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

[Туча]

C Yo-Yo согласен - ракеты сильно не изучал! :wink: Помню что говорили, что топливо израсходуется в течении первых 15 секунд полета (могу ошибиться). Подрыв разной комбинации взрывателей обеспечивает различный тип рассеивания осколков (конус., загадительный). Начальная траектория полета задается на старте.

Кстати если не ошибаюсь то индекс П (например С-300 ПТ) означает П-передвижная, т.к. изначально планировался выпуск С-стационарных систем (как С-200 вокруг Москвы) были ли они произведены не знаю.

Есть еще индэкси А и У вроде означают тип тягача (МАЗ и УРАЛ) - но за енто точно отвечать не буду. :D Также есть еже Ж вроде железнодорожная платформа.

[flogger]

2 Охотник:

 

>Ранний или нет еще вопрос. Здесь полные потемки в том плане что существет несколько названий. Вообще это имеет длинную историю.

 

Насчет длинной истории-это верно 8) Поэтому всего пересказывать и не буду.

 

>В целом все названия можно разделить на три группы. Открытое название (типа С-300) используются для средств массовой информации.

 

Не совсем верная информация,ИМХО. "Групп" действительно три:С-300В,С-300П и С-300Ф(Постановление Совмина от 27.05.69г).

И это не "открытое"-а официальное название.Внутризаводские индексы систем малость другие:например "Бук" имеет индекс 9К37,"Оса"-9К33 и т.д..

 

>Так что В-500К - открытое название (или заводской индекс ?)

 

Ни то и не другое 8) Это название применялось для _разрабатываемой_ системы С-500У.

Т.е.-для поражения ВЦ с дальней границей 100км. по иницативе КБ-1 и войск ПВО рассматривалось создание _универсальной_(для СВ,ПВО и ВМФ) ЗРС С-500У.

В итоге вышеуказанным Постановлением,после рассмотрения,решили создавать для трех видов ВС максимально унифицированную систему уже под названием С-300.

Создавали систему три _разных_ предприятия:НПО "Алмаз"- С-300П для ПВО страны;НИИ "Альтаир"- С-300Ф для ВМФ; и НПО "Антей"- С-300В для ПВО СВ.. (я дал "новые" названия-например НПО "Алмаз" ранише называлось МКБ "Стрела",а еще раньше- КБ-1).

Теперь по ЗУР собственно:

В-500К и В-500Р- это "грушинские" ракеты(МКБ "Факел")-для С-300П и С-300Ф.Назывались они так (сначала) от общего названия разрабатываемой ЗРС С-500У.Впоследствии получили индекс 5В55К- с радиокомандным наведением(ракета "первого этапа"-более дешевая и менее "дальнобойная"); и 5В55Р- с комбинированным наведением(более дорогая и т.д.)

Ракета для ЗРС С-300В создавалась в КБ "Новатор" и носила сначала индекс КС-96.Основным отличием данной ракеты являлось поражение не сколько самолетов,а головных частей БР(отсюда и потолок,задаваемый для этой ЗУР- 35км.)

В процессе разработки С-300В "Антеевцы" отказались от ЗУР разных разработчиков и остановились на ЗУР "Новатора" двух типов:

9М82(более мощная-для "Першингов",SRAM и ЛА на больших дальностях);и 9М83(более "легкая"-для ЛА,БР типа "Ланс" и "Скад").

Итого:

Разрабатывалась ЗРС С-500У с ЗУР В-500К и Р(МКБ "Факел") и КС-96(КБ "Новатор")..

Получилось: С-300П и С-300Ф с ЗУР типа 5В55(позднее пошли типа 48Н6); и С-300В с ЗУР 9М82 и 9М83..

Т.е. С-300В была унифицированна с С-300П и С-300Ф только по системам управления системами-но имела абсолютно разные ЗУР.

 

>Например из 5В55К могу только сказать о первой 5 - это обозначение технического объекта, относящегося к зенитным ракетам.

 

ИМХО-ошибаетесь.Потому как ЗУР "Бука" имеет индекс 9М38 например.

 

>Вообще полный венегрет

 

А вот это абсолютно верно :roll: :D . И на фиг голову ломать-оно нам надо?

==============================================

to калоян стоев:

 

>сказал мне, что дальност поражения, особено по крупным целям на высоте 7-9 км на 10-15% выше

 

Абсолютно верно,потому что дальность в комплексе ограничена не мощностью двигателя ракеты(по баллистике она вообще хрен знает куда улетит),а системой наведения. Так чем выше(до определенного момента конечно) цель летит-тем ее проще "подсвечивать".

==============================================

to Туча:

 

>На счет С-300 все обозначения ПТ, ПС, МПУ - означают тип шасси и прочую муть, т.к. первые установки были на телегах (ПТ - Транспортируемая)

 

Да то же не факт :D "Первой" была С-300П "Бирюса"-с ЗУР 5В55К.(два контейнера КП-Ф и Ф2;батарея ПУ+контейнеры подготовки старта Ф3).

Потом пошла С-300ПТ(+ ЗУР 5В55Р).Доработанные комплексы С-300ПТ имели обозначение С-300ПТ-1(ПТ-1А)-другие ПУ типа 5П851А.. Далее С-300ПС "Волхов М-6"(самоходный вариант с различными ПУ и ЗУР 5В55К,5В55В,5В55КД).

Следующий комплекс- С-300ПМ "Волхов М-6М"(на экспорт- С-300ПМУ):новая элементная база,ср-ва управления 83М6 и ЗУР 48Н6,5В55КД,5В55В и с доработкой- 5В55К.

"Крайний" комплекс- С-300ПМУ-2 "Фаворит"(не знаю,существует ли "отечественное" обозначение данной модификации)-более мощные ЗУР,добавляются ср-ва обнаружения и т.д..

Вообще комплексы имеют "модульную" схему-добавляются НВО например,другие ср-ва обнаружения и распределения и т.д..

А еще и С-50 ПВО Москвы- тут вообще и С-300П и С-300ПМ,и частично от системы С-25 задействовано..

Вообщем- если не шею,то ногу сломаешь,пока разберешся :roll:

 

>(Вообще с самонаведением у нас только С-200 если опять не ошибаюсь),

 

Не совсем так..Вообще для этого надо определения по системам наведения и самонаведения выкладывать 8) Они то же разные-системы самонаведения..Если есть желание-выкладывайте,я малость устал по клаве стучать..

[Darth]

Ёлки зелёные, всего на один день вас оставил, а вы тут уже целую страницы исписали :)

 

Ладно, поехали по очереди:

 

Chizh

 

Тем более, что у B-1B настолько мощный комплекс обороны, что захватить его радаром, я думаю, будет очень проблематично.

 

Я тут несколько вопросов вижу.

 

1. Сможет ли комплекс РЭБ B-1B сорвать захват Н001 с дальности 15 км, пусть даже на фоне земли и в ЗПС? Если нет, можно применять Р-27ЭР.

2. Насколько нам важно атаковать его именно с 15 км? Истребитель может без труда сократить дистанцию и применить Р-27Р/Т, Р-73 или пушку.

 

Это все к вопросу о том, зачем нужна ЭТ.

 

Olgerd

 

Увы, есть такая буква.

 

Какая буква? Что на инерциальном участке ракета с радиокоррекцией летит не по упрежденной траектории? Т.е. наведение по методу трех точек? Тогда давайте объясняйте, почему так.

 

Andrew

To throw more wood on the fire. :)

 

Fire extinguisher ready :)

 

... we received the data:

 

R-27R - 41 km

R-27T - 32 km

R-27ER - 66 km

R-27ET - 53 km

 

Guys, can anyone explain, why, for a heat-seeking missile which reportedly can be launched only after lock-on, such head-on ranges as 32 or 53 km are given? Is the target an ICBM during boost stage? :)

 

First, I don't think that rounded nose of R-27T and R-27ET are enough to justify 20% reduction of range compared to R-27R and R-27ER.

 

Hmm, as a matter of fact I thought it was more than enough. AFAIR from a long-forgotten aerodynamics manual, a detached shock that should appear on a rounded nose of R-27T is pretty bad in terms of drag (very scientific, eh? :)). Since you have paid much attention to aerodynamics lately, as a result of your missile simulator development experience, can you make a quantitative estimate? Even a rough one should suffice, for lack of any.

 

I think that in addition, R-27R and R-27ER must be using loft trajectory, while R-27T, R-27ET, and R-60MK are not, and this explains the additional difference.

 

Yes, this may be so, but also may be not (save for R-60). See [Common] section below.

 

If the distance travelled by R-27R1 missile is constant for all target aspect angles, then the shape of the range graph should be a perfect hemisphere.

 

That's what I was trying to tell Chizh earlier. Took me a couple of pages :)

 

However in proportional navigation, the amount of lateral lead changes during the flight of the missile according to the changing missile speed, so the missile turns left and right as it accelerates and decelerates, even for a non-maneuvering target, and this increases drag.

 

Yes, not only it increases drag, but it also curves the trajectory, thus further decreasing range. We must also keep in mind here that this effect should appear only after switching to homing. For missiles devoid of inertial stage (e.g.: Buk's 9M38, Kub's 3M9, or to some extent R-24 or R-33) the engagement zone should have an even more pronounced "egg" shape.

 

Flogger

 

Абсолютно верно,потому что дальность в комплексе ограничена не мощностью двигателя ракеты(по баллистике она вообще хрен знает куда улетит),а системой наведения.

 

В подтверждение этого приведу пример. Из агентурных источников (а именно от Muxel'я :)) стало известно, что в модернизированном варианте С-300В – "Антей-2500" – дальность поражения аэродинамических целей ракетами 9М82М возросла до 200 км (против 150 км для 9М82) исключительно вследствие замены части радиотехнических средств комплекса. Хотя, возможно, частично дальность возросла и из-за уменьшения массы ракеты, обусловленного заменой элементной базы системы управления.

 

>(Вообще с самонаведением у нас только С-200 если опять не ошибаюсь),

 

Не совсем так..Вообще для этого надо определения по системам наведения и самонаведения выкладывать

 

Не, ну тут сколько угодно можно спорить, но принято считать, что наведение через ракету (track-via-missile) у 5В55Р/Д, 48Н6, MIM-104 относится к радиокомандному наведению (а именно "РК наведение второго вида"), т.е. самонаведения там нет. В этой связи, однако, возникает вопрос: а предусмотрен ли в этих ЗУР резервный режим полуактивного самонаведения, на случай потери радиокомандной линии с РПН? Об этом нигде не упоминается, но объем радиотехнических средств, необходимый для обеспечения работы РК наведения 2-го вида, достаточен и для полуактива, а метод пропорционального сближения реализуется очень просто (можно даже аналоговым устройством).

 

Так, ну а теперь вопросы по Р-27Т всем, т.е., как бы сказал Config.sys:

 

[Common] :)

 

[Andrew, I'll be writing in Russian, since not many of us read English as effortlessly as you do Russian :)]

 

В старом рекламном проспекте "Вымпела" центральный, унифицированный для всех Р-27, отсек ракеты обозначен как имеющий в своем составе автопилот. По определению, автопилот – это состав аппаратуры для стабилизации углового положения ракеты и воспроизведения требуемых принятым законом управления поперечных ускорений. В состав автопилота включаются датчики угловых скоростей и датчики линейных ускорений.

 

Прошу не путать автопилот с ИСУ, т.к. последняя кроме этого умеет измерять собственные координаты и составляющие скорости (путем соответственно двойного и однократного интегрирования ускорений).

 

Так это я к чему... Есть ли все-таки на Р-27Т автопилот, в вышеприведенном понимании? Потому что если окажется, что есть, то Р-27Т/ЭТ может выполнять полет по любой заранее заданной траектории (степень сложности определяется объемом памяти). Это значит, что возможен пуск ракеты за пределами дальности действия ГСН.

[flogger]

to Darth:

 

>Не, ну тут сколько угодно можно спорить, но принято считать, что наведение через ракету (track- via-missile) у 5В55Р/Д, 48Н6, MIM-104 относится к радиокомандному наведению (а именно "РК наведение второго вида"), т.е. самонаведения там нет.

 

Давайте все ж будем отделять мух от котлет :D Т.е не путать системы наведения и системы управления.

Счас точно не скажу(Справочник офицера ПВО отдал "на время" Yo-Yo 8) ),но наведения-три типа:пассивное,активное и полуактивное.

А вот "наведение через ракету"- это относится к системам управления и называется такой тип по другому "телеуправление второго рода". Вообще то в С-300 оно не совсем "чистое" кажется,а комбинированное.

Но уточнить могу попозже-если Ё-ё сам тут не выложит.

[Datz_]

не радиокомандное наведение, а телеуправление первого и второго рода. 1 - прием команд от РПН (ракеты типа К и Р) 2 - прием команд от РПН с учетом того что на РПН с БРП ракеты сбрасывается инфа(только Р).

Маленький плюс: сейчас для С-300 сделали новые ракеты (обозначения не помню) с дальность поражения (если память не изменяет) 120 и ~350-400км. 120км - маленькие в одном ТПК их 4 штуки. Вторый обычного форм-фактора.

[SwingKid]

First, I don't think that rounded nose of R-27T and R-27ET are enough to justify 20% reduction of range compared to R-27R and R-27ER.

 

Hmm, as a matter of fact I thought it was more than enough. AFAIR from a long-forgotten aerodynamics manual, a detached shock that should appear on a rounded nose of R-27T is pretty bad in terms of drag (very scientific, eh? :)). Since you have paid much attention to aerodynamics lately, as a result of your missile simulator development experience, can you make a quantitative estimate? Even a rough one should suffice, for lack of any.

 

According to my research, the subsonic and transonic drag is approximately identical for pointed and rounded nose, up to around Mach 1.2. At speeds Mach 4 and higher, the rounded nose has about 20% more supersonic wave drag. However, at the average missile speed (about Mach 2.5), the rounded nose generates only about 7% more drag. When I plug this model into the missile simulator, it results in 3% reduction in launching range for the rounded nose versus pointed.

 

We must also keep in mind here that this effect should appear only after switching to homing.

 

According to the R-27R1 documentation, proportional navigation trajectories are used EVEN in the inertial phase, because of the constantly changing speed of the missile which varies under different atmospheric conditions.

 

Так это я к чему... Есть ли все-таки на Р-27Т автопилот, в вышеприведенном понимании? Потому что если окажется, что есть, то Р-27Т/ЭТ может выполнять полет по любой заранее заданной траектории (степень сложности определяется объемом памяти). Это значит, что возможен пуск ракеты за пределами дальности действия ГСН.

 

In the MiG-29 combat manual, it says the R-60 range graph excludes the limitations of the missile seeker:

 

"На рис.18 показаны зоны возможных пусков ракеты Р-6ОМК при атаке неманеврирующей цели без учёта дальности захвата ТГС."

 

Maybe it's the same for the quoted R-27T/ET ranges?

 

-SK

[SwingKid]

P.S. Darth, I don't remember if I told you.. I discovered that the receiver antennas for the radio-correction of R-27 are not folded dipoles in the tail. Rather, you can see the receiver antennas as small bumps on the sides of R-27R and R-27ER, immediately behind the control surfaces near the front. They are absent on R-27T and ET variants. (Of course, they are also absent on some model R-27R and ER missiles used at air shows, so you may need to search through some photos to find them.)

 

-SK

[Olgerd]

Olgerd

 

Увы, есть такая буква.

 

Какая буква? Что на инерциальном участке ракета с радиокоррекцией летит не по упрежденной траектории? Т.е. наведение по методу трех точек? Тогда давайте объясняйте, почему так.

 

Насколько я понимаю, для реализации "нулевой ошибки прицеливания" головы ракеты. Иными словами, чтобы обеспечить РГС наилучшие условия для захвата.

[Olgerd]

According to the R-27R1 documentation, proportional navigation trajectories are used EVEN in the inertial phase, because of the constantly changing speed of the missile which varies under different atmospheric conditions.

 

Is it any chance to take a look at this doc?

[SwingKid]

According to the R-27R1 documentation,

 

Is it any chance to take a look at this doc?

 

К сожалению нет, я его так же никогда не видел. Это мне друг что-то прочитал и ответил на вопросов, но сканироват не хочет.

 

-SK

[Darth]

Flogger, Datz_

 

Термины "радиокомандное наведение" и "телеуправление" есть синонимы. Не находите? :) Еще встречается "гибридный" термин – "теленаведение", означает то же самое (а не установку на торпеде телекамеры, как в одной бредовой статье написал известный журналист Д. Холодов :)). Так что устоявшейся терминологии тут нет.

 

наведения-три типа:пассивное,активное и полуактивное.

 

Это не "наведения" три типа, а "самонаведения" :).

 

Andrew

 

When I plug this model into the missile simulator, it results in 3% reduction in launching range for the rounded nose versus pointed

 

The range penalty is THAT small?! Well, even if there are inaccuracies in the model, it's still far below 20 %. You must be right.

 

According to the R-27R1 documentation, proportional navigation trajectories are used EVEN in the inertial phase, because of the constantly changing speed of the missile which varies under different atmospheric conditions.

 

Let's examine this more closely, because as you can see, Olgerd is of a diametrically opposite opinion, i.e. that while being guided inertially, the missile is on a CLOS-type trajectory. What I don't understand is why should a missile that knows its own speed, coordinates and angular position in a target-based coordinate system every moment in time (through inertial steering unit) be so dumb? :) (I regard as 'dumb' both options.)

 

In the MiG-29 combat manual, it says the R-60 range graph excludes the limitations of the missile seeker... Maybe it's the same for the quoted R-27T/ET ranges?

 

Yes, maybe, but what if it's all the reverse? We know that for AAMs the 'unguided launch' mode is provided. But what if it's possible to launch R-60/73 with their controls fixed (i.e. they'll fly ballistic) and seekers active, so that they can home in on the first suitable target they detect? Yes, I know such a mode isn't described in MiG-29 manual, but same goes for 'unguided launch'. And it's there, at least in Soviet/Russian fighters.

 

Rather, you can see the receiver antennas as small bumps on the sides of R-27R and R-27ER, immediately behind the control surfaces near the front.

 

Yes, Andrew, I thought of these bumps too. However, a very credible source (one of the 'Aviation and Space' magazine issues which I'll go search for in my stockpile today) claims that these are transmitter antennas for radar fuse. They also identify the same bumps in the tail section as its receiver antennas. This raises a question, though: why having separate antennas? Is it a CW radar?

About the folded dipoles in R-27 fins I was told by a guy at the "Vympel" stand on MAKS'99 or '01 – don't remember. What made me unsure is that the guy didn't make impression of being absolutely positive about it. However, for R-27 I can't imagine any better technical solution than this one.

 

They are absent on R-27T and ET variants. (Of course, they are also absent on some model R-27R and ER missiles used at air shows...

 

Perhaps those R-27T/ET were also 'air show models'? :)

 

Olgerd

 

Насколько я понимаю, для реализации "нулевой ошибки прицеливания" головы ракеты. Иными словами, чтобы обеспечить РГС наилучшие условия для захвата.

 

А зачем? Ось ГСН с таким же успехом может быть повернута относительно продольной оси ракеты в любом направлении – на вероятности захвата цели это никак не скажется.

[Vati]

ПРИВЕТ

 

Please excuse me for writing in english, since my writing skills in russian are not very good :oops:

 

SwingKid, looking at your graphs on first post, they seem very odd.

Could you explain a bit in detail how did you get those numbers out.. it seems that you are not including the launcher speed in the total missile speed. This is why your speed numbers of missiles are so different.

 

// Vati

[Darth]

Andrew

 

Sorry, I mixed things up a little :)

 

I've dug out the appropriate magazines. It appears that it is K-98 which has radar fuse transmitter in the front section and receiver in the tail. Furthermore, now I see what bumps on R-27 you meant, and these are indeed not radar fuse antennas, since those are located forward of the canards.

 

Really, I don't remember having seen these bumps on R-27T. It's odd, the middle sections are supposed to be unified among all R-27 types – 'Vympel' has been talking of that for years! What the hell?!

 

Vati

 

seems that you are not including the launcher speed in the total missile speed.

 

He does :). It's just that the method proposed by SwingKid deals with average missile speed, so the initial speed is included both times automatically.

[Vati]

He does . It's just that the method proposed by SwingKid deals with average missile speed, so the initial speed is included both times automatically

Well he does it in very odd way then, since the flight time and avg. speed should be equal, yet it's not.

 

// Vati

[Darth]

Yes, and therefore he started this topic! :) Later we managed to identify the problem: SwingKid has measured the Rmax150 and Rmax180 ranges with precision far exceeding the resolution of the graph. For example, I assumed Rmax180 to be 13 km, but he was more precise: Rmax180 = 13.6 km. Therefore in my calculations the difference between Rmax180 and Rmax150 was 1 km, but in his – only 0.4 km, 2.5 times shorter. This was the main reason for him to arrive at such a great missile speed – 4,152 km/h.

[Olgerd]

Olgerd

 

Насколько я понимаю, для реализации "нулевой ошибки прицеливания" головы ракеты. Иными словами, чтобы обеспечить РГС наилучшие условия для захвата.

 

А зачем? Ось ГСН с таким же успехом может быть повернута относительно продольной оси ракеты в любом направлении – на вероятности захвата цели это никак не скажется.

 

Возможно. Т.е. либо ракета сама разворачивает РГС, либо на нее передаются соотв. команды?

[SwingKid]

Those who are interested may now download an updated version (beta 0.07) of the missile mini-simulator, which has the new name, "miniZAP":

 

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

 

 

For Chizh:

 

The Patriot and S-300 SAM are still experimental, and at the moment have identical parameters. To launch the SAM:

 

(1) Select "Patriot SAM" from the Missile Parameters list

(2) Set Launch Altitude = 0

(3) Set Launch Speed = 1 km/h (0 cannot be used)

(4) Set Launch Loft Angle = 45 degrees

(5) Set Loft Glide Logic as desired (optional)

(6) Click "Launch"

 

Do you have parameters for such missiles? Especially, the quantity of fuel or its total impulse? One book says that the maximum Patriot missile speed is "1750 m/s", but I find this very difficult to simulate in miniZAP.

 

I would like to discuss: Is the maximum range for R-27R the same, 35 km, as for export version R-27R1? In "miniZAP" I modelled them as two different missiles. Only the Russian version uses 15 degrees loft angle. For example:

 

(1) Select "R-27R1 (AA-10A Alamo Export)" from the Missile Parameters list

(2) Activate Loft Glide Logic

(3) Aspect 180, Altitudes 10000, Launch Speed 1100 Target Speed 900

(4) Launch Loft Angle = 0 degrees

(5) Click "Launch"

 

Range = 34.8 km according to data from military_upir

 

(1) Select "R-27R (AA-10A Alamo)" from Missile Parameters list

(2) Activate Glide Logic

(3) Aspect 180, Altitudes 10000, Launch Speed 1100 Target Speed 900

(4) Launch Loft Angle = 0 degrees

(5) Click "Launch"

 

Range = 41.7 km according to data from калоян стоев.

 

It's correct, or should the range of R-27R and R-27R1 be equal?

 

Thanks, good luck

 

-SK

[SwingKid]

miniZAP is now updated to version 0.08 beta, with new data for "Patriot" and S-300 ЗУР.

 

Patriot missile uses data from the book, "Зенитные Ракетные Комплексы". The book says the motor burn time is 11,5 seconds with average thrust 11000 kg. Using a propellant impulse of 240 s, this means the missile of 905 kg contains fuel of 527 kg - 58% of missile weight!!! Most air-to-air missiles are not more than 35% fuel by weight. But ok, I will assume the values from the book are correct. To do the experiment:

 

(1) Select "Patriot SAM" from the Missile Parameters list

(2) Set Launch Altitude = 0

(3) Set Launch Speed = 1 km/h

(4) Set Launch Loft Angle = 45 degrees

(5) Click "Launch"

 

The missile flies a very high altitude loft and then descends to the target at the launching distance 154.9 km, very close to the "160 km" range from PAC-2 http://www.fas.org/spp/starwars/program/patriot.htm

 

However, I think the quantity of fuel is too large, so I will do more research. Until that time, the missile quantity can be changed by the user, for experiments.

 

For S-300 I took the measurements from the site: http://pvo.guns.ru/s300p/data_sam.htm Does anyone know the fuel quantity inside 5V55K/5V55R missiles of S-300P? Or maybe, the missile thrust? I assumed 33% fuel weight for 5V55K:

 

(1) Select "S-300 SAM 5V55K (SA-10 Grumble)" from the Missile Parameters list

(2) Set Launch Altitude = 0

(3) Set Launch Speed = 1 km/h

(4) Set Launch Loft Angle = 45 degrees

(5) Click "Launch"

(6) When the missile achieves minimum speed at the top of the loft, click "Launch" again to continue the intercept. The missile will accelerate in the dive.

 

Calculated launching range = 54.8 km

 

Why is the 5V55R a heavier missile than 5V55K, despite having the same dimensions? I assume it has more fuel for miniZAP, but this is not a logical assumption. Fuel is the least dense part of the missile. More fuel should require either (а) larger missile dimensions, or (б) lower weight, for the same dimensions.

 

Спасибо за помоч!

 

-SK

[Darth]

Hi Andrew,

 

Sorry, I've been 'away', sort of :)

 

Thanks for the simulator, I enjoyed it a lot! Most of the simulation results seemed quite consistent with the available data, but sometimes they are bewildering – for instance, Rmax for AIM-120B in default launch/intercept conditions is 82 km, which equals that of R-33 and is 25 % longer than that of R-27ER. Kind of hard to believe! :)

 

What is 'specific impulse'? The dictionary says it is "удельный импульс". A Russian term "удельный импульс" means thrust divided by fuel consumption. Consequently, it is measured in [kgf/(kg/s)] or [kN/(kg/s)]. But in your simulator the unit of measurement of 'specific impulse' is (seconds?).

 

I think it would be best to introduce a 'thrust' field into the 'Missile parameters' section and make it mutually dependent with 'specific impulse' (where change of value in one parameter automatically updates the other). This way the user will be able to input whatever data (thrust or specific impulse) he has at hand without having to manually convert one into the other.

 

...should the range of R-27R and R-27R1 be equal?

 

This should be researched. The questions like this were regularly discussed on the 'Airbase.ru' forums, but so far we failed to find out anything concrete. The same goes for RLPK-29 vs. -29E, OEPrNK-29 vs. -29E – what is the difference between these?

 

Why is the 5V55R a heavier missile than 5V55K, despite having the same dimensions?

 

But how can we be sure it does have the same dimensions? :) The container may be the same (for unification purposes), but the missile length may be not, i.e. 'R' may be longer than 'K'. Sadly I've never come across their credible dimensions too.

 

[Edited 17:29 : I've just asked the question here: http://airbase.ru/forums/index.php?showtopic=24522 ]

[Darth]

Olgerd

 

Возможно. Т.е. либо ракета сама разворачивает РГС, либо на нее передаются соотв. команды?

 

Ну да :)

[SwingKid]

Most of the simulation results seemed quite consistent with the available data, but sometimes they are bewildering – for instance, Rmax for AIM-120B in default launch/intercept conditions is 82 km, which equals that of R-33 and is 25 % longer than that of R-27ER. Kind of hard to believe! :)

 

Да. Я сошал с ума. Вот почему мне надо эта дискуссия.

 

All missiles in miniZAP obey identical physical laws. The goal is to use the known data about R-60MK and R-27R1 to build the simulator, and then to use the simulator to calculate the unknown data about other missiles, like AIM-120. Unfortunately, much is still not known even about R-27R1. The most important unknown data is about the loft ballistic flight profile.

 

Считаете пожалуйста, 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??)

 

These are the reasons why I believe the AIM-120 has a very large range advantage over other missiles. The 40 degree loft possibility is shown in the F-16 manual and is difficult to argue. Однако, AIM-120 в ЛокОне никакой баллистической траектории не использует. In my opinion, it's the first problem to attack, and very important for miniZAP to model correctly.

 

However, to estimate the performance of AIM-120 with loft, it is necessary to know, what is the loft of R-27R1? If it achieves 35 km range with zero loft, then the range of AIM-120 will be much longer. If it achieves 35 km range with ~15 degrees loft, then the AIM-120 range will be shorter. I think the non-export R-27R uses loft. But, is the range of non-export R-27R also 35 km? or it's 41 km? It will have a big effect on AIM-120 range. I need suggestions from military_upir and калоян стоев, who provided these numbers. But I think, maybe they don't understand my questions in English. :(

 

What is 'specific impulse'? The dictionary says it is "удельный импульс". A Russian term "удельный импульс" means thrust divided by fuel consumption. Consequently, it is measured in [kgf/(kg/s)] or [kN/(kg/s)]. But in your simulator the unit of measurement of 'specific impulse' is (seconds?).

 

kgf and kg are equivalent units and may be cancelled. So specific impulse is often expressed [kgf/(kg/s)] = s.

 

I think it would be best to introduce a 'thrust' field into the 'Missile parameters' section and make it mutually dependent with 'specific impulse' (where change of value in one parameter automatically updates the other). This way the user will be able to input whatever data (thrust or specific impulse) he has at hand without having to manually convert one into the other.

 

Hmm... не согласен. To have data for maximum thrust, but without correct data on motor burn time, boost:sustain ratio, fuel weight and specific impulse can greatly distort the result. All of this data is critical and must be entered together. Also, thrust varies greatly with altitude, but total impulse does not. To convince me to change this, you must first show me the data you wish to enter. :)

 

...should the range of R-27R and R-27R1 be equal?

 

This should be researched.

 

Well, I think a good place to start is to ask калоян стоев, where did he get the number "41 km" for R-27R, and why it does not agree with 35 km for R-27R1 from military_upir. Meanwhile I think their data agrees better for R-27ER.

 

But how can we be sure it does have the same dimensions? :) The container may be the same (for unification purposes), but the missile length may be not, i.e. 'R' may be longer than 'K'. Sadly I've never come across their credible dimensions too.

 

http://pvo.guns.ru/s300p/data_sam.htm - it's not credible?

 

[Edited 17:29 : I've just asked the question here: http://airbase.ru/forums/index.php?showtopic=24522 ]

 

Большое спасибо! I am still slow with Russian language.

 

-SK

 

P.S. Welcome back. :)

[Охотник]

Хочу внести немного ясности в Ваши споры.

 

1.На счет баллистической траетории - на этой траектории ракета, по определению, летит в неуправляемом режиме, грубо говоря, как брошенный камень, но с двигателем :D . Что этим достигается? Поскольку ракета имеет низкое арэродинамическое качество (отношение подъемной силы к силе сопротивления, в данном случае можно говорить о потерях кинетической энергии движения на создание управляющего усилия) любое управление ею ведет к большим потерям скорости. Отсюда и такой большой угол бросания - 40 гр. , это вовсе не значит, что она все время летит под таким углом. Как раз этот угол все время уменьшается под влиянием силы тяжести. Управление в этом режиме впроизводится, но лишь кратковременное по нарастанию ошибки до предельных значений, после чего производится коррекция траектории. Сколько раз производится коррекция и как определяется ошибка - большой-большой секрет.

 

2. Участок наведения (погони). Существуют четыре основных алгоритма наведения - Наведение в цель, Наведение в упрежденную точку, Алгоритм спрямления, Режим эквидистантного сближения (существуют и другие).

Наведение в цель, хорошо всем известен, и применяется, скажем так, в тепловых ГСН, для него не требуется знания других характеристик цели кроме ее текущего положения. Главный его недостаток - требуеются очень большие управляющие усилия и соответственно очень большая потеря скорости.

Наведение в упрежденную точку - требуется знание не только положения цели, но и вектор ее скорости (это существенно усложняет систему наведения, поскольку для этого требуется не только более изощренные системы сканирования цели, но и главный камень преткновения прошлых лет - наличие вычислительной системы). И этот метод имеет недостатки - цель может маневрировать и тогда упреждение становится не эффективным.

Алгоритм спрямления - ракета наводится на некоторую точку, лежащую на отрезке соединяющего упрежденную точку и точку текущего положения цели. Получается нечто среднее между двумя предыдущими методами. Вообще, по-учебникам, она лежит по середине. Однако, в продвинутых системах она смещается в зависимости от характеристик цели и т.п. по некоторму алгоритму.

Эквидистантное сближение и т.п. экзотические методы излагать не стану - все они, как правило, направлены на уменьшение требований к сложности вычислительных систем и применялись в старых ЗРК.

 

Так вот, подводя черту - по поводу дальностей в переню и дальнюю полусферы цели. 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.

 

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

правильные ( с поправкой на их открытость) :wink: , только вот с еще одной поправкой - дальности не так, чтобы навраны, но можно сказать, что в контексте данной таблицы, подтасованы. Максимальная дальность чего (ведь, скажем "максимальная скорость ЗУР")? - отвечу - конкретной модификации комплекса по конкретным целям, которые не указаны.

Ведь ранние комплексы имели совсем другое назаначение. :wink:

[Yo-Yo]

Хочу внести немного ясности в Ваши споры.

 

1.На счет баллистической траетории - на этой траектории ракета, по определению, летит в неуправляемом режиме, грубо говоря, как брошенный камень, но с двигателем :D . Что этим достигается? Поскольку ракета имеет низкое арэродинамическое качество (отношение подъемной силы к силе сопротивления, в данном случае можно говорить о потерях кинетической энергии движения на создание управляющего усилия) любое управление ею ведет к большим потерям скорости. Отсюда и такой большой угол бросания - 40 гр. , это вовсе не значит, что она все время летит под таким углом. Как раз этот угол все время уменьшается под влиянием силы тяжести. Управление в этом режиме впроизводится, но лишь кратковременное по нарастанию ошибки до предельных значений, после чего производится коррекция траектории. Сколько раз производится коррекция и как определяется ошибка - большой-большой секрет.

Хочу тоже уточнить, что энергия ракеты расходуется в полете из-за двух причин: первая - это потери энергии, не зависящие от перегрузки, и вторая - потери в связи с созданием перегрузки, причем даже горизонтальный полет по прямой без управления (ny=1) тоже подразумевает такие потери.

Полет же по баллистике устраняет эту составляющую, увеличивая дальность. Причем, как я понимаю, и в этом режиме должно присутствовать определенное управление рулями, балансирующее ракету на угле атаки с нулевой подъемной силой.

[Охотник]

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.

[Darth]

Andrew

 

On missile ranges:

 

Yes, I had noticed that you set a relatively high value of max controlled flight time for AIM-120. When I changed it to 60 s, I found the missile somewhere near its trajectory apogee when it ran out of electricity (air/hydraulics pressure) :), and this raised basically the same questions. At the moment I don't have the answers, so I suggest we wait for someone to come up with additional information at 'Airbase.ru'.

 

kgf and kg are equivalent units and may be cancelled.

 

'Equivalent they may be, but cancel them must we not!' © Yoda :)

 

Kg is a unit of mass, but kgf is of force, therefore [kgf] = kg*m/(s*s). So, [Kgf/(kg/s)] = (kg*m/(s*s)) * (s/kg) = m/s! But, be it 's' or 'm/s', both are highly misleading when used to measure specific impulse.

 

Also, thrust varies greatly with altitude, but total impulse does not.

 

You mean, total impulse does not vary greatly, or does not vary at all? By the way, 'greatly' is how much?

 

To convince me to change this, you must first show me the data you wish to enter. :)

 

Oh, but let's take the data on MIM-104: from "ЗРК: переносные, самоходные, стационарные" we have average thrust (11,000 kgf) and motor burn time (11.5 s). But we don't have specific impulse :) In order to make use of your simulator the user will have to make appropriate calculations manually.

 

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...