Missile data question for military_upir, Darth, Chizh, etc.

[Охотник]

2Darth

Охотник

 

Хочу внести немного ясности в Ваши споры.

 

Пока ясности внести у вас не получилось. Мы всё это, как бы, знали :) Но нам это не помогло :(

 

На самой первой диграмме - в переднюю полусферу стрельба ведется с применение баллистической траектории и наведением со спрямлением (для старых ракет прямого наведения), а в заднюю только с использованием прямого наведения.

 

А вот тут не понятно. Из чего такие выводы делаете?

 

На счет ракет С300 - все даные http://pvo.guns.ru/s300p/data_sam.htm

правильные

 

А вот Muxel здесь: http://airbase.ru/forums/index.php?showtopic=24522 считает, что не совсем :).

 

"В юбилейной книге "Факела" масса 5В55Р и 5В55К указана одинаковая - 1665 кг.

Да, длина 7,2 м, диаметр 514 мм"

 

"Факелу" я верю больше...

1. Очень жаль. Судя по постам не все.

2. Из старых (когда учился) мудрых казенных учебников. :wink:

3. Дык масса ракет, меняется от партии к партии, даже в самой партии она разная (как и другие параметры), не говоря уже о модификациях. Для этого существует технические записи к каждой ракете, их перед применением считывают и ВМ комплекса учитывает индивидуальные характеристики каждой ракеты. Так что спор на пустом месте.

ЗЫ. Надо читать так - масса полторы тонны, длина 7 метров, диаметр пол метра - тогда не ошибетесь (дык это ведь не заводской чертеж). :lol:

[Охотник]

На счет удельного импульса. В 80-х годах в СССР существовали, и вполне легально, параллельно две системы измерений. Старая СГСИ (стандартная государственная система измерений) и новая - СИ (система интернациональная). Почему так - дык в СИ в очень многих формулах отсутствуют дополнительные коэффиценты. А СГСИ жила, по причине того что все приборы проградуированы били в ней. Дык вот и парились - мерили в одном - считали в другом.

В СИ тяга меряется в ньютонах а в СГСИ в килограмм-силах (соотношение между ними - 9.81 в пользу килограммов- дык это ускорение свободного падения). Расход одинаково. Посему удельный импульс в СИ в м/с а в СГСИ просто в секундах.

И вообще надо знать, что полная формула тяги

F=I*m+Fa*(Pa-Ph). И для РДДТ второе слагаемое весьма значителеное. Это я к тому что таким способом, каким Вы предлагаете умпульс можно лишь оценить с точностью до сотен м/с.

[Darth]

Здравствуйте, Охотник.

 

1. Очень жаль. Судя по постам не все.

 

И чего же мы ранее сморозили, что не согласуется с приведенными вами постулатами? :)

 

2. Из старых (когда учился) мудрых казенных учебников.

 

Ну а объяснить-то можете? Я вам охотно верю, но для целей построения правильной модели поведения ракет нам надо понять причину. Почему в ППС ракета летит по баллистике, а в ЗПС – по прямой?

 

3. Дык масса ракет, меняется от партии к партии, даже в самой партии она разная (как и другие параметры), не говоря уже о модификациях.

 

Это понятно. Но, во-первых, исходя из данных pvo.guns.ru имеем отклонение по массе на 6-7%, что много. Во-вторых, наш вопрос состоял в том, насколько (если вообще) отличаются массогабаритные характеристики 5В55К и 5В55Р. Думаю, в этом случае резонно оперировать значениями без учета случайных отклонений, каковые, по идее, и публикуются в официальных справочниках.

 

 

Про удельный импульс:

 

Спасибо за объяснение. Вопросы есть:

 

СГСИ (стандартная государственная система измерений)

 

Никогда не встречал ранее аббревиатуры "СГСИ". Единица "кгс" входит в состав системы МКГСС (MkGS), использование которой в СССР устанавливалось соответствующими ГОСТами. А каким документом регламентирован ввод системы СГСИ?

 

В СИ тяга меряется в ньютонах а в СГСИ в килограмм-силах (соотношение между ними - 9.81 в пользу килограммов- дык это ускорение свободного падения). Расход одинаково. Посему удельный импульс в СИ в м/с а в СГСИ просто в секундах.

 

Отсюда все равно непонятно, как получается секунда. Размерность кгс равна размерности Ньютона, т.е. [кг м/с^2].

 

полная формула тяги F=I*m+Fa*(Pa-Ph).

 

Это вы скорость истечения газов буквой "I" обозначили? :)

 

И для РДДТ второе слагаемое весьма значителеное. Это я к тому что таким способом, каким Вы предлагаете умпульс можно лишь оценить с точностью до сотен м/с.

 

Что-то не пойму. Удельный импульс есть отношение тяги к массовому расходу рабочего тела. Как на это влияет второе слагаемое в формуле тяги?

[Охотник]

И Вам большой привет Darth.

 

И чего же мы ранее сморозили, что не согласуется с приведенными вами постулатами? :)

В принципе ни чего особенного. Просто вклинится в разговор, проще выдвинув свои пастулаты, обобщая сказанное ранее ... и получить по шапке.

 

Ну а объяснить-то можете? Я вам охотно верю, но для целей построения правильной модели поведения ракет нам надо понять причину. Почему в ППС ракета летит по баллистике, а в ЗПС – по прямой?

В основном из соображений тактики, припрваленных экономикой. Вероятность попадания ракеты после прохождения различных режимов плюс стоимость ракеты и самолета. В лобовом столкновении надо сохранить самолет, ракета дешевка пускаем - ракету по баллистике. Если противник удирает и не опасен тратить ракету стоимостью в сотни тысяч надо с умом дык весь ум в ограничении режимов при котрых возможен пуск теми, которые обеспечивают максимальную вероятность поражения цели.

 

Это понятно. Но, во-первых, исходя из данных pvo.guns.ru имеем отклонение по массе на 6-7%, что много. Во-вторых, наш вопрос состоял в том, насколько (если вообще) отличаются массогабаритные характеристики 5В55К и 5В55Р. Думаю, в этом случае резонно оперировать значениями без учета случайных отклонений, каковые, по идее, и публикуются в официальных справочниках.

 

А оперировать для чего? Для баллистических рассчетов. Помоему в этом случае погрешности от других параметров будут выше. Например, в minizape у меня вопрос по Cx (уж больно он большой, но его компенсирует завышенный удельный импульс).

 

Никогда не встречал ранее аббревиатуры "СГСИ". Единица "кгс" входит в состав системы МКГСС (MkGS), использование которой в СССР устанавливалось соответствующими ГОСТами. А каким документом регламентирован ввод системы СГСИ?

Это вы скорость истечения газов буквой "I" обозначили? :)

Отсюда все равно непонятно, как получается секунда. Размерность кгс равна размерности Ньютона, т.е. [кг м/с^2].

:oops: Позор на мою голову. Как говорил наш проф по сопромату экзамен надо проводить не после окончания курса, а лет через пять и внезапно.

кгс - http://www.oval.ru/cgi-bin/enc.cgi/33573.html

МКГСС... конечно.

Дык формула тяги в СИ F=I*m

A в МКГСС F=g*I*m, где g - ускорение свободного падения, пресловутый размерный коэффициент.

 

ЗЫ. Ногами прошу сильно не бить.

[Yo-Yo]

Причем' date=' как я понимаю, и в этом режиме должно присутствовать определенное управление рулями, балансирующее ракету на угле атаки с нулевой подъемной силой.[/quote']

 

Нет не надо, есть такое понятие как устойчивость, в данном случае продольная, (распростронятся не буду - смотри учебник или справочник авиационного техника, дык там все написано, о чем тут народ спорит :lol: и еще много чего о чем он не и подозревает :wink: ) дык классическая ракета ею обладает по определению - она сама будет балансировать на нулевом угле. Дык есть такое понятие как дестабилизаторы они как раз и служат для уменьшения устойчивости и соответственно уменьшает размеры рулевых органов и т.п. с этим связанного.

 

Ну, положим, что такое устойчивость, мне известно... а по поводу ОПРЕДЕЛЕННОГО управления написал, т.к. ракета может проходить через трансзвуковой диапазон скоростей (вот, правда, приходится это на баллистический участок или нет - не знаю, врать не буду...) на котором вполне какая-то перебалансировка возможна.

[Vati]

from the F-16 manual:

 

http://users.skynet.be/dewit/files/MLU1.pdf

 

on page 55, we can see that to launch the AIM-120 at maximum range "Raero", the pilot receives the instruction to pitch the aircraft to 40 degrees "Launch Loft Angle".

 

Question (1): What happens if the pilot launches the AIM-120 from the horizontal flight? The missile will fly straight ahead, or it will automatically climb to the loft ballistic flight profile?

 

I think that in the R-27R, the missile is launched straight ahead, and then it automatically climbs. So in miniZAP, we assume that the missile will automatically fly to the "Preprogrammed Loft" angle, even when it's launched straight ahead. But for the true "maximum range" Raero, we should set the Launch Loft Angle = 40 degrees.

 

The problem is that we know the AIM-120 can be launched at 40 degrees loft angle, but we also know the R-27R1 has maximum controlled flight time of 60 s.

 

From miniZAP, we can see that the effect of a high loft ballistic flight profile is to increase the range of the missile, but also to decrease its average horizontal speed and increase its time of flight. Launch Loft Angle of 40 degrees exceeds the ability of the missile to return to the target altitude within 60 s.

 

Therefore, we can make two conclusions:

(1) Maximum controlled time of flight of AIM-120 is greater than 60 s. (But, what is it??)

(2) Maximum Preprogrammed/Launch Loft Angle of R-27R is less than 40 degrees. (But, what is it??)

 

SK,

 

Ok we know that max speed of missile is 4M, we know that max aero range is ~30nm to get at the same level as it was lauched from and we know that to achive this pilot needs to pitch 40deg up to achive loft.

Now following on what we know from this we have an answer your question on "preprogrammed" loft - THERE IS NO FIXED ONE.

The AMRAAM flight path is fully dynamic and is based on the situation. What I want to say is that the missile will take what FCC thinks it to be the best to achive interception. It's as simple as that.

And to answer your question what will happen if the pilot does not pitch 40deg up... the missile will try to do it itself, however it will use more fuel than needed to achive similar loft profile and the range will be shorter.

 

How does this help us WRT R27R? I would say R27R does something similar since it's also radio corrected/ins and not a beam rider in a AIM7 sanse.

 

Sometimes things are more simple than we try to make them ;)

 

// Vati

[Han]

2 Dart:

Для Р-27ЭТ (ровно, как и для Т) пуск возможен только после того, как ГСН захватила цель. Мало того, их подряд еще пускать нельзя - вторая ракета захватит факел предыдущей...

 

Преимущество? Стрельба в догон. При атаке в ЗПС необходимо обеспечить разницу скоростей 150км/ч для захвата радаром, а это не всегда возможно. Кроме того - у "энергетических" 27-х дальность пуска в ЗПС на больших высотах под 25-28км, а у "простых" - менее 12-15.

А теперь посчитай сколько придется киросинить перехватчику за целью при преимуществе в скорости скажем 500км/ч эти 12км... Полторы минуты... За полторы минуты может что угодно произойти.

А если вспомнить, что Су-27 с полным б/к вообще с трудом до 1.5 маха разгоняется...

Кроме того, учитывая большую энергетику Р-27ЭТ, она менее "чувствительна" к маневру цели.

Время подлета к цели при пуске с одинаковых дистанций у нее значительно меньше, что не маловажно.

В общем я бы не сказал, что она "бессмысленна"...

[SwingKid]

Ohotnik:

 

Generally agreed. I think that during the radio-corrected phase, the missile uses ballistic trajectory in the vertical plane, and "proportional navigation" (with help from signals of radio correction) in the horizontal plane.

 

From the four algoirithms in your description, which one is "proportional navigation"?

 

 

Yo-yo:

 

Also agreed. In the miniZAP simulator, missiles like R-60MK and AIM-9 must use angle of attack to maintain lift (podemnaya sila) during horizontal flight. You can see it by using the "Single Step" button - the "AOA" decreases while the missile accelerates, and increases as it decelerates, to always maintain level flight with ny = 1 (Turning Acceleration = 0). For missiles like AIM-120 in miniZAP - after they achieve the optimum loft angle, the AOA is zero, and the "Turning Acceleration" is the component of gravitational force that is perpendicular to the missile velocity. The drag force is increased if the angle of attack is not zero.

 

 

Darth:

 

The maximum controlled flight time of the missile is determined by the power source that it uses for the control surfaces.

 

In missiles like the AIM-9, they are powered by expanding gases when the missile motor starts burning. This method is good for 20-60 seconds.

 

In missiles like the AIM-7M and R-27R, the control surfaces are powered by "open loop" hydraulics. To make the missile small, the hydraulic system is simple and can flow only in one direction. The fluid is released to the atmosphere during the missile flight, so this method is only good for 1-2 minutes.

 

In large missiles like AIM-54, there are "closed-loop" hydraulics. The missile time of flight is therefore limited only by the battery, and it may be several minutes.

 

Missiles with a "lifting body" design have smaller control surfaces at the tail that require less power, for example R-77. From miniZAP now we can understand why low-power control surfaces are an advantage - the power consumption of the control surfaces limits the flight time, therefore the loft angle, and therefore the range.

 

The AIM-120 also has a lifting body design and small control surfaces, but I don't know what is its method - maybe electric like the R-77? It has thermal batteries for the active radar, maybe they are also used for control. How long such batteries last, I don't know, but from the manual which shows a 40 degree loft angle for AIM-120 we can guess it is 1,5 minutes minimum.

 

 

Regarding use of seconds as units of specific impulse, this appears in American sources:

 

http://www.usafa.af.mil/dfp/cockpit-phys/pp1ap2.htm

 

"Interestingly, the units of specific impulse turn out to be seconds, which you can easily verify."

 

 

Regarding motor burn at altitudes. Time of motor burn of R-27R1, for example, is 4.6-7.5 seconds. At low altitude, the propellant burns faster due to higher ambient air pressure and generates higher thrust, but it stops burning sooner. And vice-versa at high altitude. But the total impulse is almost constant at 15350 kgs and this is what is modelled in miniZAP, with the "average" burn time 6 seconds. (You can change the values manually to what is correct at the different altitudes and see that it makes no difference to the computed range.)

 

The specific impulse varies according to the temperature of the fuel. For terrestrial applications up to 20 km altitude it's almost constant, due to low heating from friction of aircraft motion. But for space rockets flying at high speed to 300 km altitude something is different, and the HTPB propellant may increase from 230-250 s to around 270 s or more. I don't know how it works, but those are the numbers I have received.

 

 

For the MIM-104: what you have described (11000 kg for 11.5 s) is what I have already done in version 0.08 beta of miniZAP (see earlier message). I spoke with a local professor who told me the most advanced missile fuels now have specific impulse 230-250 s (unless it's a space rocket, which may be 270-310 s). 11000 kgf * 11.5 s / 240 s = 527 kg of propellant. That is more than half of the MIM-104 starting weight. It's already like this in miniZAP, but I consider it to be incorrect.

 

 

Yo-yo:

 

I think that the aerodynamically unstable missiles which require such control during ny=0 flight are those "lifting body" designs with small control surfaces at the tail position: AIM-120, R-77, Patriot and S-300. With angle of attack != 0, the angle of attack "wants" to increase more. Missiles with non-moving tail surfaces (R-27R, AIM-7) should be aerodynamically stable and automatically want to fly with zero angle of attack.

 

 

Vati:

 

What is the speed, altitude and pitch of the launching aircraft, if the AIM-120 will achieve M=4? What is the altitude, for which maximum range with loft is 30 nm? Without knowing such parameters, those numbers "M=4" and "30 nm" have little value to simulation designers. If you do the math, you'll discover there is just no way a 40-degree lofted Mach 4 aerodynamic projectile is going to come back down to its launch altitude within 30 nm (including head-on target motion). You can try using miniZAP to loft even the unpowered "smart bomb" under those conditions and see what you get as a result. Depending on altitude, 40-80 nm is more like it. The AIM-120 may be a Mach 4 missile fired horizontally from a Mach 2 jet, but there aren't many jets that can do Mach 2 in a 40-degree climb. The problem is complicated.

 

 

Han:

For me the question is not about R-27ET, but rather - why did they create R-27T, when it cannot be carried by MiG-29? :)

 

Also, from the source:

 

http://airbase.ru/forums/index.php?act=ST&f=3&t=2411

 

We see the range of R-27T/ET is similar to R-27R/ER. So, what now - the R-27T/ET uses loft also? I will assume: yes.

 

 

Vsem:

 

From the table:

 

http://airbase.ru/forums/index.php?act=ST&f=3&t=2411

 

I think now that R-27R1 and R-27R should have the same range, and both should use loft trajectory. Also, I think R-27T and R-27ET should use loft trajectory, because their range is very similar. So, I will create a new version of miniZAP with correctly calibrated drag model.

 

The good news is that it will no longer be necessary for me to use the "skin drag factor 1.3" cheating to achieve good results with heat-seeking missiles in miniZAP. Also, I am testing the new drag model with artillery shells, and the results are already good.

 

The bad news is that this change will reduce the range of AIM-54 and R-33, which already seem too short in miniZAP.

 

I will post a link when the new version of miniZAP is ready. Until then, thank you for this discussion. It's very helpful!

 

-SK

[Охотник]

Ohotnik:

 

Generally agreed. I think that during the radio-corrected phase, the missile uses ballistic trajectory in the vertical plane, and "proportional navigation" (with help from signals of radio correction) in the horizontal plane.

 

From the four algoirithms in your description, which one is "proportional navigation"?

 

Последний, как частный случай.

[Vati]

Vati:

 

What is the speed, altitude and pitch of the launching aircraft, if the AIM-120 will achieve M=4? What is the altitude, for which maximum range with loft is 30 nm? Without knowing such parameters, those numbers "M=4" and "30 nm" have little value to simulation designers. If you do the math, you'll discover there is just no way a 40-degree lofted Mach 4 aerodynamic projectile is going to come back down to its launch altitude within 30 nm (including head-on target motion). You can try using miniZAP to loft even the unpowered "smart bomb" under those conditions and see what you get as a result. Depending on altitude, 40-80 nm is more like it. The AIM-120 may be a Mach 4 missile fired horizontally from a Mach 2 jet, but there aren't many jets that can do Mach 2 in a 40-degree climb. The problem is complicated.

SK,

Sorry for making short reply, but I got frustrated that my initial post was lost due session expairation on the forum :evil:

 

I agree fully with you that there is still a lot missing. I never really meant to sound like it will be easy if you look at given numbers.. 4M vmax, 30NM Raero, etc. My intention was more into the direction that we are prone to get dragged into some hard thinking when the solution could be more simplier that what we wanted to be. Anyways...

 

What I suggest you is to take a new angle from the given attempt to simulate the missile... I would go from your "brute force" trial & error more into writing a genetic algorithm which would be based on generic missile profile for missile type. Then play with weights, etc. to get out the aproximation of the missing data.

 

We both know that getting 100% correct model is impossible.. hell even Raytheon does not have 100% correct simulated model ;) I would say that my suggested approach to the problem might give faster and more accurate solution to the problem we are facing here.

 

Keep up the good work.

 

Cheers,

 

// Vati

P.S. The glide logic is way over optimistic... some missile can almost achive orbit (if I am a little sarcastic) ;) Also I suggest you to get interval stop at simulation when the missile reaches the same altitude as is the target. Right now it's almost imposible to get right range out, since simulation does not stop at target altitude.

[Han]

Range of 27Т is shorter on 16% then 27R.

[Han]

For me the question is not about R-27ET, but rather - why did they create R-27T, when it cannot be carried by MiG-29? [/qoute]

 

Who have say this to you?

MiG-29 9-13 can carry 27T/R/ET/ER.

The metodic document, which was posted by Military_Upir on Sukhoi.ru, is about MiG-29E, the export variant of MiG-29 ;)

You can read, thet it have radar RLPK-29E, IRST OLS-29E, ect... ;)

[Darth]

Hello everybody!

 

Охотник

 

Если противник удирает и не опасен тратить ракету стоимостью в сотни тысяч надо с умом дык весь ум в ограничении режимов при котрых возможен пуск теми, которые обеспечивают максимальную вероятность поражения цели.

 

Хм, интересно... Может быть, другое имелось в виду: если данная цель может быть поражена и без выхода на баллистическую траекторию, то полет осуществляется по прямой? Ну так это и для ППС справедливо... А в противном случае будем иметь слишком большие потери дальности.

 

Например, в minizape у меня вопрос по Cx (уж больно он большой...

 

Вот те раз – мне как раз показалось, что он больно маленький! :) (У меня модель снаряда от АК-130 далеко за 30 км улетела. А должно бы быть 22...)

 

Yo-Yo

 

...ракета может проходить через трансзвуковой диапазон скоростей... на котором вполне какая-то перебалансировка возможна.

 

Сомнительно, что это окажет ощутимое влияние на устойчивость ракеты. Перебалансировка происходит из-за выгорания топлива, а перемещение фокуса – это мелочь, т.к. хорда крыла по сравнению с длиной фюзеляжа слишком ма-а-аленькая :) (не то, что у самолета).

 

Han

 

Мало того, их подряд еще пускать нельзя - вторая ракета захватит факел предыдущей...

 

Да это, вообще-то, ко всем ракетам с ТГС относится :). У нас разве что "Джигит" умеет "Иглы" парами пускать, и то разводит их в стороны.

 

По поводу необходимости Р-27ЭТ: да это понятно всё, но вероятность возникновения такой тактической ситуации, в которой Р-27ЭТ имеет при атаке в ЗПС серьезное (оправдывающее ее существование) преимущество перед другими ракетами (Р-27ЭР или той же Р-27Т), я оцениваю как весьма низкую. Начнем с того, что атака в ЗПС – само по себе не частое дело.

 

Andrew

 

First, thanks for the explanations, I have a clearer understanding of some things now :)

 

The AIM-120 also has a lifting body design and small control surfaces, but I don't know what is its method - maybe electric like the R-77?

 

But R-77 designers seem very eager to remind that it is exactly the lattice fins that made electric actuators possible (hence weight savings, longer controlled flight, etc., even though higher drag) – they say it whenever asked why they chose such a solution. Perhaps, "classic" controls couldn't be made electrically-powered on this class of missiles?

 

"Interestingly, the units of specific impulse turn out to be seconds, which you can easily verify."

 

Huh, I see their point now: they measure fuel weight (m*g), not mass (m). I am not sure whether this approach is justified, though. Interestingly, in the Great Soviet Encyclopedia (1968) Isp is measured in seconds too, but nowadays, as far as I can tell, in Russian sources it is usually 'm/s' (of course, the value is G-times higher).

 

By the way, check this site: http://colonization.narod.ru/practica/rocket/TTD/index.htm . You may find something of interest on the subject (particularly starting from here: http://colonization.narod.ru/practica/rocket/TTD/srm.htm ).

 

For me the question is not about R-27ET, but rather - why did they create R-27T, when it cannot be carried by MiG-29?

 

He-he, good point :)

 

 

Снова Han :)

 

MiG-29 9-13 can carry 27T/R/ET/ER.

 

Не "9-13", а "9-13С" и далее. Разные вещи...

[Han]

Не "9-13", а "9-13С" и далее. Разные вещи...

 

Откуда дровишки? С чего ты взял-то?

У меня источники (очень достоверные) дают информацию, что 9-13 Р-27ЭР/ЭТ таскать может.

[SwingKid]

Vati:P.S. The glide logic is way over optimistic... some missile can almost achive orbit (if I am a little sarcastic) ;) Also I suggest you to get interval stop at simulation when the missile reaches the same altitude as is the target. Right now it's almost imposible to get right range out' date=' since simulation does not stop at target altitude.[/quote']

 

Good question. But again, it's a bit more complicated than I originally thought. An earlier beta version of miniZAP terminated the intercept when the missile descended through the target altitude exactly as you describe, but this gave a lot of problems and unrealistic results.

 

For example: If the descending missile has a very high speed when it crosses the target altitude, then it probably did not fly an efficient maximum-range trajectory, because some of that surplus descending speed should have been exchanged for more horizontal range. For maximum range, the missile should descend with a bit more angle of attack and lifting force, so that it reaches the target altitude at the exact moment that it decelerates to the minimum acceptable speed.

 

Calculating the required angle of attack for this maximum-distance intercept is a difficult task. When you increase angle of attack to try to generate extra lift, you increase your drag. As you decelerate due to drag, you need more angle of attack to get the same amount of lift, causing more drag, etc. What is the optimal trajectory? A straight line, independent of missile speed? A curve that varies according to speed? A curve that varies according to altitude? Sometimes these trajectories increase the range, other times they can decrease it because of the added drag.

 

The "Loft Glide Logic" was the best result I achieved after about a week of trying to give the missiles an intelligent descent profile, so that they would decelerate to the minimum acceptable speed at the same time that they reached the target altitude. Unfortunately, it still causes sporadic oscillations about 10% of the time, so it may decrease range instead of increasing it. I had to make it an experimental option that could be turned on or off.

 

In the absence of the Loft Glide Logic, as a "next-best" estimate, miniZAP may allow a high-speed descending missile to actually continue to descend past the target altitude, until it runs out of "energy". Energy is a function of both speed and altitude. The idea is that in theory, a truly intelligent missile would be able to "somehow" exchange its extra speed for the missing altitude in approximately the same amount of distance.

 

Note that this is not as serious a problem in real life - the missile simply adjusts its intercept flight path to whatever is necessary for the target range, and then succeeds or fails the intercept. It is only a problem for me because miniZAP is doing it backwards - trying to find the target range from a "blind" maximum-range flight profile.

 

Another problem was that a non-lofted missile trying to stay on the target the whole time would "snake" up and down, ever so slightly, around the target altitude. Each time it descended below the target altitude, it would trigger a stop to the simulation, even if the missile was nowhere near its maximum range and was in the process of "snaking" back up again. The "minimum energy" condition turned out to be more reliable because it happens only once - when the missile runs out of both altitude AND speed, it will never get them back again. This was the best compromise I could find.

 

Han:

 

Ok, there is a new version of miniZAP 0.10:

 

http://www.ecf.utoronto.ca/~pavacic/missiles/minizap.zip

 

The R-27R, R1, ER all use loft. The R-27T and ET does not. So you can see the problem, the range of ET is 39 km, the range of ER is 66 km. Loft does not increase the range by 17% difference, but rather 69%. And in the theme:

 

http://airbase.ru/forums/index.php?act=ST&f=3&t=2411

 

...it is said that range of R-27ET should be similar to ER. How is it possible, when one uses loft and the other, no? :(

 

 

Yes, there are versions of MiG-29 which use R-27T, ET, ER. However all jets which can carry R-27T, they can also carry R-27ET. So my question - who uses the R-27T?

 

 

Всём:

 

The drag model of the new miniZAP version 0.10 beta can now be verified with the "Artillery Shell". The data is here:

 

http://www.ip-mostar.com/pdf/105_HEM1PDM557.pdf

 

If you wish, you can try it:

 

(1) Select "105 mm Artillery Shell (test)" from "Missile Parameters"

(2) Launch Altitude = 0

(3) Target Speed = 0

(4) Launch Loft Angle = 45

(5) Set the Launch Speed = 1778.4 km/h (= 494 m/s muzzle velocity) and click "Launch"

 

The calculated range is 11.6 km, compared to specification 11.5 km.

 

If the Launch Speed is 713.16 km/h (= 198.1 m/s muzzle velocity), calculated range is 3.4 km (compared to specification 3.51 km).

 

You can see that the effect of drag on the artillery shell is significant by comparison, making its length and diameter = 0. In this case the range is more than doubled and the decelerating force is reduced by about 75%.

 

Therefore, I think the drag model in miniZAP is now approaching reality. If the missile ranges do not match the documentation, it is probably because we are using incorrect "Minimum Missile Speed" or the incorrect loft angle (which should be changed according to altitude and other factors).

 

Hope this helps,

 

-SK

[Охотник]

Доброе время суток.

 

Hello everybody!

 

Охотник

 

Например, в minizape у меня вопрос по Cx (уж больно он большой...

 

Вот те раз – мне как раз показалось, что он больно маленький! :) (У меня модель снаряда от АК-130 далеко за 30 км улетела. А должно бы быть 22...)

 

Дык, я говорь о параметре Skin Drag Factor. В хелпе написано

"Skin Drag Factor" - miniZAP models several different kinds of drag, including induced, form, wave, and viscous or "skin" drag. This value is used to help model the increased viscous drag caused by turbulent air flow behind the forward control fins on some infrared guided missiles.

Немного путано, но вцелом можно понять что это и есть Cx.

Дык, он не постоянен и меняется по закону

Сx=Cx0+Су^2/А

Cx0 - волновое сопротивление (насколько помню).

Су - коэф. подъемной силы.

А - ни что иное как величина, обратная аэродинамическому качеству.

В первом приближении можно считать, что

Сх0- постоянен до 0.8М (=0,05)и после 1.0М (=0,1), между ними линейно снижается.

Сy - зависит от угла атаки - в первом приближении можно считать что

1 - линейно зависит от угла атаки.

2 - зависит от скорости так же как и Сх0, с величинами для угла в 15гр. 0.5 и 0.2, соответственно для до-звука и сверх-звука.

Аэродинамическое качество - главный камень приткновения, оно сильно зависит от компоновки.

Типовой график аэродинамического качества для ракеты со средним оперением будет выглядеть как:

- рост от 0 до 5 на дистанции 0М- 0.8М (нечто похожее на плотность вероятности - разогнутая 'S'),

- линейный спады от 5 на 0.8М до 2 на 2М (с провалом (зазубреной) до 4 в районе звука)

- и от 2 до 1 с 2М до 10М.

Таким образом, без управления Сх может колебаться в пределах 0.05-0.1, а при управлении доходить до 0.15, но не 1.0 как minizap.

 

Cсылка - статья по гиперзвуковой аэродинамике, правда ЛА, не ракет.

http://www.synerjetics.ru/article/aerodin.htm

 

ЗЫ Тут только что надыбал хороший мануал (правда качается всего 6КБайт/с - это PDF посему рекомендую качать как объект)http://lib.susu.ac.ru/cgi-bin/ftd-redir?base=DLIB&key=000000000021&dtype=F&etype=.pdf - Описан приближенный расчет аэродинамики ракет с примерами и мануалом к самописной проге, интересно, а ее надыбать можно?

[SwingKid]

Some words about "Skin Drag Factor".

 

Previously, I thought that the R-27R1 did not use loft.

 

With this assumption, I could succeed to calibrate miniZAP to match the known range of R-60MK, or R-27R1, but not both at the same time. The R-27R1 which was designed to achieve the same range in miniZAP without loft, as the real R-27R1 with loft, required artifically low drag coefficient. So, I thought that the drag coefficient needed to be increased for R-60MK. I applied the increase to all infrared missiles, because they have control surfaces at the nose.

 

In the new version 0.10, Skin Drag Factor is not used and all of the missiles have it set to 1.0, and the drag is correspondingly increased for all missiles. R-27R1 achieves the longer range by using loft. So now the 22 km /30 km test distance may be partly corrected.

 

The true coefficients and drag mathematics are hidden in the program, but an approximate expression is:

 

CxO = Cdf * Cdwave * {[sDRF * Cdvisc(L)] + Cdform(A)}

 

where:

 

CxO = non-induced drag

Cdf = experimental correction factor

Cdwave = supersonic correction factor

SDRF = "Skin Drag Factor"

Cdvisc(L) = skin friction viscous drag, depends on missile body length and Reynolds number

Cdform(A) = form drag, depends on cross-sectional area

 

The ratio Cdvisc / Cdform was determined from the "10:1", "11:1" and "12:1" test bodies launched at supersonic speed, to correspond with known fact that 11:1 length:diameter ratio provides lowest missile drag (compare to AIM-54, etc.) for constant internal volume.

 

Cdwave is modelled:

 

 

Cf is determined experimentally by comparing against the known range of missiles and artillery shells.

 

SDRF is an artificial correction factor for testing and "cheating". The user is only able to correct the viscous drag by this method, but for most missiles the viscous drag is much larger than the form drag. Other categories of drag (including induced drag CxI) can be changed only by the programmer.

 

Hope this helps,

 

-SK

[Darth]

Han

 

Откуда дровишки? С чего ты взял-то?

 

Дык прикол в том, что это везде пишут :). Берешь любой первый попавшийся открытый источник и читаешь про "9-13С" – обязательно будет что-нить вроде "в состав вооружения включены Р-27ЭР, Р-27Т и Р-27ЭТ". Нельзя что-то включить в состав, если оно там уже было :)

 

Вообще на "9-12" и "9-13" по умолчанию, похоже, АКУ-470 стоят – если так, Р-27Т сразу исключаются. Другое дело, что АКУ на АПУ поменять большого ума не надо, да и если СУВ умеет "общаться" с Р-60 и Р-73, то Р-27Т вряд ли будет представлять какую-либо сложность. А не вешают их на 29-е скорее всего потому, что у него и так ракет средней дальности всего две, так зачем же последние отнимать? :)

 

У меня источники (очень достоверные) дают информацию, что 9-13 Р-27ЭР/ЭТ таскать может.

 

А что за источники?

 

Andrew

 

The drag model seems better now. And that 105mm shell model is truly remarkable :)

 

As a matter of fact, AIM-54C now has Rmax=186 km with launcher and target speeds of Mach 1.5 at 16,000 m altitude (with "Loft Glide Logic" unchecked). As far as I understand, that's what should be expected.

 

I have a proposal: how about a slider that controls simulation speed, i.e. "Step delay"? Sometimes it is desirable to research a certain phase of the flight in greater detail, but if the step delay is set too high, the user has to wait long for the phase to begin.

 

P.S.: The simplest way to do it is to leave "Step delay" field enabled during the simulation.

 

Охотник

 

Доброе время суток.

 

И вам того же :)

 

Ну про "Skin Drag Factor" Andrew уже сам рассказал, а за ссылку спасибо :).

[Han]

Дык прикол в том, что это везде пишут . Берешь любой первый попавшийся открытый источник и читаешь про "9-13С" – обязательно будет что-нить вроде "в состав вооружения включены Р-27ЭР, Р-27Т и Р-27ЭТ". Нельзя что-то включить в состав, если оно там уже было

Мурзилки... Меньше верь мурзилкам - и будет тебе счастье ;)

 

А не вешают их на 29-е скорее всего потому, что у него и так ракет средней дальности всего две, так зачем же последние отнимать?

Логично. Но возможность имеется.

Ну и вообще говоря Р-27ЭР лучше Р-27Р как минимум тем, что время подлета меньше, "Др2" у нее больше.

 

А что за источники?

Ну источники... ;) Не зряж я в МАИ учусь в конце концов, 5-й курс и все такое... ;)

[Yo-Yo]

А - ни что иное как величина, обратная аэродинамическому качеству.

 

А это не так.

Аэродинамическое качество - это Cy/Cx, т.е.

 

K=Cy/(Cx0+A*Cy^2), т.е. A (называемое обычно коэффициентом отвала поляры) - это совсем не 1/К.

[Yo-Yo]

 

Good question. But again, it's a bit more complicated than I originally thought. An earlier beta version of miniZAP terminated the intercept when the missile descended through the target altitude exactly as you describe, but this gave a lot of problems and unrealistic results.

 

For example: If the descending missile has a very high speed when it crosses the target altitude, then it probably did not fly an efficient maximum-range trajectory, because some of that surplus descending speed should have been exchanged for more horizontal range. For maximum range, the missile should descend with a bit more angle of attack and lifting force, so that it reaches the target altitude at the exact moment that it decelerates to the minimum acceptable speed.

 

Calculating the required angle of attack for this maximum-distance intercept is a difficult task. When you increase angle of attack to try to generate extra lift, you increase your drag. As you decelerate due to drag, you need more angle of attack to get the same amount of lift, causing more drag, etc. What is the optimal trajectory? A straight line, independent of missile speed? A curve that varies according to speed? A curve that varies according to altitude? Sometimes these trajectories increase the range, other times they can decrease it because of the added drag.

 

-SK

 

 

Ничего, что я по-русски :)?

На самом деле, это не задача. Минимальные потери энергии будут при нормальной перегрузке =0, т.е. при угле атаки нулевой подъемной силы. Это и есть полет по баллистике.

Расчеты, однако, показывают, что значительного увеличения дальности при снижении ny от 1 до 0 не произойдет, а гораздо больший эффект достигается при полете ракеты на большей высоте из-за снижения плотности воздуха.

[Darth]

Han

 

Мурзилки... Меньше верь мурзилкам - и будет тебе счастье

 

Дык тогда получается, что везде – одни мурзилки. И куда бедному крестьянину податься? :)

 

Ну и вообще говоря Р-27ЭР лучше Р-27Р как минимум тем, что время подлета меньше, "Др2" у нее больше.

 

Дык кто спорит-то? Но тогда сразу вопрос: мурзилки пишут, что количество ракет средней дальности на "9-13С" возросло с 2 до 4, причем 2 из них могут быть Р-27ЭР/ЭТ. Если самолет может быть вооружен Р-27Р, что мешает повесить на него Р-27ЭР? В чем состояла проблема, которая якобы решена только на "9-13С"? Может ли "9-13" применять ЭР?

 

P.S.: Пойдем дальше – а может ли "9-12"? :)

 

Yo-Yo

 

Аэродинамическое качество - это Cy/Cx

 

Я в учебник давно не заглядывал, но что-то мне кажется, что аэродинамическое качество – это отношение подъемной силы к сопротивлению. А если так, то при том же скоростном напоре в вашей формуле регулирующий коэффициент появится – отношение площади фронтальной проекции ЛА к площади крыла, т.к. характерные площади для подъемной силы и сопротивления разные :)

 

P.S.: Это я точно не знаю, это я так думаю :)

[Han]

Может ли "9-13" применять ЭР

Может.

Вопрос в том, что подвеска ракет с массой на 100кг больше при том, что дальности пуска всеравно не вырастают врядли является удачным ходом...

[SwingKid]

Уважаемый Darth:

 

MiG-29 uses APU-470 for R-27R. I don't know why books say that only MiG-29 9.13S and newer variants can use R-27T, but I believe that it's correct. I've never seen a photo of R-27T carried by 9.12 or 9.13. I saw a photo of MiG-29 9.13S with R-27T, but the missiles were red color, "experimental". R-73 on the same aircraft were white.

 

The simplest way to do it is to leave "Step delay" field enabled during the simulation.

 

This is another good idea that I already tried, but was unfortunately not practical. Leaving fields enabled after clicking the "Launch" button greatly increases the simulation time on my computer, and miniZAP needed an option to allow faster calculations. You can verify this by clicking Launch once with step delay 0 ms, and the identical simulation with step delay 1 ms, and then again with 2 ms. You will see that 1 ms (with fields enabled) is much slower than 0 ms, but 2 ms is not twice as slow as 1 ms. The delay caused by active updating fields is significant.

 

The best alternative solution I have found is to click "Single Step" once, and then hold down the Enter key to step quickly until the simulation advances to the correct point.

 

 

Can you give the data for AK-130 ammunition? Maybe I will include it as a test object in a later version, so you don't have to type in all the numbers by hand.

 

 

Уважаемый Yo-yo:

 

Расчеты, однако, показывают, что значительного увеличения дальности при снижении ny от 1 до 0 не произойдет, а гораздо больший эффект достигается при полете ракеты на большей высоте из-за снижения плотности воздуха.

 

Внимание: Я верю что вы - больший аэродинамик чем я. Но насколько я понял, правда вашего утверждения может сильно зависить от высоты.

 

We can perform an experiment. In miniZAP, projectiles without fuel do not maneuver during the launch: ny = 0. For missiles containing fuel, ny = 1 at the moment of launch, so that they fly in a straight line away from the launching aircraft. This will allow us to compare the drag resistance at high and low altitude, ny=1 and ny=0.

 

Low altitude, ny = 0:

(1) Choose "AIM-54C Phoenix" from the Missile Parameters.

(2) We will remove all fuel. Change the Launch Mass = 309 kg

(3) Change the Propellant Mass = 0 kg

(4) Launch Altitude = 1000 m

(5) Launch Speed = 2500 km/h (typical missile flight speed)

(6) Click button "OK"

(7) Examine data under "Trajectory Calculation"

 

We can see the "Turning Acceleration" is -9.8 m/s/s. This is proof that ny=0 - it is the gravitational acceleration. We see also that Angle of attack (AOA) is 0 degrees. The drag is shown as "Linear Acceleration" - it's -55.81 m/s/s.

 

Low altitude, ny = 1:

(1) Do the same as before, but now make Propellant Mass = 1 kg (for minimum thrust)

(2) Click button "OK"

 

Now we see the "Turning Acceleration" is -6.4e-6 - very small, almost zero. The gravity is cancelled by the lifting force, because angle of attack AOA = 0.065 degrees. However the drag Linear Acceleration is -65.49 m/s/s. Difference between ny=0 and ny=1 at low altitude - сопротивление увеличено на 17% - range may not be greatly affected.

 

High altitude, ny = 0:

(1) As before, but:

(2) Launch Altitude = 30000 m

(3) Propellant Mass = 0 kg

(4) Click "OK"

 

Turning acceleration is again -9.8, AOA is 0, Linear Acceleration is -3.587 m/s/s.

 

High altitude, ny = 1:

(1) As before, but Propellant Mass = 1 kg

(2) Click button "OK"

 

Turning acceleration is almost 0, AOA is increased to 1.188 degrees, Linear Acceleration is increased to -13.20 m/s/s. Difference between ny=0 and ny=1 at high altitude - сопротивление увеличено на 268% - range WILL be greatly affected.

 

We can see that yes, the ballistic loft flight profile greatly reduces the drag and increases the range of the missile. In both cases, changing ny from 0 to 1 increases the resistance deceleration by about 10 m/s/s. But, at low altitude this is small compared to the normal resistance, and at high altitude it is large. So, attempting to maneuver or generate lift during the ballistic loft at high altitude can have a much bogger effect on maximum range, than at low altitude, and it can destroy the advantage of the loft profile. For the loft to be effective, the missile must be purely ballistic at the top part of the loft, and not attempt to maneuver until it has descended some distance. This is why the "Loft Flight Logic" profile in miniZAP is a strange curve - like an artillery shell at high altitude, and then curving back to level flight only after it has descending some distance to the target altitude. I was trying to find the absolute maximum range that was physically possible.

 

For a similar reason, I found that the theories, that maximum Cy/Cx or maximum lift/drag gives the maximum range is generally not sufficient for supersonic lofted missiles which descend through air of changing density. It usually reduced the range, so I invented my own "Loft Logic" flight profile by trial and error.

 

классная дискуссия! :)

 

-SK

[Olgerd]

Yo-Yo

 

Аэродинамическое качество - это Cy/Cx

 

Я в учебник давно не заглядывал, но что-то мне кажется, что аэродинамическое качество – это отношение подъемной силы к сопротивлению. А если так, то при том же скоростном напоре в вашей формуле регулирующий коэффициент появится – отношение площади фронтальной проекции ЛА к площади крыла, т.к. характерные площади для подъемной силы и сопротивления разные :)

 

P.S.: Это я точно не знаю, это я так думаю :)

 

А зачем ему появляться в отношении коэффициентов сил если оно постоянное (в нашем случае)?

Проблем совсем не в этом, а в том чтобы знать зависимость К от М.