Air platform and Missile integration challenge for Launch on Demand

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1 initiative Air platform and Missile integration challenge for Launch on Demand Ref.: proposal- Page of NOV 10

2 Sommario Panoramica sulle soluzioni correnti dell aviolancio dei micro satelliti Architettura comune per duplice utilizzo () Architettura missile: Lanciatore di micro satelliti Vettore missile ipersonico Integrazione su piattaforma di lancio I profili di missione Performance attese Lanciatore di micro satelliti e esempio di missione Vettore missile ipersonico Ref.: Proposal- Page of 16

3 Panoramica sulle soluzioni correnti dell aviolancio dei micro satelliti Pegasus: posto sul basso della fusioliera di un Lockheed L1011 modificato (o l ala di un B-52). Il lanciatore necessita di un ampia ala per limitare le perdite alla separazione durante il distaccamento dall aereo e per controllare il primo stadio. E composto di 3 stadi a propulsione solida classica ed eventualmente uno stadio di spinta (HAPS) per correggere le dispersioni all ingresso in orbita. La massa totale è di 23 tonnellate, performance 400 kg LEO (200 kg in SSO) Quickreach (progetto): Il lanciatore è posizionato nella stiva di un C-17 Globstar. Richiede una doppia rotaia nell aereo fatta di vagoni di gomma gonfiati. Un paracadute LV è usato per semplificarne l uscita e la stabilizzazione. I primi secondi dopo l accensione sono particolarrmente difficili a causa del controllo con angolo di attacco superiore a 90. La configurazione ha 2 stadi con una propulsione basata su Lox/Propano. Massa totale 40 ton. Performance 450 kg LEO. Ishim (project): Un micro lanciatore posto sotto la fusoliera di un Mig-31, che si separa oltre i mach 2, a 20 km di quota e con minimo angolo di salita. Massa del lanciatore < 10 ton, Performance di circa 250 kg LEO. Ref.: Proposal- Page of 16

4 Panoramica sulle soluzioni correnti dell aviolancio dei micro satelliti: Concetti in studio TELEMAQUE Vantaggi: notevole dimensione del LV Svantaggi: difficoltosa fase di separazione. DEDALUS Sfrutta l originale concetto di utilizzare un UAV per trasportare il LV. Vantaggi: architettura (2 corpi) dell UAV permettono la facile integrazione del LV. Svantaggi: architettura complessa dell UAV HORVS L A400M presenta caratteristiche interessanti per un sistema aereo. Ha una stiva (simile al C-17) con un ampia apertura che permette di trasportare e rilasciare un LV grande. Svantaggi: condizione iniziale del LV degradatata a causa del metodo di rilascio. Airborne Micro Launcher Vantaggi: Massimizza lo sfruttamento dell aviolancio grazie alle capacità cinematiche della piattaforma aerea. (ottimizzazione della cinematica alla separazione altezza, velocità ed angolo di volo) Svantaggi: Limitata massa del LV, Ref.: Proposal- Page of 16

5 Panoramica sulle soluzioni correnti dell aviolancio dei micro satelliti: Concetto in studio sopra la piattaforma Il LV è posizionato sopra un aereo da trasporto civile La separazione è garantita dalla differenza di portanza tra LV e piattaforma Tale separazione è già stata dimostrata (US Space Shuttle) e molti concetti simili già esistono (Boeing Air launch, Dassault Vehra, ecc...). Ref.: Proposal- Page of 16

6 Architettura comune per uso duale MBDA (in cooperazione con ALENIA AERONATICA, UNIROMA, AVIO) nell ambito del concetto di lanciatori avio lanciati propone un missile modulare multi-ruolo (MultiRole Air Launch Missile: ). Il missile avrà un architettura comune da riusare sia per dispiegare micro satelliti on demand che per eseguire lancio di un missile ipersonico. Il missile proposto si compone di due tronconi: Il primo è comune tra le due configurazioni e costituisce il primo stadio di propulsione:composto da due motori gemelli a stato solido. Il secondo è dipendente dal ruolo (per lancio di micro satellite o per missile ipersonico): può ospitare sia i stadi rimanenti di un lanciatore per micro satelliti (con micro satellite incluso ) sia un missile a propulsione ipersonica. Ref.: Proposal- Page of 16

7 Architettura per in versione micorsatellite e in versione SCRAMJET per microsatellite Ref.: Proposal- Page of 16 Primo stadio Comunalità: Architettura avionica per Scramjey

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9 Utilizzo Trasporto Turbo Elica Per velivoli turbo-elica da trasporto (C-130 / C-27J) è previsto il trasporto all interno della fusoliera e l estrazione / lancio con paracadute L integrazione del missile con questi velivoli coinvolge alcune tematiche abbastanza inconsuete : ü Gestione del Lanciatore nella baia cargo ü Controllo delle traiettoria subito dopo l estrazione Le modalità di lancio del missile in scia al velivolo e vincolato al paracadute richiedono un approccio integrato per la messa a punto del sistema ü Gestibilità del rischio nella fase di lancio K /L ü Autonomia nazionale nel processo di clearance J (C-27J) L (C-130) Ref.: Proposal- Page of 16

10 Combat Jet e Turbo-elica a confronto Ref.: Proposal- Page of 16

11 Combat Jet: profilo di volo Ref.: Proposal- Page of 16

12 Combat Jet E Turbo Elica a confronto MISSIONE CORTO RAGGIO Tempo dal punto di lancio al punto di rilascio a 1000km Tornado: 1h,30 J C-27J : 2h,10 J C-130 : 2h J MISSIONE LUNGO RAGGIO Tempo dal punto di lancio al punto di rilascio a 3000km Tornado: con un rifornimento in volo in andata 4h K /L ( + 1rifornimento in volo in ritorno) C-27J : con un rifornimento in volo in ritorno 6h K C-130 : con un rifornimento in volo in ritorno 5h,30 K Ref.: Proposal- Page of 16

13 Le missioni Profilo di missioni sia per lanciare microsatelliti che per iniettare in regime ipersonico missile A/S con tecnologia SCRAMJET Ref.: Proposal- Page of 16

14 Prestazioni per missile scramjet Prof. Teofilatto Ref.: Proposal- Page of 16