DronneR

Ну так эту территорию мало смоделировать, ее надо сделать принадлежащей какому-либо государству. Как вопрос решать будем? С точки зрения международного права или российского?

Басни баснями, а скриптовый кувырок через крыло на скоростях ниже определенной никуда не делся за год. Причем неважно, в прямом полете или в перевернутом.

На закритке заместо моделирования - скрипты

Закон управления не зависит. А точность - еще как, траектория неоптимальной выходит.

Я тоже возьму, чисто ради веселья. Зачем летать без помпажа ПД, когда можно летать с ним?

При снятии пилонов масса самолета не меняется. Основа, не бета

Это нормально, что у Хорнета пилоны невесомые? Масса при их снятии не меняется.

Yes, there are so-called "one-time commands". Amongst them there is a signal "Разрешение захвата" (target lock allowed). It is transmitted at the moment launcher timer hits zero. It is calculeted by equiation Trz=Tpz-Dz/D'rcz Tpz - calculated flight time of the missile, D'rcz - calculated missile speed, Dz - seeker acquisition range. Page 210-211 for reference. But as long as correction signals are not transmitted during the pure INS phase flight, missile must rely on its own timer.

I definetely misunderstood it, because in 200-201 there are implemented guidance methods defined by the range, and 233-234 states that guidance calculations of SARH and INS+Corrections are same (4.1+4.2). I understood it as the same equiations. My bad. This is true for INS+Correction phase. But we still have the no-correction INS launch between 1*lrz and 1.5*lrz. Ask those who created this algorithm, why would they do so. But without seeker activation signal from the launcher, the internal will tick down to zero.

It says that IF it is used, you can assume some of terms as different ones. But it will be implemented when fired from between 25 and 37.5km, which means without correction. Also, there is no need to use Ty* in such a manner during correction stage, because seeker activates on command from the plane, and its activation time is calculated by the launcher. Well, maybe there are some misunderstandings there due to some descriptional errors, but I see it like this. This is what is written there. Exactly. In a mathematical way. If timer will not reach zero, how the hell would the missile understand it needs to activate the seeker? It may not need this timer with correction commands, but without them - no way. It MUST reach zero.

The third picture is about INS without correction. On page 232 it is clearly pointed out that during SARH stage and INS+Correction stage control system employs equiaions 4.1 with overload calculated by 4.2 (constant PN coefficient) or by 4.4 and 4.5 with constant lead angle (wich is basically similar to constant PN). Since INS+Correction stage is used only at ranges more than 37.5km, as pointed out on page 200, INS+Correction stage will not use equiation 4.3. SARH starts, when timer Ty* reaches zero. And it reaches zero when lx=0.8lrz.

This is not entirely true. This kind of variable PN will be used only for shots between 25 and 38km. At ranges further than 38km it will use INS+Correction guidance. If you read this document more carefully (or find an actual technical description of K-27 missile family somwhere), you'll notice the requirement of seeker to be pointed right on target at the moment of its activation, and that seeker is not allowed to move during INS stage due to the fact, that its antenna gyro and accelerometers together compose an inertial platform, and moving it will destroy all the calculations of target position. And if you calculate this navigational constant between max and min ranges, you'll see that it tends to infinity at minimum range (D=>0.8lrz). Navigational constant equals to infinity when the lead point guidance is used, and in that case target will not be in the seeker FOV at all. So variable PN only for 25km<D<38km , for other cases - fixed PN coefficient. Also note that for the moment of seeker activation, changing the navigational constant from infinity to 4 will lead to huge loss of speed due to instantaneous change of overload and further oscillations of trajectory.

При работе переключателем высоты регулировки кресла движется только камера, само кресло пилота остается неподвижным. Пофиксите пжста. Основа, не бета.

Сказки рассказывают те, кто никогда в Аргоне не копался:)

Как конечный пользователь - нет.

Россия - родина компьютеров, но

Голова, устаревший принцип наведения, отсутствие БЦВМ. Не учитывая того факта, что по основным параметрам РЛС 31-го была хуже Томкетовской, при ее значительно большей массе. Потому что в массогабаритных параметрах AWG-9 в СССР могли сделать только Сапфир-23

Потому что у ракеты нет тракта передачи, только тракт приема. Принятый сигнал она обсчитывает сама и сама решает, где цель, а где ловушка, самолет с этим ничего поделать не может. У нас все-таки полуактивное самонаведение, а не телеуправление второго рода.

Вообще, с точки зрения динамики полета ракеты все норм, энергии хватило бы. Тем более, я помню видосы еще из старых версий, где и Х-25 по баллистической траектории кидали на 40+. Но вот хватит ли аккумулятора и увидит ли ГСН лазер...

Понял, спасибо!

Вручную во всем диапазоне углов, или только три положения?

Господа, я что-то пропустил, а у 23-х была автоматика регулировки стреловидности? Или только 3 предустановленных положения, выбираемые пилотом?

Известно, до какого момента примерно Сирия будет в предзаказе?

Давно не выкатывал Вигген из гаража. Тут что-то сел, взлетел и обалдел. У него всегда был такой жуткий пикирующий момент во время ролла, или я что-то включить забыл?

Для какого конкретно радара и в каком режиме? В режимах МВ и БС (если речь про Сапфир-23МЛ) используется СДЦ с внешней когерентностью, для которой референсным является сигнал от подстилающей поверхности. Выделение же сигнала цели производится следующим математическим преобразованием: Fр=Fпп-Fц-n*PRF=2*Fо/c*(Vпп-Vц))-n*PRF Fпп - доплеровский спектр подстилающей поверхности; Fц - доплеровский спектр цели; n - целое число от 0 до бесконечности; PRF - ЧПИ; Fо - частота опорного сигнала; Vпп - скорость подстилающей относительно самолета; Vц - скорость цели относительно самолета. Если цель имеет радиальную компоненту скорости относительно РЛС, отличную от ПП, то она будет выделяться. Но у вертолета компонента-то не одна, у него есть еще скорости вращения винтов, которые являются симметричными относительно скорости его полета. Соответственно, и спектр размазан симметрично. Стало быть, если он будет лететь с какой-то скоростью, Vпп и Vц для фюзеляжа будут различаться. Часть спектра от его движущихся частей, равная по скорости Vпп, а также наборы скоростей, симметрично от нее отстоящие, будут взаимно уничтожены (в идеальном случае), так как при выделении спектра в него полезут гармоники, пропорциональные ЧПИ. Однако, если вертолет зависнет на месте, то, соответственно, доплеровский спектр для его фюзеляжа будет равен доплеровскому спектру ПП, а гармоники от вращающихся частей будут расположены симметрично относительно спектра подстилающей поверхности, и будут взаимно уничтожать друг друга как минимум до тех пор, пока разрешающая способность РЛС по азимуту не станет меньше, чем диаметр несущего винта. В режимах БСВ-Дельта используется иной метод выделения цели на фоне ПП, который теоретически может позволить обнаружить зависший вертолет, но данные режимы имеют серьезные ограничения по высоте применения.