goro

По ракете МИМ-104 "ЗРК Патриот" The MIM-104A missile is powered by a single Thiokol TX-486. Thiokol TX-486 Single-Thrust Motor Length: 3.2m Diameter: 0.41m Propellant: 1,115 lbs (506 kg) of HTPB-AP, with an ISP of 258. Thrust: 24,052 lbf (10,910 kgf) for 12 seconds Weight: 1,400 lbs (635 kg) Можно прямо забивать и смотреть как полетит. http://www.alternatewars.com/BBOW/Weapons/US_SAMs.htm _________ Тут ещё хорошо то, что дано , как удельный импульс топлива , так его масса и "средняя тяга". Можно ещё раз проверить ранее используемые методики расчётов: Когда известны только: масса топлива и его удельный импульс. Суммарный: 506*258 = 130548 кгс При огрублённом подсчёте, ака "идеальное, линейное выгорание", когда известен только средний импульс и время работы двигателя (как например с документом по Аим-9 ) : Суммарный всегда получается несколько выше, в данном случае: 10910 *12 = 130920 кгс Но в целом разница составляет где-то 1%. ___________ Увы, сплошная неизвестность :) Хотя по этому пункту, ИМХО - вряд ли бы заявляли как: "по некоторым типам целей дальность = " Если только это не наземная цель :)

Есть предложение оставлять в кг, а ЕД сами их переведут как им надо. Впрочем, если вы настаиваете :) Хоть и округление именно в меньшую сторону к 9,8. как раз приводит к некоторой недовыработке тяги и соответственно - незначительному недобору энергии и скорости. Вот ещё по энергетике этой ракеты: Что вполне соотносится с данными с сайта: "Корпорация Тактическое Ракетное Вооружение" Правда тут условия пуска неизвестны.

Именно что у Федосова: килограммах, а не граммах - СГС (сантиметр-грамм-секунда) Так же , иногда полезно читать свои же ссылки :) Величины многих единиц системы СГС (сантиметр-грамм-секунда) были признаны неудобными для практического использования, и вскоре она была заменена системой, основанной на метре, килограмме и секунде (МКС) МКС — система единиц измерения, в которой основными единицами являются метр, килограмм и секунда. С другими единицами измерения силы, килограмм связывают следующие выражения: Килограмм-сила (кгс или кГ) равна силе, сообщающей телу массой один килограмм ускорение 9,80665 м/с² (нормальное ускорение свободного падения, принятое 3-й Генеральной конференцией по мерам и весам, 1901) Килограмм-сила (кгс или кГ), называемая также килопондом (kp) — гравитационная метрическая единица силы, равная силе, которая действует на тело массой один килограмм в стандартном гравитационном поле. Поэтому по определению килограмм-сила равна 9,80665 Н Непонятно при чём здесь документ по Аим-7, где данные только в фунтах, по сути - те же килограммы в соотношении 1 фунт = 0,453 килограмма И опять же - весьма полезно изучать свои же ссылки, перед их публикацией :) "Размерность силы — LMT−2, единицей измерения в Международной системе единиц (СИ) является ньютон (N, Н), в системе СГС — дина." Как ни странно, именно так и делалось в КГ и все эти данные отображены в расчётах, в другие же единицы измерения - переводился лишь конечный результат. Можно вообще его оставлять в килограммах, в ЕД люди не без калькулятора, сами разберутся как их перевести :) Тут можно даже предположить, откуда у Федосова (точней тех кто набирал текст ) эта ошибка основанная на том, что, скорей всего - 350,4 , напечатано как 354. Как подсказал Чиж - В БП Су-27 указывается стартовая масса ракеты 350,4 кг, поэтому считаем 350. (с)

Какой туман. Расчёт специально был разжёван по полной, все вводные даны. Там же, вначале - даже было специально указано : "Международная система единиц, СИ: 1кг = 9,80665 Н" используемая в этом расчёте. И ее надо снова, при чётко указанных вводных - пересчитывать чужое - своим аршином, потом рассказать как всё не сходиться :) Ничего, что при оперировании десятками тысяч - могут быть значительные отличия :)

Что значит неправильно и у кого,так может получаться , если отправной точкой в расчёте я брал именно значение = 94 :) Это точно, поэтому не надо снова - со "своим аршином"перерасчётывать чужие данные, - умножать на 10 и т.д. Если что, Ньютон в СИ: 1кг = 9,80665 Н, а не 9,8, что при оперировании десятками тысяч - даёт значительные отличия. Не раз давали ссылки на конвертеры: http://www.translatorscafe.com/cafe/RU/units-converter/force/c/

Ещё один вариант, с распределением времени примерно как на АИМ-7. По умолчанию: 75000N*2 сек = 7647,87*2 = 15295,74 кгс 25000N*8 сек = 2549,29*8 = 20394,32 кгс Суммарный импульс: 15295,74+20394,32 = 35690 кгс При массе ракеты 350 кг, энерговоружённость: 35690/350=101,97 Топливо: (30кг*2сек)+(10кг*8сек) = 140 кг Удельный импульс: 35690/140 = 254,9 ___________________ По Федосову (масса ракеты = 354 кг): Энерговооружённость: 94 Суммарная тяга будет: 354*94=33276 кгс "Ракета Р-27Э комплектуется двухрежимным твердотопливным двигателем массой 192,5 кг повышенной тяги (до 7500 кг)" Международная система единиц, СИ: 1кг = 9,80665 Н Отсюда, первый режим берём секундную тягу не более 7500 кгс(73549,9 Newton) , время 3 сек. Суммарная тяга на первом режиме: 7500*3=22500 кгс Второй режим: время от обычной Р-27 = 6 сек. Для второго режима - суммарная тяга будет: 33276-22500 = 10776 кгс Секундная тяга: 10776/6сек = 1796 кгс, или 17612,7 Newton На первом режиме: Общая масса топлива: (31,55*3) = 94,65 кг Удельный импульс: 22500/(31,55*3)= 237,7 Расход толива: 31,55 кг в сек Для второго режима: Общая масса топлива: (7,56 *6 ) = 45,36 кг Удельный импульс: 10776/(7,56*6)= 237,6 Расход толива: 7,56 кг в сек. Общая масса топлива: (31,55*3)+(7,56*6) = 140.01 кг Итого: Масса 27ЕР = 353 кг t_accel = 3 сек , fuel flow rate 31,55кг, тяга = 73549,9 Newton t_march = 6 сек, fuel flow rate 7,56кг, тяга = 17612,7 Newton Ниже 2 варианта файла, 1) С пересчитанным импульсом и СХ по умолчанию. 2) С пересчитанным импульсом и несколько изменённых СХ на дозвуке. _________ По умолчанию: -- параметры зависимости Сx 0.08 , -- Cx_k0 планка Сx0 на дозвуке ( M << 1) 0.08 , -- Cx_k1 высота пика волнового кризиса 0.03, -- Cx_k3 планка Cx0 на сверхзвуке ( M >> 1) Для соответствия распределения по числу М (как ранее рекомендовал GG) http://forums.eagle.ru/showpost.php?p=1844858&postcount=3366 Несколько изменён Сх на дозвуке: 0.06 , -- Cx_k0 планка Сx0 на дозвуке ( M << 1) 0.08 , -- Cx_k1 высота пика волнового кризиса 0.03, -- Cx_k3 планка Cx0 на сверхзвуке ( M >> 1) ____________________ При пуске с дальности: ~62-63км, скоростях: перехватчик, цель = 900 км и высоте: 10000 метров: Подлётная скорость составила 1350 км/ч с Сх по умолчанию. И ~ 1400 км/ч с изменённым Сх, который в данном случае, должен влиять на участок дозвукового разгона ракеты. Либо, эта небольшая разница вызвана погрешностью измерений. 27ER+Impulse.zip 27ER+Impulse+CX.zip

По формуле, у тебя получается теоретически потребная перегрузка для перехвата, должна быть = 24g При этом конструкция ракеты держит около 42g. Но это не значит что ракета маневрирует с такими перегрузками, ведь задача не сломать и не балансировать на грани слома ракеты. Реальная где-то на 10,12 g меньше прочностной, в случае Р-60 = 30g. Вот здесь можно почитать: http://forums.airforce.ru/matchast/3217-raketa-v-v-r-60-a/#post58485

Судя по массе топлива "55,5-56 кг" и двухрежимном двигателе. Это не Aim-120 А,B C где 46 кг и не как тут писали - однорежимная С-5, где 51,25 кг. А нечто иное, с неизвестной общей массой и энерговооруженностью -88. И не зная всей массы, оценить суммарный и удельный импульсы - весьма сложно. У кого-нибудь есть информация по общей массе AIM-120 С-8/D ? Пс. Немного прикинул с энерговооружённостью 88. 120 АБС = 346 фунтов = 157 кг , 157*88 = 13816/46,5 = удельный будет 297 - фантастично. С-5 = 356 фунтов = 161,4 кг, 161,4*88 = 14203,2/56 = удельный будет 253 в общем то вполне вменяемо, но масса топлива +- 0,5 кг , ерунда какая-то. При этом масса ракеты С-5 , должна будет иметь приращение 9 кг (19,8 фунта), относительно АБС,С-4, а не 10 фунтов, как есть в реале( 346 и 356) А с массой топлива 51,25 кг (113 фунтов ) C-5 С-5 = 14203,2/51,25 = 277 опять фантастично

Блин :) Не надо плодить сущности. Выше постом, везде было процитировано про прямую связь формирования, Др.max 1 в зависимости от наличия или отсутствия радиокоррекции и даже приведены коэффициенты для каждого из условий. И смысл поста, в цитировании того момента, где ясно описано то, что именно - формирует "разрешенную дальность" пуска ракеты - Др.max 1 с коррекцией, который имеет коэффициент - (Др. захв ргс БАЗА цели) *2,25, и всё это никак не связано с минимальной скоростью ракеты. Если снова неясно, в реале : формирование - Др.max 1 исходит из обеспечения заданной вероятности поражения цели, которая не имеет линейной связи с условием - минимальной скорости ракеты ( М= 0,8 ) в точке встречи с целью, более того "минимальной скорость"наоборот сводит эту вероятность к "минусам". Ну теперь-то есть абсолютная уверенность, что никому и и никогда не было по силам - начертить наглядные номограммы по перехвату цели типа Бомбардировщик и КР. Тут походу, ни разу даже - не возникло когнитивного диссонанса с : "Малая вероятность поражения при пуске ракет Р-27ЭР с максимальных дальностей (Р=0,1—0,2) связана с влиянием переотражения сигнала от подстилающей поверхности на систему управления ракетой" и "недостаточной точности выдачи целеуказания ракете от РЛПК-29, в связи с этим целесообразно" и далее по тексту. СУО не знает - какие там манёвры выполняет лётчик, СУО просто включает коррекцию в зависимости от - Др.max 1 и отключает коррекцию , при достижении - Др. захв ргс Манёвр кадушка влияет только на, цитата: "правильность выдачи сигналов радиокоррекции," а не на включение/выключение СУО , или - формирование сигнала Др.max 1, который в свою очередь зависит от "БАЗА цели" Там нет ни слова о связи автоматического отключении коррекции при условии какого-либо манёвра носителя, там дан лишь ряд ограничивающих рекомендаций для соблюдения условий. Опять же: пролёт ракеты рядом с облаком диполей и реакция радиовзрывателя на это облако,ещё никак не значит, что она потеряла цель и пошла мимо. Согласен, но, увы, ничего другого для определения суммарного импульса этой ракеты - вообще нет, потому вот так приходится - глубоко теоретически оценивать "от обратного", среднего.

Немного о том, откуда "растут ноги" у известных номограмм "разрешенной дальности" ракет. Из валяющегося в сети и неоднократно цитируемого на разных форумах, мануала по Миг-29: Ракета Р-27ЭР с полуактивной РГС обеспечивает воздушных целей с достаточной вероятностью (Р=0,5—0,85) Малая вероятность поражения малоразмерных низколетящих целей при пуске ракет Р-27ЭР с максимальных дальностей (Р=0,1—0,2) связана с влиянием переотраженного сигнала от подстилающей поверхности (антипод) на систему управления ракетой и недостаточной точности выдачи целеуказания ракете от РЛПК-29. В связи с этим до устранения указанного недостатка пуск ракет Р-27ЭР на высотах 4 км и менее по низколетящим малоразмерным целям (тип цели — малая) целесообразно производить с дальности 2 км и менее в ЗПС и 12 км и менее в ППС. (Этой номограммы с дальностью разрешённых пусков по малоразмерным целям в сети нет) Далее: На ракетах с полуактивной РГС применены комбинированная система инерциального наведения с радиокоррекцией и полуактивное радиолокационное самонаведение после захвата цели РГС, которое происходит в конце инерциального участка на разрешенных дальностях захвата. Радиокоррекция инерциального участка полета ракеты введена для повышения точности наведения в случае маневра цели после пуска, а также для исправления ошибок начальных условий пуска, что значительно увеличивает вероятность захвата цели РГС и позволяет полностью использовать баллистические характеристики. Разрешенные дальности захвата РГС( Др. захв ргс) составляют: При пуске по бомбардировщикам — 40 км, По истребителям — 25 км, По крылатым ракетам — 12 км. Тип атакуемой цели устанавливается летчиком вручную по информации с НАСУ с помощью рукоятки БАЗА (Б, С или М).(Большая, Средняя, Малая цель) При использовании радиокоррекции , коэффициент Др.max 1 =2,5 Др. захв ргс, (БАЗА Б, Др.max 1= 40*2,5 = 100км) (БАЗА С , Др.max 1= 25*2,5 = 62,5 км) (Запомним это значение разрешённого Др.max1 с радиокоррекцией ) (БАЗА М, Др.max 1 = 12*2,5 = 30,0 км) Без радиокоррекции: коэффициент Др. max1 = 1,3 Др. захв ргс Ещё раз посмотрим на имеющуюся номограмму 27ЕР, ограниченную 65км: Что тут видно. 2 условия: При условии скоростей перехватчика и цели = 900км/ч, "разрешенная дальность" = 60 км. При условии скоростей перехватчика и цели = 1100км/ч, "разрешенная дальность" = 65 км. При среднем, скорость перехватчика и цели = 1000км/ч дальность будет = (60+65)/2 = 62,5 км. То есть, перед нами номограмма "разрешённой дальности" имеющая отношение к цели типа [БАЗА (С)], и как выше указано: "ограниченная дальностью захвата РГС с использованием радиокоррекции" Соответственно, должны быть ещё номограммы "разрешённой дальности" для БАЗА (Б и М), а так же номограммы "разрешённой дальности" для наведения без использования радиокоррекции , где коэффициент Др. max1 = 1,3 Др. захв ргс. Ещё из того же мануала: Для обеспечения заданной вероятности поражения цели в различных условиях максимальная разрешенная дальность пуска ракеты в ППС, вычисляемая в БЦВМ РЛПК, ограничена до 90, 70 и 30 км соответственно для большой, средней и малой цели. И снова ничего про - ограничение Др.max 1 связанное с энергией или минимальной скоростью ракеты. Более того, именно исходя из обеспечения заданной вероятности поражения цели , при встрече ракеты с целью - скорость ракеты не может быть минимальной. Некоторые данные с сайта: "Корпорация Тактическое Ракетное Вооружение" Где тоже имеет место привязка к типу цели. http://www.ktrv.ru/production/68/649/666/ ___________ И ещё: "Ракета снаряжается неконтактным радиовзрывателем (РВ) активного типа, имеющим среднюю помехозащищенность от активных и низкую от пассивных помех большой плотности. " Должна частенько хлопать вблизи облака диполей :) Про залповый пуск: "Пуск ракет Р-27Т возможен только одиночно с интервалом не менее 6 с, исключающим возможность захвата ТГС вновь пущенной ракеты теплового излучения предыдущей." "Пуск ракет Р-27ЭТ возможен одиночно с интервалом не менее 8 с, исключающим возможность захвата ТГС вновь пущенной ракеты теплового излучения двигателя предыдущей."

Увы нет, не видел и считал ориентируясь на данные ЕД с массой топлива = 30,03 кг. Р-73Э (экспортная РМД-1) с массой 105 кг. Можно оперативно прикинуть, что изменится с массой топлива 34 кг. Суммарный импульс (Total impulse): 105*74 = 7770 kgs Удельный импульс топлива (Specific impulse): 7770/34 = 228,4 s Расход топлива: 34/5,5= 6,18 кг в сек. Двухрежимная РМД , скорее всего ошибка, на официальном сайте пишут: двигательная установка — однорежимный РДТТ. Впрочем, это не так и важно, в игре , где судя по массе = 110кг, реализован вариант РМД-2. Кроме увеличения общей массы ракеты на 5кг, для РМД-2 так же заявлено - увеличение дальности стрельбы, но подробных данных по топливу, энерговооружённости этого варианта пока не встречал.

Ну почему же :) Есть немного, с чего можно сделать небольшой, сравнительный расчёт для 9M и 9L. Секундная тяга двигателя (thrust per second) = 2880 lbs (12810.8N) Weight = 185 lb total impulse = 2880 lbs* 5 sec = 14400 lbs Энерговооружённость: 14400/185=77 (Specific impulse) 14400/60,4 = 238,4 Уже получше :)

Посмотрим Аim-9L по данным из: "AIM-9L_Sidewinder_SMC_-_November_1974" Масса ракеты (Missile weight)= 186.2 (lb) = 84,45 kg Двигатель - однорежимный. (single-mode) Mk-36 Время работы двигателя = 5,23 сек Секундная тяга двигателя (thrust per second) = 2660 lb = 1206,5 кгс Масса топлива (Weight of propellant) = 60,4 (lb) = 27,39 кг Суммарный импульс из среднего (Total impulse): 2660*5,23 = 13911,8 Lbs = 6310,28 кгс Из среднего: 6310,28- 1% = 6247,18 кгс или 13772,67 lbs Уточним секундный импульс: 6247,18/5,23 =1194,48 кгс Удельный импульс топлива (Specific impulse): 13772,67 /60,4 = 228 s Энерговооружённость: 6247,18 /84,45 = 73,97 Секундная тяга двигателя В Ньютонах (newtons) 1194,48 *9,80665 = 11713,8 Nsec Расход топлива: 27,39/5,23 = 5,23 кг в сек. _____________ Aim-9M от ЕД Масса ракеты (Missile weight)= 194 (lb) = 88 kg Двигатель - однорежимный. (single-mode) Время работы двигателя = 5,3 сек Масса топлива (Weight of propellant) = 5,4*5,3 = 28,62 кг = 63,09 lb Секундная тяга двигателя (thrust per second) = 12000N = 1223.659 кгс = 2697,706 Lbs Суммарный импульс (Total impulse): 2697,706 *5,3 = 14297,841 lbs = 6485,39 кгс Удельный импульс топлива (Specific impulse): 14297,841/63,09= 226,6 s 6485,39/28,62 = 226,6 s Энерговооружённость: 6485,39/88 = 73,69 ______________ Ракеты весьма и весьма близки. ______________

Ну как же, всегда же в жизни пригодится :) Вообще это не только тебе, тут же тема по ракетам и сравнительные расчёты:) ___________ R-60М Из файла по умолчанию: Время работы двигателя (t_acc = 4,0 sec (default by Ed) Масса ракеты (Missile weight) = 44.0 kg = 97 (lb) Тяга в секунду по умолчанию (thrust per second) = 6250Ns = 637,3 kgs Масса топлива (Weight of propellant) = 2,6*4 = 10,4 kg = 22,92 (lb) (default by Ed) Суммарный импульс (Total impulse): 637,3*4 = 2549,2 кгс Удельный (Isp): 2549,2/10,4 = 245 s Энерговооружённость: 2549,2/44 = 57,93 По умолчанию - всё сходится с R-60М из данных Федосова: Посмотрим R-73. Из файла по умолчанию: Время работы двигателя (t_acc = 5,5 sec (default by Ed) Масса ракеты (Missile weight) = 110 kg = 242,5 (lb) Тяга в секунду, по умолчанию (thrust per second) = 15400Ns = 1570,36 kgs Масса топлива (Weight of propellant) = 5,46*5,5 = 30,03 kg = 66,2 (lb) (default by Ed) Суммарный импульс (Total impulse): 1570,36*5,5 = 8636,98 кгс Удельный (Isp): 8636,98/30,03 = 287,6 s Энерговооружённость: 8636,98/110 = 78,5 _________________ Посмотрим R-73 по Федосову, (Судя по массе - РМД-1) Масса ракеты (Missile weight) 105 kg = 231.48 (lb) (федосов) Энерговооружённость (Федосов) = 74 Двигатель - однорежимный. (single-mode) Время работы двигателя (t_acc = 5,5 sec Масса топлива (Weight of propellant) = 5,46*5,5 = 30,03 kg = 66,2 (lb) (default by Ed) Суммарный импульс (Total impulse): 105*74 = 7770 kgs (Упоминание о двигателе с тягой 7700Н иногда встречается в различных источниках: http://rbase.new-factoria.ru/missile/wobb/r73/r73.shtml ) Удельный импульс топлива (Specific impulse): 7770/30,03 = 258,7 s Секундная тяга двигателя (thrust per second) : 7770/5,5 сек= 1412,72 kgs Для игры - переведём в Ньютоны (newtons) 1412,72*9,80665= 13854 Nsec

Посмотрим R-40РД/ТД Из файла по умолчанию: Время работы двигателя (t_acc = 6,0 sec (default by Ed) Масса ракеты (Missile weight) = 475 kg = 1047.19 (lb) Тяга в секунду по умолчанию (thrust per second) = 50000Ns = 5098,5 kgs Масса топлива (Weight of propellant) = 25*6 = 150 kg = 330,6 (lb) (default by Ed) Суммарный импульс (Total impulse): 5098,5*6 = 30591 кгс Удельный импульс топлива (Isp): 30591/150 = 203,94 s Энерговооружённость: 30591/475 = 64,4 ___________ Посчитаем R-40РД/ТД из данных Федосова: Масса ракеты (Missile weight) 465 kg = 1025.1 lbs (федосов), что ближе к Р-40ТД, которая по мурзилкам - несколько тяжелее чем Р-40РД. (461 кг) Энерговооружённость (Федосов) = 66 Двигатель - однорежимный. (single-mode) Время работы двигателя (t_acc = 6,0 sec (default by Ed) масса топлива (Weight of propellant) = 25*6 = 150 kg = 330,6 (lb) (default by Ed) Суммарный импульс (Total impulse): 465*66 = 30690 kgs Удельный импульс топлива (Specific impulse): 30690/150 = 204,6 s Секундная тяга двигателя (thrust per second) : 30690кгс/6 сек= 5115 kgs = 11276.6 Lbs Для игры - переведём в Ньютоны (newtons) Международная система единиц, СИ: 1кг = 9.80665 Н 5115*9,8 = 50127 Nsec Расход топлива (fuel flow): 150кг/6 сек = 25 кг в секунду. (default by Ed) _________ Из мурзилок: масса Р-40 РД = 461 кг. Соответственно, при всех остальных схожих параметрах, весьма незначительно - будет отличаться энерговооружённостью: 204,6*150/461 = 66.5

Посмотрим R-24T/R Из файла по умолчанию: Время работы двигателя (t_acc = 6,0 sec (default by Ed) Масса ракеты (Missile weight) = 215 kg = 473 (lb) (масса от Р-23) Тяга в секунду по умолчанию (thrust per second) = 40000Ns = 4078,86 kgs (не опечатка) Масса топлива (Weight of propellant) = 10*6 = 60 kg = 132,27 (lb) (default by Ed) Суммарный импульс (Total impulse): 4078,86 *6 = 24473,16 кгс Удельный (Isp): 24473,16/60 = 407 s Энерговооружённость: 24473,16/215 = 113,8 ___________ Посчитаем R-24R/T из данных (для ИГС 237 кг): Масса ракеты (Missile weight) 237 kg = 522,4 lbs (федосов) Энерговооружённость (Федосов) = 63 Двигатель - однорежимный. (single-mode) Время работы двигателя (t_acc = 6,0 sec (default by Ed) масса топлива (Weight of propellant) = 10*6 = 60 kg = 132,2 (lbs) (default by Ed) Суммарный импульс (Total impulse): 237*63 = 14931 kgs Удельный импульс топлива (Specific impulse): 14931/60 = 248,85 s Секундная тяга двигателя (thrust per second) : 14931кгс/6 сек= 2488,5 kgs = 5486,2 Lbs Для игры - переведём в Ньютоны (newtons) Международная система единиц, СИ: 1кг = 9.80665 Н. 2488,5 *9,80665 = 24404 Nsec Расход топлива (fuel flow): 60кг/6 сек = 10 кг в секунду. (default by Ed) _________ Из мурзилок: масса Р-24Р = 243 кг. Соответственно, при всех остальных схожих параметрах, будет отличаться от Р-24Т Федосова - несколько меньшей энерговооружённостью: 248,85*60/243 = 61.4

2 GGTharos Есть точные данные по двигателю ракеты Aim-120A/B ? There you have accurate data (single-mode or dual motor for Aim120A/B)?

Ланс, всё верно. Мне вот что интересно было - посчитать импульс - как должно быть. Потом сравнивать с тем, что есть по импульсу в данных по умолчанию., где вообще интересно получается, для 27ЭР взята пиковая тяга 7500кг и растянута на всё время работы первого режима, потом народ выкладывает скриншоты где скорость > 5000км/ч. :) При этом я стараюсь не связывать дальность из таблиц (в ППС на высоте) с минимальной скоростью ракеты, и ведь никто не тестирует и вообще словно не замечает того, что в этих таблицах, кроме ППС указана ещё и"дальность стрельбы в ЗПС", которая в большей степени - именно и ограничивается той самой энергией. Пересчитанный же импульс , зачастую - вписывается в (missiles_data. где источник эти самые номограммы) А что не вписывалось, показывало, где именно имеется слабое место в коэффициентах ФМ, например для Р 77 , по умолчанию Сх явно завышен, даже больше чем у Аим-7 :) П.с. На переписку с Волком внимание обращать не надо, там о чём либо серьёзном, общаться не представляю возможным.

Тут в "двух словах" не обьяснить, как-нибудь потом. "Нечто большее". Ну тогда ещё раз и медленно, для "полноты информации": чем объясняются графики, минимальной энергией, минимальной скоростью, вероятность отказа блоков, вероятностью поражения? какой источник это описывает? Вот именно это там и сказано"Минимальная скорость ракеты для Р-27Р это 0,8M". А не фантазии, про то, что этой скоростью и вообще скоростью ограничена таблица. Не знаю чего ты там опять понял. Ещё раз медленно поясню : меня мало интересуют сферические графики - там не указана скорость ракет, я не ношусь с ними по форуму , как с писаной торбой, я по ним ничего не настраиваю, я считаю импульсы, натягивать кота на глобус по мутным картинкам, никого желания нет. И не надо мне больше про это писать. Что характерно, "открытие века " про двигатели A/B/C/C-5, там уже сто лет, как описано в переводных статьях. Как ранее тут уже неоднократно сообщалось - minizap, как и любая другая программа свободно настраивается на любые данные которые потом рассчитывает, а не является источником информации. Жесть... Тут где-то даже писали, что на ранних амраамах - лофт вообще задавался вручную. Ранее приводил 2 примера траектории - показывающие прямую зависимость от лофта - дальности выхода ракеты на минимальные параметры. Которые для наглядности, были даже раскрашены в цвете :) Но тут, всё та же, старая песня: "Суммарный импульс не важен, важна энерговооружённость, потому что она есть в таблицах." , "Умножай на 10", " Это неважно, важна дальность." :) Да, это также не Garry_s (who is Mr. Garry? :)) Если не понимаешь о чём он пишет, прежде чем лезть комментировать. Почитай на досуге, формулы подучи: http://www.eng.uah.edu/~frederic/Burlington/Talk03/Aerodynamic%20Forces%20&%20Moments.pdf http://ebookbrowsee.net/aerodynamic-predictions-comparisons-and-validations-using-missile-datcom-97-and-aeroprediction-98-ap98-pdf-d192827532 http://www.dtic.mil/cgi-bin/GetTRDoc?AD=ADA408016&Location=U2&doc=GetTRDoc.pdf Потом расскажешь о невозможности теоретического расчёта параметров объекта по массогабаритным характеристикам, чертежам, картинкам и т.д.

От Райтеона? :) Известно почему, патамушта взял да умножил на 10. Нет, очевидно же - найдено в интернете , переведено на русский и раскрашено гуашью. От Райтеона? Кто его рисовал и пересчитывал скорость? , если в их документах (например Аим-9, Аим-7)используются только числа М=0.9 и М=2.0 . Выше был оригинальный скрин, без раскрасок, где там указано что это 120 А или Б? Что это такое? сколько градусов при этом - задан Лофт?, источник информации? Логично, ибо - меня в отличии от тебя, мало интересуют сферические графики, ну и ЧВГ с ЧСВ поскромнее :) И что за точки проставил? чем объясняются, минимальной энергией, минимальной скоростью, ограничения СУВ? почему 42.5 а не 42.6? http://forums.eagle.ru/showthread.php?t=93834&page=323 Почему в твоём тесте скорость перехватчика = 857,8 км/ч, а цели: сначала = 862.1, на подлёте ракеты вообще = 831,9 км/ч, а не заявленные в "графике" 240 м/с = 864 км/ч? С учётом всего этого , необходимо знать сколько времени в сумме летела цель - какая накопилась ошибка скорости и дальности? Там же на скрине - скорость ракеты при попадании = 1011,7 км/ч, (<<<M) , почему должна быть именно эта скорость в точке 42.5, и где источник по этой информации? Какая должна быть в реале и будет в игре скорость ракеты в этой точке после коррекции Cy, если известно, что коэффициент Cy на дозвуке (по дефолту) значительно занижен? Если учесть, что ни с одним,ни со вторым ни знаком, это сразу бы поменяло дело, да :) Там что-то не так? что именно? Garry_s украл у профессора Белоцерковского расчёт и всё там изменил, или наоборот? Притащи сюда аналогичный пример теоретического расчёта для этих ракет, ознакомимся в чём же разница. В Педивикии расписано чем, версии начиная с "А" до "С-4", отличались друг от друга: http://ru.wikipedia.org/wiki/AIM-120_AMRAAM Там на русском, если кому интересно будет ознакомиться.

Для энерговооружённости = 88 Удельный импульс был бы даже не 270, а : 161,47*88/51,25 = 277,2

Это когда, такие лампочки красненькие, красивые - в кабине загораются и СУВ даёт разрешение на пуск, ака ДРмакс. Как источник, мануал от игры вполне подойдёт. Если что, в игре, выше - тестировался импульс для версии С-5. Причём тут график? http://f1.foto.rambler.ru/preview/r/668x531/50b878b9-1415-4cb8-f420-71a0e037716c/120.gif и самое главное, учитывает ли график навесную траекторию? относится ли он к Аим-120С-5 ? Насколько вырастут 42,5 с навесной траекторией? Очевидно, тут ты наконец нашел оригиналы - поделись. Для примера, сферическая Аим-120: Без лофтовой траектории Удивительно, 43 км :) Те же условия, с лофтовой траекторией: Там русским по белому написано: сообщают, что дальность С-5, грубо говоря" выросла на 10%, если бы энерговооружённость была = 88 , дальность возросла бы гораздо выше чем условные 10%. Там опять же было написано, Цитата: "В открытых источниках сообщается" И если тебе надо источник, берёшь часть текста и вставляешь в гугль. http://pakistanthinktank.org/defense-industry-daily-pafs-acquisition-co-production-plans-after-chinese-jf-17-j-10b-fightersbombers-longer-term-plans-include-j-31-after-their-induction-by-pla я корректировал Аим-120С, а не р-77. Вторая линия, считать снизу-вверх. Понятия не имею, спроси там на форуме.

Да, этот момент остаётся одной из основных проблем, так, как приводит к большой потери энергии, потеря скорости на участке перехода (loft->terminal) составила где-то ~800 км/ч за 1 сукунду. Тут всё зависит от "аэродинамического качество крыла (K)", in english "fineness ratio of an airfoil" (the ratio of lift-to-drag force on a given wing angle of attack) Вот, можно ознакомиться и сравнить результаты теоретических расчётов для некоторых ракет, при угле отклонения рулей = 20 градусов.(with wing deflection 20 degree) http://forums.airbase.ru/2007/04/t54860,10--rejting-raket-vozdukh-vozdukh-maloj-dalnosti-nash-otvet-disk.html#p1162786 IMHO - Aim-120 looks like a Mica (or slightly better), конструктивно , в этих ракетах всё принесено в жертву относительно низкому Сх. (constructively, in these missiles all sacrificed to the relatively low Cx)

Проверил текущие данные по Cy (default Cy), для сравнения, несколько ракет: ____________________ Р-77 параметры зависимости Cy 0.9 , -- Cy_k0 планка Сy0 на дозвуке ( M << 1) 0.8 , -- Cy_k1 планка Cy0 на сверхзвуке (M >> 1) 1.2 , -- Cy_k2 крутизна спада(фронта) за волновым кризисом Aim-7 1.2 , -- планка Сy0 на дозвуке ( M << 1) 1.0 , -- планка Cy0 на сверхзвуке ( M >> 1) 1.2 , -- крутизна спада(фронта) за волновым кризисом Aim-120B -- параметры зависимости Cy 0.4 , -- Cy_k0 планка Сy0 на дозвуке ( M << 1) 0.8 , -- Cy_k1 планка Cy0 на сверхзвуке ( M >> 1) 1.2 , -- Cy_k2 крутизна спада Aim-120C -- параметры зависимости Cy 0.3 , -- Cy_k0 планка Сy0 на дозвуке ( M << 1) 0.8 , -- Cy_k1 планка Cy0 на сверхзвуке ( M >> 1) 1.2 , -- Cy_k2 крутизна спада(фронта) за волновым кризисом По умолчанию: подьёмная сила Cy-120С на дозвуковой скорости ( M << 1) = в 3-4 раза меньше, чем у других ракет. ____________________________ Внёс некоторые изменения: New 120C Cy for ( M << 1) -- параметры зависимости Cy 0.65 , -- Cy_k0 планка Сy0 на дозвуке ( M << 1) 0.8 , -- Cy_k1 планка Cy0 на сверхзвуке ( M >> 1) 1.2 , -- Cy_k2 крутизна спада(фронта) за волновым кризисом При этом сохраняется условие, где подъёмная сила несколько меньше , чем у ракет с более развитой аэродинамической схемой. ( Thus, preserved condition, when - somewhat less Cy, relative to the other missiles (effect small and clipped fins) Провёл 3 теста, результат : В этот раз, ранее рассчитанного импульса - хватило для поражения цели с максимальной дальности. 7Igfoa6DEAc Условия: полёт навстречу, скорость перехватчик/цель, по американских методикам М=0,9 , высота как и ранее, в других тестах 10000 метров, пуск с ракеты по разрешению СУВ, с максимальной дальности ~ 34 miles. R-77impulse+drag+Aim-7_Aim-120C_impulse+Cy.zip

I think so too (1300kph > M1) Может нужно сделать - приблизительно так? :) (график слева) Потом проверю, на сегодня хватит.