поперечной кольцевой щелью или продольными щелями, расположенными у переднего днища, но для таких зарядов необходима очень сложная технологическая оснастка. Во всех канальных зарядах с перфорациями «резервным» объёмом под топливо являются собственно сами щели. Канальные заряды маршевых РДТТ с различными видами перфораций имеют полное скрепление по цилиндрической части корпуса и раскреплены по одному или двум днищам в зависимости от соотношения длины и диаметра корпуса. Торцы заряда, примыкающие к днищам, если они с ними не скреплены, забронированы специальными раскрепляющими манжетами от канала до цилиндрической части корпуса. При действии внутрикамерного давления после запуска РДТТ заряд и корпус деформируются, а между манжетой и днищем появляется зазор. Для маршевых зарядов РСМ-52В были предложены конструкции зарядов, имеющие в этом зазоре дополнительную поверхность горения, что позволило отказаться от перфораций канала и тем самым использовать их объём под топливо. Конструкции зарядов были выполнены в виде канальных моноблоков, на которых вместо традиционных щелевых компенсаторов (продольные или поперечные щели) использовалась часть открытой поверхности, прилегающей к переднему днищу корпуса для первой и второй ступеней и к заднему днищу для третьей ступени. Несмотря на внешнюю простоту такого подхода, при разработке элементов корпуса, заряда и технологической оснастки было необходимо решить ряд сложных конструкторских и технологических проблем, чтобы одновременно обеспечить: герметизацию заманжетной полости корпуса при формовании заряда, т. е. обеспечить непопадание топлива в зазор между днищем корпуса и укороченной манжетой; одновременное вакуумирование внутреннего объёма корпуса и заманжетной полости при формовании заряда; «сверхнадёжное» внедрение законцовки манжеты в топливо для исключения её «скальпирования» при запуске за счёт газодинамических сил при деформировании заряда в первоначально очень узком зазоре; «антиадгезию» топлива в зоне открытого торца с теплозащитным покрытием днища; торцевую разгрузку заряда (разрыв связей укороченной манжеты с днищем корпуса) при работе РДТТ без повреждения бронирующей укороченной манжеты; гарантированное попадание газов в зазор между зарядом и днищем при запуске за счёт конструктивного оформления клинообразного входа в эту полость специальным элементом технологической оснастки, в конструкции которого размещаются также клапан-фильтры для вакуумирования при формовании заряда; оптимальные толщины ТЗП днища в зоне открытого торца. Эти задачи в процессе отработки РДТТ были успешно решены. Традиционная для канальных зарядов манжета торцевого раскрепления выполнялась укороченной до некоторого диаметра, превышающего диаметр полюсного отверстия корпуса. Специальное оформление укороченной манжеты позволило внедрять её законцовку в топливо с одновременной герметизацией заманжетного пространства для исключения попадания в него топлива при формовании заряда. Научным руководителем первых работ по отработке зарядов с открытыми горящими торцами был кандидат технических наук А.С. Устюгов, а с 1991 года – академик РАРАН, профессор В.И. Марьяш [21]. Новые конструкции зарядов с горящими торцами обеспечили: безопасную распрессовку зарядов, т. е. дистанционное извлечение иглы, формирующей центральный канал, за один технологический приём; однородный поток продуктов сгорания на входе в сопло; снижение требований к деформационным характеристикам топлива на канале и высокую степень «расчётности» действующих деформаций в опасных сечениях круглого канала, не имеющего концентраторов напряжений; достижение высоких значений Кv на уровне 0,92; 0,95; 0,97 для I, II, III ступеней ракеты соответственно. Корпус двигателя третьей ступени был близок к сферическому. Заряд имел небольшой глухой канал и задний горящий торец. Раскрытие и воспламенение торца обеспечивается после запуска РДТТ деформированием корпуса и заряда за счёт полного скрепления передней полусферы корпуса с зарядом. На этом двигателе достигнут наивысший для маршевых РДТТ в отечественной и зарубежной практике Кv ~ 0,97. Экспериментальная отработка таких схем зарядов с горящими передними торцами осуществлялась на различных двигателях от сравнительно небольших (с массой зарядов менее одной тонны) до габаритов первой ступени. В процессе работ для анализа широко использовался метод рентгенотелевизионной визуализации динамики раскрытия зазора между зарядом и корпусом РДТТ и характера перемещения фронта горения в зоне горящего торца. Специальные оценки стабильности воспламенения зарядов показали, что характеристики времени выхода двигателей на стационарный режим реализованы на том же уровне, что и на ранее отработанных двигателях с традиционными конструкциями зарядов (канально-щеле-вые, многолучевая звезда). Предельные отклонения внутрибаллистических характеристик двигателей также не увеличились из-за использования таких схем зарядов. Характерной особенностью отработки РДТТ маршевых двигателей БРПЛ РСМ-52В была реализация новых методических подходов (методологии) к проверке физической работоспособности зарядов в заданных условиях эксплуатации, выполненная под научным руководством профессора И.И. Анисимова [21]. Их теоретической базой стали численные методы механики деформируемых тел, позволяющие учитывать пространственную сложность конфигураций твёрдотопливных зарядов, особенности их технологии изготовления и механического поведения используемых топлив. Появилась возможность решения связанных задач механики и газовой динамики, учета эффектов массопереноса при анализе эксплуатационной работоспособности РДТТ. Ключевыми элементами экспериментальной отработки прочности стали многоцелевой высокоинформативный натурный и модельный эксперименты. Методологический акцент был сделан на проведении предельных, ресурсных и форсированных прочностных испытаний РДТТ, которые оснащались индивидуальными средствами измерения перемещений, напряжений и деформаций. Решение проблемы проверки конструкционной прочности заряда (особенно в зонах концентрации напряжений) возлагалось на полномасштабный макетный (инертное топливо) эксперимент. Результатом практической реализации возможностей разработанной методологии явилась целая серия новых, интересных в научном отношении исследований. Характерной иллюстрацией являются результаты решения задачи о «схлопнутом» заманжетном зазоре. При работе зарядов из низкомодульных топлив в полете ракеты под действием осевых перегрузок в большинстве случаев реализуется схема посадки на днище раскреплённого заднего торца заряда. Это предопределило необходимость исследования процессов формоизменения системы «заряд–корпус», происходящих при раскрытии «схлопнутого» заманжетного зазора в период выхода двигателя на режим. Теоретическое решение этой связанной задачи механики и газодинамики отсутствует в связи с неопределенностью граничных условий в зоне контакта торца заряда с днищем корпуса. С целью практического решения этой проблемы на двигателе третьей ступени был реализован полномасштабный макетный эксперимент. Состояние нулевого заманжетного зазора (моделирование полетных перегрузок) обеспечивалось нагреванием двигателя выше равновесной температуры заряда. Нагружение осуществлялось в режиме динамического наддува (~ 0,1 с) пороховыми газами инициирующего устройства. В процессе нагружения экспериментально регистрировалось распределение параметров давления, температуры и перемещений по каналу и границе «торец зарядаднище корпуса». В зоне скрепления заряда с корпусом оценивались контактные напряжения, определяющие интенсивность нагружения исследуемой системы на различных этапах эксперимента. В результате испытания зафиксировано развитие эффектов немонотонного деформирования торцевой зоны заряда, процессов волнового распространения давления и изменения контактных напряжений в зоне скрепления заряда с корпусом при заполнении раскрывающегося заманжетного зазора. Полученные экспериментальные данные позволили сформулировать рекомендации по обеспечению работоспособности этой зоны заряда и корпуса. В конце 1997 года работы по этой ракете в силу ряда организационных и финансовых причин были сначала приостановлены, а потом прекращены на этапе лётных испытаний [18, 22]. http://sob.znate.ru/docs/1357/index-87959.html?page=20
milstar: Успехи отечественной промышленности в разработке новых высокоэффективных твёрдых топлив (о чём рассказывалось выше), конструкционных и теплозащитных материалов, достигнутые к середине 70-х годов, а также накопленный опыт проектирования, изготовления и эксплуатации твёрдотопливных ракет, дали возможность практически приступить (более чем на десять лет позднее, чем в США) к разработке морских твёрдотопливных ракет, обладающих высокими тактико-техническими характеристиками. Поэтому представляет интерес провести качественное сравнение достигнутых в СССР и США характеристик БРПЛ на рубеже веков. Широко известны разработанные в США БРПЛ «Трайдент-1» и «Трайдент-2». Оценки российских специалистов показывают, что сопоставление по энергомассовому совершенству этих БРПЛ с БРПЛ РСМ-52В [22], определяемому величиной забрасываемой массы на дальность 10 тысяч километров (в килограммах), отнесённой к стартовой массе ракеты (в тоннах), дают следующие величины: РСМ-52В 37,7; «Трайдент-1» 34,7; «Трайдент-2» 37,2. Из этих данных следует, что ^ БРПЛ РСМ-52В не только не уступала по энергомассовому совершенству американским разработкам, но и несколько превосходила их. http://sob.znate.ru/docs/1357/index-87959.html?page=21
milstar: Отдельно стоит упомянуть «Ангару-5В» — вариант «Ангары-А5М» повышенной грузоподъемности за счет применения водородной ступени. Эта ракета сможет выводить на орбиту в полтора с лишним раза больше груза, чем «Ангара-А5» — 38 т против 24 n. Судя по тому, что на космодроме Восточный журналистам показывали строящееся хранилище для водорода на стартовой площадке «Ангары», производство этого варианта ракеты вопрос уже решенный. https://iz.ru/1100307/mikhail-kotov/bolshie-nadezhdy-o-chem-govorit-uspeshnyi-start-rossiiskoi-angary
milstar: Российские изобретатели создали первый в мире двигатель для спутников, который работает без топлива. В качестве горючего аппарат будет использовать остатки атмосферы на орбите. Спутники с таким двигателем могли бы функционировать на считающихся низкими орбитах в районе 200 км от Земли. Сейчас этот диапазон практически не освоен, поскольку на высотах ниже 300 км аппаратам требуется слишком много топлива. Использование этих высот позволило бы, например, обеспечить страну высокоскоростной связью с относительно небольшими затратами, пояснили разработчики. Однако на низких орбитах кислород может губительно воздействовать на двигатель, что, вероятно, сократит срок службы летательного аппарата, указали эксперты. https://iz.ru/1374786/olga-kolentcova/atmosfernyi-svoi-rossiiskie-sputniki-smogut-letat-bez-topliva
milstar: Lambert Kolibri T32/T15- The smallest commercial turbojet engine (Review and Disassembly) https://www.youtube.com/watch?v=aIBtZZOZ_54 This is the smallest commercially produced turbojet engine in the world. Produced by Lambert Microturbines in Germany. - Diameter: 55mm - Lenght: 120mm - Weight: 250 grams - Thrust: 18N at 226K rpm - Fuel Consumption: 90ml/min - Service Interval: 25 hours
milstar: Реактивные авиамодели — хобби не для начинающих и даже не для продвинутых авиамоделистов, а для профессионалов. Слишком велика цена ошибки, слишком трудно ее не совершить. Виталий, например, за пять лет разбил десять моделей. А ведь он серебряный призер чемпионата мира! https://www.techinsider.ru/technologies/6740-reaktivnaya-mikroaviatsiya-turbo-modeli/
milstar: Библиографическое описание: Порошкин, К. В. ТРД малой тяги для беспилотного летательного аппарата / К. В. Порошкин, Д. А. Ахмедзянов. — Текст : непосредственный // Молодой ученый. — 2011. Пожалуйста, не забудьте правильно оформить цитату: Порошкин, К. В. ТРД малой тяги для беспилотного летательного аппарата / К. В. Порошкин, Д. А. Ахмедзянов. — Текст : непосредственный // Молодой ученый. — 2011. — № 1 (24). — С. 16-18. — URL: https://moluch.ru/archive/24/2494/ (дата обращения: 26.11.2023). https://moluch.ru/archive/24/2494/?ysclid=lpev4242vf540005159 Для удовлетворения требований всепогодности (преодоление ветрового сноса) и повышения оперативности получения информации при использовании микро-БПЛА («микро» — массой до 10 килограммов, временем полёта около 1 часа и высотой до 1 километра) требуется создание силовой установки обеспечивающей, с одной стороны, высокую крейсерскую скорость БПЛА на уровне М=0,3..0,5, а с другой – достаточную продолжительность полета. При уменьшении размеров БПЛА происходит уменьшение чисел Рейнольдса и как следствие не пропорциональное увеличение потребной тяги для достижении высоких скоростей полета. Применение в качестве силовой установки ТРД малой тяги открывает возможность обеспечения высоких скоростных характеристик. Проблематикой создания воздушно-реактивных двигателей малых тяг на основе ТРД занимаются частные фирмы: Франции- Vibraye (JPX-t240…), Японии- Sophia-Precision (J-450…), Германии- (P-80…),Австрии- Schneidtr-Sanchez (FD-3), Китая – JetJoe (JJ-1800…). Перечисленные выше двигатели фирм предназначены для авиамоделей, но, по-видимому, за неимением лучшего, они применяются в гражданской и военной беспилотной авиации, например фирмы JetCat.
milstar: Норвежская компания Nammo разрабатывает артиллерийский снаряд, который сможет поражать цели на расстоянии более 140 километров. Об этом изданию The Wall Street Journal рассказали на заводе компании. Nammo в партнерстве с Boeing тестирует снаряды с прямоточными воздушно-реактивными двигателями (ПВРД), которые используют набегающий поток воздуха для окисления ракетного топлива. Это позволяет увеличить запас топлива и дальность полета за счет отказа от окислителя. Производитель заявляет, что в ходе испытаний снаряда в Аризоне в прошлом месяце был установлен новый рекорд дальности, но конкретные цифры не называют. Директор программы разработки снаряда в Nammo Эйвинд Лиен отметил, что двигатель боеприпаса испытывали около 400 раз на стенде и еще 50 раз — на артиллерийском орудии. Старший инженер Nammo Камилла Киркемо Альм подчеркнула, что сейчас одной из главных задач при разработке снаряда является обеспечение работоспособности компонентов при нагрузках, возникающих в момент выстрела. Отмечается, что снаряд еще минимум три года не будет готов к серийному производству. Стоимость боеприпаса после начала серийного производства неизвестна, но в Nammo отметили, что снаряд с ПВРД можно считать дорогостоящим по сравнению с другими изделиями для ствольной артиллерии. В августе 2022 года стало известно, что Boeing и Nammo испытали артиллерийский снаряд с ПВРД, который увеличит дальность применения гаубиц калибра 155 миллиметров. В ходе испытания были проверены возможность устойчивого полета снаряда и работа его двигательной установки. https://vpk.name/news/798603_v_norvegii_rasskazali_o_razrabotke_snaryadov_s_rekordnoi_dalnostyu.html?new#new Компании Boeing (США) и Nammo (Норвегия) испытали артиллерийский снаряд Ramjet 155 с прямоточным воздушно-реактивным двигателем (ПВРД). Об этом сообщает Breaking Defense. Тесты состоялись в июне на территории Норвегии. В ходе испытания были проверены возможность устойчивого полета снаряда и работа его двигательной установки. В дальнейшем компании планируют осуществить управляемый полет снаряда, в частности проконтролировать дальность полета и наведение снаряда. В Boeing называют Ramjet 155 гибридом ракеты и управляемой артиллерии. Считается, что перспективный снаряд позволит увеличить дальность применения 155-миллиметровых гаубиц, которые имеются в распоряжении армий США и Норвегии, с 40 до 70 километров. В августе американский журнал Popular Mechanics заметил, что Финляндия и Швеция принесут пользу НАТО, поскольку обладают развитыми вооруженными силами, которые позволят защитить страны вроде Эстонии, Латвии и Литвы. Издание утверждает, что включение Стокгольма в альянс позволит взять Балтийское море практически под полный контроль НАТО, тогда как Хельсинки располагают развитой артиллерией. В ноябре 2020 года «Известия», ссылаясь на источники в оборонно-промышленном комплексе страны, сообщили, что Сухопутные войска России получат тактические гиперзвуковые мини-ракеты «Клевок-Д2», оснащенный ПВРД. https://vpk.name/news/621976_boeing_i_nammo_ispytali_artilleriiskii_snaryad_s_pvrd.html
milstar: For the analysis of the surveillance mission, a 1000km remote location is considered to suffer from a natural disaster. At first, the UAV ascends to an altitude of 9km at constant Mach of 0.5. Then, it cruises towards target destination at Mach 0.9. As it approaches its objective, the aircraft descends for 30km at constant Mach of 0.5 to an altitude of 5km and starts loitering above the disaster site with a 5 km turn radius. Then, when the fuel reaches the no-return threshold, the platform follows a similar route to the airfield for refueling. During the last 20km, it will slow down to Mach number 0.3 for safe landing. In order to maximize loiter time, the payload bays are replaced with additional fuel tanks. The goal of the mission is to stay on target for as long as possible. For this mission, the thrust profiles and fuel consumption are charted for both engine types powering the same UAV platform, Figure 8, Figure 9. As the fuel consumption for CVT coupled engine configuration is lower at comparable thrust, the UAV with only variable bypass turbofan engine is forced to return to base earlier due to fuel depletion. The UAV powered by variable- gear/variable-bypass turbofan is able to stay 60 minutes more above the target location, resulting in 20% additional loiter time. https://apps.dtic.mil/sti/pdfs/AD1154923.pdf Designed as a multipurpose platform, such a UAV can also serve as crucial aid in putting out forest wildfires, as the vehicle’s payload bays are capable of holding up to 365 kg of water
milstar: https://uavpropulsiontech.com/neva-aerospace-electric-turbofans/ https://uavpropulsiontech.com/wp-content/uploads/2019/11/ESP-Athena-A-2ET-Public_Spec_rev6_20190202.pdf
milstar: generally within the range of 50–250 N. The example of characteristic of thrust versus shaft rotational speed of micro turbojet engine is presented in the figure 8. The more thrust generating turbojet engines belong to the normal "adult" constructions, however sometimes for aircraft scaled models or flying mocks application of more powerful engines may be necessary. https://www.researchgate.net/publication/308712590_Micro_turbine_engines_for_drones_propulsion
milstar: . Conclusions Micro turbine (turbojet) engines (MTE) are the relatively new propulsion sources applied mainly to aircraft drones. However the level of technical advancement of these engines is contemporary very high and is worthy of special attention. The area of MTE engines has been until now “reserved” for amateur modellers but one can observe the more and more interest in such propulsion taken by professionals (the military or aviation R&D centres). The small measures and high value of thrust or power make the MTE engines the attractive alternative for drones’ propulsion. Miniaturisation of turbojet engines is possible thanks to contemporary CAD and machining systems including the advanced 3D printing. The lack of reliable technical details of micro turbojet engines is understandable because of the know-how secret particularly in the strong market competition. The newest constructions of MTE engines dedicated to turboprops or helicopters are based on the aviation designs with free turbine. These engines are the most advanced and seems to be the most “elegant” source of propulsion possessing all the best features of speed-torque characteristic of two-spool engines.
milstar: Maximum Power [kW] / RPM – – – – 9 / 180000 10 / 123000 Engine weight [g] 22300 3200
milstar: БПЛА «Иноходец» / «Орион». Это первый отечественный серийный беспилотник класса MALE (средняя высотность и большая продолжительность полета), а также один из первых аппаратов с ударными возможностями. Он построен по нормальной аэродинамической схеме и имеет удлиненный фюзеляж, прямое крыло размахом ок. 16 м и V-образное хвостовое оперение. Взлетная масса БПЛА превышает 1 т. Полезная нагрузка – до 300 кг. БПЛА оснащен поршневым двигателем с двухлопастным толкающим воздушным винтом. С его помощью аппарат развивает скорость до 200 км/ч. Высота полета достигает 7,5 км. Оптимизированная аэродинамика и силовая установка позволили довести продолжительность полета до суток.
milstar: Mako UTAP22 is a high-performance affordable, fighter-like unmanned aircraft capable of collaborating with manned assets in combat and challenging situations. The UAV has a length of 20.1ft and a wingspan of 10.5ft. It has a maximum launch weight of 2,050lb (930kg) and a dry weight of 650lb (295kg), while the internal payload capacity of the aircraft is 350lb (159kg). The external and wing-tip payload capacities are 500lb (227kg) and 200lb (91kg), respectively. The large, configurable auxiliary bays can accommodate up to 8.5ft3 of payload volume. The payload capabilities include EA/EW wingtip pods, AN/ALE-47 airborne countermeasures dispenser system, standard digital interfaces, and 2kW isolated power. The drone can be integrated with customer-furnished payloads. https://www.kratosdefense.com/systems-and-platforms/unmanned-systems/aerial/tactical-uavs#UTAP22 https://www.airforce-technology.com/projects/mako-unmanned-tactical-aerial-platform-22-utap22/?cf-view https://www.kratosdefense.com/-/media/k/pdf/usd/utap-22.pdf
milstar: PUBLISHED May 4, 2023 4:45 PM EDT DeMarco added that the $6.5-million unit cost is based on the current low-quantity production run, although Kratos has an overall production rate of approximately 150 jet drone aircraft annually. Data Kratos released last year indicated that the unit cost of a Valkyrie would be around $4 million if 50 of the drones were produced annually, but the company has said in the past that could possibly get it below $2 million for production runs of 100 airframes or more. https://www.kratosdefense.com/-/media/k/pdf/usd/xq-58a-valkyrie.pdf https://www.thedrive.com/the-war-zone/marine-xq-58-valkyries-will-be-electronic-warfare-platforms-for-f-35 https://www.youtube.com/watch?v=QrJmG1g4mFI&t=5s Length 30 ft Wingspan 27 ft Dry Weight 2,500 lb Engine Turbofan / ~2,000 lb Max Launch Weight 6,000 lb Internal Payload Capacity 600 lb Mid-Wing Capacity 600 lb Cruise Speed 0.72 Mach Operational Altitude 50 ft AGL to 45,000 ft MSL Command & Control Manual / Pre-Programmed Max Range Approx. 3,000 NM = 5556 km = примерно 7 часов приземление с парашютом Aside from that, Kratos is also one of the beneficiaries of a $400-million ceiling indefinite-delivery/indefinite-quantity (IDIQ) Air Force research and development contract. DeMarco described this as having a primary objective
milstar: Специалисты Самарского университета приступили к испытаниям компактной газотурбинной силовой установки, предназначенной для беспилотников. Новинкой, получившей модельный номер МГТД-22 и имя «Колибри», планируется оснащать высокоскоростные БПЛА с большой грузоподъемностью. На испытаниях находится опытный образец МГТД-22, который оснащен экспериментальной системой управления. Все тесты должны занять примерно три месяца — за это время будет подтверждено соответствие характеристик двигателя проектным данным при разных режимах работы. По предварительным расчетам, беспилотник, оборудованный «Колибри», будет иметь взлетный вес порядка 45 килограмм и сможет развивать полетную скорость до внушительных 800 км/ч, достигая высоты вплоть до 9000 метров. Система управления у МГТД-22 может быть встроенной, а в качестве топлива выступает авиационный керосин. https://vpk.name/news/803868_v_samare_ispytyvaetsya_gazoturbinnaya_ustanovka_dlya_bpla.html?new#new
полная версия страницы