Ракетные двигатели ,Топливо - Тактико-технические характеристики

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: 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

полная версия страницы