Ракеты в DCS

То Чиж: Андрей, а почему остановился на старом варианте со временем работы стартового заряда 1сек и маршевого 9сек.С точки зрения пуска в ЗРП вариант 3+7 вроде был предпочтительнее.

То Чиж: Андрей, а почему остановился на старом варианте со временем работы стартового заряда 1сек и маршевого 9сек.С точки зрения пуска в ЗРП вариант 3+7 вроде был предпочтительнее.

В ЗПС наверное? ;)

В ЗПС наверное? ;)

Ага ЗПС, по ноМограмме:)

...

В четвёртых, на монограмме от нашего МО, указана ещё и скудная зона Дгар ППС Аим-7 , где предположительно обеспечивается вероятность гарантированного поражения близкая к весьма высокому Рк=0.8-0.85.

Для какого Рк наши диаграммы вообще не указано, если предположить что они для завяленных Рк=0.75-0.8, то для меньших вероятностей будут совсем иные зоны дальностей.

Все эти данные с оффсайта лишь показывают, что 65 км это не предел ракеты, где в точке встреч, всегда будет минимальная скорость = 0.8М и околонулевая вероятность поражения.

Данные с офсайта, которые "ни о чем", т. е. ни к чему не привязаны, ты привязываешь к номограмме с конкретными условиями пуска. Удачи...

Крайняя итерация скрипта ракеты Р-27ЭР.

Отличия от 1.2.6. Немного увеличены Сх на сверхзвуке и немного уменьшен на дозвуке.

Подправлены дальности для расчета ЗРП.

 

                   --    t_statr        t_b        t_accel        t_march        t_inertial        t_break        t_end            -- Stage
                       -1.0,        -1.0,    1.0,          9.0,        0.0,            0.0,        1.0e9,         -- time of stage, sec
                        0.0,        0.0,    32.0,        12.0,        0.0,            0.0,        0.0,           -- fuel flow rate in second, kg/sec(секундный расход массы топлива кг/сек), масса топлива 140 кг

Если возражений нет - пойдет в следующий патч.

                   --    t_statr        t_b        t_accel        t_march        t_inertial        t_break        t_end            -- Stage
                       -1.0,        -1.0,    3.0,          7.0,        0.0,            0.0,        1.0e9,         -- time of stage, sec
                        0.0,        0.0,    31.9,        6.32,        0.0,            0.0,        0.0,           -- fuel flow rate in second, kg/sec(секундный расход массы топлива кг/сек), масса топлива 140 кг
    0.0,        0.0,    73500.0,    14560.0,    0.0,            0.0,        0.0,           -- thrust, newtons

Автор предыдущего конфига 1+9 - Ланс, и этого он же. Он считает, что этот вариант более сооветствует геометрии ракеты.

И Р-ку бы еще неплохо, чтобы тему Р-27 закрыть.

Результаты тестов на соответствие номограммам дальности пусками в ППС и номограммам отлета. Проверялась ракета с параметрами

{
       Name = P_27PE, --R-27ER
       Escort = 1,
       Head_Type = 6,
       sigma = {5.6, 5, 5.6},
       M = 350.0,
       H_max = 27000.0,
       H_min = 1.0,
       Diam = 265.0,
       Cx_pil = 2.21,
       D_max = 26000.0,
       D_min = 500.0,
       Head_Form = 1,
       Life_Time = 1.0e9,
       Nr_max = 24,
       v_min = 140.0,
       v_mid = 600.0,
       Mach_max = 4.0,
       t_b = 0.0,
       t_acc = 4.0,
       t_marsh = 6.0,
       Range_max = 66000.0,
       H_min_t = 20.0,
       Fi_start = 0.87, -- Угол уелеуказания
       Fi_rak = 3.14152, -- Ракурс цели
       Fi_excort = 0.97, -- Угол сопровождения
       Fi_search = 0.1, -- Мгновенный угол обзора
       OmViz_max = 0.35,
       warhead = warheads["P_27PE"],
       exhaust = tail_solid,
       X_back = -1.617,
       Y_back = -0.128,
       Z_back = 0.0,
       Reflection = 0.062,
       KillDistance = 11.0,
       
       ModelData = {   58 ,  -- model params count
                       0.9 ,   -- characteristic square (характеристическая площадь)
                       
                       -- параметры зависимости Сx
                       0.07 , -- Cx_k0 планка Сx0 на дозвуке ( M << 1)
                       0.08 , -- Cx_k1 высота пика волнового кризиса
                       0.02 , -- Cx_k2 крутизна фронта на подходе к волновому кризису
                       0.04, -- Cx_k3 планка Cx0 на сверхзвуке ( M >> 1)
                       2.5 , -- Cx_k4 крутизна спада за волновым кризисом 
                       1.2 , -- коэффициент отвала поляры (пропорционально sqrt (M^2-1))
                       
                       -- 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  
                       
                       0.29 , -- 7 Alfa_max  максимальный балансировачный угол, радианы
                       0.0, --угловая скорость создаваймая моментом газовых рулей
                       
                   -- Engine data. Time, fuel flow, thrust.    
                   --    t_statr        t_b        t_accel        t_march        t_inertial        t_break        t_end            -- Stage
                       -1.0,        -1.0,    3.0,          7.0,        0.0,            0.0,        1.0e9,         -- time of stage, sec
                        0.0,        0.0,    31.9,        6.32,        0.0,            0.0,        0.0,           -- fuel flow rate in second, kg/sec(секундный расход массы топлива кг/сек), масса топлива 140 кг
                        0.0,        0.0,    73500.0,    14560.0,    0.0,            0.0,        0.0,           -- thrust, newtons
                   
                        1.0e9, -- таймер самоликвидации, сек
                        70.0, -- время работы энергосистемы, сек
                        0, -- абсолютная высота самоликвидации, м
                        1.5, -- время задержки включения управления (маневр отлета, безопасности), сек
                        1.0e9, -- дальность до цели в момент пуска, при превышении которой ракета выполняется маневр "горка", м
                        1.0e9, -- дальность до цели, при которой маневр "горка" завершается и ракета переходит на чистую пропорциональную навигацию (должен быть больше или равен предыдущему параметру), м 
                        0.0,  -- синус угла возвышения траектории набора горки
                        50.0, -- продольное ускорения взведения взрывателя
                        0.0, -- модуль скорости сообщаймый катапультным устройством, вышибным зарядом и тд
                        1.19, -- характристика системы САУ-РАКЕТА,  коэф фильтра второго порядка K0
                        1.0, -- характристика системы САУ-РАКЕТА,  коэф фильтра второго порядка K1
                        2.0, -- характристика системы САУ-РАКЕТА,  полоса пропускания контура управления
                        8500.0, -- дальность полета в горизонт с располагаемой перегрузкой Navail >= 1.0 на высоте H=2000
                        5.5, -- ЗРП. Крутизна зависимости в ППС
                        30.0, --  коэф поправки к дальности от скорости носителя
                        0.75, -- безразмерный коэф. эффективности САУ ракеты
                        54.0, -- Прогноз времени полета ракеты 
                         -- DLZ. Данные для рассчета дальностей пуска (индикация на прицеле)
                        59000.0, -- дальность ракурс   180(навстречу) град,  Н=10000м, V=900км/ч, м
                        24000.0, -- дальность ракурс 0(в догон) град,  Н=10000м, V=900км/ч, м
                        30000.0, -- дальность ракурс     180 град, Н=1000м, V=900км/ч, м
                        0.2, -- Уменьшение разрешенной дальности пуска при отклонении вектора скорости носителя от линии визирования цели.
                        0.7, -- Вертикальная плоскость. Наклон кривой разрешенной дальности пуска в нижнюю полусферу. Уменьшение дальности при стрельбе вниз.
                        2.4, -- Вертикальная плоскость. Наклон кривой разрешенной дальности пуска в верхнюю полусферу. Увеличение дальности при стрельбе вверх.
                       -3.0, -- Вертикальная плоскость. Угол перегиба кривой разрешенной дальности, верхняя - нижняя полусфера.
                       0.5, -- Изменение коэффициентов наклона кривой в верхнюю и нижнюю полусферы от высоты носителя.
                   }, 
},

Таквью как всегда в приложении.

По дальности - все цели поражены. Скорости встречи

Отлеты.

15 км для условий пуска:

h = 5000 м

Vи = 250 м/с, t = 41 c

по номограмме - 15 км.

19 км для условий пуска:

h = 10000 м

Vи = 400 м/с, t = 60 c

по номограмме - примерно 18 км (линии пересекаются под острым углом).

Прирост скорости для условий пуска:

h = 16000 м

Vи = 1800 км/ч

1112-1114 м/с.

По ЗПС у нас традиционно Горо проверяет.

тесты ЭР.zip

У меня в ЗПС при пуске на 10000 по номограмме Р-27ЭР не долетает порядка 6 км и для скорости 900 и для скорости 1100.

При пуске после появления индексации ПР ракета при техже условиях сбивает самолет, правда на пределе.

Выкладываю missiles_data.lua, в которой коэффициенты приведены к площади миделя. За основу был взят вариант Volka, Р-27ЭР крайняя редакция (коэффициенты Андрея, РДТТ 3+7). Зенитные ракеты, как и договаривались, пока не редактировал, хотя мидели для них сосчитаны.

Большая просьба проверить файл и потестить. Был большой объем механической работы. мог где-то ошибиться.

Пока редактировал заметил, что в ракетах Р-27Р и Т отсутствует заголовок -- Engine data, однако все и без нее работает.

Прошу прощения, сперва кажется загрузил не тот файл и не мог поменять, загрузка не работала.

Странно получается. для ЭР все тщательно еще пересчитал, изменений по сравнению с тестами Волка и моими не должно быть заметно. Но они налицо. Ракета перестала доставать на тех же дистанциях. Видимо что-то не учтено.

Сравнивать с известными номограммами дальности Р-27ЭР. В ЗПС и в ППС.

РЛЭ Су-27СК:

При атаке цели в ЗПС снизу вверх на высотах полета более 8500 м РЛПК обеспечивает обнаружение и захват цели при сближении с ней со скоростью более 300 км/ч. В остальных случаях при атаке в ЗПС РЛПК обеспечивает обнаружение и захват цели при сближении с ней со скоростью 180 км/ч и более, а также при отставании от цели со скоростью 100 км/ч и более. На уравненных и близким к ним скоростях обнаружение не обеспечивается.

Сопровождение цели обеспечивается при сближении с ней со скоростью не менее 150 км/ч.

Что-то мне подсказывает, что для ЭР в ЗПС Vи = Vц = 1100 км/ч и Vи = Vц = 900 км/ч должно быть, по аналогии с Р, Vи = 1100 км/ч, Vц = 900 км/ч и Vи = 900 км/ч и Vц = 700 км/ч, т. е. разница в 200 км/ч.

ps. Опередил :)

pps. Или Vи = Vц = 1100 км/ч превращается в Vи = 1300 км/ч, Vц = 1100 км/ч :), но ИМХО первый вариант.

У меня в ЗПС при пуске на 10000 по номограмме Р-27ЭР не долетает порядка 6 км и для скорости 900 и для скорости 1100.

При пуске после появления индексации ПР ракета при техже условиях сбивает самолет, правда на пределе.

Абсолютно аналогичная картина, ракета вообще недолетела.

На высоте 10 км скоростях 900 км/ч

Недолёт ~5 км

_____________

На высоте 1 км скоростях 1100 км/ч

Недолёт ~6 км

Какая дальность пуска?

Условия по монограмме дальность (28 км) на высоте 10км, при скоростях 900км/ч

И дальность 10 км на 1000 метров. при скоростях 1100 км/ч

больше не по чему.

Где вы тут видите 30?

Я вижу

при 900-900 - 26 км.

при 1100-1100 - 28 км.

Опечатался, не 30 а 28, для 900 км/ч сплошная чёрная черта:

И дальность 10 км на 1000 метров. при скоростях 1100 км/ч.

Скрипт с подправленным Сх?

Самая свежая версия в первом посте.

Попробовал свежий Сх, на 10 км высоте при 900 км/ч теперь стала доставать цель с 28 км..

У земли на 1 км, при 1100 км/ч с дальности 10 км, остаётся недолёт, но уже поменьше:

Скрипт с подправленным Сх?

При пуске на высоте 1 км, при скоростях 1100-900, ракету можно пускать с 11,5 км.

Стараюсь чётко по монограмме, выдерживать 1100-1100 либо 900-900, никакие срывы захвата не мешают, цель Ту-160.

И дальность 10 км на 1000 метров. при скоростях 1100 км/ч.

Еще раз вопрос к ED, сформулированный в #3961. Мы тестируем на уравненных скоростях, или с разницей в 200 км/ч? Чтобы был единый стандарт. А то у одного перелет, у другого недолет...

-