X-51. Гиперзвуковая ракета нового поколения

ТТХ ракеты:
Длина - ок. 11 м
Размах крыла - ок.7 м
Высота - ок.1.8 м

Масса - ок.15000 кг

Дальность действия - 3000 км
Скорость максимальная:
- 4.5М (источник - ТМКБ "Союз")
- до 6М (вероятно, проектные пожелания)

Тип БЧ: согласно источника, предполагалось использование 2-х боевых частей индивидуального наведения, способных поразить цели удаленные на 100 км друг от друга.

Модификации:
- Модель 1 - опытно-экспериментальный прототип гиперзвукового летательного аппарата разработки МКБ "Радуга". Проходил испытания в 1973-1978 г.г.

- Модель 2 - опытно-экспериментальный прототип гиперзвукового летательного аппарата разработки МКБ "Радуга". Проходил испытания в 1980-1985 г.г.
Х-90 / тема ОКР Б-239 - проект гиперзвуковой крылатой ракеты большой дальности.

- ГЭЛА - гиперзвуковой экспериментальный летательный аппарат, создан на базе проекта КРБД Х-90 для исследований полета на гиперзвуковых скоростях. Согласно исторической справки ТМКБ "Союз" испытания ПВРД для ГЭЛА успешно завершены в октябре 1988 г.

 

Тип: баллистическая ракета подводной лодки.
Размеры, м: длина 9,8, диаметр 1,4.
Стартовая масса, кг: 15 876.
Характеристики: дальность стрельбы, км: 4748, круговое вероятное отклонение, м: 930.
Боеголовка: три разделяющиеся боевые блоки мощностью 60 кт каждая плюс дипольные отражатели и ловушки.
Двигательная установка: ракетный двигатель твердого топлива.
Наведение: инерциальное.

 

АВИАЦИОННЫЙ РАКЕТНЫЙ КОМПЛЕКС " КРЕЧЕТ "
АРК " Кречет " разрабатывался как принципиально новый ракетный комплекс, позволяющий обеспечить высокую эффективность применения ракет в условиях ответно-встречного ядерного удара за счет повышения живучести ракет . Старт ракеты с самолета-носителя позволяет также использовать энергетические возможности самолета-носителя для увеличения забрасываемого ракетой веса и досягаемости объектов потенциального противника.

Принципиальные новые технические решения, заложенные в разработку ракеты
Ракета выполнена по схеме с последовательным расположением ступеней. Боевое оснащение установлено под ГО. Впервые в практике отечественного ракетостроения предполагалось реализовать следующие технические решения:
- отделение баллистической ракеты среднего класса от самолета-носителя на сверхзвуковой скорости;
- двигатель I ступени запускается через ~3 с после начала движения ракеты в грузовом отсеке. Отличительной особенностью старта ракеты является разворот ракеты на угол 45° по каналу крена и отворот на угол 10° по каналу рыскания аэродинамическими рулями для снижения газодинамического воздействия струи ТТРД I ступени на самолет-носитель, а также исключения возможности пересечения курса самолета-носителя ракетой . Возможен старт ракеты при полете самолета-носителя на дозвуковой скорости;
- прямые методы наведения ракеты и расчет на борту исходных данных для полета по заданным координатам целей позволяют увеличить число неплановых целей, отказываться от отсечки тяги ДУ и обеспечить гибкость при планировании поражения целей в условиях ответного удара;
- с целью сокращения времени неуправляемого полета ракеты при разделении ступеней предусмотрена "горячая" раздвижка соплового насадка в рабочее положение истекающей струей продуктов сгорания;
- введение навигационного участка, на котором уточняется угловое положение командных приборов от астрокоординатора, а скорость и координаты - от спутниковой навигационной системы;
- использование в жидкостной ДУ боевой ступени монотоплива, снижающего пожаро- и взрывоопасность в аварийных ситуациях (по сравнению с самовоспламеняющимися компонентами), снижающего газодинамическое воздействие на отделяемые ББ за счет глубокого дросселирования (в 30 раз] камеры двигателя большой тяги при минимальном времени поворотов ГЧ на участке ее полета и обеспечивающего подачу рабочего тела в гидроприводы поворотного сопла II ступени ракеты ;
- основной двигатель РГЧ - двухрежимный. с 30-кратной глубиной дросселирования. Построение боевых порядков из ББ и ложных целей выполняется системой двигателей малой тяги по "тянущей" схеме. Двигатель моноблочной ГЧ - двухкамерный, весь полет этой ГЧ выполняется по "тянущей" схеме;
- ГО - оживальной формы, сбрасываемый в полете путем деления его на створки посредством подрыва ДУЗов и разбрасыванием их с помощью пружинных толкателей.

АРК " Кречет " характеризуется только ему присущими свойствами:
- высокой, независимой от уровня развития разведки противника живучестью, обусловленной высокими летно-техническими характеристиками самолета-носителя ТУ-160К, боеготовностью, необходимой стойкостью к поражающим факторам ядерного взрыва;
- значительным располагаемым временем для анализа ситуации и принятия решения о пуске ракет, обеспечиваемым возможностью длительного нахождения самолета-носителя в воздухе;
- возможностью гибкого реагирования на изменение оперативной обстановки за счет многообразия форм боевой готовности, боевого дежурства и многоразовости использования самолета-носителя.
Досягаемость АРК, с учетом дальности полета самолета - носителя, км - 10000;
Максимальная дальность пусков, км - 7500;
Боевре оснащение:
- РГЧ с индивидуальным наведением шести ББ;
- моноблочная ГЧ с комплексом средств преодоления ПРО противника;
Защита ББ от средств ПРО предусматривается
Точность стрельбы, км - 0.6;
Боеготовность при нахождении в готовности № 1 на аэродромах дежурства, мин - 5;
Стойкость ракеты к ПФЯВ :
- до старта - обеспечивается рассредоточением самолетов-носителей на аэродромах
дежурства и барражированием в воздухе;
- в полете - обеспечивается специальными покрытиями и конструктивными мероприятиями при
проектировании корпуса и системы управления ракеты;
Выживаемость - 0.89 ;
Технические характеристики ракеты:
Стартовый вес. т - 24.4;
Максимальный забрасываемый вес. кг - 1400;
Число ступеней - две маршевые ступени и боевая ступень в двух вариантах - для РГЧ и для
моноблочной ГЧ;
Габаритные размеры ракеты, м:
- длина - 10.7;
- диаметр - 1.6;
Вид топлива:
- маршевых ступеней - твердое, смесевое;
- боевой ступени - жидкое монотопливо;
ДУ I ступени: односопловая. моноблочная, со стационарным, частично утопленным в камеру
сгорания соплом, раструб сопла - телескопический с одним подвижным
насадком;
- тяга (в пустоте), тс - 71;
- давление в камере, кгс/см - 110;
- органы управления - на ДУ органы управления отсутствуют, управление полетом
обеспечивается аэродинамическими рулями;
ДУ II ступени: односопловая. моноблочная, с частично утопленными в камеру сгорания
поворотным управляющим соплом, раструб сопла - телескопический с одним
подвижным насадком;
- тяга (в пустоте), тс - 25.7;
- давление в камере, кгс/см - 60;
- органы управления - поворотное управляющее сопло на подвесе типа эластичного опорного
шарнира, представляющего собой пакет чередующихся и соединенных
одна с другой резиновых и титановых тарелей;
ДУ боевой ступени: многофункциональная, состоит из двигателя большой тяги и системы
двигателей малой тяги с многократным запуском;
тяга ДБТ (в пустоте), кгс - 300;
тяга ДМТ (в пустоте), кгс - 6 и З;
Система управления - автономная, инерциальная с коррекцией от внешних источников
информации;
Коэффициент энерговесового совершенства ракеты Gnr/Go, кгс/тс - 57.3.

Источник: Книга " Ракеты и космические аппараты КБ Южное".

 

ASALM - Wikipedia, the free encyclopedia

The Advanced Strategic Air-Launched Missile (ASALM) was a medium-range strategic missile program, developed in the late 1970s for the United States Air Force. Intended for use in both the air-to-surface and anti-AWACS roles, the missile's development reached the stage of propulsion-system tests before being cancelled in 1980. Development of the Advanced Strategic Air-Launched Missile was initiated in 1976. The ASALM was intended to replace the AGM-69 SRAM in United States Air Force service, providing improved speed and range over the earlier missile, as well as improved performance against hardened targets. In addition, the requirement specified that the ASALM should be capable of operating in a secondary air-to-air mode against AWACS radar-warning aircraft.Martin Marietta and McDonnell Douglas submitted proposals for the contract, the former's design using a Marquardt propulsion system; the latter's, one developed by United Technologies Corporation; the Martin Marietta design was favored by… // Дальше — en.wikipedia.org

 

Starting in October 1979, a series of flight tests of Propulsion Technology Validation missiles, using a Marquardt rocket-ramjet, were conducted.[1] Over the course of seven test firings, a maximum speed of Mach 5.5 at an altitude of 40,000 feet (12,000 m) was achieved

 

9ba38f8fdea9.jpg @ s54.radikal.ru [кеш]