Ракеты в DCS

*Rage* · October 6, 2013

So can SARH chaff resistance be increased or chaff RCS be decreased (or plane RCS increased) as an interim solution? Countermeasure reworking sounds like it will take a long time..

Chizh · October 6, 2013

Нет, это Ваша проблема, так как Вы и ещё ряд пользователей нарушаете правила этого форума. По идее, модераторы давно уже должны были вас забанить, но почему-то смотрят сквозь пальцы ;)

Если забыли или не читали, процитирую:

Выделение цветом - моё.
И да, этот раздел форума называется "Русский".
Поэтому, пожалуйста, пишите по-русски, лоббируйте отмену п. 5.2 правил или переносите обсуждение в английский раздел.

Так как я и есть администратор форума, то разрешаю в этой теме англоязычное обсуждение, поскольку оно идет по теме. :)

А английский надо учить. Без него в современном мире никуда.

Chizh · October 6, 2013

So can SARH chaff resistance be increased or chaff RCS be decreased (or plane RCS increased) as an interim solution? Countermeasure reworking sounds like it will take a long time..

Will see after complex test session.

ups · October 7, 2013

Так как я и есть администратор форума, то разрешаю в этой теме англоязычное обсуждение, поскольку оно идет по теме. :)
А английский надо учить. Без него в современном мире никуда.

OK. Let's speak English...

Teknetinium · October 7, 2013

This test is made from ~25km at ALT of 5000m.

I will post similar test on ALT 7500 and 10000m.

Give me feedback if you would like the test to be done in a different way.

ER-27_AIM-120C_5000m.rar

Edited October 7, 2013 by Teknetinium

Lans · October 7, 2013

This test is made from ~25km at ALT of 5000m.
I will post similar test on ALT 7500 and 10000m.
Give me feedback if you would like the test to be done in a different way.

For what purpose do you attach the missiles.lua? Have you made any changes to it?

Teknetinium · October 7, 2013

For what purpose do you attach the missiles.lua? Have you made any changes to it?

No I have not, I got the file from Volk.

Chizh · October 7, 2013

да вроде все проверено можно погонять финальные тесты

Что же вы тестировали если запас по перегрузке у ракеты в момент поражения цели очень приличный?

На высоте 10 и дальности 35 (скорость 900) - перегрузка 5,1

На высоте 1 и дальности 15 (скорость 900) - перегрузка 8.

В результате ракета поражает

- на высоте 10 км, скорость 900, цель на дальности 48 км, вместо 32 по номограмме.

- на высоте 1 км, скорость 900, цель на дальности 25 км, вместо 15 по номограмме.

Мы тут вообще за чем собрались?

volk · October 7, 2013

Что же вы тестировали если запас по перегрузке у ракеты в момент поражения цели очень приличный?
На высоте 10 и дальности 35 (скорость 900) - перегрузка 5,1
На высоте 1 и дальности 15 (скорость 900) - перегрузка 8.

В результате ракета поражает
- на высоте 10 км, скорость 900, цель на дальности 48 км, вместо 32 по номограмме.
- на высоте 1 км, скорость 900, цель на дальности 25 км, вместо 15 по номограмме.

Мы тут вообще за чем собрались?

Если это камень в мой огород ( http://forums.eagle.ru/showpost.php?p=1896414&postcount=4193 ),то я просто проверил Р в ЗПС и показал скорости ракеты в момент поражения цели, без комментариев. ИМХО тоже перебор.

Отрицательный результат - тоже результат, теперь можно работать дальше.

Chizh · October 7, 2013

Предлагаю для Р-27Р вот такие цифры. Изменены Сх и Су.

В ППС по прежнему летает далеко. В ЗПС на малой высоте немного не дотягивает, на большой попадает.

   {
       Name = P_27P, --R-27R
       Escort = 1,
       Head_Type = 6,
	sigma = {5.6, 5, 5.6},
       M = 253.0,
       H_max = 25000.0,
       H_min = 1.0,
       Diam = 230.0,
       Cx_pil = 2.21,
       D_max = 14000.0,
       D_min = 700.0,
       Head_Form = 1,
       Life_Time = 90.0,
       Nr_max = 24,
       v_min = 140.0,
       v_mid = 500.0,
       Mach_max = 4.5,
       t_b = 0.0,
       t_acc = 6.0,
       t_marsh = 0.0,
       Range_max = 35000.0,
       H_min_t = 20.0,
       Fi_start = 0.87,
       Fi_rak = 3.14152,
       Fi_excort = 0.97,
       Fi_search = 0.1,
       OmViz_max = 0.35,
       warhead = warheads["P_27P"],
       exhaust = tail_solid,
       X_back = -1.227,
       Y_back = -0.128,
       Z_back = 0.0,
       Reflection = 0.0479,
       KillDistance = 11.0,
	
	ModelData = {   58 ,  -- model params count
					0.9 ,   -- characteristic square (характеристическая площадь)
					-- параметры зависимости Сx
					0.04 , -- Cx_k0 планка Сx0 на дозвуке ( M << 1)
					0.08 , -- Cx_k1 высота пика волнового кризиса
					0.02 , -- Cx_k2 крутизна фронта на подходе к волновому кризису
					0.05 , -- Cx_k3 планка Cx0 на сверхзвуке ( M >> 1)
					2.5  , -- Cx_k4 крутизна спада за волновым кризисом 
					1.2  , -- коэффициент отвала поляры
					
					-- параметры зависимости Cy
					0.5 , -- Cy_k0 планка Сy0 на дозвуке ( M << 1)
					0.4	 , -- Cy_k1 планка Cy0 на сверхзвуке ( M >> 1)
					1.2  , -- Cy_k2 крутизна спада(фронта) за волновым кризисом  
					
					
					0.29 , -- 7 Alfa_max  максимальный балансировачный угол, радианы
					0.0, --угловая скорость создаваймая моментом газовых рулей
					
					--	t_statr   t_b      t_accel  t_march   t_inertial   t_break  t_end
					-1.0,    -1.0 ,   6.0   ,   0.0,  0.0,		   0.0,      1.0e9,           -- time interval
					 0.0,     0.0 ,   11.3   ,  0.0,  0.0,         0.0,      0.0,           -- fuel flow rate in second kg/sec(секундный расход массы топлива кг/сек), масса топлива 68 кг.
					 0.0,     0.0 ,   25620.0,  0.0 , 0.0,         0.0,      0.0,           -- thrust 6000 by doc
					
					 1.0e9, -- таймер самоликвидации, сек
					 60.0, -- время работы энергосистемы
					 0, -- растояние до поверхности срабатывания радиовзрывателя, м
					 0.4, -- время задержки включения управленя, сек
					 1.0e9, -- 5000.0, -- дальность до цели в момент пуска, выше которой выполняется маневр набора высоты 
					 1.0e9, -- 10000.0, -- дальность до цели на трассе, менее которой начинается завершение маневра набора высоты (длжен быть больше чем предылущий параметр) 
					 0.0,  -- синус угла возвышения траектории набора горки
					 50.0, -- продольное ускорения взведения взрывателя
					 0.0,
					 1.19, -- характристика системы САУ-РАКЕТА,  коэф фильтра второго порядка K0
					 1.0, -- характристика системы САУ-РАКЕТА,  коэф фильтра второго порядка K1
					 2.0, -- характристика системы САУ-РАКЕТА,  полоса пропускания контура управления
					 5000.0, -- дальность полета в горизонт с располагаемой перегрузкой Navail >= 1.0 на высоте H=2000
					 2.2, -- крутизна зависимости  дальность полета в горизонт с располагаемой перегрузкой Navail >= 1.0 от высоты H
					 30.0, --  коэф поправки к дальности от скорости носителя
					 0.75, -- безразмерный коэф. эффективности САУ ракеты
					 32.0, -- Прогноз времени полета ракеты 
					  -- DLZ. Данные для рассчета дальностей пуска (индикация на прицеле)
					 35000.0, -- дальность ракурс   180(навстречу) град,  Н=10000м, V=900км/ч, м
					 14000.0, -- дальность ракурс 0(в догон) град,  Н=10000м, V=900км/ч
					 15000.0, -- дальность ракурс 	180(навстречу) град, Н=1000м, V=900км/ч
					 0.2,     -- Коэффициент уменьшения дальности при увеличения угла между векторм скорости носителя и линией визирования цели
					 0.7, -- 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.
				}, 
   },

volk · October 8, 2013

Да, с этими параметрами не выполняются 2 условия дальности в ЗПС:

1) h = 10000 м, Vи = 900 км/ч, Vц = 700 км/ч, Д = 15 км

2) h = 1000 м, Vи = 900 км/ч, Vц = 700 км/ч, Д = 6,5 км

В обоих случаях ракета не долетает 600-700 м.

По номограмме максимального удаления h = 5000 м, Vи = 200 м/с, t = 30 с, Д = 8 км.

Получается 7,8 км.

ИМХО немного надо приподнять.

Р-27Р.zip

Lans · October 8, 2013

Если "0.05 , -- Cx_k3 планка Cx0 на сверхзвуке ( M >> 1)" заменить на 0.04 вышеуказанные тесты проходят. На 10000м с добрым запасом по скорости (перегрузку оценить не могу, такой проги нет). На 1000м ракета буквально "доползла", но цель поразила. Мб ради запаса по перегрузке на малых высотах надо бы взять 0.037-0.038.

С точки зорения теории 0.04 тоже логично, Р-27Р короче Р-27ЭР, соотвественно Сх чуть больше.

Edited October 8, 2013 by Lans

Chizh · October 8, 2013

Поскольку даже с моими коэффициентами ракета Р-27Р сильно перелетает по дальности в ППС предлагаю оставить мои цифры.

Получается что ракета в ЗПС слегка не дотягивает до номограмм но перелетает данные из СУВ.

В ППС она заметно превышает номограммы и очень сильно СУВ.

Lans · October 8, 2013

Поскольку даже с моими коэффициентами ракета Р-27Р сильно перелетает по дальности в ППС предлагаю оставить мои цифры.
Получается что ракета в ЗПС слегка не дотягивает до номограмм но перелетает данные из СУВ.
В ППС она заметно превышает номограммы и очень сильно СУВ.

В ЗПС по СУВ? У меня недотянула.

Chizh · October 8, 2013

В ЗПС по СУВ? У меня недотянула.

Я имею в виду программу-симулятор СУВ с реального самолета.

Дальность пуска в ЗПС (1 км, 900 км/ч) = 5,17 км

Дальность пуска в ЗПС (10 км, 900 км/ч) = 12,50 км

Lans · October 8, 2013

Я имею в виду программу-симулятор СУВ с реального самолета.
Дальность пуска в ЗПС (1 км, 900 км/ч) = 5,17 км
Дальность пуска в ЗПС (10 км, 900 км/ч) = 12,50 км

Ясно, ну тогда надо бы нашу модедьную СУВ подкорректировать. Ракета и так по нынешним временам хилая и не популярная, воевать с ней трудно, а если еще после ПР будет недолет, совсем обидно.

Chizh · October 8, 2013

Ладно.

Будем считать, что с семейством Р-27 закончили.

Есть у вас еще наработки?

Lans · October 8, 2013

Ладно.
Будем считать, что с семейством Р-27 закончили.
Есть у вас еще наработки?

А разве Р-27Т и ЭТ тестить не будем?

Твои же варианты.

Chizh · October 8, 2013

Если еще есть желание - тестите.

Р-27Т

   {
       Name = P_27T, --R-27T
       Escort = 0,
       Head_Type = 1,
	sigma = {5, 5, 5},
       M = 245.0,
       H_max = 25000.0,
       H_min = 1.0,
       Diam = 230.0,
       Cx_pil = 2.23,
       D_max = 11000.0,
       D_min = 700.0,
       Head_Form = 0,
       Life_Time = 90.0,
       Nr_max = 24,
       v_min = 140.0,
       v_mid = 450.0,
       Mach_max = 3.2,
       t_b = 0.0,
       t_acc = 6.0,
       t_marsh = 0.0,
       Range_max = 25000.0,
       H_min_t = 1.0,
       Fi_start = 0.87,
       Fi_rak = 3.14152,
       Fi_excort = 0.97,
       Fi_search = 0.09,
       OmViz_max = 0.35,
       warhead = warheads["P_27T"],
       exhaust = tail_solid,
       X_back = -1.227,
       Y_back = -0.128,
       Z_back = 0.0,
       Reflection = 0.0445,
       KillDistance = 11.0,
	--seeker sensivity params
	SeekerSensivityDistance = 7450, -- The range of target with IR value = 1. In meters. In forward hemisphere.
	SeekerCooled			= true, -- True is cooled seeker and false is not cooled seeker.		
	ModelData = {   58,  -- model params count
					0.9 ,   -- characteristic square (характеристическая площадь)
					
					-- параметры зависимости Сx
					0.05 , -- Cx_k0 планка Сx0 на дозвуке ( M << 1)
					0.09 , -- Cx_k1 высота пика волнового кризиса
					0.02 , -- Cx_k2 крутизна фронта на подходе к волновому кризису
					0.06 , -- Cx_k3 планка Cx0 на сверхзвуке ( M >> 1)
					2.5  , -- Cx_k4 крутизна спада за волновым кризисом 
					1.2  , -- коэффициент отвала поляры
					
					-- параметры зависимости Cy
					0.5 , -- Cy_k0 планка Сy0 на дозвуке ( M << 1)
					0.4	 , -- Cy_k1 планка Cy0 на сверхзвуке ( M >> 1)
					1.2  , -- Cy_k2 крутизна спада(фронта) за волновым кризисом  
					
					0.29 , -- 7 Alfa_max  максимальный балансировачный угол, радианы
					0.0, --угловая скорость создаваймая моментом газовых рулей
											
					--	t_statr   t_b      t_accel  t_march   t_inertial   t_break  t_end
					-1.0,    -1.0 ,   6.0   ,   0.0,      0.0,		   0.0,      1.0e9,           -- time interval
					 0.0,     0.0 ,   11.3   ,  0.0,     0.0,         0.0,      0.0,           -- fuel flow rate in second kg/sec(секундный расход массы топлива кг/сек)
					 0.0,     0.0 ,   25620.0,  0.0 , 0.0,         0.0,      0.0,           -- thrust
					 
					 1.0e9, -- таймер самоликвидации, сек
					 60.0, -- время работы энергосистемы
					 0, -- абсалютеая высота самоликвидации, м
					 0.4, -- время задержки включения управленя, сек
					 1.0e9, -- дальность до цели в момент пуска, выше которой выполняется маневр набора высоты 
					 1.0e9, -- дальность до цели на трассе, менее которой начинается завершение маневра набора высоты (длжен быть больше чем предылущий параметр) 
					 0.0,  -- синус угла возвышения траектории набора горки
					 50.0, -- продольное ускорения взведения взрывателя
					 0.0, -- 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
					 4800.0, -- дальность полета в горизонт с располагаемой перегрузкой Navail >= 1.0 на высоте H=2000
					 2.2, -- крутизна зависимости  дальность полета в горизонт с располагаемой перегрузкой Navail >= 1.0 от высоты H
					 30.0, --  коэф поправки к дальности от скорости носителя
					 0.75, -- безразмерный коэф. эффективности САУ ракеты
					 32.0, -- Прогноз времени полета ракеты 
					  -- DLZ. Данные для рассчета дальностей пуска (индикация на прицеле)
					 27000.0, -- дальность ракурс   180(навстречу) град,  Н=10000м, V=900км/ч, м
					 11000.0, -- дальность ракурс 0(в догон) град,  Н=10000м, V=900км/ч, м
					 12000.0, -- дальность ракурс 	180(навстречу) град, Н=1000м, V=900км/ч, м
					 0.2, -- Уменьшение разрешенной дальности пуска при отклонении вектора скорости носителя от линии визирования цели.
					 0.7, -- Вертикальная плоскость. Наклон кривой разрешенной дальности пуска в нижнюю полусферу. Уменьшение дальности при стрельбе вниз.
					 2.0, -- 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.
					 }, 
   },

Р-27ЭТ

   {
       Name = P_27TE, --R-27ET
       Escort = 0,
       Head_Type = 1,
	sigma = {5, 5, 5},
       M = 343.0,
       H_max = 25000.0,
       H_min = 1.0,
       Diam = 260.0,
       Cx_pil = 2.5,
       D_max = 20000.0,
       D_min = 700.0,
       Head_Form = 0,
       Life_Time = 90.0,
       Nr_max = 24,
       v_min = 140.0,
       v_mid = 550.0,
       Mach_max = 4.0,
       t_b = 0.0,
       t_acc = 5.0,
       t_marsh = 6.0,
       Range_max = 54000.0,
       H_min_t = 1.0,
       Fi_start = 0.87,
       Fi_rak = 3.14152,
       Fi_excort = 0.97,
       Fi_search = 0.09,
       OmViz_max = 0.35,
       warhead = warheads["P_27TE"],
       exhaust = tail_solid,
       X_back = -1.617,
       Y_back = -0.128,
       Z_back = 0.0,
       Reflection = 0.062,
       KillDistance = 11.0,
	--seeker sensivity params
	SeekerSensivityDistance = 7450, -- The range of target with IR value = 1. In meters. In forward hemisphere.
	SeekerCooled			= true, -- True is cooled seeker and false is not cooled seeker.
	ModelData = {   58 ,  -- model params count
					0.9 ,   -- characteristic square (характеристическая площадь)
					
					-- параметры зависимости Сx
					0.08 , -- Cx_k0 планка Сx0 на дозвуке ( M << 1)
					0.09 , -- Cx_k1 высота пика волнового кризиса
					0.02 , -- Cx_k2 крутизна фронта на подходе к волновому кризису
					0.05, -- Cx_k3 планка Cx0 на сверхзвуке ( M >> 1)
					2.5 , -- Cx_k4 крутизна спада за волновым кризисом 
					1.2 , -- коэффициент отвала поляры (пропорционально sqrt (M^2-1))
					
					-- параметры зависимости Cy
					0.9 , -- Cy_k0 планка Сy0 на дозвуке ( M << 1)
					0.8	 , -- Cy_k1 планка Cy0 на сверхзвуке ( M >> 1)
					1.2  , -- Cy_k2 крутизна спада(фронта) за волновым кризисом  
					
					0.29 , -- 7 Alfa_max  максимальный балансировачный угол, радианы
					0.0, --угловая скорость создаваймая моментом газовых рулей
					
				-- Engine data. Time, fuel flow, thrust.	
				--	t_statr		t_b		t_accel		t_march		t_inertial		t_break		t_end			-- Stage
					-1.0,		-1.0,	3.0,  		7.0,		0.0,			0.0,		1.0e9,         -- time of stage, sec
					 0.0,		0.0,	31.9,		6.32,		0.0,			0.0,		0.0,           -- fuel flow rate in second, kg/sec(секундный расход массы топлива кг/сек)
					 0.0,		0.0,	73500.0,	14560.0,	0.0,			0.0,		0.0,           -- thrust, newtons
				
					 1.0e9, -- таймер самоликвидации, сек
					 60.0, -- время работы энергосистемы, сек
					 0, -- абсолютная высота самоликвидации, м
					 1.0, -- время задержки включения управления (маневр отлета, безопасности), сек
					 1.0e9, -- дальность до цели в момент пуска, при превышении которой ракета выполняется маневр "горка", м
					 1.0e9, -- дальность до цели, при которой маневр "горка" завершается и ракета переходит на чистую пропорциональную навигацию (должен быть больше или равен предыдущему параметру), м 
					 0.0,  -- синус угла возвышения траектории набора горки
					 50.0, -- продольное ускорения взведения взрывателя
					 0.0, -- модуль скорости сообщаймый катапультным устройством, вышибным зарядом и тд
					 1.19, -- характристика системы САУ-РАКЕТА,  коэф фильтра второго порядка K0
					 1.0, -- характристика системы САУ-РАКЕТА,  коэф фильтра второго порядка K1
					 2.0, -- характристика системы САУ-РАКЕТА,  полоса пропускания контура управления
					 8000.0, -- дальность полета в горизонт с располагаемой перегрузкой Navail >= 1.0 на высоте H=2000
					 5.5, -- крутизна зависимости  дальность полета в горизонт с располагаемой перегрузкой Navail >= 1.0 от высоты H
					 30.0, --  коэф поправки к дальности от скорости носителя
					 0.75, -- безразмерный коэф. эффективности САУ ракеты
					 54.0, -- Прогноз времени полета ракеты 
					  -- DLZ. Данные для рассчета дальностей пуска (индикация на прицеле)
					 58000.0, -- дальность ракурс   180(навстречу) град,  Н=10000м, V=900км/ч, м
					 20000.0, -- дальность ракурс 0(в догон) град,  Н=10000м, V=900км/ч, м
					 24000.0, -- дальность ракурс 	180 град (навстречу), Н=1000м, V=900км/ч, м
					 0.2, -- Уменьшение разрешенной дальности пуска при отклонении вектора скорости носителя от линии визирования цели.
					 0.7, -- Вертикальная плоскость. Наклон кривой разрешенной дальности пуска в нижнюю полусферу. Уменьшение дальности при стрельбе вниз.
					 2.4, -- Вертикальная плоскость. Наклон кривой разрешенной дальности пуска в верхнюю полусферу. Увеличение дальности при стрельбе вверх.
					-3.0, -- Вертикальная плоскость. Угол перегиба кривой разрешенной дальности, верхняя - нижняя полусфера.
					0.5, -- Изменение коэффициентов наклона кривой в верхнюю и нижнюю полусферы от высоты носителя.
				}, 
   },

volk · October 8, 2013

Ладно.
Будем считать, что с семейством Р-27 закончили.
Есть у вас еще наработки?

Относительно Р-27Р. Я взял среднее (ИМХО оптимальное) значение между твоим вариантом и вариантом Ланса. Проверь пожалуйста Р-27Р на g расп = 3 на большой высоте с такими параметрами (красным выделены отличия от твоего кода).

{
       Name = P_27P, --R-27R
       Escort = 1,
       Head_Type = 6,
       sigma = {5.6, 5, 5.6},
       M = 253.0,
       H_max = 25000.0,
       H_min = 1.0,
       Diam = 230.0,
       Cx_pil = 2.21,
       D_max = 14000.0,
       D_min = 700.0,
       Head_Form = 1,
       Life_Time = 90.0,
       Nr_max = 24,
       v_min = 140.0,
       v_mid = 500.0,
       Mach_max = 4.5,
       t_b = 0.0,
       t_acc = 6.0,
       t_marsh = 0.0,
       Range_max = 35000.0,
       H_min_t = 20.0,
       Fi_start = 0.87,
       Fi_rak = 3.14152,
       Fi_excort = 0.97,
       Fi_search = 0.1,
       OmViz_max = 0.35,
       warhead = warheads["P_27P"],
       exhaust = tail_solid,
       X_back = -1.227,
       Y_back = -0.128,
       Z_back = 0.0,
       Reflection = 0.0479,
       KillDistance = 11.0,
       
       ModelData = {   58 ,  -- model params count
                       0.9 ,   -- characteristic square (характеристическая площадь)
                       -- параметры зависимости Сx
                       [color=Red]0.038[/color] , -- Cx_k0 планка Сx0 на дозвуке ( M << 1)
                       0.08 , -- Cx_k1 высота пика волнового кризиса
                       0.02 , -- Cx_k2 крутизна фронта на подходе к волновому кризису
                       [color=Red]0.042[/color] , -- Cx_k3 планка Cx0 на сверхзвуке ( M >> 1)
                       2.5  , -- Cx_k4 крутизна спада за волновым кризисом 
                       1.2  , -- коэффициент отвала поляры
                       
                       -- параметры зависимости Cy
                       0.5 , -- Cy_k0 планка Сy0 на дозвуке ( M << 1)
                       [color=Red]0.6[/color]     , -- Cy_k1 планка Cy0 на сверхзвуке ( M >> 1)
                       1.2  , -- Cy_k2 крутизна спада(фронта) за волновым кризисом  
                       
                       
                       0.29 , -- 7 Alfa_max  максимальный балансировачный угол, радианы
                       0.0, --угловая скорость создаваймая моментом газовых рулей
                       
                       --    t_statr   t_b      t_accel  t_march   t_inertial   t_break  t_end
                       -1.0,    -1.0 ,   6.0   ,   0.0,  0.0,           0.0,      1.0e9,           -- time interval
                        0.0,     0.0 ,   11.3   ,  0.0,  0.0,         0.0,      0.0,           -- fuel flow rate in second kg/sec(секундный расход массы топлива кг/сек), масса топлива 68 кг.
                        0.0,     0.0 ,   25620.0,  0.0 , 0.0,         0.0,      0.0,           -- thrust 6000 by doc
                       
                        1.0e9, -- таймер самоликвидации, сек
                        60.0, -- время работы энергосистемы
                        0, -- растояние до поверхности срабатывания радиовзрывателя, м
                        0.4, -- время задержки включения управленя, сек
                        1.0e9, -- 5000.0, -- дальность до цели в момент пуска, выше которой выполняется маневр набора высоты 
                        1.0e9, -- 10000.0, -- дальность до цели на трассе, менее которой начинается завершение маневра набора высоты (длжен быть больше чем предылущий параметр) 
                        0.0,  -- синус угла возвышения траектории набора горки
                        50.0, -- продольное ускорения взведения взрывателя
                        0.0,
                        1.19, -- характристика системы САУ-РАКЕТА,  коэф фильтра второго порядка K0
                        1.0, -- характристика системы САУ-РАКЕТА,  коэф фильтра второго порядка K1
                        2.0, -- характристика системы САУ-РАКЕТА,  полоса пропускания контура управления
                        5000.0, -- дальность полета в горизонт с располагаемой перегрузкой Navail >= 1.0 на высоте H=2000
                        2.2, -- крутизна зависимости  дальность полета в горизонт с располагаемой перегрузкой Navail >= 1.0 от высоты H
                        30.0, --  коэф поправки к дальности от скорости носителя
                        0.75, -- безразмерный коэф. эффективности САУ ракеты
                        32.0, -- Прогноз времени полета ракеты 
                         -- DLZ. Данные для рассчета дальностей пуска (индикация на прицеле)
                        35000.0, -- дальность ракурс   180(навстречу) град,  Н=10000м, V=900км/ч, м
                        14000.0, -- дальность ракурс 0(в догон) град,  Н=10000м, V=900км/ч
                        15000.0, -- дальность ракурс     180(навстречу) град, Н=1000м, V=900км/ч
                        0.2,     -- Коэффициент уменьшения дальности при увеличения угла между векторм скорости носителя и линией визирования цели
                        0.7, -- 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.
                   }, 
   },

Вот так она попадает в ППС

10000 м

1000 м

ЗПС

10000 м

1000 м

Самая большая проблема - ЗПС 1000 м. Видно, что не долетела меньше 100 м. Будем считать этот недочет погрешностью измерений.

ps. Я увеличил Cy на сверхзвуке до 0,6, т. к. не понимаю, почему у тебя 0,4 при том, что у ЭР он 0,8. С 0,4 ракета все время летит с большим УА.

Еще есть наработки по AIM-7. Это вариант двигательной установки, рассчитанный Лансом. Блоки Cx и Cy дефолтные из 1.2.6. Надо приводить ее к номограммам, как предыдущие ракеты.

   {
       Name = AIM_7, --AIM-7M
       Escort = 1,
       Head_Type = 6,
       sigma = {5.6, 5, 5.6},
       M = 231.0,
       H_max = 24400.0,
       H_min = 1.0,
       Diam = 203.0,
       Cx_pil = 2.21,
       D_max = 20000.0,
       D_min = 700.0,
       Head_Form = 1,
       Life_Time = 90.0,
       Nr_max = 25,
       v_min = 140.0,
       v_mid = 500.0,
       Mach_max = 3.2,
       t_b = 0.0,
       t_acc = 4.5,
       t_marsh = 6.5,
       Range_max = 50000.0,
       H_min_t = 15.0,
       Fi_start = 0.5,
       Fi_rak = 3.14152,
       Fi_excort = 1.05,
       Fi_search = 0.1,
       OmViz_max = 0.35,
       warhead = warheads["AIM_7"],
       exhaust = {0.78, 0.78, 0.78, 0.8};
       X_back = -1.422,
       Y_back = -0.1, --0.0,
       Z_back = 0.0, -- -0.1,
       Reflection = 0.0366,
       KillDistance = 12.0,
       ModelData = {   58 ,  -- model params count
                       0.9 ,   -- characteristic square (характеристическая площадь)
               
                       -- параметры зависимости Сx
                       0.07 , -- планка Сx0 на дозвуке ( M << 1)
                       0.08 , -- высота пика волнового кризиса
                       0.02 , -- крутизна фронта на подходе к волновому кризису
                       0.02 , -- планка Cx0 на сверхзвуке ( M >> 1)
                       2.5  , -- крутизна спада за волновым кризисом 
                       1.0  , -- коэффициент отвала поляры
                       
                       -- параметры зависимости Cy
                       1.2 , -- планка Сy0 на дозвуке ( M << 1)
                       1.0     , -- планка Cy0 на сверхзвуке ( M >> 1)
                       1.2  , -- крутизна спада(фронта) за волновым кризисом  

                       0.29 , -- 7 Alfa_max  максимальный балансировачный угол, радианы
                       0.0, --угловая скорость создаваймая моментом газовых рулей
                       
                   --    t_statr   t_b      t_accel  t_march   t_inertial   t_break  t_end
                       -1.0,    -1.0 ,      4.5  ,  6.5,      0.0,           0.0,      1.0e9,           -- time interval
                        0.0,     0.0 ,       10.58 ,  2.11,     0.0,         0.0,      0.0,           -- fuel flow rate in second kg/sec(секундный расход массы топлива кг/сек)
                        0.0,     0.0 ,   25559.9,  4525.2,   0.0,         0.0,      0.0,           -- thrust
                   
                        1.0e9, -- таймер самоликвидации, сек
                        75.0, -- время работы энергосистемы
                        0.0, -- абсалютеая высота самоликвидации, м
                        1.5, -- время задержки включения управленя, сек
                        1.0e9, -- дальность до цели в момент пуска, выше которой выполняется маневр набора высоты 
                        1.0e9, -- дальность до цели на трассе, менее которой начинается завершение маневра набора высоты (длжен быть больше чем предылущий параметр) 
                        0.0,  -- синус угла возвышения траектории набора горки
                        50.0, -- продольное ускорения взведения взрывателя
                        0.0, -- 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
                        0.0,
                        0.0,
                        0.0,
                        0.0,
                        0.0,
                         -- DLZ. Данные для рассчета дальностей пуска (индикация на прицеле)
                        50000.0, -- дальность ракурс   180(навстречу) град,  Н=10000м, V=900км/ч, м
                        18000.0, -- дальность ракурс 0(в догон) град,  Н=10000м, V=900км/ч
                        20000.0, -- дальность ракурс     180(навстречу) град, Н=1000м, V=900км/ч
                        0.2,     -- Коэффициент уменьшения дальности при увеличения угла между векторм скорости носителя и линией визирования цели
                        0.7, -- 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.
                   }, 
   },

Р-27Р.zip

Edited October 8, 2013 by volk

Lans · October 9, 2013

Если учесть, что в missiles характерная площадь у Р и ЭР одинаковая, а в реале суммарная площадь, которая создает подъемную силу у ЭР в 1.2 раза больше. (Я конечно понимаю, что и в армии и в симе подъемную силу на самом деле создает Приказ начальства:))), но тем не менее... У Р-27Р Су дб порядка 0.67

Lans · October 11, 2013

ИМХО в свете работ на Р-27ЭТ и Р-27Р надо критически пересмотреть и проект коэффициентов для Р-27ЭТ Андрея

http://forums.eagle.ru/showthread.php?p=1885562&highlight=%D0%BC%D0%B5%D0%BD%D1%8F+%D1%81%D0%BE%D0%B7%D1%80%D0%B5%D0%BB%D0%B0+%D0%A0-27%D0%AD%D0%A2#post1885562

1.Сферическая ГЧ на дозвуке имеет Cх примерно в 1.5 раза меньше, чем оживальная и коническая. Поэтому значение 0.07 предлагается заменить на 0.04-0.045

2.Поскольку ракета короче, Су=0.85 и 0.75 на дозвуке и сверхзвуке соответственно.

Нашел я еще одну интересную вещь. Когда РДТТ работает - сопротивление ракеты существенно меньше, тк разрежение воздуха за донцем нет. После окончания работы РДТТ сопротивление резко возрастает, тк за сопловым блоком возникает мощная зона разрежения. Пока в программе это не учесть, но на самом деле это может существенно повлиять на мах скорость,которую набирает ракета.

Edited October 11, 2013 by Lans

Chizh · October 11, 2013

1.Сферическая ГЧ на дозвуке имеет Cх примерно в 1.5 раза меньше, чем оживальная и коническая.

Откуда известно что сферическая форма имеет Сх ниже чем оживальная?

Нашел я еще одну интересную вещь. Когда РДТТ работает - сопротивление ракеты существенно меньше, тк разрежение воздуха за донцем нет. После окончания работы РДТТ сопротивление резко возрастает, тк за сопловым блоком возникает мощная зона разрежения. Пока в программе это не учесть, но на самом деле это может существенно повлиять на мах скорость,которую набирает ракета.

Да, донное сопротивления не учитывается. Пока работаем с тем что есть.

Lans · October 11, 2013

Откуда известно что сферическая форма имеет Сх ниже чем оживальная?
Да, донное сопротивления не учитывается. Пока работаем с тем что есть.

Кисилев С.П. Физичексие основы аэродинамики ракет. Раздел Способы уменьшения сопротивления при дозвуковых скоростях. Наименьшее сопротивление у каплевидной формы. Поэтому конструкторы дозвуковых самолетов, ракет и придают своим изделия сходную с каплей форму, например ПКР П-15 или ЯК-25. ПКР Гарпун тоже имеет скругленную ГЧ. Носовая часть Р-27Т и ЭТ как раз близка к каплевидной. Поэтому на дозвуке будет некоторый выйгрыш и проигрыш на сверхзвуке, примерно на туже величину.

Chizh · October 11, 2013

Кисилев С.П. Физичексие основы аэродинамики ракет. Раздел Способы уменьшения сопротивления при дозвуковых скоростях. Наименьшее сопротивление у каплевидной формы. Поэтому конструкторы дозвуковых самолетов, ракет и придают своим изделия сходную с каплей форму, например ПКР П-15 или ЯК-25. ПКР Гарпун тоже имеет скругленную ГЧ. Носовая часть Р-27Т и ЭТ как раз близка к каплевидной. Поэтому на дозвуке будет некоторый выйгрыш и проигрыш на сверхзвуке, примерно на туже величину.

Это не так. В книге Петрова, Аэродинамика ЛА есть номограммы для определения аэродинамических коэффициентов в зависимости от формы обтекателя ракеты.

Сферический обтекатель имеет наибольший Сх на всех Махах, но на 0,7М и ниже разница между ним, оживальным и коническим обтекателями минимальна. Можно сказать, что они практически равны.

Edited October 11, 2013 by Chizh

Sign In

Ракеты в DCS

Recommended Posts

Rage

Top Posters In This Topic

Popular Days

Top Posters In This Topic

Popular Days

Popular Posts

Chizh

MaxMPower

BlackPixxel

Chizh

Chizh

ups

Teknetinium

Lans

Teknetinium

Chizh

volk

Chizh

volk

Lans

Chizh

Lans

Chizh

Lans

Chizh

Lans

Chizh

volk

Lans

Lans

Chizh

Lans

Chizh

Recently Browsing 0 members