Ракеты в DCS

[Prodobrey]

Загоняй в мисселс... Условия тестов сообщи я потестю :)

 

ещё инет порыть на ТТХ русские ракеты...? там была История-почитай :)

[GGTharos]

In the game, thrust of the rocket increases with altitude up to 15%. I don't remember what the top altitude for thrust increase is.

 

In other words, all rocket impulse in the game is considered to be impulse at sea level. You will get up to +15% impulse at high altitude.

 

2-3 seconds of rocket operating longer probably not make much difference.

What is not taken into account is that Cx should decrease 22%-25% while the rocket is operating, because the rocket plume eliminates the tail Cx component.

 

But all of this should affect low altitude shots too.

 

IMHO problem with the atmosphere simulation. На высоте 10 000 метров низкая температура и давление, ракетный двигатель работает более длительное время. Эти факторы не учтены.

Сх и drag не при чем, тк на малых высотах ракета летит дальше, чем на графике.

[Prodobrey]

Похоже что не только эти факторы не учтены...

Воздух там еще и разряжен, на сколько ракете будет "хуже" летать в таком воздухе, маневрировать...

Пока что вроде нет разницы, ракета одинаково хорошо маневрирует на любой высоте.

 

В разряженном воздухе ракета летит дальше,но управляймость надо ставить заранее...:)

Где ракета поймает свою цель.

 

"Воздух там еще и разряжен, на сколько ракете будет "хуже" летать в таком воздухе, маневрировать..."-её толкнули,она ушла по заданным параметрам...хоть спутник сбивать,но недостанет :D

Edited September 11, 2013 by Prodobrey

[GGTharos]

I don't believe so. Having seen some debug output from the game, available g is based on lift, speed, and air density. The missile will not maneuver as well at high altitude at it does at low altitude - you need more speed to get the same amount of available g.

 

You can see this if you launch the missile at a non-maneuvering target, and look at what speed the missile can no longer sustain 1g.

 

Похоже что не только эти факторы не учтены...

Воздух там еще и разряжен, на сколько ракете будет "хуже" летать в таком воздухе, маневрировать...

Пока что вроде нет разницы, ракета одинаково хорошо маневрирует на любой высоте.

[Prodobrey]

Андрей, задумался, как Сх Р-27Р перенести на Р-27ЭР. Сх у нас, ведь, не к миделю приведен. А ЭР длиннее Р-27Р. Посмотрел в Missiles.data, для обеих ракет стоит одинаковая

ModelData = { 58 , -- model params count

0.9 , -- characteristic square (характеристическая площадь)

Корпус ракеты, ведь, участвует в создании подъемной силы. Почему одинаковое characteristic square? Если мы уж приводим к площади крыла, то у Р-27ЭР characteristic square дб больше. Не в этом ли проблема...

 

Lans а ты кто? как зовут-ты откуда появился в этом году ? не серьёзно просто инфы не хватает ну а дальше сам знаешь...:) будешь из штопора выходить... :) вертикального или горизонтальног-по выбору...:)

Edited September 11, 2013 by Prodobrey

[Chizh]

Chizh, could you investigate? Maybe this has to do with Cx, maybe there is a problem with the atmosphere simulation?

I can't say definitely. We use a standard atmosphere.

[Chizh]

IMHO problem with the atmosphere simulation. На высоте 10 000 метров низкая температура и давление, ракетный двигатель работает более длительное время. Эти факторы не учтены.

Атмосфера у нас стандартная, температура и давление подает по ГОСТу.

Другой разговор что ракетный двигатель не учитывает падения давления и температуры. Кстати на больших высотах прирост тяги двигателя из-за уменьшения давления должен уже быть ощутимым.

[Prodobrey]

Атмосфера у нас стандартная, температура и давление подает по ГОСТу.

Другой разговор что ракетный двигатель не учитывает падения давления и температуры. Кстати на больших высотах прирост тяги двигателя из-за уменьшения давления должен уже быть ощутимым.

 

Хорошо Chizh - а команды кто отдаёт ПАРГСН ?

[Chizh]

Я за эталон взял характерную площадь Р-27ЭР. А как Ваш программист ее рассчитывал?

Никак.

Для ракеты Р-27 у него были данные. По остальным прикидывал на глаз.

 

По сути имеем в сверхзвуковом потоке заостренную с одного конца трубу переменного сечения (диаметр D1 и D2) с Х-образным крылом (рули типа не в счет, они подъемной силы не создают). Если считать все эту конструкцию крылом конечного размера, то площадь этого "крыла" будет складываться из (считаем с "носа в кОрму":):

-площади заостренной части (грубо говоря S1=D1*L1/2, где L1 - длина носовой заостренной части);

-площади аппаратного отсека и БЧ S2=D1*L2, где L2 - суммарная длина этих отсеков;

-площадь двигательного отсека S3=D2*L3, где L3 - длина этого отсека;

-площадь 4 крыльев, точнее ее проекция на продольную плоскость симметрии ракеты.

Так надо считать или я ошибаюсь? Я раньше имел дело только с расчетом характерной площади, которая равнялась площади "обдуваемой поверхности", те площади миделя.

Можно считать и так, главное для всех ракет одинаково.

[Chizh]

Похоже что не только эти факторы не учтены...

Воздух там еще и разряжен, на сколько ракете будет "хуже" летать в таком воздухе, маневрировать...

Пока что вроде нет разницы, ракета одинаково хорошо маневрирует на любой высоте.

Не стоит говорить ерунду, особенно по вопросу, в котором похоже не особо разбираешься.

Падение давления, плотность воздуха учитываются. Посмотри на какой скорости начинает "сыпаться" ракета на высоте 1 км и на высоте 10 км.

[Chizh]

In the game, thrust of the rocket increases with altitude up to 15%. I don't remember what the top altitude for thrust increase is.

 

In other words, all rocket impulse in the game is considered to be impulse at sea level. You will get up to +15% impulse at high altitude.

There are not 15% rather about 7%, at ceiling of most fighters.

For example see two screenshots of R-27ER missile at 100 and 18500 meters altitude. The thrust value is underlined in red. You can see increasing thrust by altitude.

Edited September 12, 2013 by Chizh

[GGTharos]

What do you need the mission for? Will it show you any of the things I spoke about? I am just trying to understand the purpose of your request, since I was only providing some information.

 

@Chizh: Yes, I said 15% because I remembered this maximum value from the graph, but I could not remember the altitude. Thanks for the correction :)

[SAB]

to Chizh:

 

Андрей, где-то неправильно рассчитывается сумма скорости ракеты и скорости носителя, точнее скорость прироста скорости ракеты относительно скорости носителя.

 

Исходя из этого рассмотрим энергетику:

 

http://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%A4%D0%BE%D1%80%D0%BC%D1%83%D0%BB%D0%B0_%D0%A6%D0%B8%D0%BE%D0%BB%D0%BA%D0%BE%D0%B2%D1%81%D0%BA%D0%BE%D0%B3%D0%BE

 

Расчеты Volk'a (http://forums.eagle.ru/showpost.php?p=1857161&postcount=3653) это характеристическая скорость ракеты, а именно: "Формула Циолковского определяет скорость, которую развивает летательный аппарат под воздействием тяги ракетного двигателя, неизменной по направлению, при отсутствии всех других сил. Эта скорость называется характеристической"

 

В примере про Сатурн 5 "Поскольку в условиях реального полёта на ракету кроме тяги двигателей действуют и другие силы, скорость, развиваемая ракетами в этих условиях, как правило, ниже характеристической из-за потерь, вызываемых силами гравитации, сопротивления среды и др. В таблице 1 приведён баланс скоростей ракеты Сатурн V при выводе корабля Аполлон на траекторию полёта к Луне."

 

Потери скорости при работе первой ступени в плотных слоях атмосферы:

 

- Гравитационная составляющая является наибольшей в общей величине потерь. Гравитационные потери возникают из-за того, что ракета, стартуя вертикально, не только разгоняется, но и набирает высоту, преодолевая тяготение Земли, и на это также расходуется топливо и составляют 96,3% от общей потери скорости и 33,3 % от характеристической..

 

- Аэродинамические потери вызваны сопротивлением воздушной среды при движении ракеты в ней и составляют 3,7% от общей потери скорости и 1,2 % от характеристической.

 

Поскольку в ЛО3 у нас ракета в воздухе, имеет начальную скорость много больше 0 м/с и не летит вертикально вверх (только если цель выше перехватчика), а опытные пуски в горизонт, то гравитационной составляющей на этапе работы ракетного двигателя (краткосрочный период времени ~11с) можно пренебречь т.к. если цель будет ниже то будет не потеря а ускорение (что в АФМ ракет реализовано). Раз мы не космонавты, то предлагаю внести следующее предложение за максимальную скорость ракеты (прирост) взятьhttp://forums.eagle.ru/showpost.php?p=1857161&postcount=3653 расчетные - 2% до высоты 10км и равную характеристической на высотах 11км и более. Таким образом скорость носителя будет добавляться к постоянной величине (варианты) и будет более прогнозируемо вносить свой вклад к энергетике ракеты.

 

Далее Дано:

 

Vхар 27ер=1200,44 м/с=4121,6км/ч

 

Vхар 120с=992,86 м/с=3574,3км/ч

 

Vдельта_хар=207,58м/с=747,3 км/ч

 

Получается р-27Эр более "заряжена" скоростью на 13 %

 

Vракеты ттх 27 ер = 4,5М =1345,5 м/с=4843.8км/ч

 

Vракеты ттх 120с = 4М =1196 м/с=4305,6км/ч

 

Vдельта_ттх=149,5м/с=538,2км/ч

 

По результатам опытных пусков (опытные ли они или расчетные в ТТХ?), которые ребята замутили для выставления характеристик в ТТХ при каких-то условиях (допустим 10км), максимальная скорость р27эр отличается на 11% в большую сторону.

 

Что видим - 120с (по цифрам) догоняет ЭР. наверное в результате более совершенной аэродинамической схемы, выявленной при опытных пусках, ан нет...

 

Далее, учитывая логичность применения формулы Циалковского получается следующее:

 

Поскольку Vхар менее заявленной Vракеты ттх, и не может быть больше даже в теории, то недостающая разница достигается Vносителя, а именно:

 

для р 27ЭР Vракеты ттх-Vхар=Vносителя. т.е. 1345,5-1200,44=145,06 м/с=522,2км/ч (с такой скорости носителя по моему мнению должна достигать ракета 4.5М для высоты 10км в ЛО3 с учетом Циалковского и пренебрежениями потерями)

 

для 120с =203,14м/с=731,3км/ч(с такой скорости носителя по моему мнению должна достигать ракета 4М для высоты 10км в ЛО3 с учетом Циалковского и пренебрежениями потерями)

 

разница в скорости носителя Vдельта_нос 58,08м/с=209,1км/ч отношение - для достижение ракетой максимальной скорости по ТТХ Ф-15с должен иметь большую скорость на 29 %

 

Ну и приведем к знаменателю для р-27 эр (с учетом доведения скоростей носителя до одинаковых условий пуска):

 

Vхар+Vносителя+Vдельта_нос=Vракеты 27эр, т.е. 1200,44 м/с+145,06 м/с+58,08м/с=1403,58м/с=5052,9км/ч

 

Vракеты 120с = 4М 1196 м/с=4305,6км/ч (достижимую на 10км при пуске со скорости равной той что пущена ЭР при расчете)

 

Vдельта=207,58м/с=538,2км/ч=747,3 км/ч и равна Vдельта_хар=207,58м/с=747,3 км/ч из условий Дано....

 

Вывод:

 

1) Я так и думал (что разница сохраняется) просто не поленился посчитать и по сему главный вывод - Все ТТХ расчетные, что логично - когда они писались врятли была возможность что-либо объективно замерить ввиду отсутствия технологий и приборов + на бумаге гораздо лучше чем в жизни, что несомненно влияет на маркетинговую составляющую... При одинаковых условиях пуска на 10км (варианты 16км, 30 км), скорость ракеты р-27эр должна превосходить скорость аим 120-С5 при работе двигателя на 0,69М, а не на 0,5М как по ТТХ. а далее уже Сх...

 

2) Номограммы, это идеалистический расчет, на основании вышеизложенного с учетом возможного Сх (либо без него) и они идеальны и правильны. т.к. математика наука точная... и любое превышение есть натягивание либо претягивание одеяла, поскольку даже в теории быть не может. Ввиду отсутствия опытных данные ракеты в ЛО3 настраиваются под идеальные, что несомненно правильно - в жизни ракеты гораздо хуже, о чем свидетельствуют многочисленные свидетельства "очевидцев" и прочее... Определить насколько хуже невозможно т.к. субъективность мнений, различность условий, относительно небольшая практика применения, политика и т.д...

 

Вернемся к первому вопросу:

В результате опытных пусков в ЛО3 (горо+ланс+волк) ракеты при пуске на 10км с адекватной скорости носителя в 1000 км/ч укладываются в теорию, однако дальше превышают Vхар в районе 109-139 м/с это 390-500 км/ч, что невозможно в теории (в xls файле картинки). Указанное скорее всего влияет на дальности (если в АФМ ракет 100% правильное), поскольку далее расчетами в АФМ проецируется на более низкие высоты, поэтому в результате "перекачки" (или какой-то ошибке в формуле расчета зависимости скорости ракеты+скорость носителя) при адекватных Сх не удается добиться совпадения с номограммами.

Как такое получается - возможно в формулу расчета в ЛО3 стоит ввести ограничитель либо иные варианты.

ИМХО: Сначала нужно исправить энергетику. потом крутить Сх.

PS: В идеале нужно взять в ЛО3 Vхар достижимую скажем на высоте 20-25км (в данном диапазоне высот минимальная скорость звука в атмосфере земли), а не Vракеты ттх, дабы отсеять разночтения в начальных условиях и в том - "А давайте напишем 4,5М, ведь у американцев 4м, ну чтоб боялись".

Edited September 12, 2013 by SAB

[Chizh]

Не совсем так.

Гравитационная составляющая учитывается и в горизинтальном полете ракеты в атмосфере в виде индуктивного сопротивления.

То есть ракете для горизонтального полета нужно иметь располагаемую перегрузку в 1g, для ее создания ракета создает какой-то угол атаки, что вызывает индуктивное сопротивление в добавок к лобовому.

Полностью исключить гравитацию можно только пустив ракету по баллистической траектории с перегрузкой 0.

Edited September 12, 2013 by Chizh

[Chizh]

Prodobrey отправляется отдыхать и остывать.

[Lans]

Никак.

Для ракеты Р-27 у него были данные. По остальным прикидывал на глаз.

Можно считать и так, главное для всех ракет одинаково.

Андрей, по какой ракете были данные по Р-27Р или Р-27ЭР. В Missiles стоит число 0.9, это характерная площадь в кв.м?

[Chizh]

Андрей, по какой ракете были данные по Р-27Р или Р-27ЭР. В Missiles стоит число 0.9, это характерная площадь в кв.м?

Да, это площадь в кв.м. По моему для Р-27Р.

Но поскольку программер больше с нами не работает, уточнить не могу.

 

Как я говорил выше, можно использовать площади по собственному разумению, но чтобы для всех ракет по одинаковой методике, брать только площадь крыльев, или крылья плюс корпус.

Естественно аэродинамические коэффициенты при этом будут разные.

[Lans]

Да, это площадь в кв.м. По моему для Р-27Р.

Но поскольку программер больше с нами не работает, уточнить не могу.

 

Как я говорил выше, можно использовать площади по собственному разумению, но чтобы для всех ракет по одинаковой методике, брать только площадь крыльев, или крылья плюс корпус.

Естественно аэродинамические коэффициенты при этом будут разные.

Мне очень хотелось бы надеяться, что я не прав. Но по результатам тестирования у меня возникло неприятное ощущение, что при расчете аэродинамического сопротивления в формулу подставлена вот эта самая эффективная площадь 0.9кв.м. Те с точки зрения сопротивления ракета как бы летит плашмя... Площадь-то огромная...

Эта же площадь используется и для расчета подъемной силы (это нормально).

Где можно посмотреть, как рассчитываются составляющие аэродинамических сил?

[Chizh]

Мне очень хотелось бы надеяться, что я не прав. Но по результатам тестирования у меня возникло неприятное ощущение, что при расчете аэродинамического сопротивления в формулу подставлена вот эта самая эффективная площадь 0.9кв.м. Те с точки зрения сопротивления ракета как бы летит плашмя... Площадь-то огромная...

Эта же площадь используется и для расчета подъемной силы (это нормально).

Где можно посмотреть, как рассчитываются составляющие аэродинамических сил?

Аэродинамические силы рассчитываются по известным классическим уравнениям. В обоих уравнениях используется одна и та же характерная площадь.

 

Вот классическое уравнение для подъемной силы. Такое же, но с Сх используется для расчета лобового сопротивления.

[SAB]

Не совсем так.

Гравитационная составляющая учитывается и в горизинтальном полете ракеты в атмосфере в виде индуктивного сопротивления.

То есть ракете для горизонтального полета нужно иметь располагаемую перегрузку в 1g, для ее создания ракета создает какой-то угол атаки, что вызывает индуктивное сопротивление в добавок к лобовому.

Полностью исключить гравитацию можно только пустив ракету по баллистической траектории с перегрузкой 0.

 

Я это понимаю, но основная мысль была в том, что ракеты в ЛО3 существенно превышают Vхар что быть не может даже в теории, только если ракеты при индуктивном сопротивлении не получают ускорение, превышающее гравитационные и аэродинамические потери, которыми как бы пренебрегаем :)

Доведение энергетических характеристик в коде (АМФ ракет) к условиям: собственная Vракеты (Vракеты-Vносителя) не превышает Vхар ни при каких обстоятельствах, в.ч. с учетом гравитацонных потерь, индуктивного сопротивления аэродинамических потерь, которые идут только со знаком минус от Vхар будет правильным. Энергетическая разница между р27-ЭР и 120с-5 в одинаковых идеальных условиях составляет 0,7М по расчету.

PS: Куда следует отнести индуктивное сопротивление если вектор силы вниз? компенсирующая сила рулями в противоположном направлении, но скорость ракета теряет из-за потока воздуха и аэродинамических форм? Ракета летящая вверх не образует индуктивного сопротивления совсем? Полагаю что в аэродинамические потери.

PS1: Почему предложил пренебречь:

В ходе этих подсчетов http://forums.eagle.ru/showpost.php?p=1870383&postcount=3764 я планировал получить примерную цифру в % выражении гравитацонных потерь,аэродинамических потерь, в т.ч от индуктивного сопротивления, которое входит в состав аэродинамических потерь http://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%9B%D0%BE%D0%B1%D0%BE%D0%B2%D0%BE%D0%B5_%D1%81%D0%BE%D0%BF%D1%80%D0%BE%D1%82%D0%B8%D0%B2%D0%BB%D0%B5%D0%BD%D0%B8%D0%B5 путем сравнения ТТХ ракет и расчетной Vхар, при этом получилось что в опубликованные ТТХ взяты расчетные цифры с отброшенным потерями. Почему так остается гадать - возможно не могли замерить при опытных пусках, либо посчитали что данные потери крайне не существенны. Безусловно они есть, но в попытке оценить их размер я прихожу к выводу, что даже на примере сатурн 5 http://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%A1%D0%B0%D1%82%D1%83%D1%80%D0%BD_V, которая далеко не является ракетой в-в - получается пропорционально:

время работы 1 ступени 2,5 минуты = 150 сек и выводит на высоту 68км и теряет 34% скорости от Vхар за счет гравитацонных и аэродинамических потерь, а аэродинамические потери составляют 1,2%;

среднее время работы двигателя ракеты в ЛО3 ~11 сек.

11/150= 7%

За это время, даже если вообще не сравнивать сатурн5 и р-27эр условия (хотя р-27эр гораздо больше ракета в-в чем сатурн5 и условия ее пуска с носителя в горизонт в разы лучше чем с нуля вверх), то в пропорции получается аэродинамические и гравитационные потери применительно к ракетам в-в при работе двигателя ничтожно малы.... Для сатурн5 за это время (11с) общие потери от Vхар составляют 11%, а аэродинамические потери составят 0.08%.

ИМХО: Поэтому в ТТХ такие данные.

Edited September 12, 2013 by SAB

[Lans]

Аэродинамические силы рассчитываются по известным классическим уравнениям. В обоих уравнениях используется одна и та же характерная площадь.

Вот классическое уравнение для подъемной силы. Такое же, но с Сх используется для расчета лобового сопротивления.

Все верно в теории, но не в нашей кривой практике:(

Р-27Р и Р-27ЭР летают сейчас более менее близко к номограммам. Если я приму за эталон характерную площадь Р-27Р Sx=0.9 кв.м (вполне реалистичное значение), то буду вынужден увеличить Sx для Р-27ЭР. Чтобы сохранить ее ТТХ я буду вынужден уменьшить для нее Сх. А это противоречит физике (площадь миделя больше, корпус длиннее и коэффициент профильного сопротивления фюзеляжа больше и тд).

По-истине "Неважно, что что-то идет неправильно. Возможно это хорошо выглядит...":lol:

[Chizh]

Я это понимаю, но основная мысль была в том, что ракеты в ЛО3 существенно превышают Vхар что быть не может даже в теории, только если ракеты при индуктивном сопротивлении не получают ускорение, превышающее гравитационные и аэродинамические потери, которыми как бы пренебрегаем :)

Доведение энергетических характеристик в коде (АМФ ракет) к условиям: собственная Vракеты (Vракеты-Vносителя) не превышает Vхар ни при каких обстоятельствах, в.ч. с учетом гравитацонных потерь, индуктивного сопротивления аэродинамических потерь, которые идут только со знаком минус от Vхар будет правильным. Энергетическая разница между р27-ЭР и 120с-5 в одинаковых идеальных условиях составляет 0,7М по расчету.

PS: Куда следует отнести индуктивное сопротивление если вектор силы вниз? компенсирующая сила рулями в противоположном направлении, но скорость ракета теряет из-за потока воздуха и аэродинамических форм? Ракета летящая вверх не образует индуктивного сопротивления совсем? Полагаю что в аэродинамические потери.

PS1: Почему предложил пренебречь:

В ходе этих подсчетов http://forums.eagle.ru/showpost.php?p=1870383&postcount=3764 я планировал получить примерную цифру в % выражении гравитацонных потерь,аэродинамических потерь, в т.ч от индуктивного сопротивления, которое входит в состав аэродинамических потерь http://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%9B%D0%BE%D0%B1%D0%BE%D0%B2%D0%BE%D0%B5_%D1%81%D0%BE%D0%BF%D1%80%D0%BE%D1%82%D0%B8%D0%B2%D0%BB%D0%B5%D0%BD%D0%B8%D0%B5 путем сравнения ТТХ ракет и расчетной Vхар, при этом получилось что в опубликованные ТТХ взяты расчетные цифры с отброшенным потерями. Почему так остается гадать - возможно не могли замерить при опытных пусках, либо посчитали что данные потери крайне не существенны. Безусловно они есть, но в попытке оценить их размер я прихожу к выводу, что даже на примере сатурн 5 http://ru.wikipedia.org/wiki/%D0%A1%D0%B0%D1%82%D1%83%D1%80%D0%BD_V, которая далеко не является ракетой в-в - получается пропорционально:

время работы 1 ступени 2,5 минуты = 150 сек и выводит на высоту 68км и теряет 34% скорости от Vхар за счет гравитацонных и аэродинамических потерь, а аэродинамические потери составляют 1,2%;

среднее время работы двигателя ракеты в ЛО3 ~11 сек.

11/150= 7%

За это время, даже если вообще не сравнивать сатурн5 и р-27эр условия (хотя р-27эр гораздо больше ракета в-в чем сатурн5 и условия ее пуска с носителя в горизонт в разы лучше чем с нуля вверх), то в пропорции получается аэродинамические и гравитационные потери применительно к ракетам в-в при работе двигателя ничтожно малы.... Для сатурн5 за это время (11с) общие потери от Vхар составляют 11%, а аэродинамические потери составят 0.08%.

ИМХО: Поэтому в ТТХ такие данные.

Ты хочешь сказать что данные по дальности Р-27 и других ракет из наших руководств нереальные (завышенные)?

 

P.S.

Аэродинамические потери, в случае с космическими ракетами, низкие потому, что ракеты достаточно быстро уходят из плотных слоев атмосферы. Пик сопротивления на высотах около 10 км и околозвуковых скоростях проходится быстро.

Что касается непосредственно Сатрун-5, то это большая и тяжелая ракета, у которой большая нагрузка на мидель. Для таких ракет доля аэродинамических потерь очень не велика по сравнению с гравитационными. Чем больше стартовая масса ракеты, тем меньше относительные аэродинамические потери.

Экстраполировать закономерности Сатурн-5 на ракеты класса ВВ с массами меньшими на порядки плохая затея.

Edited September 12, 2013 by Chizh

[Chizh]

Все верно в теории, но не в нашей кривой практике:(

Р-27Р и Р-27ЭР летают сейчас более менее близко к номограммам. Если я приму за эталон характерную площадь Р-27Р Sx=0.9 кв.м (вполне реалистичное значение), то буду вынужден увеличить Sx для Р-27ЭР. Чтобы сохранить ее ТТХ я буду вынужден уменьшить для нее Сх. А это противоречит физике (площадь миделя больше, корпус длиннее и коэффициент профильного сопротивления фюзеляжа больше и тд).

По-истине "Неважно, что что-то идет неправильно. Возможно это хорошо выглядит...":lol:

Похоже что ты считаешь что для бОльшей ракеты однозначно должен быть бОльший Сх. Это не совсем так. К примеру Сх у большого авиалайнера меньше чем Сх маленького спортивного самолета. И удлинение корпуса может играть на понижение Сх.

Но, конечно, общее аэродинамическое сопротивление большей ракеты, даже при меньшем Сх, будет больше за счет большей характерной площади.

[Lans]

Похоже что ты считаешь что для бОльшей ракеты однозначно должен быть бОльший Сх. Это не совсем так. К примеру Сх у большого авиалайнера меньше чем Сх маленького спортивного самолета. И удлинение корпуса может играть на понижение Сх.

Но, конечно, общее аэродинамическое сопротивление большей ракеты, даже при меньшем Сх, будет больше за счет большей характерной площади.

Нет, я не склонен делать такие обобщения:) Большая ракета с вылизанными аэродинамическими формами может иметь Сх меньше, чем небольшая тупоносая со ступенчатым корпусом.

Я имел ввиду только Р-27Р и ЭР. При идентичном оперении и форме ГЧ Р-27ЭР имеет ступеньку на корпусе. Там скорее всего сядет скачок. Я посчитал удлинение корпуса и определил по графику коэф. профильного сопротивления, который тоже побольше, чем у Р-27Р. Согласись, что суммарный Сх для ЭР дб чуть больше, но уж никак не меньше, чем у Р-27Р.

[SAB]

Ты хочешь сказать что данные по дальности Р-27 и других ракет из наших руководств нереальные (завышенные)?

 

Не только наших и они не завышенные а расчетные, либо все таки силы потерь не влияют совсем. 100% уверенности не имею естественно.

 

Дано:

 

Vхар 27ер=1200,44 м/с=4121,6км/ч=4,01М

 

Vхар 120с=992,86 м/с=3574,3км/ч=3,32М

 

Vдельта_хар=207,58м/с=747,3 км/ч=0,69М

 

Vракеты ттх 27 ер = 4,5М =1345,5 м/с=4843.8км/ч

 

Vракеты ттх 120с = 4М =1196 м/с=4305,6км/ч

 

Vдельта_ттх=149,5м/с=538,2км/ч=0,5М

 

По результатам опытных пусков (опытные ли они или расчетные в ТТХ?), которые ребята замутили для выставления характеристик в ТТХ при каких-то условиях (допустим 10км), максимальная скорость р27эр отличается на 11% в большую сторону.

 

Что видим - 120с (по цифрам) догоняет ЭР. наверное в результате более совершенной аэродинамической схемы, выявленной при опытных пусках, ан нет...

 

Далее, учитывая логичность применения формулы Циалковского получается следующее:

 

Поскольку Vхар менее заявленной Vракеты ттх, и не может быть больше даже в теории, то недостающая разница достигается Vносителя (определим условия пуска, при котором достигается скорость по ТТХ), а именно:

 

для р 27ЭР Vракеты ттх-Vхар=Vносителя. т.е. 1345,5-1200,44=145,06 м/с=522,2км/ч

 

для 120с =203,14м/с=731,3км/ч

 

разница в скорости носителя Vдельта_нос 58,08м/с=209,1км/ч отношение - для достижение ракетой максимальной скорости по ТТХ Ф-15с должен иметь большую скорость на 29 %

 

Ну и приведем к знаменателю для р-27 эр (с учетом доведения скоростей носителя до одинаковых условий пуска):

 

Vхар+Vносителя+Vдельта_нос=Vракеты 27эр, т.е. 1200,44 м/с+145,06 м/с+58,08м/с=1403,58м/с=5052,9км/ч

 

Vракеты 120с = 4М 1196 м/с=4305,6км/ч (достижимую на 10км при пуске со скорости равной той что пущена ЭР при расчете)

 

Vдельта=207,58м/с=538,2км/ч=747,3 км/ч и равна Vдельта_хар=207,58м/с=747,3 км/ч из условий Дано, а не 0.5М, как по ТТХ...

Edited September 13, 2013 by SAB