И ОПЯТЬ ПРО "БУЛАВУ"

[Дмитрий В.]

Виктор Зотов пишет:

Дмитрий В. пишет:
Интересно, что значит "кинетическое трение"? Есть вязкое трение. при котором происходит конвективный теплообмен. Он вносит основной вклад (до 90% и более) в нагрев тела, движущегося в атмосфере со скоростями до 1-й космической (и того же порядка). По мере роста скорости (до величин порядка 2-й КС и выше), растущую (а затем и преобладающую) роль играет радиационный теплообмен - плазма передает тепло телу за счет инфракрасного излучения.

А за счёт чего плазма образуется?

Из-за сжатия в скачке уплотнения.

[mahor11]

Нет. Кинетический нагрев это одно а трение в пограничном слое это другое.

Вот потому у Вас ракеты и не летают. И комплексы Вы сдаёте по  15-20 лет....

[mahor11]

Американские военно-воздушные силы, компания «Дженерал Электрик», а в дальнейшем Ливерморская лаборатория Калифорнийского университета осуществили ряд исследований, подтвердивших возможность создания ядерного реактора для использования в реактивном двигателе.








Результатом данных исследований стало решение о создании сверхзвуковой низковысотной крылатой ракеты SLAM (Supersonic Low-Altitude Missile). Новая ракета должна была использовать ядерный прямоточный воздушно-реактивный двигатель.

Проект, целью которого стал реактор для этого оружия, получил кодовое имя «Плутон», которое стало обозначением и самой ракеты.

Свое имя проект получил в честь древнеримского повелителя загробного мира Плутона. По-видимому, этот мрачный персонаж послужил вдохновителем для создателей ракеты, имеющей размеры локомотива, которая должна была лететь на уровне деревьев, сбрасывая водородные бомбы на города. Создатели «Плутона» считали, что одна только ударная волна, возникающая за ракетой, способна убивать людей, находящихся на земле. Другим смертоносным атрибутом нового смертоносного оружия был радиоактивный выхлоп. Словно было мало того, что незащищенный реактор был источником нейтронного и гамма излучения, ядерный двигатель выбрасывал бы остатки ядерного топлива, загрязняя территорию на пути ракеты.

Что касается планера, то его для SLAM не спроектировали. Планер должен был обеспечить на уровне моря скорость Мах 3. При этом нагрев обшивки от трения о воздух мог составлять до 540 градусов Цельсия. В то время аэродинамику для подобных режимов полета исследовали мало, однако было проведено большое количество исследований, включая 1600 часов продувок в аэродинамических трубах. В качестве оптимальной выбрали аэродинамическую схему «утка». Предполагалось, что именно эта схема обеспечит для заданных режимов полета требуемые характеристики. По результатам этих продувок классический воздухозаборник с устройством конического течения заменили на входное устройство двумерного течения. Оно лучше работало в более широком диапазоне углов рысканья и тангажа, а также давало возможность снизить потери давления.

Также провели обширную материаловедческую исследовательскую программу. В результате была изготовлена секция фюзеляжа из стали Рене 41. Данная сталь — высокотемпературный сплав с высоким содержанием никеля. Толщина обшивки равнялась 25 миллиметрам. Секцию испытали в печи, чтобы изучить воздействия высоких температур, вызванных кинетическим нагревом, на летательный аппарат.

Передние секции фюзеляжа предполагалось обработать тонким слоем золота, которые должно было рассеивать тепло от конструкции, нагретой радиоактивным излучением.

Кроме этого, построили модель носа, воздушного канала ракеты и воздухозаборника, выполненные в масштабе 1/3. Данную модель также тщательно испытали в аэродинамической трубе.

Создали эскизный проект расположения аппаратных средств и оборудования, включая боекомплект, состоящий из водородных бомб.

Сейчас «Плутон» — анахронизм, всеми забытый персонаж из более ранней, однако не более невинной эры. Однако для того времени «Плутон» являлся самым непреодолимо привлекательным среди революционных технологических новшеств. «Плутон», так же как и водородные бомбы, нести которые он был должен, в технологическом смысле являлся крайне привлекательным для многих инженеров и ученых, которые работали над ним.

Американские ВВС и Комиссия по атомной энергии 1 января 1957 г. выбрали Ливерморскую национальную лабораторию (холмы Беркли, Калифорния) в качестве ответственного за «Плутон».

Поскольку недавно Конгресс передал совместный проект по ракете с ядерным двигателем национальной лаборатории в Лос-Аламосе (шт. Нью-Мексико) — сопернику Ливерморской лаборатории, — назначение для последней стало хорошей новостью.

источник :http://zagopod.com/blog/43211382275/«Pluton»-–-yadernoe-serdtse-dlya-sverhzvukovoy-nizkovyisotnoy-kr

[G.K.]

m-s Gelezniak пишет:

Дмитрий В. пишет:

m-s Gelezniak

пишет: Продположим что есть.

Удар с Марса? Или с Юпитера?

Нет, но такое может быть.  

Извините, что вторгаюсь в эту прекрасный спор, но ЕМНИП есть два момента:
1. Основной вклад в КВО дает именно проход атмосферы, в силу некоторых эффектов( неоднородность обгара ТЗП, например). Чем больше скорость- тем больше эти проблемы.
2. Я не вспомню где именно я это слышал, но для ББ есть некоторая характеристика типа "угол входа в в атмосферу/скорость входа". И чем быстрее ББ входит- тем более жесткий режим по теплу, нужна более крутая ТЗП и более крутая траектория что бы не сгореть.

И я ещё добавлю- (хотя я тут не уверен на 100%) вроде ни один возвращаемый аппарат не входил со второй космической за один нырок в атмосферу- а там " всего" вторая космическая. А у вас тут 20 км/с.

[G.K.]

Хотя, возможно это и сработает, типа "теплозащита временем"-содержимое блока не успеет разогреться до критической температуры до подрыва. На "бровях", но может и сработать. Но надо считать, плюс проблемы с точностью и определением высоты для подрыва из-за плазменного облака.

[Дмитрий В.]

Александр Хороших пишет:
В уточнение. Конечно, трение будет. Будет и лучистый перенос. Важен именно процентный вклад каждого процесса. В данном случае определяющим будет вклад сжатия и соответствующего ему нагрева набегающего потока.

А вот это большой вопрос. В принципе, из-за большого угла входа и малого баллистического коэффициента спуск происходит в очень жестких условиях (прохождение зоны максимального нагрева с бОльшими скоростями, чем при возвращении с орбиты или даже от Луны), поэтому доля лучистого теплового потока может быть высокой. Вопрос действительно, именно в том, какая доля в теплопритоке приходится на него: 10, 30 или 50%.

[mahor11]

Помимо использования средств РЭБ, активных и пассивных (шумовые и ответные радиопомехи, сброс дипольных отражателей и ловушек, постановка ложных целей), наиболее эффективным средством выведения из строя зенитных средств становилось их огневое подавление. Применение обычных средств поражения (бомб, НАР и пушек) превращало ситуацию в дуэльную, причем преим
ущество оставалось за ЗРК с большей дальностью стрельбы. Однако, использование в комплексах ПВО радиолокационных систем обнаружения и наведения несколько облегчало задачу противоборства, ведь уязвимым местом РАС является возможность обнаружения ее работы и пеленгации источника излучения.
Радикальным средством должно было стать вооружение ударных групп самолетов управляемыми ракетами с противорадиолокационными ГСН (тем более, что Дальняя Авиация такие ракеты уже имела). Соответствующее правительственное задание было выдано Постановлением ЦК КПСС и Совмина от 10 января 1963 года. Авиационный ракетный комплекс К-28П (П - пассивный, от способа наведения) получил свое наименование по типу носителя - фронтового бомбардировщика Як-28, как и его ракетная составляющая Х-28. Созданием ракеты занялся филиал ОКБ-2-155 в Дубне (позднее МКБ «Радуга») под руководством А.Я. Березняка, использовавший при ее разработке опыт конструирования крылатых ракет большей дальности. Х-28 имела традиционное для этого КБ сочетание ракетных и самолетных технологий: стрингерный фюзеляж, множество эксплуатационных и технологических разъемов и лючков, литое многолонжеронное крыло и крестообразное оперение. По номенклатуре КБ-28 именовалась Д8 (изделие 93).
ГСН ПРГ-28 для ракеты разработали в Омском ЦКБ-111 (позднее НПО «Автоматика») под руководством А.С. Кирчука. Она обеспечивала пеленгационное наведение в частотных диапазонах А, В и С, охватывая практически все существовавшие и перспективные РАС ПВО вероятного противника.
Поначалу Х-28 планировали оснастить твердотопливным двигателем, удобным в эксплуатации и хранении изделия, но в конце 1964 года заказчик потребовал использования ЖРД, обеспечивавшего большую дальность (до 120 км), соответствующую требованиям применения вне зоны поражения ПВО (имелись в виду ЗРК «Найк-Геркулес»). Предполагалось, что при подавлении ПВО применяться она будет с безопасных дистанций, а высокая скорость повысит живучесть ракеты.
Был использован двигатель Р-253-300 конструкции ОКБ-300, уже отработанный дубнин-цами на крылатой ракете КСР-5 для самолетов ДА. Конструкция самой Х-28 также приобрела типовой для изделий фирмы вид: несущее крыло, фюзеляж - стальная «бочка» с баками горючего и окислителя с турбонасосным агрегатом и системой наддува баков, пристыкованная спереди БЧ, отсек ГСН и хвостовой отсек с аппаратурой управления и ЖРД
Аналогичным было и управление: автопилот АПР-28, электрогидравлический исполнительный механизм ЭГС-40Л, питающий рулевые приводы, подачу электропитания на него и бортовые системы обеспечивала топливно-воздушная система с преобразователем тока. Управление также осуществлялось «по самолетному»: по курсу - с помощью поворотного верхнего киля, по тангажу и крену - дифференциальным стабилизатором (в техописании изделия, «выполненного по нормальной схеме», оговаривалось и отличие - «крыло без механизации»).
Кинетический нагрев в полете с высокими скоростями (до М = 3) заставил установить на передних кромках крыла и оперения накладки из жаропрочного пресс-материала. Сама конструкция выполнялась преимущественно из теплостойких материалов - сталей ЗОХГСА, ЭИ-65И и специального дюраля Д19. Объемистый носовой обтекатель размером 1250x300 мм изготовлялся из стеклотекстолита по специальным технологиям, сочетающим высокую радиопрозрачность с требуемой прочностью и теплостойкостью. Тем не менее для обеспечения заданной работоспособности первые серии Х-28 приходилось комплектовать тремя разными конусами, рассчитанными на определенный диапазон волн. Позже удалось добиться «просветления» обтекателей и требуемой радиопрозрачности во всем требуемом спектре частот. Особенностью ракеты стала возможность установки на ней сменной БЧ, в том числе и ядерной (Х-28 должна была «взламывать» ПВО противника, расчищая путь группам ударных самолетов). Обычная фугасная БЧ массой 155 кг несла 74 кг ВВ и оснащалась неконтактным оптическим взрывателем РОВ-5, срабатывавшем при пролете в 5 м от цели. На случай прямого попадания и для самоликвидации при промахе имелся и контактный взрыватель.
источник : 
http://www.tinlib.ru/tehnicheskie_nauki/sovetskie_aviacionnye_rakety_vozduh_zemlja/p5.php

[mahor11]

Изобретение относится к методам и средствам защиты от систем противокосмической обороны, оснащенных преимущественно инфракрасными системами обнаружения и наведения. Оно может быть использовано для защиты отделяемых ступеней баллистических ракет, искусственных спутников Земли, спускаемых космических аппаратов. Способ предусматривает использование набора теплоизолированных друг от друга экранов, охлаждаемых до различных температур. Эти экраны последовательно сбрасывают так, чтобы обеспечить минимальный тепловой контраст как по отношению к фону окружающей среды, так и к подстилающей поверхности на разных участках траектории полета. Последний экран сбрасывают после входа космического объекта в плотные слои атмосферы, по исчезновении плазменного свечения от его поверхности. Техническим результатом изобретения является повышение надежности защиты космического объекта на всей траектории его полета и расширение области возможного применения. 1 ил.


 
Изобретение относится к способам защиты космических летательных аппаратов от средств противоракетной обороны, содержащих инфракрасные (ИК) системы обнаружения, сопровождения и наведения. Оно может использоваться для защиты многоразовых космических кораблей, отделяемых ступеней баллистических ракет, искусственных спутников на стадии их выведения или коррекции орбит, спускаемых космических аппаратов. Известен способ защиты космических объектов (КО) от средств ИК обнаружения, связанный с охлаждением до криогенных температур внешней поверхности КО [US 4986495].
Недостатками указанного способа являются:
- высокая сложность обеспечения охлаждения до криогенных температур;
- понижение температуры поверхности возможно не для всех КО ввиду возникновения термоупругих напряжений поверхности, приводящих к падению их прочностных характеристик, способных спровоцировать преждевременное разрушение КО при входе в плотные слои атмосферы.
Известен также способ защиты КО от систем ИК наведения, рассмотренный в [2], в котором предлагают размещать головную часть внутри алюминиевого кожуха с двойными стенками, зазор между которыми заполнен жидким азотом. Для уменьшения величины отраженного кожухом теплового излучения, создаваемого Землей, предлагают придавать его поверхности соответствующее оптическое качество и использовать благоприятную ориентацию КО. Недостатком указанного способа является невозможность изменения температуры кожуха при изменении температуры окружающего фона, в результате чего снижается его маскирующее свойство.
Наиболее близким по технической сущности к предлагаемому является способ, основанный на охлаждении защитного экрана, располагаемого вокруг КО, причем в качестве защитного экрана используют внешний слой корпуса КО [3]. Охлаждение экрана осуществляют путем подачи в зазор между оболочкой обтекателя с внутренним слоем теплоизолятора, под которым устанавливают КО на ракете-носителе, и внешним слоем корпуса КО паров кипящего жидкого азота с температурой 77К непосредственно перед стартом ракеты. Защитный эффект заключается в том, что после сбрасывания обтекателя и движении КО по баллистической траектории в ближнем космосе, температура КО близка к температуре окружающего фона (100-120К). Вследствие низкой тепловой контрастности снижается эффективность использования ИК систем обнаружения и наведения средств поражения противокосмической обороны.
Недостатками наиболее близкого технического решения являются:
- охлаждение внешнего слоя корпуса в некоторых случаях невозможно из-за технических условий эксплуатации аппаратуры и оборудования КО;
- использование единственного охлажденного экрана только с одной фиксированной температурой не обеспечивает надежной защиты на всей траектории полета, т.к., во-первых, в процессе полета происходит эффективный нагрев экрана солнечным излучением, а также собственными тепловыми потоками от более нагретой массивной части КО. Кроме того, определенный вклад в нагрев вносит трение при соприкосновении с атмосферными газами даже при условии их достаточной разреженности; во-вторых, тепловой контраст КО с окружающим фоном различен для разных участков траектории движения как из-за изменения температуры фона, так и из-за изменяющихся условий наблюдения за КО. Так, один и тот же КО на различных участках траектории могут наблюдать с помощью аппаратов, находящихся на более высоких орбитах, и тогда фоном будет служить подстилающая поверхность Земли с температурой порядка 300К, а на других участках - в направлении, параллельном поверхности Земли, и тогда температура фона составит 80-120К. Возможны также и другие варианты;
- использование в качестве защитного экрана внешнего корпуса КО не обеспечивает его защиту на конечном участке траектории движения, когда в плотных слоях атмосферы на поверхности возникает плазменный слой, являющийся демаскирующим фактором с широким спектром электромагнитного излучения.
Целью настоящего изобретения является устранение недостатков прототипа и расширение области применения.
Указанную цель достигают путем создания вокруг защищаемого КО системы экранов, охлажденных до различных температур, которые обеспечивают на различных участках траектории полета минимальную разность температур между КО и фоном окружающей среды или фоном подстилающей поверхности. Защитные экраны размещают под обтекателем и разделяют между собой и КО теплоизолирующими прокладками, что позволяет им сохранять заданные и различающиеся между собой температуры в течение промежутка времени, сопоставимого по длительности со временем полета. Охлаждение экранов осуществляют непосредственно перед стартом подачей паров жидкого азота при температуре около 77К в зазоры между обтекателем и экранами, либо использованием для этих целей непосредственно жидкого азота или какой-либо иной криогенной жидкости. При этом температуру экранов регулируют либо продолжительностью охлаждения в различных зазорах, либо изменением в них давления паров азота. Количество защитных экранов устанавливают исходя из компромисса между ограничением на забрасываемую массу и количеством участков траектории, на которых происходит резкое изменение теплового контраста из-за изменения фона, на котором наблюдают КО. Защитные экраны последовательно сбрасывают с помощью средств пироавтоматики или другим способом таким образом, чтобы на соответствующих участках баллистической траектории КО был обеспечен минимальный тепловой контраст. Температуру экранов устанавливают исходя из этих же требований.
Последний экран сохраняют до входа КО в плотные слои атмосферы на заключительном участке траектории. Именно на этом экране возникнет плазменный слой, который является источником излучения в широком диапазоне шкалы электромагнитных волн. Данный экран полностью сгорает за непродолжительный промежуток времени, после чего плазменное свечение уже не возникает, т.к. к этому моменту скорость падает до уровня, когда контакт поверхности КО с атмосферными газами не приводит к возникновению плазмы, а температура поверхности КО низка благодаря использованию защитных экранов. В случае стойкого к температурному воздействию экрана его сбрасывают в атмосфере после того, как угроза возникновения плазменного свечения от собственной поверхности КО исчезает. При этом светящийся экран представляет собой дополнительную ложную цель. Благодаря этому последний экран осуществляет защиту от средств оптической разведки на заключительном участке траектории полета КО после вхождения в плотные слои атмосферы.
Таким образом предлагаемый способ устраняет недостатки аналогов и прототипа и создает качество, им не доступное.
Проведенный заявителем анализ уровня развития техники, включая поиск по патентным и научно-техническим источникам информации и выявление источников, содержащих сведения об аналогах заявленного технического решения, не обнаружил источников, характеризующихся признаками, тождественными или идентичными всем существенным признакам заявленного способа. Выделение из перечня выявленных аналогов прототипа, как наиболее близкого по совокупности признаков аналога, позволило установить ряд существенных по отношению к предлагаемому заявителем техническому решению отличительных признаков способа защиты космических объектов, приведенных в формуле изобретения. Следовательно, заявленный способ соответствует критерию "новизна".
Проведенный заявителем дополнительный поиск не выявил известные решения, содержащие признаки, совпадающие с отличительными от прототипа признаками заявленного способа. Следовательно, для специалиста заявленное техническое решение не вытекает явным образом из известных образцов техники, т.к. существенные признаки патентуемого решения не возникают в результате преобразования известных устройств. Заявленное техническое решение не основано также на изменении количественного признака (признаков), представлении таких признаков во взаимосвязи, либо изменении вида известных аналогов и прототипа. Следовательно, заявленный способ соответствует критерию "изобретательский уровень".
На чертеже показан пример реализации предлагаемого способа. Защищаемый космический объект 1 размещают на последней ступени ракеты-носителя 2. Поверх КО располагают обтекатель 3, под которым размещают последовательность защитных экранов 4 в количестве 1...n. Защитные экраны разделяют между собой теплоизолирующими прокладками 5. Конструкцию и материал экранов выбирают для решения конкретной задачи, в частности, один из экранов может быть изготовлен пустотелым с двойной стенкой для заполнения жидким азотом с температурой кипения 77К или иной подходящей криогенной жидкостью. Экраны в процессе полета отделяют последовательно с помощью средств пироавтоматики (на чертеже не показаны). Температуру экранов устанавливают путем подачи паров кипящего жидкого азота в зазоры между экранами (средства подачи паров на чертеже не приведены), они могут быть размещены, например, на второй ступени ракеты-носителя.
Предлагаемый способ защиты космических объектов может быть реализован следующим образом. Космический объект 1, например, головная часть ракеты или отделяемый от нее блок размещены на последней ступени ракеты-носителя 2 под поверхностью обтекателя 3. В зазоре между 1 и 3 размещают набор из нескольких защитных экранов 4, разделенных теплоизолирующими прокладками 5. Охлаждение экранов осуществляют через зазоры между ними с помощью паров жидкого азота (кипение жидкого азота при атмосферном давлении происходит при 77К). Средства подачи паров (на чертеже не показаны) могут быть размещены, например, на последней ступени ракеты-носителя 2. Температура охлажденного экрана определяется временем охлаждения и давлением паров. С учетом теплопотерь эта температура может составлять 100К, при необходимости получения более глубокого охлаждения экран может быть изготовлен в виде пустотелой полости с двойными стенками, между которыми заливают жидкий азот. При таком способе охлаждения температура поверхности экрана может составлять 80-85К. При использовании других криогенных жидкостей температура поверхности экрана может быть дополнительно понижена.
При выходе из плотных слоев атмосферы, после того как отработают двигательные установки и сбрасывается обтекатель головной части, основным демаскирующим КО фактором является собственное тепловое излучение головной части, которая сильно нагревается при контакте с атмосферными газами. Тепловой фон окружающей среды на различных участках траектории (верхние слои атмосферы и ближний космос) характеризуется температурой, которая изменяется в пределах 80-120К. В этих условиях тепловой контраст между КО и фоном достигает сотен Кельвинов, что в совокупности с характерной скоростью движения, делает его хорошо различимым для систем обнаружения и наведения, использующих фотоприемники для регистрации инфракрасного излучения в диапазонах 5-7 и 8-12 мкм. После отделения обтекателя температура КО по заявляемому способу падает до температуры фона, что снижает эффективность его обнаружение в ИК-диапазоне системами, осуществляющими наблюдение на этом фоне. Если через некоторое время (на последующем участке траектории полета) становится актуальным наблюдение КО на фоне подстилающей поверхности (земная поверхность, поверхность мирового океана и т.д.) с температурой порядка 300К, то с помощью систем пироавтоматики первый экран сбрасывают и обнажают следующий, температуру которого заранее устанавливают близкой новому состоянию фона. Число защитных экранов определяет возможность повторения приема при дальнейших изменениях соотношения температура фона - температура КО. Температуры экранов определяют заранее при планировании траектории движения КО.
Последний экран сгорает после входа КО в плотные слои атмосферы и образования на нем плазменного свечения таким образом, что после этого из-за потери скорости свечение не возникает на собственной поверхности защищаемого КО. Расчет характеристик такого экрана - задача инженерная и может быть выполнена на основании оценок скорости движения КО в плотных слоях атмосферы, поэтому здесь не рассматривается. В качестве возможного варианта может быть рассмотрена конструкция не разрушаемого экрана, который сбрасывают после падения скорости движения до уровня, не связанного с образованием плазменного слоя.
Таким образом, предложенный способ обладает более широкой областью применения, т.к. позволяет обеспечить защиту не только при полете в свободном космическом пространстве, но и при входе в плотные слои атмосферы.
ЛИТЕРАТУРА
1. Патент US 4986495 А, 22.01.1991 г.


http://www.findpatent.ru/patent/236/2366594.html
© FindPatent.ru - патентный поиск, 2012-2016

[m-s Gelezniak]

G.K. пишет:

m-s Gelezniak

пишет:

Дмитрий В. пишет:

m-s Gelezniak

пишет: Продположим что есть.

Удар с Марса? Или с Юпитера?

Нет, но такое может быть.

Извините, что вторгаюсь в эту прекрасный спор, но ЕМНИП есть два момента:
1. Основной вклад в КВО дает именно проход атмосферы, в силу некоторых эффектов( неоднородность обгара ТЗП, например). Чем больше скорость- тем больше эти проблемы.
2. Я не вспомню где именно я это слышал, но для ББ есть некоторая характеристика типа "угол входа в в атмосферу/скорость входа". И чем быстрее ББ входит- тем более жесткий режим по теплу, нужна более крутая ТЗП и более крутая траектория что бы не сгореть.

И я ещё добавлю- (хотя я тут не уверен на 100%) вроде ни один возвращаемый аппарат не входил со второй космической за один нырок в атмосферу- а там " всего" вторая космическая. А у вас тут 20 км/с.

Пройти атмосферу можно по разному. См тунгусский метеорит и недавнее.

[m-s Gelezniak]

Кстати на этих скоростях после скачка будет почти вакуум... .

[C-300]

Дмитрий В. пишет:
Вопрос действительно, именно в том, какая доля в теплопритоке приходится на него: 10, 30 или 50%.

Что-то мне подсказывает, что небольшая. В ЖРД в КС при давлениях в десятки атмосфер лучистый поток даёт где-то 10...30% от всего теплового потока в стенку. 
ББ обтекает поток с меньшим давлением, а значит, меньшей концентрацией частиц.
Конечно, есть участки, где поток сильно "жжётся", но это в верхних слоях атмосферы, где давление весьма мало. И четвёртая степень температуры тут ИМХО не поможет.
Но это всё конечно чисто умозрительные рассуждения

[АниКей]

Ракетно-ядерный щит России трещит из-за "Булавы"  
 

Стратегический Тихоокеанский флот превращается в хромую утку

Переход на Тихоокеанский флот (ТОФ) нового ракетного подводного крейсера стратегического назначения (РПКСН) «Владимир Мономах» вновь отложен до конца года. Причина – в неспособности главного оружия крейсера, ракеты «Булава», гарантированно поразить цель.

Делают ракету там же, где «Тополя» и «Ярсы». К ним претензий нет. Значит, проблема не в производстве, на что ссылается разработчик – Московский институт теплотехники (МИТ), а в конструктивных недостатках самого оружия. Для сухопутных ракет используется транспортно-пусковой контейнер (ТПК). В нем ракета едет к месту старта, из него она стартует. Морские ракеты загружались в шахту подводной лодки без ТПК, его роль играла шахта. Так было до тех пор, пока не появилась «Булава». Для нее реализовали особую схему: в шахту начали грузить ракету, находящуюся в ТПК. Трудно найти логичное объяснение такому решению.

Чтобы не терять слишком много в диаметре ракеты, разработчик предусмотрел зазор между внутренней стенкой контейнера и ракетой в несколько раз меньше зазора между внутренней стенкой шахты и ракетой. У американцев, например, зазор между контейнером и ракетой меньше 20 мм. У нас и у американцев этот зазор определяется размещением горизонтальной амортизации, необходимой для обеспечения сохранности ракеты при подводных взрывах на безопасном для лодки расстоянии. Для «Булавы» эта задача решается амортизацией, размещенной в зазоре между транспортно-пусковым контейнером и шахтой. Поэтому зазор между ракетой и контейнером действительно может быть меньше. Но он должен быть достаточным для погрузки ракеты в транспортно-пусковой контейнер и для безопасного старта ракеты. Вот здесь и возникают вопросы.

При изготовлении рабочего чертежа конструктор указывает не только какой-либо линейный размер детали, но и допуск на этот размер (плюс/минус). Допуски определяются в основном точностными характеристиками заводских станков, прессов и другого оборудования. По этой причине они никогда не бывают нулевыми. Контролируются эти размеры контрольными приспособлениями. Если размер в допуске, то деталь проходит контроль. Здесь же надо отметить, что контрольные приспособления сами имеют погрешности.

Намного сложнее с определением размеров сборочных единиц. Их размеры и допуски на эти размеры определяются расчетами по сложным методикам размерных цепочек и уже являются вероятностными величинами. Как это влияет на внутренний диаметр транспортно-пускового контейнера и наружный диаметр ракеты? Контейнер изготавливается на гибочном стане с последующей сваркой по продольному шву. Оболочка ступени ракеты – это мотаный кокон, который какой-либо механической обработке по наружному диаметру не подвергается. Понятно, что с учетом таких технологий производства допуски на эти диаметры будут далеки от нулевых. И их тяжело контролировать, учитывая длину контейнера и ракеты. Плюс к этому неизбежны искривления контейнера и ракеты как по длине, так и по окружности. Кроме того, имеют место быть неперпендикулярность стыковочных поверхностей ступеней к теоретической оси ракеты и температурные изменения размерных параметров ракеты и транспортно-пускового контейнера из-за перепада температуры в шахте подводной лодки.

Таким образом, ракета представляет собой членисто-составной объект с отклонением по всем оговоренным выше измерениям, который размещается и стартует из транспортно-пускового контейнера, тоже не являющегося идеальным цилиндром. При этом большинство из значимых размеров не поддаются прямым измерениям, а являются расчетными и вероятностными.

Единственным, по существу, критерием совместимости ракеты и контейнера является факт: «залезла» ракета в ТПК или нет... Но затягивается ракета в контейнер с малыми скоростями. Ракета, не являясь абсолютно жестким объектом, «приспосабливается» к контейнеру без больших поперечных перегрузок. Иное дело старт. В этом случае скорость движения ракеты в контейнере весьма высокая, и все изгибы ракеты сопровождаются высокими поперечными перегрузками. При этом они не постоянны по длине ракеты и увеличиваются на тех участках, где возрастает степень деформации. Если на каких-то участках поперечная перегрузка превосходит допустимую, отдельные узлы ракеты, расположенные на этих участках, имеют право выйти из строя.

Таким образом, в этой модели можно объяснить, почему отказы случаются в различных узлах ракеты «Булава» и практически не повторяются. Но иногда ракета летит. Очевидно, что в этом случае выбранный зазор между транспортно-пусковым контейнером и ракетой оказался соизмерим с технологическими допусками.

Как все это можно «лечить»? Самое правильное – выбросить транспортно-пусковой контейнер из шахты и начать проектирование ракеты с нуля. В этом случае придем к проекту «Булава-45», предложенному в начале 2000-х годов. Если контейнер оставлять, то надо увеличивать зазор за счет уменьшения диаметра ракеты. Но и в этом случае проектировать ракету надо с нуля. Можно также рассмотреть варианты с увеличением диаметра ракетных шахт, но как быть с уже изготовленными подводными лодками? Потребуется также перепроектировать транспортно-пусковой контейнер и отработать способ старта.

МИТ, не признавая своей ошибки в проектировании, тем не менее должен не повторить ее в «Булаве-М», разработка которой уже ведется. Видимо, в связи с предстоящими переделками ракеты решено продолжить службу минимум до 2020 года тяжелого подводного ракетоносца «Дмитрий Донской», который используется в качестве испытательной платформы. Об этом ТАСС сообщил источник в российском оборонно-промышленном комплексе. Можно предположить, что и новую ракету раньше ждать не приходится. А до этого срока стратегическая составляющая ТОФ, у которого все надежды были на РПКСН проектов 995 и 995А, превращается в «хромую утку». Ведь никто не гарантирует, что «Булава» сможет долететь до назначенной цели.

От редакции "НВО"
    Независимое военное обозрение , (01.07.2016)

[ZOOR]

Сколько много букв для объяснения факта, что нужна технологическая революция в процессе впихивания невпихуемого

А конструкторские решения обсуждать - неблагодарное дело. Снаружи никогда не увидеть всех факторов, приведших к такому выбору.

[Блудный]

"НВО" пишет:

Таким образом, ракета представляет собой членисто-составной объект

Чего только не прочитаешь. Фрейд обзавидуется.

[Наперстянка]

ZOOR пишет:
Сколько много букв для объяснения факта, что нужна технологическая революция в процессе впихивания невпихуемого

  Никакой революции тут не требуется, надо просто подогреть контейнер и уширить его диаметр до требуемой величины. Тут просто амортизация контейнера будет пожестче за счет некоторого укорочения пружинящей детали (резиновой прокладки и проч.). Ну там еще можно сварганить стеклянное покрытие стенки контейнера, смачивание водой, если такого нет.

[napalm]

Цветисто  

АниКей пишет:
Для нее реализовали особую схему: в шахту начали грузить ракету, находящуюся в ТПК. Трудно найти логичное объяснение такому решению.

А если подумать?

[mahor11]

Никакой революции тут не требуется, надо просто подогреть контейнер и уширить его диаметр до требуемой величины. Тут просто амортизация контейнера будет пожестче за счет некоторого укорочения пружинящей детали (резиновой прокладки и проч.). Ну там еще можно сварганить стеклянное покрытие стенки контейнера, смачивание водой, если такого нет.

На ТПК снаружи установлены пояса резино-металлических амортизаторов  для компенсации поперечной и продольной качки лодки. С ними как быть? В Тополе  ракета приподнимается перед стартом. А как у Булавы? Но все проблемы от режима старта. Скорее всего стремление получить меньший вес привело к малому запасу по прочности и большим ударным нагрузкам, из-за которых летит электроника...

[Плейшнер]

Такое впечатление, что статья провалялась в столе лет 6, а теперь ее "вдруг" нашли.
С 2010 года Булава летает неплохо, из 13 пусков Булавы, неудачный один в 2013.

[Наперстянка]

mahor11 пишет:

Никакой революции тут не требуется, надо просто подогреть контейнер и уширить его диаметр до требуемой величины. Тут просто амортизация контейнера будет пожестче за счет некоторого укорочения пружинящей детали (резиновой прокладки и проч.). Ну там еще можно сварганить стеклянное покрытие стенки контейнера, смачивание водой, если такого нет.

На ТПК снаружи установлены пояса резино-металлических амортизаторов для компенсации поперечной и продольной качки лодки. С ними как быть? В Тополе ракета приподнимается перед стартом. А как у Булавы? Но все проблемы от режима старта. Скорее всего стремление получить меньший вес привело к малому запасу по прочности и большим ударным нагрузкам, из-за которых летит электроника...

   А разве технически всю лодку нельзя секунду продержать в мертвом состоянии? Все равно при перспективном одновременном запуске десятка ракет требуется неподвижность всей лодки, а при большом шторме пояса амортизаторов качку тоже не осилят, а значит на пирсе лодку надо приковывать подпорками или стрелять с с глубины, где во время прохождения ракеты через морскую воду никакой компенсации качки быть не может.

[ОАЯ]

Если делать под, даже едва заметный, конус, то проблем не будет. Обычный прием в слесарной обработке при посадке штифта.