Форум » Дискуссии » Ракетные двигатели ,Топливо - Тактико-технические характеристики » Ответить
Ракетные двигатели ,Топливо - Тактико-технические характеристики
milstar: в первую очередь должны разрабатываться с учетом сжатых сроков — (начало серийного изготовления с 1986 г.) ракета для БЖРК 15Ж961 и ракета для грунтового комплекса 15Ж62. http://rbase.new-factoria.ru/missile/wobb/15g60/15g60.shtml Разработка ракеты для стационарного комплекса 15Ж60 проводилась вслед за ракетой для железнодорожного комплекса 15Ж961 Финальный запуск по программе испытаний проведен 26 сентября 1988 года. Всего в ходе государственных совместных летных испытаний было запущено 16 ракет. г. Первомайск, Николаевская область,УССР Развертывание шло быстрыми темпами - к концу года на боевом дежурстве находилось уже 20 ракет. Татищево, Саратовская область, РСФСР концу 1989 года в обоих позиционных районах было развернуто уже 56 ракет (46 в 46-й и 10 в 60-й дивизиях). Однако, начиная с 1990 года, несмотря на то, что не менее 8 ракет были изготовлены на ПМЗ и подготовлены к отправке в позиционные районы, развертывание МБР было прекращено - руководством СССР была принята новая оборонная доктрина Ракета 15Ж60 (см.схему) маршевых ступени и ступень разведения боевых блоков. Отделение головного обтекателя осуществлялось после прохождения зоны высотных блокирующих ЯВ. На ракете 15Ж60 были сохранены отработанные на ракетах 15Ж44 и 15Ж52 схемные и конструктивные решения по управлению полетом II и III ступеней отклонением головного отсека, минометному разделению ступеней, отделению боевой ступени и разведению элементов боевого оснащения. Минометное разделение ступеней обеспечивалось за счет наддува газом от порохового аккумулятора давления межступенного объема и поперечного деления соединительного отсека удлиненным кумулятивным зарядом. Такая конструкция гарантировала безударное разделение ступеней и обеспечивала максимальную плотность компоновки межступенной части ракеты. Первая ступень - масса в снаряженном состоянии, т - 53.7 - длина габаритная,м - 8.4 - диаметр габаритный,м -2.4 - тяга ДУ (на земле/в пустоте),тс 280/310 Вторая ступень - масса в снаряженном состоянии, т -25 - длина габаритная при сложенном раструбе, м - 5.9 - длина габаритная при выдвинутом раструбе, м -6.7 - диаметр габаритный,м -2.4 - тяга ДУ (в пустоте),тs -150 Третья ступень - масса в снаряженном состоянии, т -15 - длина габаритная при сложенном раструбе, м -3.6 - диаметр габаритный,м -2.4 - тяга ДУ (в пустоте),тс -44 Жидкостный ракетный двигатель РД-866 (боевая ступень) Тяга двигателя в пустоте, кгс от -94.4 до +513.5 Удельный среднеинтегральный импульс тяги ЖРД большой тяги в пустоте, кгс·с/кг 305.5 Удельный импульс тяги в пустоте, кгс·с/кг - камеры ЖРД большой тяги - 323.1 - ЖРД малой тяги в непрерывном режиме -245 - ЖРД малой тяги в импульсном режиме с частотой 10 Гц -176 Масса двигателя, кг 125.4 Абсолютное давление газов в камере сгорания, кгс/см2: - ЖРД большой тяги -41.5 - ЖРД малой тяги -5.67 Абсолютное давление газов на срезе сопла камеры, кгс/см2: - ЖРД большой тяги -0.024 - ЖРД малой тяги - 0.007 Массовое среднеинтегральное соотношение компонентов топлива при работе: - ЖРД большой тяги -2.03 - камеры ЖРД большой тяги -2.3 - ЖРД малой тяги -1.85 Отклонение тяги от номинального значения, кгс - для ЖРД большой тяги ±41 - для ЖРД малой тяги при работе в непрерывном режиме ±0,65 Минимальное абсолютное давление компонентов топлива на входе в двигатель, кгс/см2: - окислителя (при температуре 45°С) -6.0 - горючего (при температуре 65°С) -3.5 Минимальное абсолютное давление компонентов топлива на входе в двигатель при температуре +35°С, кгс/см2: - окислителя -4.5 - горючего 1.45 Максимальное суммарное время работы, с: - ЖРД большой тяги -330 - ЖРД малой тяги -1200 330 1200 Максимальное количество включений: - ЖРД большой тяги -14 - ЖРД малой тяги -10000 .... Двигательные установки (ДУ) ракеты разрабатывались, в основном, в рамках кооперации, сложившейся на этапе создания комплексов с ракетами 15Ж44 и 15Ж52. Маршевые РДТТ ракеты 15Ж60 (второй уровень стойкости) разработаны с учетом повышенных требований по энерговооруженности, величине управляющих усилий (15Д305, ДУ-I) и степени защиты от ПФЯВ (15Д339, ДУ-II; 15Д291, ДУ-III). Для двигателей МБР 15Ж60 и 15Ж961 созданы топлива третьего и четвертого поколений на основе нового бесхлорного окислителя АДНА. . В рецептуре топлива в этих ракетах впервые применено принципиально новое высокоэффективное горючее – гидрид алюминия. Первая ступень состояла из маршевого РДТТ 15Д305, хвостового и соединительного отсеков. В принципиально новом двигателе I ступени разработки КБЮ и производства ПМЗ было применено более высокоэнергетическое (по сравнению с МБР 15Ж961) смесевое твердое топливо типа "ОПАЛ" - разработчик ЛНПО "Союз". заряд твердого топлива имел канал звездообразной формы и являлся прочноскрепленным с корпусом двигателя. Были форсированы на 30% расходно-тяговые характеристики по сравнению с двигателем 15Д206 первой ступени ракеты 15Ж961, что обусловило повышение давления в камере сгорания до 100 кгс/см2, а также применено в качестве органа управления вектором тяги центральное, частично утопленное в камеру сгорания, многопозиционное (круговая диаграмма создания управляющего усилия Рупр. по каналам тангажа и рыскания) качающееся управляющее сопло с разъемом в дозвуковой части, изготовленное из композиционных углерод-углеродных материалов, с использованием в качестве подвески поворотной части эластичного опорного шарнира. Корпус ступени - цельномотанный органопластиковый типа "кокон", изготовленный методом намотки нитей из композиционного материала, выбранного по тогдашнему состоянию отечественной производственной базы. С учетом обеспечения минимальной массы конструкции выбран следующий вариант: в основе жгут нитей из композиционного материала и специальное связующее вещество. На второй и третьей маршевых ступенях применен тот же вариант изготовления корпуса. Для управления по крену на участке работы ДУ-I использовались 4 аэродинамических руля, установленных на внешней поверхности головного обтекателя. Кроме того, в конце участка работы первой маршевой ступени управление ступенью осуществлялось и отклонением головной части ракеты. Двигатели второй и третьей ступеней снабжались каждый центральным частично утопленным в камеру сгорания стационарным соплом с телескопическим сдвигаемым насадком раструба из углерод-углеродного материала, что позволяло увеличить степень расширения сопла и, соответственно, удельный импульс, без увеличения общих габаритов ракеты. Вторая ступень состояла из маршевого РДТТ 15Д339 и соединительного отсека. Корпус второй ступени - цельномотанный органопластиковый типа "кокон". Топливо второй ступени - твердое смесевое типа "СТАРТ" (разработчик ЛНПО "Союз"). Заряд твердого топлива - прочноскрепленный с корпусом двигателя, с каналом цилиндро-конической формы с наклонной кольцевой проточкой типа "зонтик". На корпус ДУ-II разработки КБЮ и производства ПМЗ ракеты 15Ж60 (по сравнению с 15Ж961) дополнительно нанесено специальное многофункциональное покрытие. Управление второй ступенью осуществлялось отклонением головной части и аэродинамическими рулями (по крену), установленными на носовом обтекателе. Третья ступень состояла из маршевого РДТТ 15Д291 и переходного отсека (см. фото). ДУ-III ракет 15Ж60 и 15Ж961 разработки КБ ПО "Искра" и производства Пермского завода химического оборудования практически идентичны (смесевое твердое топливо типа "АП-65", разработчик ЛНПО "Союз"). На корпус ДУ-III ракеты 15Ж60 (по сравнению с ДУ-III ракеты 15Ж961) дополнительно нанесено специальное многофункциональное покрытие. Корпус третьей ступени - цельномотанный органопластиковый типа "кокон". Управление третьей ступенью осуществлялось отклонением головной части и креновыми РДТТ ступени. Для ракеты 15Ж60 был разработан новый боевой блок повышенной стойкости к ПФЯВ 15Ф14 с БЧ повышенной удельной мощности и имеющий характеристики, близкие к ББ Mk21 ракеты "MX". Головная часть - разделяющегося типа индивидуального наведения с десятью термоядерными ББ мощностью 0,43 Мт и комплексом средств преодоления ПРО разработки КБЮ. Первоначально КСП ПРО изготавливался на ПО "Южмаш", однако с мая 1986 года производство было передано на смежные предприятия РСФСР. Ступень разведения боевых блоков - "толкающей" схемы, размещение боевых блоков в один ярус, двигатель ступени - ЖРД РД-866 (15Д264), созданный в КБ-4 КБЮ и производившийся на ПО "Южмаш", работавший на жидких высококипящих стабильных долгохранимых самовоспламеняющихся компонентах топлива: несимметричный диметилгидразин (НДМГ) и азотный тетраоксид (АТ). Двигатель РД-866 - многофункциональный, без дожигания генераторного газа, с многократным включением ЖРД БТ (большой тяги) и ЖРД МТ (малой тяги), обеспечивал многократный запуск и регулирование тяги. Двигатель работал по комбинированной схеме (вытеснительная и насосная подачи компонентов топлива). Обеспечивал широкий диапазон изменения расходов и давлений для механизмов-потребителей. РД-866 содержал: централизованный источник питания (состоящий из двух турбонасосных агрегатов с газогенераторами и двух питателей); однокамерный ЖРД БТ; 16 ЖРД МТ. Для трехступенчатой твердотопливной ракеты 15Ж60 от ступени разведения требовалось не только обеспечение построения боевых порядков из ББ и средств преодоления ПРО, но и использование для достижения заданной максимальной дальности стрельбы режима "эффективного доразгона" — обеспечение работы ступени разведения на активном участке траектории в качестве четвертой ступени ракеты, что обеспечивало существенный выигрыш в массе полезного груза (до 15%). Для уменьшения длины ракеты использовался головной аэродинамический обтекатель изменяемой геометрии, прикрывавший ГЧ, две створки которого закрывались после выхода ракеты из ТПК.
milstar: 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