Отечественные бомбардировщики 1945-2000 » Ракета

Проект авиапионно-ракетного комплекса с баллистической ракетой Р-13А

admin — Sat, 04 Sep 2010 16:00:53 +0000

Разработка морского ракетного комплекса для поражения береговых неподвижных целей была задана Постановлением СМ СССР от 21 августа 1956 года №1240-631. При проведении работ в СКБ-385 по морскому варианту ракеты Р-13 возникло предложение создать и ее авиационный вариант для оснащения тяжелых бомбардировщиков, переоборудованных в самолеты-носители авиационо-ракетного комплекса.
В варианте Р-13А ракета должна была иметь вспомогательную несущую систему - крылышки, которые в сочетании с оперением обеспечивали стабилизированный полет ракеты после ее отделения от самолета-носителя и выход на баллистическую траекторию в точку запуска двигателя. Ракету Р-13А на бомбардировщике предполагалось транспортировать на внешних узлах подвески.
Техническим заданием на морскую ракету и комплекс задавалась максимальная дальность полета ракеты при надводном старте - 450 км. В авиационном варианте Р-13 А должна была иметь вдвое большую дальность стрельбы.
Разработка авиационного варианта ракеты Р-13А не вышла из проектной стадии.
На базе технических решений по ракете Р-13 создавалась ракета Р-18 для сухопутных войск.
Комплекс Д-2 с ракетой Р-13 был принят на вооружение подводных лодок проектов 629 и 658 ракетный в 1960 году.
В 1958 году главным конструктором КБ-1 НИИ-1 МОП А.Д.Надирадзе, осуществлявшим руководство разработкой твердотопливных ракет, было предложено использовать в качестве носителя баллистических ракет сверхзвуковой бомбардировщик М-50.
Разработчик....................................СКБ-385,
ОКБ-156(?)
Тип комплекса .... авиационно-ракешый для
поражения наземных целей
Состояние: .................. работы прекращены
на стадии проекта Состав комплекса :
- самолет-носитель.....................................(.)
- ракета...............................................Р-13А
- наземное оборудование Самолет-носитель...........................тяжелый
бомбардировщик
Высота пуска, м....................... 10000-140001
Ракета Р-13А
Разработчик.................................... СКБ-385
Главный конструктор.............В.П.Макеев
Назначение.....модифицированная морская
БР, первого поколения, для стрельбы по наземным целям
Состояние..............проект 1956-1960 годов
Дальность стрельбы
максимальная, км ..........................900-12001
Максимальная скорость, м/с..................2050
Тип боевой части...................термоядерная,
моноблочная отделяемая в полете
Масса боевой части, кг: ............... 1600-1800
Система управления:...............инерциальная
Органы управления.......четыре поворотные
рулевые камеры сгорания
Тип старта воздушный за счет собственных
двигателей после
сброса с самолета-носителя
Число ступеней:.............................................1
Размеры, м:
- длина полная.......................................11,8
- макс, диаметр корпуса..........................1,3
- размах стабилизат.................................1,9
Стартовая масса, т:.................................13,70
Масса пустой ракеты, т........................... 3,77
Двигатель.........пятикамерный ЖРД С2.713
- разработчик....................................ОКБ-2
- Главный конструктор.............А.М.Исаев
- тяга в пустоте, тс.................................25.7
Горючее (тип)...............керосин Т-1 (ТГ-02)
Масса горючего, т.......................................2,2
Окислитель (тип)................АК-20 (АК-27И)
Масса окислителя, т...................................7,1
Пусковое горючее (тип).......................ТГ-02

Проект авиационного стратегического ракетного комплекса “Кречет”

admin — Tue, 27 Jul 2010 16:02:18 +0000

В 1980-е годы предприятия оборонной промышленности СССР проводили НИР "Кречет" с целью создания ракетного комплекса воздушного базирования1. Головной организацией по НИР было КБ "Южное", генеральный конструктор В.Ф.Уткин'.
Принципиально новый АРК разрабатывался в 1983-1984 годах для повышения живучести и эффективности баллистических ракет в условиях ответно-встречного ядерного удара и с целью использования энергетических возможностей самолета-носителя2.
Ракета "Кречет-Р" комплекса имела маршевые твердотопливные двигатели. В качестве носителя ракет предполагалось использовать тяжелый бомбардировщик Ту-160К грузоподъемностью 50 т для транспортировки и запуска двух ракет со стартовой массой по 24,4 т. КБТМ проектировало для него наземное оборудование. В декабре 1984 года был разработан эскизный проект АРК3 и технической позиции для ракеты авиационного базирования "Кречет-Р".
Система управления ракеты -автономная, инерциальная с коррекцией от внешних источников информации: на навигационном участке полета носителя от астрокорректора уточнялось угловое положение командных приборов, а скорость и координаты ракеты-от спутниковой навигационной системы3. Ракеты предполагалось оснащать РГЧ с индивидуальным наведением шести боевых блоков и моноблочной

Авиационный ракетно-космический комплекс “Свiтязъ” с ракетой “Зенит-2″

admin — Wed, 16 Sep 2009 16:05:52 +0000

АНТК им. О.К.Антонова на базе тяжелого транспортного самолета Ан-225 "Мрия" и ракеты-носителя "Зенит-2" проектирует авиационно-космическую систему "Св1тязь".
Система предназначена для выведения на низкие круговые орбиты космических аппаратов массой до 8 т1.
Транспортный самолет Ан-225 -изделие "402", предназначенный для транспортировки элементов ракетно-космической системы "Энергия-Буран" с заводов-изготовителей к месту окончательной сборки, а также проведения специальных транспортных операций -развитие транспортного самолета Ан-124.
Конструкторские работы по самолету были начаты в 1985 году. Впервые Ан-225 был представлен для обозрения 30 ноября 1988 года. Первый полет опытного самолета состоялся 21 декабря 1988 года.
Киевским АПО был построен один летный экземпляр самолета Ан-225, второй в 2000 году находился в стадии постройки. Изготовленные в ТАПО элементы крыла самолета Ан-225 транспортировались вКиев самолетом Ан-22.
Погрузочно-разгрузочное оборудование, размещенное в грузовой кабине, аналогично применяемому на самолетах Ан-124.
Для самолета Ан-225 было разработано транспортируемое устройство
грузоподъемностью до 100 т, которое использовалось для установки крупногабаритных грузов на самолет. Устройство транспортировалось отдельными крупногабаритными модулями на самолетах Ил-76 к месту проведения погрузочно-разгрузочных работ (всего требовалось около 30 рейсов).
Ракета-носитель комплекса "Cei-тязь", по всей видимости, прорабатывается как вариант ракеты-носителя "Зенит-2", но со значительно уменьшенной стартовой массой. Существенные ограничения по массе ракеты-носителя накладываются не только грузоподъемностью самолета Ан-225 "Мрия", но и системами размещения на самолете ракеты-носителя, ее вывода (сброса), стабилизации (парашютная система).
Особое внимание при проектировании комплекса и отработке методики сброса ракеты-носителя уделяется обеспечению управляемости и безопасности самолета-носителя на режиме сброса длинномерного моногруза большой массы.
После распада СССР ракета-носитель "Зенит-2" стала украинской, но самостоятельно без кооперации с рядом российских предприятий Украина производить "Зенит-2" не может.

Авиационно-космический комплекс “Спейс-Клипер

admin — Wed, 16 Sep 2009 16:02:43 +0000

В 1989-1991 годах в КБ "Южное" проводилось эскизное проектирование по космической авиационно-ракетной системе "Спейс-Клипер".
Система "Спейс-Клипер" предназначена для вывода на орбиту КА массой до 500 кг во всем диапазоне орбит и траекторий, а также К А большей массы.
В состав системы предполагалось ввести самолет-носитель Ан-124СК, РН нескольких типоразмеров из унифицированного ряда, наземный производственно-эксплуатационный комплекс.
Были проработаны шесть вариантов четырехступенчатых твердотопливных ракет-носителей со стартовой массой от 32 до 64 т. Максимальная выводимая масса КА - от 150 до 2200 кг в зависимости от высоты, формы и наклонения орбиты.
Работа была прекращена с распадом СССР.
Сбрасываемая с самолета-носителя ракета стабилизировалась парашютной системой. По проектным проработкам при стартовой массе ракеты 32 т сбрасываемая с самолета масса составляла 34 т, при стартовой массе 64 -68 т.
Разработчик.............................КБ "Южное"
АНТК им. О.К.Антонова
Тип комплекса......авиационно-космический
для вывода спутников на орбиту Земли
Состояние: .............. разработка прекращена
Состав комплекса :
- самолет-носитель........................Ан-124СК
- ракета............................новая разработка
- средства наземного оборудования, производственно-эксплуатационный комплекс
Возможности комплекса: Полезная нагрузка:
- тип...........................................легкие ИСЗ
- масса, кг..................................500 и более
(150-2200)
- объем, м3..............................................................................(.)
Тип и высота орбиты, км:
- круговая........................................200-800
Наклонение орбиты, град.....................(0-90)
Место применения..........................................
Высота старта РН, км................ 10000-11000
Скорость сброса РН, км/ч.................700-850
Время свободного падения РН, с....................
Самолет-носитель Аи-124СК
Разработчик............ОКБ им. О.К.Антонова
Генеральный конструктор .. П.В.Балабуев
Экипаж, чел....................................................6
Габаритные размеры, м:
- длина..................................................69,10
- размах крыла.....................................73,30
- высота (на стоянке)..............21,08 (20,78)
Площадь крыла, кв.м..............................628,5
Массы, кг:
- взлетная нормальная .....................325000
- взлетная максимальная .................390000
- посадочная......................................330000
- пустого самолета....................................(.)
- грузоподъемность..........................150000
- сбрасываемая масса (РН) .... 34000-68000
Запас топлива, л...................................230000
Тип двигателя ...........................ДТРД, Д-18Т
Тяга двигателей, кг..........................4 х 23400
Скорость, км/ч:
- максимальная.......................................865
- крейсерская...................................750-850
- взлетная.................................................280
- посадочная............................................250
Дальность полета, км:
- с полной нагрузкой............................4500
- сРН...............................................до 9000
- максимальная.....................16500 (15500)
Практический потолок, м.....................12000
Длина разбега, м............................2320-3000
Длина пробега, м...............................ок. 1000
Ракета-носитель
Разработчик.............................КБ "Южное"
Генеральный конструктор.......В.Ф.Уткин
Тип ракеты........авиационно-космическая для
вывода спутников на орбиту Земли
Система управления...................инерциальная
Тип старта сброс с самолета на парашютной
системе и запуск двигателя в воздухе Ракета-носитель :
- длина, м...................................................(.)
- диаметр корпуса , м...............................(.)
- стартовая масса, т............................32-64
(шесть вариантов ракеты)
- число ступеней.........................................4
- тип двигателей.................................РДТТ

виационный ракетно-космический комплекс “Аэрокосмос” с ракетой “Штиль-ЗА”

admin — Fri, 31 Jul 2009 16:04:43 +0000

Комплекс создается на базе морской баллистической ракеты Р-29РМ (РСМ-54) в рамках работ по конверсии, при этом, в отличие от ракеты "Штиль-2", предусмотрена более глубокая модернизация ракеты с новой последней ступенью*.
Комплекс "Штиль-3" предназначен для выведения малоразмерных космических аппаратов различного назначения массой до 950 кг на околоземные орбиты, а также аппаратов, запускаемых на суборбитальные траектории.
При использовании в составе авиационно-космического ракетного комплекса ракета размещается на пусковой платформе в грузовом отсеке транспортного самолета Ан-124АРКК или Ил-76МД в горизонтальном положении. Сброс ракеты с носителя производится на высоте 10000-12000 м при скорости самолета 760-800 км/ч. При старте ракета с пусковой платформой вытягивается из самолета специальной парашютной системой, после чего на заданной высоте она отделяется от платформы и запускается двигатель 1 ступени.
Для взлета самолета-носителя необходим аэродром первого класса или внеклассный. Запуск РН может производится на удалении около 4000 км от аэродрома старта.
Самолет Ил-76МФ - модифицированный вариант самолета Ил-76МД с увеличенной длиной фюзеляжа и с новыми двигателями ПС-90А.
Работы по глубокой модернизации самолета Ил-76МД были начаты в 1980-х годах. С учетом опыта эксплуатации самолетов семейства Ил-76, задач воздушных перевозок были намечены пути совершенствования базового самолета. Фюзеляж самолета удлинен за счет вставок длиной по 3300 мм перед крылом и за ним, что позволило увеличить объем грузового отсека с 321 м3 до 400 м3. На самолете Ил-76МФ установлено новое бортовое оборудование, изменена эргономика кабин, улучшены условия работы экипажа.
Самолет Ил-76МФ (бортовой номер ИС-76900, позднее RA-76900) с двигателями ПС-90А-76 совершил первый полет 1 августа 1995 года.
Разработчик............................ГРЦ-КБМ им.
В.П.Макеева, АНТК им. О.К.Антонова, АНТК им. С.В.Ильюшина
Тин комплекса......авиационно-космический
для вывода спутников на орбиту Земли
Заказчик.......................РКА РФ (РАКА РФ)
Состояние: ... находится в разработке, начало опытной эксплуатации - 1998 год Состав комплекса :
- самолет-носитель...................Ан-124АРКК
или Ил-76МФ
- ракета...................................."Штиль-ЗА"
- средства наземного оборудования
Возможности комплекса:
Полезная нагрузка:
- тип...........................................легкие ИСЗ
- масса, кг........................................620-950
- объем, м3...........................................................3,3-3,6
Тип и высота орбиты, км:
- круговая........................................200-700

Наклонение орбиты, град.....................0-101
Место применения ..........................................
Высота старта РН, км................10000-12000
Скорость сброса РН, км/ч.................760-800
Время свободного падения РН, с....................
Самолет-иоснтель Ан-124АРКК
Разработчик..................ОКБ О.К.Антонова
Генеральный конструктор .. П.В.Балабуев
Главный конструктор.............В.Толмачев
Изготовитель.......................АО "Авиастар"
Производство..................................серийное
Состояние..............................на вооружении
Код НАТО..........................................Condor
Экипаж, чел....................................................6
Габаритные размеры, м:
- длина..................................................69,10
- размах крыла.....................................73,30
- высота (на стоянке)..............21,08 (20,78)
Площадь крыла, кв.м..............................628,5
Угол стреловидности крыла, град......... 35-32
Габаритные размеры грузоотсека, м:
- длина..................................................43,45
- длина без рампы..................................36,5
- ширина.................................................6,68
- ширина по полу.....................................6,4
- высота....................................................4,4
Массы, кг:
- взлетная нормальная .....................325000
- взлетная максимальная.................405000
- посадочная......................................330000
- грузоподъемность..........................150000
Запас топлива, л...................................230000
Тип двигателя.......................................ТРДД
Марка двигателя...................................Д-18Т
Разработчик.......................ЗМКБ "Прогресс"
Тяга двигателей, кг:
- максимальная.............................4x23400
- номинальная.................................4 х 4860
(на высоте 11000 м, М=0,75) Скорость, км/ч:
- максимальная.......................................865
- крейсерская...................................750-850
- взлетная...........................................'......280
- посадочная............................................250
Дальность полета, км:
- с полной нагрузкой............................4500
- с грузом 120 т.....................................5000
- максимальная.....................16500 (15500)
Практический потолок, м.....................12000
Длина разбега, м............................2320-3000
Длина пробега, м...............................ок. 1000
Самолет-носитель Ил-76МФ
Разработчик......АНТК им. С.В.Ильюшина
Генеральный конструктор Г.В.Новожнлов
Изготовитель......................................ТАПО
Производство..................................серийное
Состояние..........первый полет на самолете
Ил-76МФ выполнен 1 августа 1995 года
Код НАТО...........................................Candid
Экипаж, чел....................................................4
Габаритные размеры, м:
- длина..............................................53,194
-длина фюзеляжа........................... 50,20
- размах крыла................................ 50,50
-высота (на стоянке)..........14,42-14,45
Площадь крыла, кв.м...........................300
Габаритные размеры грузовой кабины, м: -длина с рампой..............................31,14
- ширина...............................................3,45
- высота...............................................3,40
Массы, кг:
- взлетная максимальная............210000
- посадочная..............................до 151500
- снаряженного самолета.......... 101000
- нагрузки максимальная.............52000
Запас топлива, л......................................(.)
Тип двигателя....................................ТРДД
Марка двигателя... ПС-90 (ПС-90А-76)
Разработчик...........АО "Авиадвигатель"
Тяга двигателей, кг:
- максимальная.........4 х 16000 (14500)
- номинальная............................4 х 3500
(на высоте 11000 м, У=850км/ч) Скорость, км/ч:
- максимальная...................................850
- крейсерская.............................750-780
- посадочная...............................210-240
Дальность полета, км:
-с нагрузкой 52 т.............................4600
-с нагрузкой 40 т.............................5 800
Практический потолок, м...............14000
Высота полета, м...................9000-12000
Длина разбега, м.................... 1600 (1800)
Потребная взлетная дистанция, м.,2750
(3100)
Длина пробега, м.............600-800 (1000)
Потребная посадочная дистанция, м
2500 (2600) Оборудование: -обзорная РЛС (комплекс)....................
- пилотажн.-навигац. к-с............"Купол-3"
- радиостанция УКВ...........................Р-838
- радиостанция KB.............................Р-847
Ракета-носитель "Штнль-ЗА"
Разработчик............................ГРЦ-КБМ им.
В.П.Макеева
Генеральный конструктор ... И.И.Величко
Главный конструктор..........Ю.А.Каверин
Изготовитель...................Красноярский МЗ
Система управления................инерциальная
Органы управления:
1-й ступени..............4 поворотные камеры
рулевого ЖРД;
2-й ступени...................поворотная камера
Генеральный конструктор ... И.И.Величко
Главный конструктор..........Ю.А.Каверин
Изготовитель...................Красноярский МЗ
Система управления РН..............инерциальная с коррекцией по внешним ореитирам Органы управления РН:
1-й ступени.................4 поворотные камеры
рулевого ЖРД
2-й ступени.....................поворотная камера
основного ЖРД (по тангажу и рысканию) и генерированные газы через специальные сопла (по крену)
3-й ступени.......4 камерный рулевой ЖРД
Схема разделения ступеней......... 1 и 2 -
холодная с помощью газов наддува бака окислителя Тип старта......сброс с самолета на парашютной системе и запуск двигателя в воздухе Габаритные размеры, м:
- длина..................................................18,7
-диаметр корпуса............................... 1,9
Стартовая масса, т........................45-45,6
Число ступеней.........................................4
Горючее............................................ НДМГ
Окислитель..............................................AT
Первая ступень:
- длина, м...............................................7,3
-диаметр, м........................................... 1,9
-тип двигателя.... пятикамерный ЖРД
замкнутого цикла
- время работы двигателя, с.............75
-масса ступени, т............................22,3
Вторая ступень:
- диаметр, м........................................... 1,9
-тип двигателя....однокамерный ЖРД
замкнутого цикла
- разработчик двигателя............КБХМ
-время работы двигателя, с.............95
Третья ступень:
-диаметр, м........................................... 1,9
-тип двигателя....однокамерный ЖРД замкнутого цикла
- разработчик двигателя............КБХМ
- время работы двигателя, с............88
Четвертая ступень:
-тип двигателя............. ЖРД с вытес-
нительной системой подачи топлива
- разработчик двигателя............КБХМ