Ракеты в DCS

[GGTharos]

We can only know for AIM-9L, because we have a reasonably complete set of data for it.

 

But I don't believe that trying to fit the head-on range is the best way, since tail-chase range at low altitude is almost guaranteed to have Vmissile = Vtarget (or Vtarget + some speed) as its only termination condition.

 

We know a lot less about head-on condition, so we can't even make as strong assumptions for head-on intercept.

 

So fit tail-chase, and if in the game head-on outperforms RL, just adjust the DLZs, because things that we do not know about are happening.

 

How do we know about it?

[GGTharos]

Do you mean in Chizh's program?

Of course, DCS simulation is free of such errors, so ignore them and just simulate the kinematics with the best available data for kinematics. It's ok if missiles end up hitting targets at longer ranges than in RL - if DCS ever becomes complex enough to include the errors that are taken into account for RL missiles, then those problems can be modeled later.

 

Это условие учитывается. Есть Зона Разрешенных Пусков - ЗРП - то, что ты можешь увидеть на диаграммах дальности, и есть Зона Возможных Пусков - ЗВП. ЗВП - это те дальности, которые заложены в систему управления вооружением. ЗВП<ЗРП с учетом всевозможных ошибок различных элементов системы управления вооружением (ошибки в определении параметров цели РЛС, погрешности в расчетах и пр.).

[volk]

Вот это не факт, поскольку перед пуском, когда ракета ещё ничего не знает о цели, кроме некоторых приблизительных координат от СУВ, она может первым делом и захватить то, что теплее.

Если бы речь шла о "приблизительных" координатах ЦУ, а не точных, ракета бы вообще никогда ничего не захватывала. Точность выдачи угловых координат ОЛС в режиме сопровождения цели намного меньше 1 градуса.

Я думаю, там даже ещё более сложная ситуация может быть - излучение движка ракеты, когда она ещё не так далеко от носителя, настолько мощное, что оно вообще "слепит" ТГСН, и на его фоне она цель-самолёт даже не видит. Тут уже сильно будет зависеть от алгоритмов работы, но ИМХО это событие вполне вероятно, и далеко не обязательно, чтоб они находились на одной линии визирования.

Типа солнца. Да фиг его знает, как оно будет - интенсивность ИК-излучения первой ракеты, величина пятна, то же для цели, угла между ними. Гадания.

Нет такого в симуляторе.

Она может захватить, только при условии, что ты сам в ручную захватил ракету через прицельные системы самолёта и пустил, если у тебя самолёт в захвате, то ракеты в игре друг на друга никогда не полетят.

Ты имеешь ввиду, что не моделируется перезахват в полете - с цели на двигатель 1 ракеты, подобно перезахвату с цели на ловушки. Ну это маловероятно при маневрирующей цели. Что касается захвата без прицельных систем на подвеске носителя, то он есть - выставь отказы РЛС и ТП и сделай захват первой ракеты через Фи0.

[volk]

Do you mean in Chizh's program?

Not only Chizh's program - this method in real WCS.

[GGTharos]

Ah, ok - thanks for that info :)

 

Not only Chizh's program - this method in real WCS.

[Chizh]

Р-27ЭР

 

Я попробовал пересмотреть аэродинамические коэффициенты чтобы Сх выглядели по классике. Взял дозвуковой и сверхзвуковой Сх 0,035. Также уменьшил пик в районе Маха до 0,06. Но при этом еще уменьшил Су до значений 0,5 и 0,4 на дозвуке и сверхзвуке соответственно.

 

Уменьшение Сх, понятно, дало меньшее сопротивление и меньшую потерю скорости в районе Маха и на дозвуке.

Уменьшение Су имеет более комплексные последствия, с одной стороны это уменьшение подъемной силы и, соответственно, располагаемой перегрузки. С другой стороны это уменьшение индуктивного сопротивления и меньшая потеря скорости в маневре.

 

В общем надо протестить.

 

 

{
       Name = P_27PE, --R-27ER
       Escort = 1,
       Head_Type = 6,
	sigma = {5.6, 5, 5.6},
       M = 350.0,
       H_max = 27000.0,
       H_min = 1.0,
       Diam = 265.0,
       Cx_pil = 2.21,
       D_max = 14000.0, -- Max range at sea level. Use AI only.
       D_min = 500.0, -- Min range. Use AI only.
       Head_Form = 1,
       Life_Time = 1.0e9, -- Not used
       Nr_max = 24, -- Not used
       v_min = 140.0,
       v_mid = 600.0,
       Mach_max = 4.0,
       t_b = 0.0, -- Not used
       t_acc = 4.0, -- Not used
       t_marsh = 6.0, -- Not used
       Range_max = 60000.0, -- Max range at max altitude. Use AI only.
       H_min_t = 20.0,
       Fi_start = 0.87, -- Угол уелеуказания
       Fi_rak = 3.14152, -- Ракурс цели
       Fi_excort = 0.97, -- Угол сопровождения
       Fi_search = 0.1, -- Мгновенный угол обзора
       OmViz_max = 0.35,
       warhead = warheads["P_27PE"],
       exhaust = tail_solid,
       X_back = -1.617,
       Y_back = -0.128,
       Z_back = 0.0,
       Reflection = 0.062,
       KillDistance = 11.0,
	
	ModelData = {   58 ,  -- model params count
					0.9 ,   -- characteristic square (характеристическая площадь)
					
					-- параметры зависимости Сx
					0.035,  -- Cx_k0 планка Сx0 на дозвуке ( M << 1)
					0.06,  -- Cx_k1 высота пика волнового кризиса
					0.02 , -- Cx_k2 крутизна фронта на подходе к волновому кризису
					0.035, -- Cx_k3 планка Cx0 на сверхзвуке ( M >> 1)
					2.5 , -- Cx_k4 крутизна спада за волновым кризисом 
					1.2 , -- коэффициент отвала поляры (пропорционально sqrt (M^2-1))
					
					-- параметры зависимости Cy
					0.5 , -- Cy_k0 планка Сy0 на дозвуке ( M << 1)
					0.4	 , -- Cy_k1 планка Cy0 на сверхзвуке ( M >> 1)
					1.2  , -- Cy_k2 крутизна спада(фронта) за волновым кризисом  
					
					0.29 , -- 7 Alfa_max  максимальный балансировачный угол, радианы
					0.0, --угловая скорость создаваймая моментом газовых рулей
					
				-- Engine data. Time, fuel flow, thrust.	
				--	t_statr		t_b		t_accel		t_march		t_inertial		t_break		t_end			-- Stage
					-1.0,		-1.0,	3.0,  		7.0,		0.0,			0.0,		1.0e9,         -- time of stage, sec
					 0.0,		0.0,	31.9,		6.32,		0.0,			0.0,		0.0,           -- fuel flow rate in second, kg/sec(секундный расход массы топлива кг/сек), масса топлива 140 кг
					 0.0,		0.0,	73500.0,	14560.0,	0.0,			0.0,		0.0,           -- thrust, newtons
				
					 1.0e9, -- таймер самоликвидации, сек
					 60.0, -- время работы энергосистемы, сек
					 0, -- абсолютная высота самоликвидации, м
					 1.5, -- время задержки включения управления (маневр отлета, безопасности), сек
					 1.0e9, -- дальность до цели в момент пуска, при превышении которой ракета выполняется маневр "горка", м
					 1.0e9, -- дальность до цели, при которой маневр "горка" завершается и ракета переходит на чистую пропорциональную навигацию (должен быть больше или равен предыдущему параметру), м 
					 0.0,  -- синус угла возвышения траектории набора горки
					 50.0, -- продольное ускорения взведения взрывателя
					 0.0, -- модуль скорости сообщаймый катапультным устройством, вышибным зарядом и тд
					 1.19, -- характристика системы САУ-РАКЕТА,  коэф фильтра второго порядка K0
					 1.0, -- характристика системы САУ-РАКЕТА,  коэф фильтра второго порядка K1
					 2.0, -- характристика системы САУ-РАКЕТА,  полоса пропускания контура управления
					 8500.0, -- дальность полета в горизонт с располагаемой перегрузкой Navail >= 1.0 на высоте H=2000
					 5.5, -- ЗРП. Крутизна зависимости в ППС
					 30.0, --  коэф поправки к дальности от скорости носителя
					 0.75, -- безразмерный коэф. эффективности САУ ракеты
					 54.0, -- Прогноз времени полета ракеты 
					  -- DLZ. Данные для рассчета дальностей пуска (индикация на прицеле)
					 59000.0, -- дальность ракурс   180(навстречу) град,  Н=10000м, V=900км/ч, м
					 25000.0, -- дальность ракурс 0(в догон) град,  Н=10000м, V=900км/ч, м
					 25000.0, -- дальность ракурс 	180 град, Н=1000м, V=900км/ч, м
					 0.5, -- Уменьшение разрешенной дальности пуска при отклонении вектора скорости носителя от линии визирования цели.
					 0.3, -- Вертикальная плоскость. Наклон кривой разрешенной дальности пуска в нижнюю полусферу. Уменьшение дальности при стрельбе вниз.
					 2.0, -- Вертикальная плоскость. Наклон кривой разрешенной дальности пуска в верхнюю полусферу. Увеличение дальности при стрельбе вверх.
					-3.0, -- Вертикальная плоскость. Угол перегиба кривой разрешенной дальности, верхняя - нижняя полусфера.
					0.5, -- Изменение коэффициентов наклона кривой в верхнюю и нижнюю полусферы от высоты носителя.
				}, 
   },

 

Edited September 27, 2013 by Chizh

[GGTharos]

^^^^

 

So is the basic conclusion that you believe that missiles simply travel faster but have less lift? :)

[volk]

Я попробовал пересмотреть аэродинамические коэффициенты чтобы Сх выглядели по классике. Взял дозвуковой и сверхзвуковой Сх 0,035. Также уменьшил пик в районе Маха до 0,06. Но при этом еще уменьшил Су до значений 0,5 и 0,4 на дозвуке и сверхзвуке соответственно.

 

Уменьшение Сх, понятно, дало меньшее сопротивление и меньшую потерю скорости в районе Маха и на дозвуке.

Уменьшение Су имеет более комплексные последствия, с одной стороны это уменьшение подъемной силы и, соответственно, располагаемой перегрузки. С другой стороны это уменьшение индуктивного сопротивления и меньшею потерю скорости в маневре.

А если просто уменьшить характеристическую площадь у предыдущего варианта?

[volk]

В общем надо протестить.

Недолет при пуске на 60 км. Недолетела совсем чуть-чуть.

 

 

 

 

Tacview-20130927-003002.zip

[volk]

Прирост скорости не сильно изменился по сравнению с предыдущими вариантами и составил 1137 м/с (4 пуска, h = 16000 м, Vи = 1800 км/ч).

Пуски на 1000 м в ППС

 

 

 

 

 

5000 м

 

 

 

 

 

Отлет на 40-й секунде 17,6 км

 

 

 

1000 и 5000 м.zip

[volk]

Пуски в ЗПС.

h = 10000 м, Vи = 900, Vц = 700, Д = 28,5 км

 

 

 

 

 

h = 1000 м, Vи = 1100, Vц = 900, Д = 11 км

 

 

 

 

ЗПС.zip

[ААК]

Если бы речь шла о "приблизительных" координатах ЦУ, а не точных, ракета бы вообще никогда ничего не захватывала. Точность выдачи угловых координат ОЛС в режиме сопровождения цели намного меньше 1 градуса.

Учитывая, что ракета видит далеко не то, что видит ОЛС, а углы зависят даже от пилона, на котором висит ракета, говорить об абсолютной точности целеуказания нельзя.

 

Типа солнца. Да фиг его знает, как оно будет - интенсивность ИК-излучения первой ракеты, величина пятна, то же для цели, угла между ними.

Хорошо что про солнце вспомнил :), в РЛЭ и по нему есть информация, пуски тепловых производить при пеленге не менее 15 градусов, и даже для луны пеленг не менее 4. Не 1-2 градуса. Так что если предположить, что двигатель ракеты даёт эквивалентное излучение, то ничего удивительного в написанном в РЛЭ нет, на несколько секунд ГСН ракеты просто будет "слепнуть" в довольно широкой зоне, и цель не разглядит.

 

Гадания.

Нет никаких гаданий, время указано в РЛЭ.

 

Ты имеешь ввиду, что не моделируется перезахват в полете - с цели на двигатель 1 ракеты, подобно перезахвату с цели на ловушки. Ну это маловероятно при маневрирующей цели.

Она ещё перед пуском не ту цель захватит...

Что касается захвата без прицельных систем на подвеске носителя, то он есть - выставь отказы РЛС и ТП и сделай захват первой ракеты через Фи0.

Даже в Фи0, если я захвачу первую ракету, то выбор цели сделаю я сам, это не будет ошибкой ГСН и т.п.

Так что даже тут не тот пример.

 

Но вообще-то речь про режимы типа вертикаль, ДВБ и шлем, в которых участвует связка СУВ-ГСН, в симуляторе нет в них никакой работы ГСН и присущих ей ошибок, всё идеально, куда захотел, туда ракета и летит.

[Chizh]

^^^^

 

So is the basic conclusion that you believe that missiles simply travel faster but have less lift? :)

It is complex issue. Missile have less max lift but keep the average lift longer.

[Lans]

Я ставил на ноуте ракету, те пускал бот. Там мб баг, но мне показалось, что у Р-27ЭР при пуске на высоте более 10000 пик скорости превысил 4.5М, которые указаны в ТТХ. Проверьте на хорошем оборудовании. Я уже сталкивался с этой проблемой при уменьшении сверхзвукового Сх...

Edited September 27, 2013 by Lans

[goro]

 

В общем надо протестить.

 

ППС, выс.10 км, 900/900

 

VyDCP7s0ifY

 

Недолёт.

 

 

ППС, выс.10 км, 1100/1100

 

0evVpOU1ov4

 

Недолёт.

Электрогидравлика рулей - отрубаются ещё до подлёта к цели, по времени энергосистемы.

 

_____________

 

Пробовал плавно снижать некоторые коэффициенты до достижения результата, несколько улучшается положение, если их установить вот так:

 

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

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

2.8 , -- Cx_k4 крутизна спада за волновым кризисом

 

___________

 

При этом, что бы ракета не со столь сильно задранным УА в "позе кобры" подползала цели, можно немного наростить по Су:

 

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

0.45 , -- Cy_k1 планка Cy0 на сверхзвуке ( M >> 1)

 

В целом получится как-то так:

 

900/900, 60 км.

 

50FEND4zICw

 

 

 

1100/1100, 65 км.

 

4xqVaY_NY1k

 

Тут возможно, энергия отрубается прямо в момент попадания :)

Edited September 27, 2013 by goro

[Chizh]

А на малой высоте что?

[goro]

А на малой высоте что?

На малой высоте, с набором предложенным тобой в #4081, в ППС монограмма выполняется, например при 900/900 и 1100/1100, ракета попадает в цель на околоминимальной скорости ~1200 км/ч (М=0.99) будучи в зоне пика Сх.

В ЗПС тоже монограмма выполняется, примерно как на скриншотах Волка с предыдущей страницы.

 

На этой высоте, не столь значительна зависимость исполнения монограммы ЗВП от времени работы энергосистемы.

Edited September 27, 2013 by goro

[sden]

Я ставил на ноуте ракету, те пускал бот. Там мб баг, но мне показалось, что у Р-27ЭР при пуске на высоте более 10000 пик скорости превысил 4.5М, которые указаны в ТТХ. Проверьте на хорошем оборудовании. Я уже сталкивался с этой проблемой при уменьшении сверхзвукового Сх...

 

А не тут ли собака порылась.

На высоте 10 км 1100/1100 по пускам Горо Р-27ЭР набрала максимальную скорость 4600 км/ч. Что в переводе на скорость маха будет 4,26М. (пересчитайте, правильно я перевёл в М).

Если правльно посчитал, то ракета на этой высоте должна разгоняться до 4852 км/ч.

[GGTharos]

I agree, it is complex - do you have chart for AIM-9? I posted it some posts ago, and it includes navailable for various altitudes and speeds :)

 

I already heard from some people that missiles are 'not snappy enough' so it is important to be careful about this manipulation - but also it appears, from some conversations, that missiles keep speed longer than in the game, so I believe your idea might be the the most correct. Hard to know :)

 

It is complex issue. Missile have less max lift but keep the average lift longer.

[volk]

Если правльно посчитал, то ракета на этой высоте должна разгоняться до 4852 км/ч.

А откуда известно про условие скорости 4852 км/ч для условий пуска h = 10000 м, Vи = 1100 км/ч?

[volk]

Учитывая, что ракета видит далеко не то, что видит ОЛС, а углы зависят даже от пилона, на котором висит ракета, говорить об абсолютной точности целеуказания нельзя.

Жесть. Ракета с 7 пилона цель видит, с 8 - нет и не сходит :doh:

Так что если предположить, что двигатель ракеты даёт эквивалентное излучение, то ничего удивительного в написанном в РЛЭ нет, на несколько секунд ГСН ракеты просто будет "слепнуть" в довольно широкой зоне, и цель не разглядит.

Если предположить. А чтобы предполагать, нужно работать в "Геофизике" или располагать необходимыми документами. Ты же, если я правильно тебя понимаю, предлагаешь ввести безусловное ослепление по аналогии с солнцем.

Нет никаких гаданий, время указано в РЛЭ.

Время возможного ослепления, условий для которого мы не знаем.

Она ещё перед пуском не ту цель захватит...

Не захватит. Будет сигнал НОП - недопустимая ошибка прицеливания. Не волнуйся, не такие лохи систему разрабатывали, чтобы ГСН захватывала цель с угловыми координатами, отличными от координат, выдаваемых ОЛС.

Даже в Фи0, если я захвачу первую ракету, то выбор цели сделаю я сам, это не будет ошибкой ГСН и т.п.

Это иллюстрация того, что впередиидущая ракета захватывается.

Но вообще-то речь про режимы типа вертикаль, ДВБ и шлем, в которых участвует связка СУВ-ГСН, в симуляторе нет в них никакой работы ГСН и присущих ей ошибок, всё идеально, куда захотел, туда ракета и летит.

Не туда, куда захотел, а туда, куда смотрит прицельная система - см. выше. Ты хочешь сказать, что и ОЛС будет ослеплена и после 1 пуска потеряет цель? Типа одноразовая система.

[sden]

А откуда известно про условие скорости 4852 км/ч для условий пуска h = 10000 м, Vи = 1100 км/ч?

 

Максимальная скорость ракеты 4,5М. "Махи" на всех высотах одинаковые, при этом разная скорость в км/ч или миль/ч

[volk]

А новые коэффициенты ЭР никто для Р не пересчитывал и не сравнивал результаты с диаграммами дальности. ИМХО работы для Р и ЭР должны вестись параллельно.

[volk]

Максимальная скорость ракеты 4,5М. "Махи" на всех высотах одинаковые, при этом разная скорость в км/ч или миль/ч

Прикольно. Т. е. и на уровне моря должно быть 4,5, и на 18000 м. Попробуй любую ракету с любым набором коэффициентов, как это выполняется.

Тогда у земли скорость ракеты должна быть больше, т. к. там М больше.

ps. Я пропустил, а откуда макс. скорость 4,5М?

Edited September 27, 2013 by volk

[sden]

Прикольно. Т. е. и на уровне моря должно быть 4,5, и на 18000 м. Попробуй любую ракету с любым набором коэффициентов, как это выполняется.

 

Я бы с удовольствием, но пока не до практических эксперементов.

 

 

Вот таблица:

 

Я пропустил, а откуда макс. скорость 4,5М?

 

http://ru.wikipedia.org/wiki/Р-27_(авиационная_ракета)#.D0.A2.D0.B0.D0.BA.D1.82.D0.B8.D0.BA.D0.BE-.D1.82.D0.B5.D1.85.D0.BD.D0.B8.D1.87.D0.B5.D1.81.D0.BA.D0.B8.D0.B5_.D1.85.D0.B0.D1.80.D0.B0.D0.BA.D1.82.D0.B5.D1.80.D0.B8.D1.81.D1.82.D0.B8.D0.BA.D0.B8

и из других подобных источников.

Edited September 27, 2013 by sden