Реинкарнация "Сатаны" (РС-20)?

Wyvern-2> Не "допустим"

Вот из старых запасов

sas1975kr> Вот из старых запасов

Данные по ступеням:

ступень	секунда отделения	время работы	высота при отделении,км	масса ракеты в начале работы,кг	тяга в начале работы,кгс	отношение тяги к массе,g в начале
1 ступень	61	61	30,4	35400	90780	2,56
2 ступень	126	65	60,8	12190	27500	2,25
3 ступень	191	65	228	4450	15600	3,5

Неучтена правда масса переходников между 1 и 2-й ступенями. Ускорение опять же без данных по АД сопротивлению мало что дает. Но хотя бы видно что ускорение 1-й и 2-й ступени сопоставимо. Третья разгоняется раза в два быстрее.
Мои данные выше хоть и не совсем верны, но суть остается той же:
В пределах плотных слоев атмосферы работает первая ступень и частично вторая. Т.е. повышая массу третьей ступени мы уменьшаем достигаемую высоту и скорость при начале работы третьей ступени.

Дальше уже нужно считать. Давно руки чешутся простенькую программу расчета сделать

uagg> Где то видел, что стоимость собственно боеголовки в производстве (не разработки, испытаний и прочего) - очень незначительная. Менее 10% от стоимости ракеты.
ОГО! Легко же Вы процентами разбрасываетесь...

За остальное - спасибо!

Еще бы глянуть на источник, наверняка там описаны дополнительные данные, хотя бы вскользь...
Если есть такая возможность, очень прошу!

Возвращаясь к старому ответу:
sas1975kr> Т.е. ты в конечном счете согласен с тем что производство УР-100Н УТТХ по цене сопоставимо с Тополем-М? И о дешевизне РДТТ говорить не стоит?
davex> Против цифирь не попрешь...
Забираю свои слова обратно!!!
ДА! Я знаю, что приведенные мной цифры, говорят против моей точки зрения, но:
а) Где бы нм шла речь о цене РДТТ и ЖРД, везде говорят о дешевизне РДТТ. (по крайней мере по тем статьям, что я видел)
б) Мои преподаватели говорили тоже самое.
Из чего делаю вывод, мы где то сделали слишком грубые допущения.

В общем я в поиске информации. Только на этот раз, боюсь - очень длительном.

Возвращаясь к неотвеченной части:
sas1975kr> Да что на нее смотреть, в ней явно некорректные данные. То что тяжелый не испытывали - еще не значит что данных по нему не было.
Да, возможно, с массой моноблока наглючили...
Попытался прояснить истину через индексы ГРАУ, так именно для моноблока Р-36М2 - полнейший "кардебалет", ни разу не встречал информации, что-то вроде "легкая БЧ (15Фххх), мощность - такая-то", часто встречается информация вроде "не испытанный тяжелый моноблок 15Ф175 (мощность 20Мт) принят на вооружение в 1991-м", кто говорит о моноблоке 15Ф175, как о легком и с мощностью 20Мт. Забугорники те индексы не приводят, просто описывают, что мол был моноблок весом 8,8т с дальностью 16ткм и мощностью от 8-ми до 20-ти МТ (кто как).
Полнейший "пердиманокль".

davex> В общем я в поиске информации. Только на этот раз, боюсь - очень длительном.

Я тебе даже подскажу где копать. Обрати внимание на стоимость пусков Титана с перезаливкой топлива. Т.е у американцев стоимость производства дешевле. А стоимость всего жизненного цикла гораздо дороже. Вот скорее всего и ответ. Почитав именно все затраты американцы пришли к выводу что дешевле РДТТ.

Но эти цифры для наших реалий не такие. А вот где их найти - большой вопрос...

davex>> Ты не забыл?
sas1975kr> Пока не страдаю...
davex>> Мы говорим о переходе на более энергитическиэффективную траекторию, и соответственно, потребная начальная скорость БЧ ниже, Так?
sas1975kr> А вот тут у тебя с формулировкой неправильно. Грубо - речь идет о выводе БЧ на траекторию с конечными параметрами типа 300 км, наклонение 30 градусов, скорость 6700 м/с. (цифры приблизительные. Щас более точных под рукой нет).
Не...
Не туда клонишь:
У нас есть вариант №1:
нужно вывести БЧ массой М1 на высоту 150км (утверждать не буду, но именно такую цифру видел, для Тополя, как пример сойдет) со скоростью V1.
И есть вариант №2:
нужно вывести БЧ массой М2 на высоту 300км (вроде такая высота идет как оптимальная для дальности 10ткм, опять же утвеждать не буду, но для примера сойдет) со скоростью V2.

Мой тезис: М2 > M1 и V2 < V1. И таки летим на 10ткм+, в обоих случаях. Соотношения М2/М1 и V1/V2 предмет для расчета, сегодня не готов, даже если речь пойдет о плоскости и в пустоте.
Где оБшибка?

davex>> Уж, что-что, но с нагревом проблеммы у "резкого старта", а не у медленного.
sas1975kr> Играет роль еще плотность воздуха и время нагрева. А ты об этом умалчиваешь...
Максимально упрощенный пример:
Летит ракета - горизонтально (т.е. без влияния притяжения земли), с постоянной скоростью (для каждого варианта своя, одна 2км/с, вторая 1км/с) на дальность 200 км.
время полета = дальность/скорость
сила сопротивления = "К" умножить на квадрат скорости
работа (она же, по факту, затраченная энергия и почти выделевшееся тепло) = сила сопротивления помножить на расстояние.
"К" - условный коэффициет, вмещающий в себя коэффициент АДС и прочие атрибуты, которые постоянны и/или примем равными для обоих случаев.

Вариант	Скорость	Время полета	Сила сопротивления	Выделенная энергия
№1	2км/с	100 сек	Кх4 Н	Кх800 кДж
№2	1км/с	200 сек	Кх1 Н	Кх200 кДж

Где тут закралась оБшибка?
Если "не нравятся" упрощения, разбей траекторию на предельно малые участки в которых изменение скорости, плотности и прочих факторов будут незначительны, просчитай для обоих вариантов и просуммируй.
А то, эдак у тебя ПКР Уран греется также как Оникс/Москит, утрирую конечно.

PS Каюсь, с "отменой" "резкого старта" с помощью только лишь увеличением массы ГЧ - я погорячился, как минимум надо увеличивать последнюю ступень (как вариант добавлять еще одну).

PPS А вот смена "настильной" траектории на "более высокую" возможна.

sas1975kr> ЕМНИП для Тополя как раз 3-4g на траектории и есть...
У меня получилась тяговооруженность при работе первой ступени в начале - 1,93, а в конце - 4,91, итого среднее арифметическое - 3,42. Если мои данные верны.

sas1975kr> Я тебе даже подскажу где копать. ...
Если ты о цифре 47млн$ за восстановление и запуск Титана-2, то я видел эту цифру (хоть не ошибся? а то сейчас не подглядывал...), там, кстати, вроде было написано "refurbishing", а не "refueling", я не ошибся?
Но не стал приводить ее, так как слишком большая разница в годах, не адекватно было бы.
И о том что по факту Т-2 обходился как 10-к М-1/2 с учетом "всего мясокомбината", тоже читал.
Только препод мне грил, именно про постройку.

sas1975kr> Но эти цифры для наших реалий не такие. А вот где их найти - большой вопрос...
Это точно...

davex> Не...
davex> Не туда клонишь:
davex> Мой тезис: М2 > M1 и V2 < V1. И таки летим на 10ткм+, в обоих случаях. Соотношения М2/М1 и V1/V2 предмет для расчета, сегодня не готов, даже если речь пойдет о плоскости и в пустоте.
davex> Где оБшибка?

Ошибка в том, что высота 150 и 300 км практически никакой роли для баллистической траектории не играют. На таких высотах играет роль уже только скорость и угол наклонения. Такая разница по высоте при угле наклонения 30 и 45 градусов даст разницу в несколько десятков км. Что на такой дальности уже роли не играет.

davex> davex>> Уж, что-что, но с нагревом проблеммы у "резкого старта", а не у медленного.
sas1975kr>> Играет роль еще плотность воздуха и время нагрева. А ты об этом умалчиваешь...
davex> Максимально упрощенный пример:

Неправильный пример. У тебя ж ведь не КР, а БР.
И часть траектории проходит в плотных слоях. Часть - в безвоздушном пространстве.
Дольше летишь в плотных слоях - больше тормозишься. Тяга опять же одинакова для 1 и 2 ступеней.

Если хочешь упрощенный пример - рассмотрим две ракеты с разной массой. М1 = 2*М2. Движок (тяга и время работы) один и тот же. Допустим тяга равна 2*М1 и соответственно 4*М2.

Пусть сила сопротивления = М2.
Ускорение = силы / массу = (тяга - сопротивление - вес)/масса
Тогда ускорение первой ракеты (М1-М2-М1)*g/М1 = 5 м/с
Ускорение второй ракеты (4*М2 - М2 - М2)*g/М2 = 20 м/с

Если время работы одинаково, сам понимаешь вторая ракета разгонится до большей скорости. Пример упрощенный и в случае увеличения массы третьей ступени порядок цифр будет совсем другой. Но суть остается той же. Скорость в момент отделения третьей ступени будет меньше у более тяжелой ракеты...

davex> А то, эдак у тебя ПКР Уран греется также как Оникс/Москит, утрирую конечно.

Если же ты считаешь тепловую нагрузку - то нужно учитывать много факторов. С одной стороны время пролета через плотные слои меньше. С другой - скорость больше. Но еще учитывать нужно плотность зависящую от высоты.
Причем насчет тепловой нагрузки даже не знаю зачем ты взялся. Я вроде за нее и не говорил. Это ты почему-то за нее уцепился. Она при старте ЕМНИП никогда не считалась критической. А вот при торможении - там да.

davex> PS Каюсь, с "отменой" "резкого старта" с помощью только лишь увеличением массы ГЧ - я погорячился, как минимум надо увеличивать последнюю ступень (как вариант добавлять еще одну).

Неужели. Теперь понятно, что если первую и вторую ступень не менять, столь большую разницу (1,8т вместо 1,2) можно получить только за счет уменьшения дальности либо увеличения угла наклонения траектории (т.е. снижении эффективности при прорыве ПРО)?

sas1975kr> Ошибка в том, что высота 150 и 300 км практически никакой роли для баллистической траектории не играют. На таких высотах играет роль уже только скорость и угол наклонения. Такая разница по высоте при угле наклонения 30 и 45 градусов даст разницу в несколько десятков км. Что на такой дальности уже роли не играет.
Извини, неправильно написал, имелась в виду максимальная высота траектории, разница в скорости и угле в конце активного участка - подразумевались.
Кстати, ЕМНИС, идеальным углом наклонения для дальности 10ткм (или больше, точно не помню) вроде 11 градусов.


sas1975kr> Неправильный пример. У тебя ж ведь не КР, а БР.
С точки зрения аэродинамического нагрева, ИМХО, разницы нет.
А вообще, про нагрев смотри ниже…


sas1975kr> Если время работы одинаково, сам понимаешь вторая ракета разгонится до большей скорости. Пример упрощенный и в случае увеличения массы третьей ступени порядок цифр будет совсем другой. Но суть остается той же. Скорость в момент отделения третьей ступени будет меньше у более тяжелой ракеты...
Согласен, да и не с этим я спорил, смотри про нагрев и наклонение.


sas1975kr> Если же ты считаешь тепловую нагрузку - то нужно учитывать много факторов. С одной стороны время пролета через плотные слои меньше. С другой - скорость больше. Но еще учитывать нужно плотность зависящую от высоты.
Тут просто, как уже сказал, разбей на предельно малые участки просчитай и просуммируй. Соотношение то не поменяется.


sas1975kr> Причем насчет тепловой нагрузки даже не знаю зачем ты взялся. Я вроде за нее и не говорил. Это ты почему-то за нее уцепился. Она при старте ЕМНИП никогда не считалась критической. А вот при торможении - там да.
О нагреве: А бог его знает, чего-то «торкнуло» меня,подумал, что ты о нем речь завел, ответил что думал, ты, вроде, поддержал разговор, и, как мне показалось, неправильно обрисовал ситуацию. Сейчас перепроверил: это таки меня «торкнуло». Так что, если ты согласен, что более высокая траектория (что подразумевает более низкую скорость в атмосфере) уменьшает АД нагрев, то можно закрывать этот кусок нашего разговора.


davex>> PS Каюсь, с "отменой" "резкого старта" с помощью только лишь увеличением массы ГЧ - я погорячился, как минимум надо увеличивать последнюю ступень (как вариант добавлять еще одну).
sas1975kr> Неужели. Теперь понятно, что если первую и вторую ступень не менять, столь большую разницу (1,8т вместо 1,2) можно получить только за счет уменьшения дальности либо увеличения угла наклонения траектории (т.е. снижении эффективности при прорыве ПРО)?
Нет, не так!
Присмотрись к М-2 и М-3, изменилась только 3-я ступень и ГЧ, данные по массе ГЧ для М-2 мне не попадались, но если из стартовых масс М-2/М-3 вычесть массы всех ступеней, то получится 1200/1610 кг или соотношение 1,34 (что уже близко к 1,5), и это при изменении стартовой массы на 5%. А если предположить, что масса конструкций для соединения ступеней в М-3 близка к таковой у М-2, то получается, что масса ГЧ М-2 ~= 1200 – (1610 - 1150) = 740 кг и соотношение масс ГЧ М-2/М-3 получается уже ~1,55. (у М-2, все-таки, эти конструкции, скорей всего, легче, но полученное значение, как верхний предел, ИМХО, использовать можно).
Дальность, кстати, увеличилась.
Изменился ли у М-3 угол наклонения по сравнению с М-2, я не знаю.
Потери в скорости в начале работы 3-й ступени у М-3, по сравнению с М-2, я бы оценил как 37% (9% при работе 1-й ступени и 28% при работе второй, считал упрощенно, так что наверняка есть погрешность), зато средняя тяговооруженность, во время работы 3-й ступени, у М-3 больше на 39,7%.
Так что больше похоже, что никакого увеличения угла наклонения не было. Тем более у М-2 и так траекторию не назовешь настильной.

По поводу угла наклонения – я же говорил о переходе на более энергоэффективную траекторию (это если увеличивать только ГЧ, без увеличения 3-й ступени, правда насколько в таком случае можно увеличить ПН, надо считать), а по сравнению с настильной, она может быть только высокой, соответственно изменения угла наклонения, собственно я и подразумевал, говоря о перепрограммировании СУ.
Виноват, явно этого не сказал. И, похоже из-за этого пошло у нас «кто про Фому, а кто про Ерему».

Насчет ПРО. Встретил мнение, что к настильной траектории пришли из-за ожидаемой спутниковой ПРО. Которой до сих пор еще нет. За то теперь подставились под ЗУР, например SM-3, вроде как спутник на высоте 200км сбила. По этому, на сейчас, у меня нет сложившегося мнения, что лучше высокая или настильная траектория.

PS Было бы интересно посчитать сколько ПН может взять Тополь-М при обычной траектории, если принять, что сейчас апогей равен 150км, а также РС-24 с увеличенной 3-й ступенью (кстати, также препологается увеличение стартовой массы на 5%, по сравнению с Тополем-М) при низкой и высокой траектории. Все при сохранении дальности, конечно. Вот только у меня нет данных по движкам 2-й и 3-й ступени даже по Тополю-М.

sas1975kr>> Ошибка в том, что высота 150 и 300 км практически никакой роли для баллистической траектории не играют.
.....
davex> PS Было бы интересно посчитать сколько ПН может взять Тополь-М при обычной траектории, если принять, что сейчас апогей равен 150км, а также ....

Господа, вы эт чего? Апогей у МБР примерно на высоте = 1/4-1/6 от дальности Т.е. при стрельбе на дальность 10000км высота апогея будет минимум 1600км. ТЫСЯЧА ШЕСТЬСОТ км, а не 150.
А искусственное снижение апогея, придание "настильности" - чрезвычайно энергозатратная процедура, резко снижающая дальность (или забрасываемый вес)

davex> Извини, неправильно написал, имелась в виду максимальная высота траектории, разница в скорости и угле в конце активного участка - подразумевались.

Ага, а потом разбирайся что ты думал и что написал
Только если посмотреть что у Минитмена это 1000 км, то в 150 км Тополя верится с трудом. Да и данных по Топлю которым можно верить я не видел...

davex> Кстати, ЕМНИС, идеальным углом наклонения для дальности 10ткм (или больше, точно не помню) вроде 11 градусов.

Не скажу...

davex> Тут просто, как уже сказал, разбей на предельно малые участки просчитай и просуммируй. Соотношение то не поменяется.

Говорю же тебе - там факторов много больше
Привносимая энергия от тормозящегося потока - которая зависит не только от скорости, но как минимум и высоты
Учет теплозащиты, в том числе абляционных.
Время действия тепловой нагрузки - потому что нагревание обшивки происходит не сразу а постепенно.

В общем там не тривиальная задача и на пальцах не скажешь где будет больше.


davex> Нет, не так!

Говорила мне мама, тщательнее учи матчасть
Признаю свою ошибку.

Все таки пример М3 показывает что только за счет переработки третьей ступени можно увеличить ПН раза в 1,5. Так что 1800 кг вполне реальны.

Осталось только понять что в эти 1800 можно впихнуть. И тут не вериться больше чем в 3 MIRV или в 6 MRV

Wyvern-2> Господа, вы эт чего?
Виноват, был не прав.
пошел изучать матчасть.

Wyvern-2> Господа, вы эт чего? Апогей у МБР примерно на высоте = 1/4-1/6 от дальности Т.е. при стрельбе на дальность 10000км высота апогея будет минимум 1600км. ТЫСЯЧА ШЕСТЬСОТ км, а не 150.

Когда я говорил о 150 и о 300 км - я говорил о активном участке. Откуда дэйв взял 150 как апогей - спрашивай у него

Wyvern-2> А искусственное снижение апогея, придание "настильности" - чрезвычайно энергозатратная процедура, резко снижающая дальность (или забрасываемый вес)

А вот за 1600 км можно и повоевать
У Минитмена это 1100 км
Boeing LGM-30 Minuteman

настильность траектории обычное дело для БР. Это снижает время подлета и усложняет обнаружение ( в том числе из-за радиотени от земли обнаружение происходит позже).

Wyvern-2>> А искусственное снижение апогея, придание "настильности" - чрезвычайно энергозатратная процедура, резко снижающая дальность (или забрасываемый вес)
sas1975kr> А вот за 1600 км можно и повоевать
sas1975kr> У Минитмена это 1100 км
sas1975kr> Boeing LGM-30 Minuteman
Скорее всего - ошибка. Энергитически наивыгоднейший апогей - 1/6 от дальности.
sas1975kr> настильность траектории обычное дело для БР.

Скорее не "обычное дело", а "голубая мечта" В этом направлении сильно копают. Но! Например, навскидку, снижение апогея на 10%, т.е. например с 1600 до 1440км даст снижение забрасываемой массы процентов эдак на 15-20... И НИКАК ИНАЧЕ - тут дело в ЭНЕРГИИ

Wyvern-2> Скорее всего - ошибка. Энергитически наивыгоднейший апогей - 1/6 от дальности.
Кто упертее?
Похожие данные и по другим ссылкам.
700 миль = 1120 км




как бы ссылки достаточно авторитетные
У тебя есть другие данные?

Wyvern-2> Скорее не "обычное дело", а "голубая мечта" В этом направлении сильно копают. Но! Например, навскидку, снижение апогея на 10%, т.е. например с 1600 до 1440км даст снижение забрасываемой массы процентов эдак на 15-20... И НИКАК ИНАЧЕ - тут дело в ЭНЕРГИИ

Сначала хотел сказать что и не претендую на то, что это энергетически выгодная траектория.
Но потом посмотрел на Титан1 (10100/800 = 12,6) и Титан2 (15000/960 = 15,6)
http://www.designation-systems.net/dusrm/m-25.html

и Атлас (10200/800 = 12,75)
http://www.designation-systems.net/dusrm/m-16.html
Ракетки старые. И их то пулять явно по энергетически выгодной траектории должны были.

Может, НИК, у тебя гранаты не той системы?
Откуда данные то берешь?

П.С. Настильная траеткория у Тополя-М одна из ключевых особенностей. Потому и такое низкое энергомассовое совершенство по сравнению с... Так что никаких противоречий...

Wyvern-2>> Скорее всего - ошибка. Энергитически наивыгоднейший апогей - 1/6 от дальности.
sas1975kr> Может, НИК, у тебя гранаты не той системы?
sas1975kr> Откуда данные то берешь?
sas1975kr> П.С. Настильная траектория у Тополя-М одна из ключевых особенностей. Потому и такое низкое энергомассовое совершенство по сравнению с... Так что никаких противоречий...

Так в чем противоречие то?

Wyvern-2> Так в чем противоречие то?

Противоречие в том, что ты даешь данные что для 10000 км дальности - энергетически выгодная с апогеем 1600 км.
У американцев на такую дальность апогей в районе 1000 км. Причем на старых ракетах в том числе. Когда о настильности еще даже не задумывались. Так что у тебя данные теории как то не стыкуются с практикой.

Wyvern-2> Эххх...а ведь 20 тонная двухступенчатая ракета на ВКПВ+гидрид бериллия способна вывести в космос 3 тонны... Причем топливо некриогенное и долгохранимое

Ммм... А чего мелочиться? Может сразу ЯРД поставить? УИ будет ещё выше, да и +1 боеголовка ...
Разумеется, не на водороде, а на чём-нибудь некриогенном - гидриды чего-нибудь, от лития до кислорода
А можно и просто жидким литием заправить - подумаешь, держать ракету нагретой до 200°С...

Wyvern-2> А искусственное снижение апогея, придание "настильности" - чрезвычайно энергозатратная процедура, резко снижающая дальность (или забрасываемый вес)
Так может он у Т-М именно поэтому такой маленький? И имеет запас при переходе на другую траекторию?

Wyvern-2> Скорее не "обычное дело", а "голубая мечта" В этом направлении сильно копают. Но! Например, навскидку, снижение апогея на 10%, т.е. например с 1600 до 1440км даст снижение забрасываемой массы процентов эдак на 15-20... И НИКАК ИНАЧЕ - тут дело в ЭНЕРГИИ
Энто как сказать. А, ежели, например, на вторую ступень scramjet присобачить (и, соответственно, траекторию сделать Г образной, с верхней палочкой на высотах 25-70 км) - так, глядишь, и экономия выйдет.
Оно, конечно, активный участок удлиниться... Но, с другой стороны, кому он мешает, если девайс шпарит на высоте ~50 км?
До момента отработки всех 3х ступеней высота всё равно меньше 120 км будет (и видимось, соответственно, только из космоса, с высоких орбит).
Это я об обнаружении пуска.

Не доделали гнома. Заразы. И Коалу, блин, не доделали...

uagg> Не доделали гнома. Заразы. И Коалу, блин, не доделали...

а коала кто? за гнома и вправду обидно..

uagg>> Не доделали гнома. Заразы. И Коалу, блин, не доделали...
MIKLE> а коала кто? за гнома и вправду обидно..




в частности




Но вообще гугль это наше все. Или яндекс еще есть

P.S. Щас ИМХО интересны прыгающие (отскок от атмосферы) ББ по типу космоплана бомбардировщика америки, проекта цандера. У них низкий потолок, маневр по траектории, непредсказуемость траектории очередного прыжка по предыдущему.

P.P.S. Не Цандера, а Ойгена Зенгера. Сорри

Genocide> P.S. Щас ИМХО интересны прыгающие (отскок от атмосферы) ББ по типу космоплана Зенгера

имхо-порнография. проще тогда уж на орбитальные бб перейти. с жпс можно вобще неодновитковые-по низкой траетории три витка и падение хрензнает откудова. п на высотах 150-200км это несбиваемо изза баланса времени.

Genocide>> P.S. Щас ИМХО интересны прыгающие (отскок от атмосферы) ББ по типу космоплана Зенгера
MIKLE> имхо-порнография. проще тогда уж на орбитальные бб перейти. с жпс можно вобще неодновитковые-по низкой траетории три витка и падение хрензнает откудова. п на высотах 150-200км это несбиваемо изза баланса времени.

Ну, скажем так, те кто занимаются разработкой ББ (не заряда) налегают на прыгающие, а орбитальные лежат себе тихонько в стороне.

Да и сами посмотрите:
1) определили параметры орбиты в начале (у орб. ББ)->
2) известна полоса полета (а менять -> это топливо, которого и так на вывод на орбиту немало нужно, сколько у сатаны нагрузка в орбББ и сколько обычных)->
3) можно передавать параметры кораблям (на какой высоте амы спутник сбили? а высота траектории орб.ББ какая?)

А у прыгающих:
-не так затратны по ХС как орбитальные
-определение начальных параметров траектории ничего не дает (после следующего входа они поменяются согласно программе, возможно случайной)
-довольно большой маневр по траектории (а не просто полет вдоль одной полосы)

З.Ы. Сорри, но спорить нет ни времени ни желания, так что давайте просто ограничимся обменом точками зрения.

З.З.Ы. Совсем проглядел. Три витка это вы противнику часы даете чтобы их сбить