Ракеты в DCS

Тогда чем объяснить Сх=0.05 на дозвуке для ракет Р-27Т, на предъидущей странице. А у ЕТ Сх на дозвуке выше. Видимо они просто взяты из скриптов для соответствующих "радийных" ракет. Как-то это все не логично немного. Раз существенных отличий у разных форм ГЧ на дозвуке нет, то и Сх ИМХО надо брать равные?

Да, согласен, на дозвуке можно взять равные Сх.

Р-27Р сейчас такая.

  {
       Name = P_27P, --R-27R
       Escort = 1,
       Head_Type = 6,
	sigma = {5.6, 5, 5.6},
       M = 253.0,
       H_max = 25000.0,
       H_min = 1.0,
       Diam = 230.0,
       Cx_pil = 2.21,
       D_max = 14000.0,
       D_min = 700.0,
       Head_Form = 1,
       Life_Time = 90.0,
       Nr_max = 24,
       v_min = 140.0,
       v_mid = 500.0,
       Mach_max = 4.5,
       t_b = 0.0,
       t_acc = 6.0,
       t_marsh = 0.0,
       Range_max = 35000.0,
       H_min_t = 20.0,
       Fi_start = 0.87,
       Fi_rak = 3.14152,
       Fi_excort = 0.97,
       Fi_search = 0.1,
       OmViz_max = 0.35,
       warhead = warheads["P_27P"],
       exhaust = tail_solid,
       X_back = -1.227,
       Y_back = -0.128,
       Z_back = 0.0,
       Reflection = 0.0479,
       KillDistance = 11.0,
	
	ModelData = {   58 ,  -- model params count
					0.9 ,   -- characteristic square (характеристическая площадь)
					-- параметры зависимости Сx
					0.038 , -- 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
					0.045 , -- Cx_k3 планка Cx0 на сверхзвуке ( M >> 1)
					2.5  , -- Cx_k4 крутизна спада за волновым кризисом 
					1.2  , -- коэффициент отвала поляры
					
					-- параметры зависимости Cy
					0.5 , -- Cy_k0 планка Сy0 на дозвуке ( M << 1)
					0.4	 , -- 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
					
					--	t_statr   t_b      t_accel  t_march   t_inertial   t_break  t_end
					-1.0,    -1.0 ,   6.0   ,   0.0,  0.0,		   0.0,      1.0e9,           -- time interval
					 0.0,     0.0 ,   11.3   ,  0.0,  0.0,         0.0,      0.0,           -- fuel flow rate in second kg/sec(секундный расход массы топлива кг/сек), масса топлива 68 кг.
					 0.0,     0.0 ,   25620.0,  0.0 , 0.0,         0.0,      0.0,           -- thrust 6000 by doc
					
					 1.0e9, -- таймер самоликвидации, сек
					 60.0, -- время работы энергосистемы
					 0, -- растояние до поверхности срабатывания радиовзрывателя, м
					 0.4, -- время задержки включения управленя, сек
					 1.0e9, -- 5000.0, -- дальность до цели в момент пуска, выше которой выполняется маневр набора высоты 
					 1.0e9, -- 10000.0, -- дальность до цели на трассе, менее которой начинается завершение маневра набора высоты (длжен быть больше чем предылущий параметр) 
					 0.0,  -- синус угла возвышения траектории набора горки
					 50.0, -- продольное ускорения взведения взрывателя
					 0.0,
					 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
					 5000.0, -- дальность полета в горизонт с располагаемой перегрузкой Navail >= 1.0 на высоте H=2000
					 2.2, -- крутизна зависимости  дальность полета в горизонт с располагаемой перегрузкой Navail >= 1.0 от высоты H
					 30.0, --  коэф поправки к дальности от скорости носителя
					 0.75, -- безразмерный коэф. эффективности САУ ракеты
					 32.0, -- Прогноз времени полета ракеты 
					  -- DLZ. Данные для рассчета дальностей пуска (индикация на прицеле)
					 35000.0, -- дальность ракурс   180(навстречу) град,  Н=10000м, V=900км/ч, м
					 13000.0, -- дальность ракурс 0(в догон) град,  Н=10000м, V=900км/ч
					 15000.0, -- дальность ракурс 	180(навстречу) град, Н=1000м, V=900км/ч
					 0.5,     -- Коэффициент уменьшения дальности при увеличения угла между векторм скорости носителя и линией визирования цели
					 0.3, -- Вертикальная плоскость. Наклон кривой разрешенной дальности пуска в нижнюю полусферу. Уменьшение дальности при стрельбе вниз.
					 2.0, -- 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.
				}, 
   },

Я одного только не понимаю, рядовые пользователи будут ориентироваться на модель СУВ в игре и у них будут постоянные недолеты ракет, учитывая, что еще и цель маневрирует.

Маневр цели мы учесть не можем, а зоны пуска постараемся подкорректировать.

To Chizh: Андрей, СУВ модели планируется привести в соответствие с программой-симулятором СУВ?

Пока нет.

Нам не известна вся логика построения ЗРП. Кода этой программы у нас нет.

Игровые ЗРП пока везде дальше чем в программе.

Для Р-27ЭР/ЭТ после ряда тестов уменьшил Су до уровня Р-27Р (0,5 - 0,4).

Ракета при этом развивает меньшую максимальную перегрузку, где-то 26, но из-за уменьшения индуктивного сопротивления лучше сохраняет энергию при маневрировании.

С учетом изменений Р-27ЭР на стр.1 Р-27ЭТ будет выглядить вероятно так

 

 

 

{

Name = P_27TE, --R-27ET

Escort = 0,

Head_Type = 1,

sigma = {5, 5, 5},

M = 343.0,

H_max = 25000.0,

H_min = 1.0,

Diam = 260.0,

Cx_pil = 2.5,

D_max = 20000.0,

D_min = 700.0,

Head_Form = 0,

Life_Time = 90.0,

Nr_max = 24,

v_min = 140.0,

v_mid = 550.0,

Mach_max = 4.0,

t_b = 0.0,

t_acc = 5.0,

t_marsh = 6.0,

Range_max = 54000.0,

H_min_t = 1.0,

Fi_start = 0.87,

Fi_rak = 3.14152,

Fi_excort = 0.97,

Fi_search = 0.09,

OmViz_max = 0.35,

warhead = warheads["P_27TE"],

exhaust = tail_solid,

X_back = -1.617,

Y_back = -0.128,

Z_back = 0.0,

Reflection = 0.062,

KillDistance = 11.0,

--seeker sensivity params

SeekerSensivityDistance = 7450, -- The range of target with IR value = 1. In meters. In forward hemisphere.

SeekerCooled = true, -- True is cooled seeker and false is not cooled seeker.

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

0.05, -- 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

0.5 , -- Cy_k0 планка Сy0 на дозвуке ( M << 1)

0.4 , -- 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)

0.0, 0.0, 73500.0, 14560.0, 0.0, 0.0, 0.0, -- thrust, newtons

 

1.0e9, -- таймер самоликвидации, сек

60.0, -- время работы энергосистемы, сек

0, -- абсолютная высота самоликвидации, м

1.0, -- 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

8000.0, -- дальность полета в горизонт с располагаемой перегрузкой Navail >= 1.0 на высоте H=2000

5.5, -- крутизна зависимости дальность полета в горизонт с располагаемой перегрузкой Navail >= 1.0 от высоты H

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)

58000.0, -- дальность ракурс 180(навстречу) град, Н=10000м, V=900км/ч, м

20000.0, -- дальность ракурс 0(в догон) град, Н=10000м, V=900км/ч, м

24000.0, -- дальность ракурс 180 град (навстречу), 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.

},

},

 

 

Почти.

Такая:

-- параметры зависимости Сx
0.08 , -- Cx_k0 планка Сx0 на дозвуке ( M << 1)
0.09 , -- Cx_k1 высота пика волнового кризиса
0.02 , -- Cx_k2 крутизна фронта на подходе к волновому кризису
0.05, -- Cx_k3 планка Cx0 на сверхзвуке ( M >> 1)

Это из #4231. В то же время

http://forums.eagle.ru/showpost.php?p=1908108&postcount=2

0.04 , -- Cx_k0 планка Сx0 на дозвуке ( M << 1)

0.05 , -- Cx_k3 планка Cx0 на сверхзвуке ( M >> 1)

С 0,05 не выполняются оба условия в ЗПС.

Условия из программы СУВ выполняются.

Смотри дальность и время полета.

В игре ракета летает даже быстрее

Какой запас по перегрузке у Р-27Р на высоте 10000 м при скорости встречи 1035 км/ч?

Не понял.

Тебе нужно значение располагаемой перегрузки ракеты на скорости 1035 км/ч?

И при этом на высоте 1000 м скорость ракеты при встрече всего 881 км/ч.

На этой скорости располагаемая перегрузка ракеты ровно 1. То есть она начинает падать.

Откуда вообще это программа?

От тех кто ей пользовался.

http://forums.eagle.ru/member.php?u=2354

 

Зачем тереть?

Я вроде лишнего не говорил,по теме.

Ты наговорил много лишнего и не по делу.

При последующем флуде пойдешь в режим чтения.

Не совсем понимаю, при чем здесь СУВ. СУВ работает с ЗРП, которые отображаются как ПР.

Да, но там дается рассчетное время полета ракеты, которое стоит принять во внимание.

Я же тестирую ЗВП, которая представляет собой максимальную дальность, на которой цель может быть поражена. При этом ЗРП<ЗВП, мы уже обговаривали это.

Я склоняюсь к данным из программы СУВ. Они мне кажутся более адекватными с учетом времени полета ракеты.

Тут есть одна странность. На высоте 10 км и скорости 1100 дальность пуска по СУВ - 60,65 км. Время полета ракеты 61 сек. Это значит что в последнюю секунду перед попаданием ракета уже не управляема. По номограмме из БП - дальность около 66 км. Она конечно может улететь на такую дальность но управляться уже не будет.

Теперь уже я не понял. Мы по какому критерию ракеты настраиваем - "еле долетает" на дальность по номограмме или "запас в 3g"? Если 1, то амраамы из #1 имеют некоторый запас по дальности. Если второе, то да, нужна перегрузка при скорости в 1035 км/ч. Т. е. нужен единый подход.

Да, нужен единый подход. Но даже в рамках одной ракеты он не применим. Если на больших высотах Р-27 еле долетают до цели с перегрузкой около 1, то на малых при попадании имеют запас в 2-3g.

Андрей Chizh,у меня вопрос по нашим ракетам воздух-поверхность с ЛГСН.

Почему после пуска, просто в воздух, ракета реагирует на перемещение лазерного пятна?, хотя никакого пятна ГСН в воздухе ловить не должна, ИМХО что у вас наведение не по пятну лазера на поверхности, а что-то близкое к радиокомандному наведению.

Я не понял, что значит пуск в воздух ракеты воздух-земля?

Трек есть?

Крамольный вопрос: а есть уверенность, что данные в программе правильные и использован правильный алгоритм?

Уверенность 100% можно дать только на то что каждый человек на земле конечен. :)

В данном случае уверенности не больше чем к номограммам из БП. Это из одних источников.

Кто автор и в рамках какой какой работы сделана эта программа? Последние 2 вопроса риторические, можно не отвечать. Это просто сомнения.

Кто-то, используя аппаратные и программные средства, которых не было в 1984 г., попытался отобразить расчет ЗРП на ПК (зачем?). Корректно ли он это сделал?

Такие же риторические вопросы можно задать и про номограммы из книжки БП.

Везде возможны ошибки и неточности.

Тогда бы наверное и не было смысла указывать 65 км для Vи = Vц = 1100 км/ч на номограмме ЗВП. Нарисовали бы 2 кривые (для пар 900 и 1100), сходящиеся на дальности (допустим) 59 км. Это странный подход - включать в номограмму часть дальности, где ракета неуправляема.

Согласен. Вопросы со временем управляемого полета ракет Р-27 остаются.

Впрочем, в БП на номограмме отлета ракет шкала времени тоже уходит за 60 секунд. То есть номограмма построена для неуправляемого полета ракеты, для отражения чистой баллистики, без учета системы управления. Если такой же подход применен при построении номограмм возможных пусков, то вероятно это баллистическая номограмма, без учета вероятности попадания.

ИМХО ЗВП - серьезный документ, чтобы от него отказаться.

Никто и не отказывается. Для информации все пойдет.

В случае с Р скорее наоборот - на малой высоте у нее 1 g.

Нет. На малых высотах запас перегрузки у всех Р-27 больше.

Если не трудно, что там у нее на высоте 10000 м при скорости 1035 км/ч? 3g или намного больше, чтобы использовать параметры из #4231?

У Р-27Р с коэффициентами из моего поста, располагаемая перегрузка на высоте 10 км и скорости 1034 км/ч равна 1,23g. Смотри скриншот.