Ракеты в DCS

[Lans]

Почему там время работы движка 4.5 + 6.5 с?

Так как я слаб в инглише, мне предоставили данные для расчета Volk и GGTaros. При этом GGTaros написал, что данный двигатель имеет интересную особенность - маршевый и разгонный заряды начинают гореть одновременно.

Я выполнил расчет этого варианта. К сожалению, подробностей сейчас уже не помню.

[Lans]

Я сделал Сх похожим на ваш. Су и максимальный балансировочный угол уменьшил. Движок оставил тот же.

А чем объяснить

1.0 , -- коэффициент отвала поляры?

Почему не 1.2, как у аналогичных ракет...

[Chizh]

А чем объяснить

1.0 , -- коэффициент отвала поляры?

Почему не 1.2, как у аналогичных ракет...

1.0 исторически.

Можно и 1.2 поставить.

[volk]

Ok. I will think about this also. Thanks for finding the document :)

Thanks to Chizh, not for me :)

[volk]

Я сделал Сх похожим на ваш. Су и максимальный балансировочный угол уменьшил. Движок оставил тот же.

Вопрос к существующему движку. Ранее я приводил импульс разгонного режима как 298 с, но это было для переходного коэффициента 10, а для 9,8 и вовсе 304 с получается:

 

 

Поэтому Ланс посчитал двигатель при одновременном срабатывании зарядов:

Почему там время работы движка 4.5 + 6.5 с?

Заряды инициируются одновременно, общее время работы ДУ 11 с - что для игры означает 4,5+6,5.

Есть еще 3-й вариант, из книжки, что ты предоставил - 3,26 + 10,86.

Иными словами, 4,5 с при тяге 25870 Н при секундном расходе 8,67 - это многовато. Либо последовательное горение, но время разгона 3,26, или время работы разгона 4,5 - но это при помощи маршевого заряда.

Edited December 3, 2013 by volk

[volk]

а что означает термин slugs-ft^2?

Я так понял, это импульс, но как это по нашему, перевести не могу. :)

Это момент инерции http://www.efunda.com/glossary/units/units--mass_moment_of_inertia--slug-square_foot.cfm

[Chizh]

Поэтому Ланс посчитал двигатель при одновременном срабатывании зарядов:

Заряды инициируются одновременно, общее время работы ДУ 11 с - что для игры означает 4,5+6,5.

Есть еще 3-й вариант, из книжки, что ты предоставил - 3,26 + 10,86.

Иными словами, 4,5 с при тяге 25870 Н при секундном расходе 8,67 - это многовато. Либо последовательное горение, но время разгона 3,26, или время работы разгона 4,5 - но это при помощи маршевого заряда.

Есть вот такая диаграмма тяги по времени.

[volk]

Есть вот такая диаграмма тяги по времени.

Правильно, это 192 стр. 3-го варианта 3,26+10,86.

[Chizh]

Правильно, это 192 стр. 3-го варианта 3,26+10,86.

Наверно имеет смысл взять эти цифры.

[volk]

Наверно имеет смысл взять эти цифры.

Тогда готовый вариант надо проверять на соответствие номограммам, чтобы проверить Cx, этот я еще не смотрел.

[volk]

Ракета с параметрами

 

 

   {
       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 = 3.3,
       t_marsh = 11.0,
       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
                       0.025 , -- планка Сx0 на дозвуке ( M << 1)
                       0.08 , -- высота пика волнового кризиса
                       0.02 , -- крутизна фронта на подходе к волновому кризису
                       0.025 , -- планка Cx0 на сверхзвуке ( M >> 1)
                       2.5  , -- крутизна спада за волновым кризисом 
                       1.0  , -- коэффициент отвала поляры
                       
                       -- параметры зависимости Cy
                       0.7 , -- планка Сy0 на дозвуке ( M << 1)
                       0.6     , -- 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 ,      3.26  ,  10.86,      0.0,           0.0,      1.0e9,           -- time interval
                        0.0,     0.0 ,       11.8 ,  2.01,     0.0,         0.0,      0.0,           -- fuel flow rate in second kg/sec(секундный расход массы топлива кг/сек)
                        0.0,     0.0 ,   25560.0,  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.
                   }, 
   },

 

Особенности: масса 231 кг, двигатель 3,26+10,86, Cx на до- и сверхзвуке 0,025 летает так:

h = 500 м, Vи = Vц = 990 км/ч (275 м/с)

 

 

 

 

 

h = 10000 м, Vи = Vц = 864 км/ч (240 м/с)

 

 

 

 

AIM-7.zip

[GGTharos]

Sparrow must have minimum M0.8 at impact at low altitude. No one in USAF discusses missiles below M0.8, and this is a very minimum margin. The criterion I hear for max range is 5g target jink (5g for 3-5 sec) but I don't know if it necessarily applies to all missiles.

 

Have you tried maximum range at M2 40000'?

[volk]

Sparrow must have minimum M0.8 at impact at low altitude.

Ok, M0.8 at sea level = 980 km/h, #4387 has 845 km/h. For comparison, R-27R variant (same class like AIM-7) at 1000 m, 900/700 km/h, R = 15 km has impact speed 881,2 km/h (1035 km/h at 10000 m), see attachment.

No one in USAF discusses missiles below M0.8, and this is a very minimum margin.

In AIM-9 flyout performance graphs minimum missile speed approx 520 f/s = 571 km/h = M0.47 at sea level.

The criterion I hear for max range is 5g target jink (5g for 3-5 sec) but I don't know if it necessarily applies to all missiles.

Is this mean recalculation for missiles (which missiles)?

Have you tried maximum range at M2 40000'?

h = 40000 f, Vf = Vt = 2M, R = 22nm? I will try.

Р-27Р ППС.zip

[GGTharos]

Ok, M0.8 at sea level = 980 km/h, #4387 has 845 km/h. For comparison, R-27R variant (same class like AIM-7) at 1000 m, 900/700 km/h, R = 15 km has impact speed 881,2 km/h (1035 km/h at 10000 m), see attachment.

 

I think R-27R is too slow as well then. Keep in mind that the tail drag not being removed in this simulation means your missiles reach a lower peak speed at low altitude.

IMHO slightly over-modeled missiles are better than slightly under-modeled missiles, because our pilots are over-modeled :)

 

In AIM-9 flyout performance graphs minimum missile speed approx 520 f/s = 571 km/h = M0.47 at sea level.

Yes. That is a scientific study :) According to friends in USAF though, in terms of combat employment, they never talk about a missile slower than M0.8, and that is in extreme cases. Also notice this corresponds with Chizh's data about R-27, data below M0.8 is not mentioned, IIRC.

 

Is this mean recalculation for missiles (which missiles)?

I know it is the case for AIM-9, and I hear for AIM-120. I don't know about AIM-7.

 

h = 40000 f, Vf = Vt = 2M, R = 22nm? I will try.

In this case, R = 53nm, maximum aerodynamic range for the AIM-7 under these conditions.

[volk]

In this case, R = 53nm, maximum aerodynamic range for the AIM-7 under these conditions.

Ok, we will see this

 

 

Aerodynamic range 53 nm (98150 m) at 40k will reached with max launch velocity M2.5 = 2655 km/h. There are no any information about target speed, so I guess it will be equal.

It is approximately experiment. First, we can't lock target at this range. Second, AI target can't fly at 2655 km/h, it's speed is not more 2450 km/h (max in ME) for mig (with 60% fuel). Missile will fly approx 1 min, so 2650-2450 = 200 km/h = 55 m/s, 55*60 = 3300 m, I will launch at 98150-3300 = 94850 m (in tacview record missile fly to target 1 m 6 s and I shoot at 95300 - so I override launch conditions). Missile speed at expected impact moment is 1390 km/h.

 

 

 

 

53nm.zip

[Andrew Tikhonovsky]

Это момент инерции http://www.efunda.com/glossary/units/units--mass_moment_of_inertia--slug-square_foot.cfm

 

Спасибо!

[GGTharos]

Aerodynamic range 53 nm (98150 m) at 40k will reached with max launch velocity M2.5 = 2655 km/h. There are no any information about target speed, so I guess it will be equal.

 

Should be mach 2. The charts are for mach 2, and no aircraft will launch it at M2.5. It simply takes too long to get there and for an F-15 you can only run through 2.4 to 2.5 for 60 seconds before the engine is considered to be unmaintainable for the engine of that time (-100).

 

It is approximately experiment. First, we can't lock target at this range. Second, AI target can't fly at 2655 km/h, it's speed is not more 2450 km/h (max in ME) for mig (with 60% fuel). Missile will fly approx 1 min, so 2650-2450 = 200 km/h = 55 m/s, 55*60 = 3300 m, I will launch at 98150-3300 = 94850 m (in tacview record missile fly to target 1 m 6 s and I shoot at 95300 - so I override launch conditions). Missile speed at expected impact moment is 1390 km/h.

 

It is a good experiment, but launch conditions should be M2.0. :)

[volk]

Should be mach 2.

Should be, because 2nd chart on the next page, named Co-Altitude Launch, have the same altitude parameter - 40000 ft? Relation should be here or there?

 

 

and no aircraft will launch it at M2.5

But we can see that max launch velocity is M2.5 - this is mean choice one of the two:

- such aircraft already existed

It simply takes too long to get there and for an F-15 you can only run through 2.4 to 2.5 for 60 seconds before the engine is considered to be unmaintainable for the engine of that time (-100).

who said that the aircraft was F-15? It could be F-4 or 14 or their special modifications for missile tests. In regard to F-15, it can fly at M2.1-2.2 with 4 AIM-7 and M2 is not a speed limit

 

 

 

 

 

- no real launched from aircraft, this parameters are calculated.

About that charts and your view:

launch conditions should be M2.0.

I made flight test with launch R-27ER. Missile parameters here http://forums.eagle.ru/showpost.php?p=1908112&postcount=3 Launch parameters as you wish see for Sparrow

40000 ft, M2.0, R=53 nm. Result (tacview in attachment):

 

 

 

 

 

So, 1545 km/h for ER near impact moment. How much must be for AIM-7 - almost the same?

Chart 1. Lol: AIM-7 Range in front target hemisphere (FTHS) is 20 nm = 37 km at M0.9, R-27ER - 28 km at 1000 m (same M0.9 aka 1100/1100). 37>>28 :) But. In rear target hemisphere AIM-7 Range is only 3,33 nm = 6,2 km - almost the same, like R :). ER Range near 10 km.

What is AIM-7? It

>> ER (chart 1, M0.9, FTHS),

= ER (or near) - based on your view of flight conditions for 53 nm,

= R? (chart 1, M0.9, RTHS)

Can US charts do answer? Rus charts give this answer, and I use it. And missile fly to max aero in my POV (I can't see any relations to M2).

By the way, you can do your model as you can see.

ЭР M2 53nm.zip

[Lans]

Я спросил у коллег, они сказали, что строки max launch velocity и Aerodynamic range НЕ СВЯЗАНЫ между собой. Первая показывает, что ракету нельзя пускать (точнее не гарантирована адекватная работа изделия) при больших скоростях пуска. Возможно просто на тот момент не было носителя, чтобы провести испытания.

"Aerodynamic range", неизвестно точно, что это за характеристика, как и при каких условиях она получена. Это мб теоретическая (расчетная) характеристика или апроксимация данных по продувкам в аэродинамической трубе.

ИМХО не стоит опираться в проверках и тестах на эту характеристику.

 

To GGTharos; What is "Aerodynamic range"?

Edited December 5, 2013 by Lans

[-Shai-]

"Aerodynamic range", неизвестно точно, что это за характеристика, как и при каких условиях она получена.

 

Если я правильно читаю, то не Aerodynamic range, а таки Aerodynamic range altitude (сокращенно alt.)

Диапазон высот.

На графике изображен он же в зависимости от скоростей пуска в Махах.

Чем быстрее носитель, тем дальше/выше взлетает

[Lans]

Если я правильно читаю, то не Aerodynamic range, а таки Aerodynamic range altitude (сокращенно alt.)

Диапазон высот.

На графике изображен он же в зависимости от скоростей пуска в Махах.

Чем быстрее носитель, тем дальше/выше взлетает

Так понятно, условия по высоте в 40 тыс. футов я заметил. Прости за мою тупость в инглише, но я и перевожу дословно "аэродинамическаю дальность для высоты 40 000футов". Скорость носителя в таблице я не вижу.

А про какой график, в котором указаны скорости носителя, идет речь?

У нас тоже есть схожие испытания на мах дальность. Производиться пуск ракеты на мах возможной высоте и скорости и с земли фиксируется сколько пролетит, пока не упадет. Есть еще пуск с наземной ПУ по оптимальной баллистической траектории НАРом вообще без СУ.

[Chizh]

Производиться пуск ракеты на мах возможной высоте и скорости и с земли фиксируется сколько пролетит, пока не упадет. Есть еще пуск с наземной ПУ по оптимальной баллистической траектории НАРом вообще без СУ.

Не думаю, что ракеты ВВ пускают с земли. У них есть ограничение на минимальную скорость носителя.

[volk]

[GGTharos]

The range at which the missile can still maintain flight - ie. 1g. Pk is very low because the missile can barely maneuver.

 

Range designations for USAF are usually

 

Raero (aerodynamic range as above, assumes nearly perfect missile launch steering from the launching aircraft, ie. pointed at the target, etc)

Ropt (range at which the missile has high Pk against non-maneuvering target, usually with current steering parameters).

 

There are other range markers that involve maneuvering targets such as Rtr.

 

To GGTharos; What is "Aerodynamic range"?

[GGTharos]

@Volk, Also Aspide SAM.