ВОЙНА НА ИСТОЩЕНИЕ 1967-1970

Конструктор, 28.05.2004 09:56:13:

ракета AIM-7E2 стартует с самолёта, летящего на Н=16 км, со скоростью 670 м/сек - уперёд ей двигаться после этого и какую развивать дополнительную скорость через 2.8 секунды, или - взад?..

 

Вперед. Сразу после схода с направляющих. А после окончания работы двигателя (или даже раньше) самолет ее догонит А что, вы никогда не сталкивались с этим фактом? И 667-максимальная скорость для девайса Е2. Не относительно носителя.

 

- Так подсчитайте на промакашке, сделайте одолжение, пожалуйста! Прирост сопротивления индуктивного и волнового - на момент старта при приведённых высоте и скорости.
(Кто у нас тут конструктор, в конце концов?! )

Пытался прикинуть время полета и среднюю скорость Р27Т по известному рисунку из руководства к МиГ-29. Считал по дальностям пуска при курсе цели 0 и 180 и известной скорости цели.
Получилось нечто странное:
H=1000 м t=23c Vср=450 м/с
H=5000 м t=29c Vср=540 м/с
H=10000м t=46c Vср=507 м/с
Сразу два вопроса. То, что время растет с увеличением высоты, понятно, но со скоростями непонятка. 450 м/с - мало. Она же должна самоликвидироваться раньше? 507 - еще загадочнее. Я предполагал, что скорость на больших высотах не должна падать достаточно долго и среднее будет выше, чем на 5000 м.
Кто может прояснить?

Конструктор

Вот у меня на момент старта ракеты на V=670 м/сек и Н=16 км, коэффициент индуктивного сопротивления получился Cxi=0.0037.
Прибавка к сопротивлению трения и давления (уточнённые - 129 кГ, я первоначально слишком большую площадь взял крыла и оперения), соответственно Qxi=0.0037х0.01683368х670²х(0.732+0.16+0.09)/2=13.7 кГ.
Итого (пока без волнового сопротивления): 129+13.7=142.7. Увеличение менее чем на 11%, а не на порядок...
Проверяйте.

AK, 28.05.2004 10:23:55 :

H=10000м t=46c Vср=507 м/с
Сразу два вопроса. То, что время растет с увеличением высоты, понятно, но со скоростями непонятка. 450 м/с - мало. Она же должна самоликвидироваться раньше? 507 - еще загадочнее. Я предполагал, что скорость на больших высотах не должна падать достаточно долго и среднее будет выше, чем на 5000 м.
Кто может прояснить?

 

На больших высотах несущая способность (при той же скорости) падает. И располагаемая перегрузка-тоже. Поэтому автопилот вынужден увеличивать угол атаки (вот где ошибка Вуду), причем чем выше, тем больше-эта зависмость нелинейная.А увеличивая угол атаки, автоматом увеличиваем сопротивление, тоже нелинейно. Поэтому для любого девайса есть оптимум высоты-на которой он летает с максимальной скоростью с наименьшим углом атаки. И как к Р-27 и к AIM-7E2 применительно высоты более 10 км являются далеко неоптимальными. Особенно для AIM-7E2, которая и модифицировалась-то, когда амеры начали иметь гимор с МиГ-17 во Вьетнаме.

Есть такая интересная программка minizap. Ее у LockOn-e представлял один хороший человек, он же вирпил, он же автор, под ником SwingKid.
http://www.ecf.utoronto.ca/~pavacic/missiles/minizap.zip
Имеет смысл посмотреть.
Поскольку ракет обсуждаемого периода он не моделировал, я попытался поперехватывать высотную скоростную цель при помощи AIM-7M и Р27Р. Результаты интересны.
И еще. Поскольку AIM-7E в СССР для изучения попадали, может получится подкинуть ему данных?

Вуду, 28.05.2004 11:16:47 :

Проверяйте.

 

Вуду, а где вы нашли это Cxi=0.0037?
И как вы раньше умудрились получить "Сила сопротивления фюзеляжа ~13кг."-это же на порядок меньше, чем у рулей и крыльев, вас ничего не смущает?

Поэтому для любого девайса есть оптимум высоты-на которой он летает с максимальной скоростью с наименьшим углом атаки. И как к Р-27 и к AIM-7E2 применительно высоты более 10 км являются далеко неоптимальными.

 

Э-э-э... А на какой же тогда высоте первая из них реализует свои пиковые
4,5М ?

АК: Рад, что Вы наконец начали думать эту мысль. Собственно, это и есть самая главная к Вам претензия. Бездумное утверждение, что соотношение сил было (24-30):16 является оскорбительным (вариант: "остальные струсили и в бой не вступили", как где-то тут мелкало в самом начале), хотя сам эпизод воздушной войны таковым не является.

 

Для начала, у меня фигурировала цифра 20, а не 24 или 30. Зачем передергивать. Я ведь как-то писал уже о том, что чаще всего приводится цифра 20, и редко 24. А цифра 30 вообще вылезла только недавно.
Я выбрал именно 20 как имеющую большую вероятность из-за наибольшей частоты ее употребления. Но, вполне возможно, что 24 и 30 тоже имеют под собой какую-то почву. Скажем кем-то была добыта информация, что в воздух всего было поднято столько самолетов. Но часть их взлетела слишком поздно и хотя в воздухе они находились, но даже приблизиться к месту действия не успели. Это ведь все зависит от того как считать и как комментировать.

Далее. Вам не нравится соотношение. Так что мне делать? «Нарисовать» такое соотношение, которое вам понравится? Ну, в самом деле, АК, что вы хотите? Если именно такие цифры приводятся в источниках, то что вы предлагаете? Чтобы я их игнорировал, вам в угоду?

Насчет бездумности. Ну, что же, давайте подумаем.
Израильтяне изначально приготовили 16 машин: три четверки Миражей и одну четверку Фантомов. Причем одна четверка Миражей была запасной и взлетела только в самом конце. Это данные израильтян и они называются конкретно. Если мы их будем отвергать, то тогда вообще обсуждать нечего.
С русскими сложнее. Они нигде не сообщают о конкретной цифре МиГов, находившихся в воздухе. Есть только некоторые, очень отрывочные данные, совершенно не дающие общей картины. С израильской стороны сообщается о 20 МиГах (давайте возьмем эту, наименьшую цифру).

Пусть мы говорим об общем числе самолетов противников, находившихся в воздухе в какой-то момент времени. Допустим, не все из них приняли участие в ближнем маневренном бою. Ну, нет совершенно ясных, однозначных цифр. Но заметьте, что это относится к обеим сторонам. Если не все МиГи успели, то и не все Миражи успели тоже. Помните, кстати, как sxam писал, исходя из того, что он прочел в архиве: не все самолеты с обеих сторон успели поучаствовать.
Поэтому, речь идет о том, что в районе боя, в его окрестностях, скажем так, в какой-то момент находилось 20 русских и 16 израильских истребителей. Ну, так что, соотношение 16:20 вас не устраивает? Если это так, ничем не могу вам помочь. Согласно sxam’у, по данным из архива, израильтяне решили, что даже то число самолетов, которое было задействовано с их стороны, они сочли излишним. Тут можно еще добавить, что специфика воздушного боя такова, что численное превосходство одной стороны над другой имеет относительно меньшее значение, чем в других видах боевой техники. Не зря же среди истребителей в ходу мнение, что опытный летчик на худшем самолете почти наверняка победит неопытного пилота на лучшем самолете. Ну, а при примерно равных машинах, превосходство опытного над неопытным будет еще более очевидным. А в соотношении 16:20 я не вижу ничего бездумного, из ряда вон выходящего.

И потом такое. Где это я писал, что русские летчики струсили? Приведите мне такую цитату. Я упоминал их неопытность, а не трусость. Ну, а когда терпишь поражение, то люди часто теряют равновесие. В том числе и русские. Чай не из другого теста сделаны, что и все остальные. Примеров тому во ВМВ уйма.

Ну и до кучи: New Page 1

А вот как описывает этот бой один из израильских асов: " Я был Номером 2 в паре "Фантомов". Мы и пара "Миражей" вылетели против десятки МиГов.

 

Ну и как, кто источник гнилой информации? Пилот? Журналист? Переводчик?

 

Итого, 4 израильтянина были против 10 русских. Что-то мне подсказывает, что если бы это было наоборот, вы бы не возражали. Но чтобы ваши были в большинстве, а кто-то в меньшинстве решил атаковать их, нет - это не вписывается в ваши представления.

Здесь описывается лишь какой-то один конкретный эпизод боя. Уже через считанные секунды ситуация могла измениться кардинально. Кстати, я помню в одном из имеющихся описаний боя есть такие слова, что вначале израильтяне были в меньшинстве, но затем подошли еще машины с израильской стороны и числа сравнялись. Ситуация там менялась очень быстро и многое происходило спонтанно. Я понимаю, что вы предпочли бы, чтобы русские были в меньшинстве. Тогда вам бы было легче объяснить их поражение. Но, вы знаете, я вам тут ничем не могу помочь.

Стерто.

Конструктор, 28.05.2004 13:27:53:

Вуду, 28.05.2004 11:16:47 :

Проверяйте.

 

Вуду, а где вы нашли это Cxi=0.0037?
И как вы раньше умудрились получить "Сила сопротивления фюзеляжа ~13кг."-это же на порядок меньше, чем у рулей и крыльев, вас ничего не смущает?

 

Смущает. Поэтому ещё раз пересчитаю поподробнее, со всей возможной скрупулёзностью, с самого начала и не торопясь...

Кому не жалко и не лень: дайте, пожалуйста, формулу волнового сопротивления, сколько там теряется на скачках?
Под руками нету, и найти в сети почему-то вдруг проблематично...

УРВВ AIM-7E
Длина фюзеляжа: 3.66м
Диаметр фюзеляжа: 0.203м
Площадь сечения фюзеляжа: 0.0314м²
Площадь фюзеляжа в плане (он здесь рассматривается как крыло, потому, что в значительной степени создаёт поъёмную силу) - 3.66х0.203=0.74м²
Размах крыла (треугольного, 2 крыла): 1.02м
Суммарная площадь крыльев: 2[(1.0-0.2)/2]²=0.32м²
Размах оперения (треугольного, 2): 0.81м
Суммарная площадь оперения: 2[(0.8-0.2)]²=0.18м²
Общая площадь аэродинамических поверхностей: 0.74+0.32+0.18=1.24м²
Площадь аэродинамических поверхностей, создающих подъёмную силу (поскольку 2 крыла и 2 стабилизатора стоят по углом 90^о к, соответственно, другим 2-м крылям и 2-м стабилизаторам, то при расчёте индуктивного сопротивления это следует учесть, - берём не 4 и 4, а только 2 и 2):
2-х крыльев - 0.16+0.2х0.4=0.24м²
2-х стабилизаторов - 0.09+0.2х0.3=0.15м²
площадь фюзеляжа в плане (минус площади участков между крыльями и стабилизаторами) - 3.66х0.2-0.4х0.2-0.3х0.2=0.592м²
Вес: 197 кГ
Rocketdyne MK 38/MK 52 - 2.8 сек.
AIM-7E Motor burn 2.8 s (solid fuel, also given as 22100lb/s[10025кГ] for 2.9s)
30 kg continous rod warhead
Has three different control surface gains depending on launch altitude,
larger rudder movements higher up (which means best range against high
flying targets can be achieved by firing up at them).
AIM-7E2 Introduces a really short range (0.6km?), "dog-fight" capability,
probably only by allowing for faster arming of warhead.
Двигатель что в AIM-7E, что в AIM-7E2 совершенно одинаков, геометрические и весовые параметры ракет тоже одинаковы. Поэтому разница в скоростях, написанная на airwar.ru, - непонятно, чем она может быть обусловлена...
Вот здесь М=4 и разница отсутствует:


Итак
УРВВ весом в ~200 кг под действием силы в ~10000кг получает ускорение в ~50g.
За 2.8 сек, при старте от V=0, эта сила разогнала бы эту УРВВ до V=1373 м/сек в вакууме.
Пусть перехватчик летит на Н=16 км со скоростью 670 м/сек (2412 км/ч)
Цель летит на Н=22 км со скоростью 833 м/сек (3000 км/ч)
Перепад высот - 6 км, которые УРВВ нужно дополнительно набрать, потеряв часть кинетической энергии.
Из mV²/2=mgh, получаем, что набирая 6 км, ракета потеряет 343 м/сек скорости.
Поэтому от 1373 м/сек вычтем эти 343 м/сек, получаем 1030 м/сек (без учёта сопротивления воздуха).
Уменьшение массы ракеты за счёт выгорания заряда двигателя не учитываем, поскольку неизвестен вес заряда.
В момент старта с самолёта на Н=16 км на скорости V₁₆=670м/сек ракета испытывает сопротивление трения, равное коэффициенту сопротивления, умноженному на массовую плотность на данной высоте, умноженному на квадрат истиной скорости, умнощенному на площадь аэродинамических поверхностей, делённому на 2.
На высоте 16 км массовая плотность воздуха = 0.01683368
Возьмём средний коэффициент сопротивления УРВВ = 0.025, как у очень хорошо обтекаемого тела.
Q_тр.= 0.025х0.01683388х670²х1.24/2=117кГ
Сопротивление давления: 0.025х0.01683368х670²х0.0314/2=3кГ
Подсчитаем индуктивное сопротивление на этих высоте и скорости.
С_xi=Cy²/произведение удлинения несущей поверхности на "пи".
Найдём С_y=2х197/0.01683368х670²х1.24=0.042
Найдём удлинение каждой несущей поверхности ракеты, в общем случае оно считется как отношение квадрата размаха/к площади:
1) крылья (только для 2-х, т.к. 2 других стоят вертикально, в данном случае. подъёмной силы не создают и, следовательно, индутивного сопротивления так же не создают. Аналогичная картина у стабилизаторов.) - 1.02²/0.24=4.335; С_xi=0.042²/3.14х4.335=0.00013
2) оперение - 0.81²/0.15=4.374; С_xi=0.042²/3.14х4.374=0.00013
3) фюзеляж - 0.2²/0.592=0.067; С_xi=0.042²/3.14х0.067=0.00838
Индуктивное сопротивление, по элементам:
1) крыло - 0.00013х0.01683368х670²х0.24/2=0.118кГ
2) оперение - 0.00013х0.01683368х670²х0.15/2=0.074кГ
3) фюзеляж - 0.00838х0.01683368х670²х0.592/2=18.74кГ.
В сумме Q_i=0.118+0.074+18.74= ~19кГ
Итого (без волнового сопротивления): Q=117+3+19=139кГ
Индуктивное сопротивление даёт прибавку к сопротивлению трения+сопротивлению давления в (139/120)100-100= +15.83%

Проверяйте.

Далее:
Вот здесь сказывают, что при сверхзвуковом обтекании сопротивление возрастает на скачках на треугольном крыле в полтора раза. Берём коэффицент 1.5 и будем везде умножать? Согласны? А то работа застопорилась...

Здесь есть эмпирическая приблизительная формула сопротивления на сверхзвуке:

С_xb=4/(M²-1)[(t/c)²+(a/57.3)²] (вместо "а" - должна быть "альфа", угол атаки).
С_y=0.07a/(M²-1)^1/2
Так из этой формулы никаких провозглашённых Вами ужасов типа "волновое сопротивление будет больше на два порядка чем сопротивление трения+давления" и близко не следует.
t/c - очень мало, так как крылья очень тонкие, и угол атаки чрезвычайно мал, при горизонтальном полёте и близким к нему траекториям.
Достаточно глянуть пристально на этот график и все страхи "как рукой снимет":
http://www.bigpi.biysk.ru/encicl/articles/11/1001156/0003523G.htm
Так что...

Массовая плотность воздуха далее по высотам:
Н=17км - 0.0143548
Н=18км - 0.0122534
Н=19км - 0.0104597
Н=20км - 0.00897
Н=21км - 0.0076215
Н=22км - 0.0065058

Далее:

C_у=0.042
Угол атаки "a"(альфа)=0.042(2.27²-1)^1/2/0.07=1.22^o
C_xbкрыльев и оперения=4[(1/20)²+(1.22/57.3)²]/4.1529=0.0028446
Cопротивлениe, с учётом волнового, крыльев и оперения:
Q_кр.+оп.=0.0028446x0.01683368x670²x(0.32+0.18)/2=5.37кГ
С_xb фюзеляжа: 4[1/1+(1.22/57.3)²]/4.1529=0.96
Сопротивление, с учётом волнового, фюзеляжа:
Q_ф.=0.96x0.01683368x448900x0.0314/2=113.89кГ
Итого:
Q=113.89+5.37=119.26кГ.
Вы будете смеяться, т.Конструктор, но сопротивление, посчитанное с учётом волнового, по эмпирическим формулам, оказалось меньше, чем без волнового вообще...
Чтобы не входить в противоречие со здравым смыслом, будем до подхода Вашего аэродинамика (и получения от него хороших, правильных формул!) считать, что волновое сопротивление увеличивает общее сопротивление на всех М здесь, от М=2.27 до М=5 на 50%, несмотря на график:
http://www.bigpi.biysk.ru/encicl/articles/11/1001156/0003523G.htm
в полтора раза. А там - видно будет...

Q=139х1.5=208.5кГ
F=P-Q=10000-208.5=9791.5кГ
a₁₆=9791.5/197=49.7g
Предположим для простоты расчётов, что ракета набирает высоту под углом наклона траектории 45^о.
H=17км ракета наберёт через t=1.4сек (из уравнения 487.557t²+2x670t-2x1414)
Каждый набраный километр высоты "стоит" ракете потери скорости 343/6=57.167м/сек
V₁₇=670+9.81x49.7x1.4-343/6=1295.4м/сек
Возьмём коффициент сопротивления с учётом индуктивного (для фюзеляжа, главным образом, пропорционально доли его площади): C_x=0.025+(0.592/1.24)x0.00838=0.029
Q'₁₇=0.029x0.0143548x1295.4²x1.24/2=433кГ
С учётом волнового сопротивления берём Q=433x1.5=650кГ
Далее ракета ускоряется с F=10000-650=9350кГ
а₁₇=9350/197=47.46g= 465.6м/сек²
Время набора с 17км до 18км
t_17-18=0.935сек
V₁₈=1295.4+465.6x0.935-343/6=1673.5м/сек
Q=0.029x0.0122534x1673.5²x1.24x1.5/2=925.5кГ
а₁₈=(10000-925.5)/197=46.06g=451.88м/сек²
Оставшееся время работы двигателя 2.8-1.4-0.935=0.465сек.
За это время ракета пройдёт расстояние:
1673.5х0.465+451.88х0.465²/2=875м и наберёт высоту 620м
V_18.62=1673+451.88x0.465-57.167х0.62=1847м/сек
Q_18.62=0.029x0.011x1847²x1.24x1.5/2=1012кГ

Далее ракета, продолжая набор высоты, будет тормозиться. Следующий (до Н=19км) участок пути 380/0.707=537.5м ракета пройдёт с продольным ускорением:
a_18.62=-1012/197=-5.13g= -50.4м/сек²
Определяем уменьшение скорости на этом участке.
Из at²+2V_ot-2l=0
-50.4t²+2x1847t-2x537.5=0
получаем t=0.292сек
V₁₉=V_o+at=1847-50.4x0.292-57.167х0.38=1811м/сек
В наборе следующего километра высоты будем считать торможение ракеты с постояным ускорением под действием силы сопротивления:
Q₁₉=0.029x0.0104597х1811²x1.24х1.5/2=925кГ
Ускорение от этой силы будет:
а₁₉=-925/197=-4.7g= -46м/сек²
Время на этом участке:
-46t²+2x1811t-2x1414=0
t_19-20=0.789сек

V₂₀=1811-46x0.789-343/6=1717.5м/сек
Q₂₀=0.029x0.00897x1717.5²x1.24x1.5/2=713.6кГ
a₂₀=-713.6/197=-3.62g=-35.5м/сек²
t_20-21=0.83сек
V₂₁=1717.5-35.5х0.83-343/6=1631м/сек
Q₂₁=0.029x0.0076215x1631²x1.24x1.5/2=546.76кГ
a₂₁=-546.76/197=-2.77g=-27.22м/сек²
t_21-22=0.873сек
V₂₂=1631-27.22х0.873-343/6=1550м/сек
Q₂₂=0.029х0.0065058х1550²х1.24х1.5/2=421.56кГ
a₂₂=-421.56/197=-2.14g=-21м/сек²
Далее, ракета тормозится в горизонтальном полёте.
Через 1 км после набора:
t_22/+1=0.648сек
V_22/+1=1550-21x0.648=1536.4м/сек
Q_22/+1=0.029x0.0065058x1536.4²x1.24x1.5/2=414кГ
a_22/+1=-414/197=-2.1g= -20.6м/сек²
Через 2 км после набора:
t_22/+2=0.654сек
V_22/+2=1536-20.6x0.654=1522.5м/сек
Q_22/+2=0.029x0.0065058x1522.5²x1.24x1.5/2=407кГ
a_22/+2=-407/197=-2.06g= -20.25м/сек²
И так далее...
Если прикинуть грубо, то на этой высоте скорость ракеты через 10, 20, 30, 40 км будет:
V_22/+10= 1412м/сек
V_22/+20= 1260м/сек
V_22/+30= 1088м/сек
V_22/+40= 882м/сек
И эта ракета пролетит, с момента занятия 22км, ~55км - до момента падения скорости до минимальной:
V_22/+55=[COLOR=brown]1350км/час (375м/сек)[/COLOR].

(продолжение следует...)

Вуду, 30.05.2004 10:03:06 :

t/c - очень мало, так как крылья очень тонкие, и угол атаки чрезвычайно мал, при горизонтальном полёте и близким к нему траекториям.

 

Да не будет у вас на такой высоте малого угла атаки, если только вы не собираетесь экспериментальный пуск делать на максимальную дальность
Вы же по маневрирующему самолету стреляете? Да еще с превышением. Вдогон- у вас скорости не хватит, а на поперечно-встречных курсах -вам располагаемую перегрузку надо иметь больше, чем при стрельбе вдогон-это значит, что об угле атаки меньше 15 град и не мечтайте, на такой высоте.
Причем я подозреваю, что 15-цифра даже очень скромная.

PS Хотел встретится на выходных с аэродинамиком из нашего КБ, попросить его все это прикинуть, но не срослось..может быть на следующих выходных получится

Конструктор, 31.05.2004 08:12:22:

Да не будет у вас на такой высоте малого угла атаки

 

- Вот и докажите это с цифрами в руках. Пока стреляем по неманеврирующей цели. После того - перейдём к маневрирующей.

если только вы не собираетесь экспериментальный пуск делать на максимальную дальность

 

- Пока - именно на максимальную дальность. Мы определяем границы зоны пуска.

Вы же по маневрирующему самолету стреляете?

 

- Пока, для начала - нет.

Да еще с превышением.

 

- Про превышение я там сказал. Теряем 343 м/с скорости.

Вдогон- у вас скорости не хватит

 

- Вот это мы всё и выясняем.

а на поперечно-встречных курсах - вам располагаемую перегрузку надо иметь больше, чем при стрельбе вдогон-это значит, что об угле атаки меньше 15 град и не мечтайте, на такой высоте.

 

- Вы чего-то сильно и упорно недопонимаете в этом месте: полёт УРВВ в упреждённую точку может проходить с n_y=1.

Причем я подозреваю, что 15-цифра даже очень скромная.

 

- Конструктор, я Вас уважаю, но здесь Вы ошибаетесь, как с волновым сопротивлением - раз в 30-40!

PS Хотел встретится на выходных с аэродинамиком из нашего КБ, попросить его все это прикинуть, но не срослось..может быть на следующих выходных получится

 

- ОК. Но я пока прикину из того, что есть и той формулы, с учётом волнового сопротивления, что есть:
С_xb=4/(M²-1)[(t/c)²+(a/57.3)²] ("а" - "альфа", угол атаки). А Ваш аэродинамик пусть проверяет.
И поищу ещё дополнительно формул о волновом сопротивлении... Может быть, кто-то и даст формулу...

Расчет максимальной дальности для AIM-7M при пуске вдогон.
Параметры цели: Vx=2500 км/ч, Hц=22000 м, цель неманеврирующая.
Параметры носителя: Vx=2300 км/ч, Ни=16000 м.
Пуск возможен на дальности менее 4 км, время полета ракеты - 42 сек
Возможности системы управления оружием для этих условий не рассматриваем, просто расчет баллистической траектории.

Вариант 2.
Усугубим.
Параметры цели: Vx=2500 км/ч, Hц=22000 м, цель неманеврирующая.
Параметры носителя: Vx=2500 км/ч, Ни=18000 м.
Пуск возможен на дальности 8.5 км, время полета ракеты - 80 сек

И это при использовании ракеты образца 1980 г, имеющей кроме стартового, еще и маршевый двигатель.

Для расчета пуска в переднюю полусферу minizap уже не очень подходит, надо считать "по-взрослому", с учетом СУО и допустимых перегрузок.

AK, 01.06.2004 11:44:38:

Расчет максимальной дальности для AIM-7M при пуске вдогон.
Параметры цели: Vx=2500 км/ч, Hц=22000 м, цель неманеврирующая.
Параметры носителя: Vx=2300 км/ч, Ни=16000 м.
Пуск возможен на дальности менее 4 км, время полета ракеты - 42 сек

 

Только цель у нас всё время летит со скоростью 3000 км/час.

Почему? Мы же считаем начальные условия, неманеврирующий МиГ?

AK, 01.06.2004 13:59:16 :

Почему? Мы же считаем начальные условия, неманеврирующий МиГ?

 

- Да, эти МиГ-25 летали постоянно там на М=2.83 или, если умножить на скорость звука на тех высотах=295 м/сек, то получается как раз 834.8 м/сек или 3000 км/час.

Вуду, 01.06.2004 15:11:12 :

AK, 01.06.2004 13:59:16 :

Почему? Мы же считаем начальные условия, неманеврирующий МиГ?

 

- Да, эти МиГ-25 летали постоянно там на М=2.83 или, если умножить на скорость звука на тех высотах=295 м/сек, то получается как раз 834.8 м/сек или 3000 км/час.

 

Ну и? Еще хуже для "Спарроу"

PS Вуду, сам метод наведения ракеты предполагает наличие у нее Gрасп. больше 1

Конструктор, 02.06.2004 12:24:53 :

PS Вуду, сам метод наведения ракеты предполагает наличие у нее Gрасп. больше 1

 

- Метод наведения "в упреждённую точку", при прямолинейном и равномерном движении цели, которое мы пока рассматриваем, ничего такого не предполагает. Незачем, потому как...

Вуду, 02.06.2004 13:02:19 :

Метод наведения "в упреждённую точку", при прямолинейном и равномерном движении цели, которое мы пока рассматриваем, ничего такого не предполагает. Незачем, потому как...

 

А что это за метод "в упрежденную точку"? "С постоянным углом упреждения"-знаю, а это-нет

А какое отношение имеет голова AIM-7 к сему методу? Для нее же вроде "пропоциональное сближение"...

Конструктор, 02.06.2004 13:21:47 :

А какое отношение имеет голова AIM-7 к сему методу? Для нее же вроде "пропоциональное сближение"...

 

- Это одно и то же.

"Пропорциональное сближение" это не "наведение в промежуточную точку", случайно?

AK, 02.06.2004 14:58:37:

"Пропорциональное сближение" это не "наведение в промежуточную точку", случайно?

 

- Что такое "наведение в промежуточную точку" я припомнить совершенно не могу.
Вообще существует два способа самонаведения ракеты на цель: первый - древний, простой и сейчас, практически, не применяемый в цивилизованых странах - по "кривой погони", - когда вектор путевой скорости ракеты направлен всё время на цель. Способ энергетически невыгоден, форма траектории, даже по абсолютно прямолинейно летящей цели - "собачья кривая".
Способ самонаведения "в упреждённую точку" - способ параллельного сближения, способ пропорционального сближения и все подобные вариации, ничем принципиальным не отличающимся, кроме уровня "мозгов" головок, позволяющих оптимизировать траектории ракет и не поддаваться на мелкие провокации, в виде противоракетных манёвров цели. Во всех этих способах вектор путевой скорости ракеты на цель не направлен, а направлен в упреждённую точку, в которой цель и ракета должны оказаться в один и тот же момент времени. Эта точка постоянно расчитывается и, при изменениях траектории цели, выдаются команды на рули ракеты для коррекции её траектории.
В идеальном случае, по неманеврирующей цели, летящей прямолинейно и равномерно, её траектория - прямая линия.
Все дополнительные изыски ничего принципиально нового в этот способ не вносят. Например:
$(document).ready(function(){ $(document).pngFix(); }); function showSearchForma() { $('#qsearch').show(); }

Из внешнего наведения есть ещё, например, наведение по бaллистическим кривым, но это, на большей части траектории, уже не самонаведение...

Вуду, 02.06.2004 17:03:27 :

- Что такое "наведение в промежуточную точку" я припомнить совершенно не могу.
Вообще существует два способа самонаведения ракеты на цель: первый - древний, простой и сейчас, практически, не применяемый в цивилизованых странах - по "кривой погони", - когда вектор путевой скорости ракеты направлен всё время на цель. Способ энергетически невыгоден, форма траектории, даже по абсолютно прямолинейно летящей цели - "собачья кривая".
Способ самонаведения "в упреждённую точку" - способ параллельного сближения, способ пропорционального сближения и все подобные вариации, ничем принципиальным не отличающимся, кроме уровня "мозгов" головок, позволяющих оптимизировать траектории ракет и не поддаваться на мелкие провокации, в виде противоракетных манёвров цели. Во всех этих способах вектор путевой скорости ракеты на цель не направлен, а направлен в упреждённую точку, в которой цель и ракета должны оказаться в один и тот же момент времени. Эта точка постоянно расчитывается и, при изменениях траектории цели, выдаются команды на рули ракеты для коррекции её траектории.
В идеальном случае, по неманеврирующей цели, летящей прямолинейно и равномерно, её траектория - прямая линия.

 

На самом деле все несколько сложнее Да, все методы современного наведения -ориентация ракеты в какую-то точку впереди цели, но эта точка у всех разная-поэтому потребные перегрузки даже для неманеврирующей летящей по прямой цели разные-но они для всех методов для этого случая есть и они больше 1.
Точно не помню, но по убыванию Gпотр эти методы идут так:
-с постоянным углом упреждения;
-параллельного сближения;
-пропорционального сближения
-по трем точкам;
А Gпотр больше 1 (на самом деле от 3 до 10) в этом случае вам потребуется хотя бы для того, чтобы корректировать ракету по углам с связи с постоянным уточнением ГСН ракеты места цели-она (ГСН), знаете, ли некую погрешность имеет, грубо говоря, падающую нелинейно с сокращением расстояния

> Эта точка постоянно расчитывается и, при изменениях траектории цели, выдаются команды на рули ракеты для коррекции её траектории.

Вот-вот, ВУду, как вы будете "корректировать" траекторию без располагаемой перегрузки?