Отправлено: 08.05.12 15:25. Заголовок: Ракетные двигатели ,Топливо - Тактико-технические характеристики
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.
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.
Отправлено: 11.05.12 18:12. Заголовок: Двигатели полностью ..
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).
Отправлено: 11.05.12 19:28. Заголовок: Поставка первых УР M..
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.
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.
Отправлено: 11.05.12 19:29. Заголовок: Двигатель тягой 7700..
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
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.
Отправлено: 11.05.12 19:29. Заголовок: Поставлялась на эксп..
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
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.
Отправлено: 12.05.12 21:29. Заголовок: he Air-Sol Longue Po..
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
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.
Отправлено: 12.05.12 21:30. Заголовок: However, ramjets ge..
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]
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
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.
Отправлено: 12.05.12 21:55. Заголовок: В 90-е годы, после р..
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.
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.
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.
Отправлено: 14.05.12 13:28. Заголовок: The Supersonic Reco..
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
Отправлено: 14.05.12 13:30. Заголовок: В ответ на работы по..
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.
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)
Отправлено: 14.05.12 16:14. Заголовок: The Vympel R-77M-PD ..
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. ######################################################
Отправлено: 14.05.12 16:17. Заголовок: A supersonic Su-35 s..
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.
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.
Отправлено: 14.05.12 16:33. Заголовок: R-37 Range performa..
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.
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.
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
Все даты в формате GMT
3 час. Хитов сегодня: 14
Права: смайлы да, картинки да, шрифты нет, голосования нет
аватары да, автозамена ссылок вкл, премодерация откл, правка нет
- участник сейчас на форуме
- участник вне форума