Ракеты в DCS

[Lans]

Коллеги, ИМХО Вы спешите. Отсюда ошибки, описки, потом на их поиск уходит время и на перетестирование.

У меня пара вопросов:

1.Р-77. Goro, откуда взято значение массы топлива 52.6кг. У меня нет данных по массе топлива для этой ракеты, мб любая в пределах 65 кг конструктивно (больше не влезет в корпус). Ты это значение взял откуда-то?

2.AIM-7. Если следовать документу 77г, то в моей версии масса разгонного заряда больше массы маршевого и время работы разгонного 4.5с. Вроде установили, что это опечатка или мой транслит меня подводит?

Что-то не так с этой AIM-7. Данные кривые. Как не крути, там удельный импульс маленький получается, дб никак не меньше 240, а для разгонного и 260 легко может быть.

[volk]

Было 2 варианта:

 

1-ый с массой по Федосову:

 

Суммарный : 177кг *79 = 13983 кгс = (30827 lb-sec)

Время работы: 6,3 сек

Секундный импульс: 4893 фунтов в сек. или 2219 кгс

__________

 

2-ой вариант для массы 175 кг.

 

Суммарный: 175 *79 = 13824 кгс или 30478 (lb-sec)

Секундный импульс:

30478/6,3 = 4837 фунтов в сек. или 2194 кгс.

 

У всех этих вариантов, время работы, масса топлива и расход одинаковы:

52,6/6,3=8.34 кг в сек

Не надо 2 варианта, дай 1 для missiles_data, который считаешь правильным, и чтобы не секундный импульс, которого в таблице Федосова нет, а энерговооруженность, которая в таблице есть, была равна 79 кг*с/кг:

 

[Lans]

@ Volk: потести плз с прежними аэродинамическими коэффициентами такой вариант Р-77

Тяга Р=13824Н

Расход Q=5.26кг/с

Время горения t=10cек

Мне это надо, чтобы уточнить что там с сопротивлением...

[volk]

Горо, твой расчет для массы 175 должен быть:

2194,5 кг *6,3 с при расходе 8,34 с.

Лично я склоняюсь к меньшему времени, чем 6,3.

2194,5*6,3/175=79,002

Мой расчет 2270*6,09/175=79,00

По сути, одно и тоже.

Edited August 20, 2013 by volk

[volk]

@ Volk: потести плз с прежними аэродинамическими коэффициентами такой вариант Р-77

Тяга Р=13824Н

Расход Q=5.26кг/с

Время горения t=10cек

Мне это надо, чтобы уточнить что там с сопротивлением...

Это срочно? Я уже выключаюсь :)

[goro]

Лично я склоняюсь к меньшему времени, чем 6,3

 

Время тут вообще роли не играет, можно хоть 20 сек поставить, энерговооружённость не изменится.

 

Не надо 2 варианта, дай 1 для missiles_data, который считаешь правильным, и чтобы не секундный импульс, которого в таблице Федосова нет, а энерговооруженность, которая в таблице есть, была равна 79 кг*с/кг:

 

 

Запутал ты меня, уже не понимаю что ты хочешь, всё было разжёвано по фунтам и килограммам, секундам и т.д :)

У тебя в таблице с пометкой "Горо", кроме топлива, ещё тяга на режиме почему-то равна= 2176,4

Это откуда?

 

тяга, кг*с/кг ) * время работы, с / масса ракеты, кг.

Откуда энерговооружённость получил = 77 ?

Тяга на режиме у меня была = 2219 кгс : http://forums.eagle.ru/showpost.php?p=1844571&postcount=3345

У тебя же у самого написано в таблице: "тяга двигателя * время работы/ массу ракеты"

Энерговооружённость:

2219 *6,3/177=78.98 , а не непонятно откуда взятые 77.

 

 

Горо, твой расчет для массы 175 должен быть:

2194,5 кг *6,3 с при расходе 8,34 с.

Лично я склоняюсь к меньшему времени, чем 6,3.

2194,5*6,3/175=79,002

Мой расчет 2270*6,09/175=79,00

По сути, одно и тоже.

Этот вариант с массой 175 можно игнорировать.

Хотя и с ним энерговооружённость получается : 2194 *6,3/175 = 79,02

 

Вообще я не знаю какой оставить 177 или 175 , какой скажете , пускай тот и будет.

Edited August 21, 2013 by goro

[volk]

Этот вариант с массой 175 можно игнорировать.

Хотя и с ним энерговооружённость получается : 2194 *6,3/175 = 79,02

 

Вообще я не знаю какой оставить 177 или 175 , какой скажете , пускай тот и будет.

Пусть ED решают. А данные для таблицы я брал из missiles_data, проверь еще раз :)

 

 

Миру мир

Ладно, Ланс, сделаю пуск на 50 км.

Edited August 20, 2013 by volk

[goro]

 

А данные для таблицы я брал из missiles_data, проверь еще раз :)

 

Чего проверять-то, 2219 кг*с они и в Африке = 21764 N :)

Энерговооружённость по формуле "тяга двигателя * время работы/ массу ракеты", никак не могла быть = 77.

Edited August 20, 2013 by goro

[Lans]

Это срочно? Я уже выключаюсь :)

Нет конечно. Вариант не проходной все равно.

 

Есть идея по удельному импульсу AIM-7. Если предположить такое конструктивное ээээ короче сложное решение, что все же оба заряда горят одновременно и независимо, те камеры сгорания не сообщаются, а сопло общее.

Тогда (данные из материала 77г)

Тяга разгонного 5750, время работы 4.5сек, масса 83.

Тяга маршевого 1018, время работы 11.0 сек, масса 52.

Если оба заряда дуют в одно сопло, то доля тяги, создаваемая собственно разгонным зарядом будет

Рразг=5750-1018=4732. Его удельный импульс Iразг=4732*4.5/83=256.55сек (подходит для этого типа топлива)

Рмарш=1018*15.5/52=303сек. Почему такой большой удельный импульс легко объяснить. Разгонный заряд выходит на режим за конечное время, также у него есть последействие (догорание), поэтому это последействие вносит свою лепту в импульс маршевого заряда. Об этом писал уже Goro и приводил графики.

Причем для нашей упрощенной матмодели все это не имеет значения. Она не умеет суммировать расход.

 

Забиваем

Разгонный 23825Н 4.5сек 8.37 кг/с

Маршевый 4412Н 11 сек 1.967 кг/сек

Edited August 21, 2013 by Lans

[volk]

Держи. Пуск на 50 на 10000, 900 км/ч. Сошло две, т. к. я с клавиатуры, пробел зажал :)

 

 

 

[volk]

Чего проверять-то, 2219 кг*с они и в Африке = 21764 N :)

Энерговооружённость по формуле "тяга двигателя * время работы/ массу ракеты", никак не могла быть = 77.

А теперь посмотри на то, что для 7500 кг тяги для ЭР забито. Умножай на 10.

Здесь разъсянение ED нужно, на что умножать.

Edited August 20, 2013 by volk

[GGTharos]

Andrew Pavacic (creator of Minizap) suggested AIM-7 propellants ignite at the same time. This was sort-of-maybe-indirectly hinted at by some USAF personnel, also for rocket motor of AIM-120A/B.

 

Official brochure from Mk-58 manufacturer claims that the rocket motor has 'Three Radial Shots'. I do not know what this means, I have never seen this terminology with respect to rocket motors :(

 

Нет конечно. Вариант не проходной все равно.

 

Есть идея по удельному импульсу AIM-7. Если предположить такое конструктивное ээээ короче сложное решение, что все же оба заряда горят одновременно и независимо, те камеры сгорания не сообщаются, а сопло общее.

Тогда (данные из материала 77г)

Тяга разгонного 5750, время работы 4.5сек, масса 83.

Тяга маршевого 1018, время работы 11.0 сек, масса 52.

Если оба заряда дуют в одно сопло, то доля тяги, создаваемая собственно разгонным зарядом будет

Рразг=5750-1018=4732. Его удельный импульс Iразг=4732*4.5/83=256.55сек (подходит для этого типа топлива)

Рмарш=1018*15.5/52=303сек. Почему такой большой удельный импульс легко объяснить. Разгонный заряд выходит на режим за конечное время, также у него есть последействие (догорание), поэтому это последействие вносит свою лепту в импульс маршевого заряда. Об этом писал уже Goro и приводил графики.

Причем для нашей упрощенной матмодели все это не имеет значения. Она работает с суммарными величинами.

Edited August 20, 2013 by GGTharos

[goro]

А теперь посмотри на то, что для 7500 кг тяги для ЭР забито. ED, там кг или Н и если второе, по какому курсу пересчитывать?.

У ЕД там изначально вся тяга, только в Ньютонах так и подписано : (thrust, newtons)

 

Указано на ускорителе = 75000 N, что будет = 7648 кгс

 

И на маршевом. 25000 N, что будет = 2549.2 кгс.

 

Что всё это даёт в итоге, посчитаю потом.

 

Умножай на 10.

Теперь понятно откуда тяга на режиме Р-77 оказалась равна= 2176,4 кгс :)

Так умножать и делить, лучше не надо :)

Впредь, пользуйтесь конвертером: http://www.translatorscafe.com/cafe/RU/units-converter/force/1-22/

Для фунтов-кг : http://pishchour.ru/converter.htm

А то опять тяга, как и прочее будет равно не пойми чему :)

MHO лучше кг, меньше пересчетов и ошибок будет. Потому что и расход в кг/с и масса топлива в кг.

Там по другому никак, в самом файле специально подчёркнуто: (секундный расход массы топлива кг/сек).

Если поставить что-нибудь другое, ракета будет "облегчаться" весьма интересно :)

Edited August 20, 2013 by goro

[Lans]

Ну я считаю все в СГС, те кгс, кг, кг/с. А для missiles_data только тягу перевожу в Ньютоны, тк там так прописано (просто умножаю тягу в кгс на 10, чего блох ловить, когда вилка по времени +-25проц)

0.0, 0.0, 16000.0, 0.0, 0.0, 0.0, 0.0, -- thrust, newtons

[volk]

Указано на ускорителе = 75000 N, что будет = 7648 кгс

На каком еще "ускорителе", заряженных частиц что ли?

Ракета Р-27Э комплектуется двухрежимным твердотопливным двигателем массой 192,5 кг повышенной тяги (до 7500 кг), работающим в течение 8,6—11 с.

7500 кг в жизни = 75000 в файле. Откуда ты взял 7648 кгс, непонятно.

Впрочем, тут надо разъяснение ED. Если мы считаем в кг, а в missiles_data тяга задается в Н, то какой коэффициент пересчета должен быть - 10 или 9,81? Если последнне, то в файле должно быть 73575, а не 75000 для стартового режима Р-27ЭР.

Лично мне все равно, 9,81 или 10, всех ракет это коснется одинаково, просто считать чуть больше.

[volk]

Ну я считаю все в СГС, те кгс, кг, кг/с. А для missiles_data только тягу перевожу в Ньютоны, тк там так прописано (просто умножаю тягу в кгс на 10, чего блох ловить, когда вилка по времени +-25проц)

0.0, 0.0, 16000.0, 0.0, 0.0, 0.0, 0.0, -- thrust, newtons

+1.

[Lans]

Andrew Pavacic (creator of Minizap) suggested AIM-7 propellants ignite at the same time. This was sort-of-maybe-indirectly hinted at by some USAF personnel, also for rocket motor of AIM-120A/B.

 

Official brochure from Mk-58 manufacturer claims that the rocket motor has 'Three Radial Shots'. I do not know what this means, I have never seen this terminology with respect to rocket motors :(

"propellants ignite at the same time" - IMHO единственное объяснение высокому расчетному (theoretisch) значению specific impulse AIM-7.

[Lans]

+1.

Взаимно. Спасибо что потестил. Хило летит. Ничего не поделаешь, надо вплотную браться за обтекание решеток, иначе самая нужная ракета будет ползать, а не летать. Правками РДТТ больше ничего не сделать, выжали все (если конечно не запузырить в нее втихую ЖРД:megalol:)

Интересно, когда все спят или вообще не спят. Школа всенощных бдений онлайна ИЛ-2 рулит?;)

[goro]

На каком еще "ускорителе", заряженных частиц что ли?

 

Именно на нём. Booster зовётся.

 

7500 кг в жизни = 75000 в файле. Откуда ты взял 7648 кгс, непонятно.

Вот тут, в средине сообщения пояснено откуда.

http://forums.eagle.ru/showpost.php?p=1844946&postcount=3389

 

Лично мне все равно, 9,81 или 10, всех ракет это коснется одинаково, просто считать чуть больше.

Замечательный подход, будет отлично коррелировать с данными из различных документов, надеюсь в таблице не всё на нём и основано.

Только просьба , в дальней к моим расчётам со всем этим "умножением на 10" подходить не надо.

В прошлый раз уже хватило всяких там "2176,4 кгс" и вытекающей энерговоружённости = 77.

Так же сначала требовать от ЕД точного симулятора , а потом взять и умножить, не красиво :)

Edited August 21, 2013 by goro

[ААК]

Ну я считаю все в СГС, те кгс, кг, кг/с. А для missiles_data только тягу перевожу в Ньютоны, тк там так прописано (просто умножаю тягу в кгс на 10, чего блох ловить, когда вилка по времени +-25проц)

0.0, 0.0, 16000.0, 0.0, 0.0, 0.0, 0.0, -- thrust, newtons

Лично мне все равно, 9,81 или 10, всех ракет это коснется одинаково, просто считать чуть больше.

Уууу... Ну вы даёте, тут же всё-таки настройка ракет по физическим величинам, а не плюс-минус лапоть :doh:

Goro правильно говорит, конвертируйте по-нормальному.

[goro]

Разговор ИМХО беспредметный.

Мы ориентируемся на номограмму. На ней указаны условия, при которых она работает, те высота, скорость носителя и скорость цели, указано также, что цель не маневрирует.

Лично я верю твоим расчетам, основанными на документах. Как инженер, могу поддержать, правильную методику оценки графков по максимальной дальности полета ракеты. Не знаю что за бугром рисуют на таких графиках, а у нас все четко.

 

Знакомый, краем глаза заметил дискуссию и так сказать, выразил мнение со стороны, про номограммы дальности, позволю себе процитировать:

 

 

"В наших диаграммах дальность пусков на средних и больших высотах ограничивается вероятностью поражения, а не физически минимально допустимой скоростью ракеты.

Дальности пусков зашиты в вычислителе и определяются по формулам, у буржуев тоже по формулам.

Только на малых высотах скорость ракеты при встрече с целью близка к минимальной.

При тестировании нужно дублировать сценарием стрельбы вдогон.

Диаграмма пусков для аим-120 дана без учета навесной траектории. На малой высоте навесная траектория не эффективна. При пусках вдогон не просто не эффективна, а вредна, разве что за исключением высот более 10 км."

 

Ещё один показатель "беспрекословной точности западных диаграмм", известный AIM-7F_Sparrow_III_SMC_-January_1977 , где обозначена дальность пуска на уровне моря, цель - перехватчик на скорости М=0,9.

Если настраивать двигатель и сопротивление под неё, всем будет очень и очень весело и ведь "всё по документу"! :)

Edited August 21, 2013 by goro

[Mr.X]

To Goro +1

[Lans]

Уууу... Ну вы даёте, тут же всё-таки настройка ракет по физическим величинам, а не плюс-минус лапоть :doh:

Goro правильно говорит, конвертируйте по-нормальному.

На данный момент мы знаем время работы двигателя ракеты в виде вилки, скажем для Р-73 4.13...6.84с. Этот реальные данные и разброс времени работы реальный. Но флайтмодель ракеты ED такова, что пока не может учесть этот фактор. И мы осредняем эту вилку. А время работы одна из важнейших характеристик, определяющих поведение ракеты в симе. Это по части моего замечания о "ловле блох".\:)

 

Но для определенности надо действительно выработать единую методику пересчета данных, которые мы получаем из разных мануалов. Иначе каждый может наокруглять так, что потом не разберешься.

Предлагаю сделать следующее. Вести все расчеты в той системе, в которой получены данные. В них цифры, обычно "круглые" и это удобно.

У Федосова, скажем, все приведено в СГС ( тяга Р=7500кгс), в ней и считаем. Ни в коем случае не переводим для своих внутренних расчетов 7500кгс в фунты. Потом придется переводить в Ньютоны и ошибка от округления накопиться и будут нестыковки. Конечный результат расчетов, те тягу Р и расход Q переводим в СИ, те в Ньютоны и кг/с, с помощью транслита и округляем до 2 знаков после запятой. Для перевода американской технической системы единиц в СИ указываем единую для всех ссылку на транслит.

Конвертов единиц США

http://pishchour.ru/converter.htm

Конвертор СГС в СИ (кгс в Ньютоны)

http://www.translatorscafe.com/cafe/RU/units-converter/force/1-22/

Edited August 21, 2013 by Lans

[Lans]

Знакомый, краем глаза заметил дискуссию и так сказать, выразил мнение со стороны, про номограммы дальности, позволю себе процитировать:

 

 

"В наших диаграммах дальность пусков на средних и больших высотах ограничивается вероятностью поражения, а не физически минимально допустимой скоростью ракеты.

Дальности пусков зашиты в вычислителе и определяются по формулам, у буржуев тоже по формулам.

Только на малых высотах скорость ракеты при встрече с целью близка к минимальной.

При тестировании нужно дублировать сценарием стрельбы вдогон.

Диаграмма пусков для аим-120 дана без учета навесной траектории. На малой высоте навесная траектория не эффективна. При пусках вдогон не просто не эффективна, а вредна, разве что за исключением высот более 10 км."

 

Ещё один показатель "беспрекословной точности западных диаграмм", известный AIM-7F_Sparrow_III_SMC_-January_1977 , где обозначена дальность пуска на уровне моря, цель - перехватчик на скорости М=0,9.

Если настраивать двигатель и сопротивление под неё, всем будет очень и очень весело и ведь "всё по документу"! :)

Ценные сведения. Но нам-то что делать? Если бы можно было доверять реализму коэффициентам сопротивления во флайтмодели, и методу наведения, то данных для расчета тяги, расхода и времени работы РДТТ сейчас достаточно. Подставили в missiles_data и получили более-менее реалистичную картину.

Но у нас и с наведением и с сопротивлением все обстоит пока неважно. Короче болото, куда не ступи, везде проваливаешься... Не знаю как быть в такой ситуации. Полная неопределенность.

Может сможешь предложить алгоритм тестирования ракет, обсудим и разработчики, надеюсь, подключатся.

Edited August 21, 2013 by Lans

[volk]

Именно на нём. Booster зовётся.

Ланс, объясни мне, пожалуйста, я что-то не понимаю, что в советских ракетах называется Booster. В американских я понимаю, в советских - нет.

Вот тут, в средине сообщения пояснено откуда.

http://forums.eagle.ru/showpost.php?p=1844946&postcount=3389

Замечательный подход, будет отлично коррелировать

Если в документе написано, что тяга 7500 кг, то в своих расчетах можно менять другие данные, но 7500 кг, умноженные на 10 или 9,81 - как ED решит - должны быть отражены в файле. Или если в документе масса топлива AIM-7 указана

RCKT MTR, MK58-3/5 AIM-7 SPARROW (37) 1.3C 0186 7 135.200 61.3257

- значит, "коррелировать топливом" нельзя. 61,3257 и точка. Коррелируй другими неизвестными точно цифрами, те, которые известны - должны остаться неизменными. А то тут щас такое накоррелируется - как в текущем релизе. Надо четко обозначить подход:

- есть исходные данные, полученные из разных источников, и которые не являются явными ошибками (типа массы разгонного и маршевого зарядов в доке по AIM-7). Пример: масса ракеты AIM-7M - 509 фунтов, тяга ЭР 7500 кг.

- есть расчетные данные, которые нужно привязывать к исходным (время работы двигателя, расход топлива и пр.)

Все остальное - от лукавого.

Так же сначала требовать от ЕД точного симулятора , а потом взять и умножить, не красиво

Ты рассчитал посвоей методе - и у тебя получаются те же данные, что и у меня. Расхождение - в произвольно определенном времени работы ДУ - 6,09 или 6,3 с, что компенсируется чуть большей в моем случае или чуть меньшей в твоем тягой. Единственный вопрос - на что тягу умножать для файла missiles_data - я и Ланс умножали на 10, ты умножил на 9,81. Тут и возникло непонимание. Так что все очень даже красиво.

ED, дайте пожалуйста разъяснение по данному вопросу - на что умножать расчетную тягу - на 10 или 9,81?

Edited August 21, 2013 by volk