Announcement

Collapse
No announcement yet.

Сравнение ЛА

Collapse
This topic is closed.
X
This is a sticky topic.
X
X
 
  • Filter
  • Time
  • Show
Clear All
new posts

    Сравнение ЛА

    Информация для сравнения различных ЛА.

    Обсуждение данных и выводов следует вести в открытых темах.
    Last edited 06-07-2009, 01:57 PM.
    Я не смотрю телевизор
    ЧИЖ

    Вакансии в ED

    #2
    Сравнение виражных характеристик самолетов F-16CJ и МиГ-29

    Источники информации:
    F-16CJ - Performance data 1F-16CJ-1-1
    МиГ-29 - Практическая аэродинамика самолета МиГ-29

    Расчетные случаи.
    Данные для сравнения подбираются исходя из максимальной близости начальных условий, которые можно определить из соответствующих диаграмм, графиков и таблиц.

    Высота 1000 метров
    В данном расчетном случае сравниваются характеристики установившегося виража самолетов без внешних подвесок, на малой высоте, с запасом топлива 1500 кг для МиГ-29 и 1225 кг для F-16CJ, выполняемых на полном форсаже.

    F-16CJ
    Диаграмма Turn Performance - 5000 Feet (1524 м)
    Вес снаряженного самолета с пилотом, маслом, кислородом и двумя ПУ для ракет AIM-9 на концах крыла, без топлива - 19 300 фунтов (8 754 кг).
    Вес топлива - 2 700 фунтов (1225 кг).
    Расчетный вес самолета 22 000 фунтов (9 980 кг).

    Из диаграммы получаем максимальную угловую скорость установившегося виража без потери высоты (Ps=0) на высоте 5000 футов (1524 м) при весе самолета 22 000 фунтов и нормальной перегрузке 9g, скорости 0,8М - около 19 градусов в секунду. Диаграмма 1.

    МиГ-29
    Диаграмма "Радиус и время предельных виражей на высотах 1000 и 5000 метров".
    Вес топлива - 1 500 кг.
    Расчетный вес самолета - 13 000 кг.

    Из текста описания и диаграммы получаем время выполнения установившегося виража на высоте 1000 м, нормальной перегрузке 9g и скорости 750 км/ч по прибору - около 19 секунд. Диаграмма 2.
    Из этого времени вычисляется угловая скорость 360/19=19 градусов в секунду.

    Высота 5000 метров
    Находим угловую скорость установившегося виража для высоты 5000 метров.
    Для самолета F-16CJ из диаграммы Turn Performance - 15 000 Feet (4 571 м). Диаграмма 3.
    Для самолета МиГ-29 из диаграммы 2, но для кривой высоты 5000 м.

    F-16CJ - 14 градусов в секунду на скорости 0,87М и перегрузке 7g.
    МиГ-29 - время полного виража на высоте 5000 метров - 28, на скорости 750 км/ч по прибору.
    Из этого времени вычисляется угловая скорость 360/28=13 градусов в секунду.


    Вывод:
    виражные характеристики самолетов F-16CJ и МиГ-29 на малых и средних высотах практически равны
    (в пределах погрешности считывания данных).

    P.S.
    Масса F-16CJ исправлена после замечания
    http://forums.eagle.ru/showpost.php?...&postcount=384

    Дополнительно разместил диаграммы для F-16CJ на высотах 0 и 10 000, вес 26 000, дрэг индекс 50.
    Attached Files
    Last edited 01-29-2012, 01:49 PM.
    Я не смотрю телевизор
    ЧИЖ

    Вакансии в ED

    Comment


      #3
      Сравнение разгонных характеристик F-16CJ и Миг-29

      Источники информации:
      F-16CJ - Performance data 1F-16CJ-1-1
      МиГ-29 - Практическая аэродинамика самолета МиГ-29

      Расчетный случай
      Горизонтальный разгон самолета со скорости 200 KIAS (370 км/ч) до 650 KIAS (1200 км/ч) на высоте 1000 метров, на полном форсаже.
      Самолеты без внешних подвесок с половинным запасом топлива.
      F-16 - расчетный вес самолета 22 000 фунтов (9 979 кг).
      МиГ-29 - расчетный вес самолета - 13 000 кг.

      Разгон характеризуется временем затрачиваемым на изменение скорости от 370 до 1200 км/ч.

      F-16CJ

      Данные взяты из таблиц MAX AB Accelerations (Ускорение на полном форсаже).

      К сожалению данные для высоты 1000 м (расчетный случай) нет, поэтому придется интерполировать из таблицы для уровня моря и таблицы для высоты 10 000 футов (3 км). Также придется интерполировать данные для веса 22 000 фунтов из данных 20 000 фунтов и 24 000 фунтов.

      Итак.
      Рассмотрим таблицу 1, Sea Level (0 метров), DRAG INDEX 0. При весе 20 000 фунтов самолет F-16CJ ускоряется с 200 до 650 KIAS - 19 секунд (в синем квадрате). При весе 24 000 фунтов - 22 секунды.
      Время для веса 22 000 фунтов рассчитываем (19+22)/2=20,5 секунд.

      Рассмотрим таблицу 2, 10 000 футов (3048 метров), DRAG INDEX 0. При весе 20 000 фунтов самолет F-16CJ ускоряется с 200 до 650 KIAS - 28 секунд (в синем квадрате). При весе 24 000 фунтов - 34 секунды.
      Время для веса 22 000 фунтов рассчитываем (28+34)/2= 31 секунда.

      При линейной интерполяции время разгона самолета F-16CJ на высоте 1000 метров составляет 24 секунды.

      МиГ-29

      Для нахождения времени разгона МиГ-29 воспользуемся диаграммой "Характеристика разгона самолета на высоте 1000 метров". Диаграмма 3.

      Рассматриваем кривую времени для режима полного форсажа.
      Время разгона самолета МиГ-29 составляет 28-4= 24 секунды.

      Вывод:
      разгонные характеристики самолетов F-16CJ и МиГ-29 без внешних подвесок, в режиме полного форсажа, на высоте 1000 метров, в диапазоне 370...1200 км/ч равны.
      (в пределах погрешностей считывания данных)
      Attached Files
      Last edited 06-11-2009, 07:05 AM.
      Я не смотрю телевизор
      ЧИЖ

      Вакансии в ED

      Comment


        #4
        Сравнение скоростей крена самолетов МиГ-29 и МиГ-23МЛ

        Источники информации:
        МиГ-29 - Практическая аэродинамика самолета МиГ-29
        МиГ-23МЛ - Практическая аэродинамика самолета МиГ-23МЛ и МИГ-23УБ


        МиГ-29 (Диаграмма 1)
        Высота 1 км.
        0,4М - 100 гр/сек
        0,8М - 160 гр/сек
        1,3М - 60 гр/сек

        Высота 5 км
        0,4М - 50 гр/сек
        0,9М - 150 гр/сек
        1,3М - 85 гр/сек

        Далее, с ростом М, располагаемая скорость крена МиГ-29 падает.


        МиГ-23МЛ (Диаграмма 2)
        Для угла стреловидности крыла 45 гр.

        Высота 0 км.
        0,5М - 100 гр/сек
        0,8М - 170 гр/сек
        1,1М - 200 гр/сек

        Высота 5 км.
        0,5М - 90 гр/сек
        0,8М - 150 гр/сек
        1,1М - 190 гр/сек
        1,5М - 260 гр/сек

        Вывод: МиГ-23МЛ примерно равен самолету МиГ-29 в располагаемых скоростях крена на дозвуковой скорости и значительно превосходит последнего на сверхзвуке.
        Attached Files
        Я не смотрю телевизор
        ЧИЖ

        Вакансии в ED

        Comment


          #5
          Сравнение горизонтальной маневренности самолетов МиГ-23МЛ и F-4E

          Угловая скорость установившегося разворота

          Источники информации
          МиГ-23МЛ - "Практическая аэродинамика самолета МиГ-23МЛ и МиГ-23УБ"
          F-4E - TO 1F-4E-1

          Расчетные случаи:
          Самолет МиГ-23МЛ с остатком топлива 1660 кг и двумя ракетами Р-23. Вес 12 750 кг.
          Самолет F-4E с остатком топлива 4092 кг и четырьмя ракетами AIM-7. Вес 19 400 кг.

          МиГ-23МЛ
          Из графика на странице 245 (Время выполнения предельного правильного виража самолета, Диаграмма 1) берем минимальное (лучшее) время виража выполняемого на полном форсаже, с углом стреловидности крыла 45 гр.:
          на высоте 1000 м - 27 сек;
          на высоте 10000 м - 78 сек.

          Вычисляем угловую скорость
          1000 м 360/27= 13,3 гр/с.
          10000 м 360/78 = 4,6 гр/с.

          F-4E
          Из графика Sustained G-turn capabilities (Диаграмма 2) берем максимальную угловую скорость установившегося виража выполняемого на полном форсаже:
          на высоте 1000 м - 13,5 гр/с.
          на высоте 10500 м - 4,3 гр/с.

          Вывод:
          самолеты F-4E и МиГ-23МЛ равны по угловой скорости установившегося разворота при указанных весах и нагрузках.


          Тем не менее F-4E незначительно превосходит МиГ-23МЛ в радиусе виража, 950 метров против 1150 м.
          Attached Files
          Я не смотрю телевизор
          ЧИЖ

          Вакансии в ED

          Comment


            #6
            Сравнение разгонных характеристик самолетов МиГ-23МЛ и F-4E

            Время разгона в горизонтальном полете на малой высоте (1000 м) на режиме полного форсажа.

            Источники информации:
            МиГ-23МЛ - "Практическая аэродинамика самолета МиГ-23МЛ и МиГ-23УБ"
            F-4E - TO 1F-4E-1

            Расчетные случаи:
            Самолет МиГ-23МЛ с остатком топлива 1660 кг и двумя ракетами Р-23. Вес 12 750 кг.
            Самолет F-4E с остатком топлива 2800 кг и четырьмя ракетами AIM-7. Вес 18 128 кг (40 000 фт).

            МиГ-23МЛ
            Из графика на странице 227 (Диаграмма 1, для крыла 72 градуса) находим время разгона самолета со скорости 600 км/ч (0,5М) до скорости 900 км/ч (0,75М) - 12 секунд (оранжевая отметка).

            F-4E
            Смотрим на график Low Altitude Acceleration (Диаграмма 2).
            Для расчета времени разгона нам сначала нужно узнать Drag Index самолета с четырьмя ракетами AIM-7.

            По таблице Airplane Loading находим Drag Index для одно ракеты AIM-7 (1.3) и умножаем на 4, получается 5,2.
            На самом деле Drag Index ракет на конформной подвеске очень незначителен и почти не влияет на разгон.

            Возвращаемся в таблицу Low Altitude Acceleration и смотрим время разгона с 0,5 до 0,75 М по столбцу Drag Index 0 на высоте 4000 фт (1200 м), получается 0,22 минуты (Какой идиот придумал мерить время в долях минуты?). Пересчитываем 0,22 минуты в секунды, получается 13,2 секуды.

            Я пренебрег Drag Index влияние которого минимально за счет того, что расчетная высота 1200 метров немного выше миговской 1000 м. Пренебрегли индексом, но увеличили высоту, в итоге получаются где-то одинаковые условия.

            Вывод:
            МиГ-23МЛ имеет некоторое преимущество перед F-4E в разгоне на малой высоте, от скорости 600 км/ч до скорости 900 км/ч - 12 против 13,2 секунд.
            Attached Files
            Я не смотрю телевизор
            ЧИЖ

            Вакансии в ED

            Comment


              #7
              Сравнение набора заданной высоты 10 000 м в режиме полного форсажа МиГ-23МЛ/МФ и F-4E

              Источники информации:
              МиГ-23МЛ - "Практическая аэродинамика самолета МиГ-23МЛ и МиГ-23УБ"
              МиГ-23МФ - "МиГ-23МФ Характеристики летно-технические" (Польша)
              F-4E - TO 1F-4E-1

              Много хлопот для проведения сравнительного анализа доставляет разный формат даных принятый в нашей и их документации. Тем не менее можно кое-что сравнить при одинаковых условиях.

              Расчетные случаи:
              Самолет МиГ-23МЛ/МФ с неизвестным остатком топлива и двумя ракетами Р-23.
              Самолет F-4E с полной заправкой топливом и 4-мя ракетами AIM-7. Вес 20 542 кг (~45 000 фунтов).


              МиГ-23МЛ
              Для анализа была взята диаграмма "Время набора высоты по оптимальным программам" (стр. 204, Диаграмма 1). В этой диаграмме представалены три разные программы набора, но нас интересует только программа №2 с максимальной скоростью набора на ПФ с крылом 72 гр.

              По диаграмме видно, что время набора высоты составляет около 110 секунд, но в тексте на предыдущей странице говорится о времени 1,7-1,8 минуты (врезку этой фразы я поместил на диаграмму).
              Принимаем лучшее значение 1,7 мин (102 сек).

              МиГ-23МФ
              Тоже самое (Диаграмма 2).
              Время набра высоты 10 000 м на полном форсаже с двумя ракетами Р-23 составляет около 140 секунд.

              F-4E
              Для определения времени набора высоты 10 000 метров воспользуемся диаграммой TIME TO CLIMB maximum thrust (Диаграмма 3).

              Для того чтобы получить время нужно знать так называемый DRAG INDEX (индекс сопротивления) который зависит от количества и номенклатуры оружия на подвесках самолета.

              4 ракеты AIM-7 на конформных узлах подвески под фюзеляжем дают DRAG INDEX всего 5,2 (кому интересно, индекс расчитывается по 3-й таблице из моего поста №71). Это очень небольшое значение и для ряда диаграм этим вообще можно пренебречь.

              Далее вычисляем время набора высоты.
              Задаем вес 45 000 фунтов, следуем влево до пересечения с линией заданной высоты (33 тыс футов между 32 и 34 тыс футов),
              далее вниз до пересечения с линией DRAG INDEX - 5,2, это очень близко к нулю, и далее следуем вправо на шкалу времени.

              Время набора ~ 1,35 мин (81 сек).

              Вывод:
              самолет F-4E превосходит во времени набора высоты 10 000 метров (81 секунда) самолеты МиГ-23МЛ (102 секунды) и МиГ-23МФ (140 секунд).


              P.S.
              ИМХО, делать из этого вывод о максимальной вертикальной скорости самолетов нельзя, т.к. тут возможны разные варианты.
              Из этого ясно только одно, что средняя вертикальная скорость на участке набора до высоты 10 км у Фантома выше.
              Attached Files
              Я не смотрю телевизор
              ЧИЖ

              Вакансии в ED

              Comment


                #8
                Сравнение разгонных характеристик самолетов МиГ-23МЛ и F-16CJ

                Итак, разгонные характеристики F-16CJ в тех же условиях, для которых расчитывались разгонные характеристики МиГ-23МЛ и F-4E в посте № 3.

                Источники информации:
                МиГ-23МЛ - "Практическая аэродинамика самолета МиГ-23МЛ и МиГ-23УБ"
                F-16CJ - TO 1F-16CJ-1-1.

                Расчетные случаи:
                Высота 1000 метров.
                Самолет МиГ-23МЛ с остатком топлива 1660 кг и двумя ракетами Р-23. Вес 12 750 кг.
                Самолет F-16CJ с остатком топлива 2650 кг и четырьмя ракетами AIM-9L. Вес 10 900 кг (24 000 фнт).

                МиГ-23МЛ
                Возьмем расчитанные данные из поста №6.
                Время разгона самолета со скорости 600 км/ч (0,5М) до скорости 900 км/ч (0,75М) - 12 секунд.

                F-16CJ
                Обратимся к таблицам MAX AB Accelerations (Диаграммы 1 и 2 из поста №3, ускорение на полном форсаже).
                К сожалению таблицы для высоты 1000 м (условия задачи) нет, поэтому придется интерполировать из таблицы для уровня моря и таблицы для высоты 3 км.

                Для того чтобы начать расчеты мне пришлось вычислить DRAG INDEX для ракет. Две концевые ракеты входят в базовый индекс самолета (как ни странно даже их масса входит в массу пустого самолета). Дополнительные две ракеты на точках подвески 2 и 8 (рядом с оконцовками консолей крыла), дают вместе DRAG INDEX - 22 и дополнительный вес 280 кг. (Если кто хочет покопаться в деталях - могу выложить эти страницы.)

                Таблицы нужно выбирать по DRAG INDEX, но с этим значением 22 мы попали как раз между 2-х таблиц с DRAG INDEX 0 и 50. Я взял на всякий случай таблицу с DRAG INDEX 50.

                Другая засада заключается в том, что в таблице нет точных значений разгона самолета для скоростей 0,5 и 0,75 М. Придется интерполировать из ближайших.

                Итак. Берем таблицы для DRAG INDEX 50 и смотрим столбец для веса 24 000 фунтов.
                На уровне моря самолет F-16CJ ускоряется с 0,53 до 0,76М - 15-8=7 секунд.
                На высоте 3 км (10 000 футов) самолет F-16CJ ускоряется с 0,54 до 0,8М - 18-8=10 секунд.

                В результате можно вполне предположить, что самолет на высоте 1000 м ускоряется с 0,5 до 0,75М за 8 секунд.

                Вывод:
                F-16CJ имеет преимущество перед МиГ-23МЛ в разгоне на малой высоте, от скорости 600 км/ч до скорости 900 км/ч - 8 против 12 секунд.
                Я не смотрю телевизор
                ЧИЖ

                Вакансии в ED

                Comment


                  #9
                  Сравнение горизонтальной маневренности самолетов МиГ-23МЛ и F-16CJ

                  Угловая скорость установившегося разворота.

                  Источники информации:
                  МиГ-23МЛ - "Практическая аэродинамика самолета МиГ-23МЛ и МиГ-23УБ"
                  F-16CJ - TO 1F-16CJ-1-1.

                  Расчетные случаи:
                  Самолет МиГ-23МЛ с остатком топлива 1660 кг и двумя ракетами Р-23. Вес 12 750 кг.
                  Самолет F-16CJ с остатком топлива 3550 кг и четырьмя ракетами AIM-9L. Вес 11 800 кг (26 000 фнт).

                  МиГ-23МЛ
                  Возьмем данные из поста №5.

                  Угловая скорость
                  1000 м (крыло 45 град) = 13,3 гр/с.
                  10000 м (крыло 45 град) = 4,6 гр/с.

                  F-16CJ
                  Рассмотрим диаграммы Turn Performans для следующих условий:
                  Drag Index = 50 (на самом деле в нашем случае нужно 22, но разница примерно компенсируется тем, что данные по F-16 даются на 1 км ниже данных по МиГу).
                  Вес = 26 000 фунтов (11 800 кг).
                  Стандартный день (атмосферные условия).
                  Режим двигателя - полный форсаж.

                  Берем две диаграммы для уровня моря и для высоты 30 000 футов (9000 м.) и находим наилучшие (наибольшие) угловые скорости (Диаграмма 1 и Диаграмма 2).
                  На самом деле это нетрудно сделать, т.к. на диаграммах они выделены.
                  На высоте 0 м - 18,2 гр/сек
                  На высоте 9000 м - 6,4 гр/сек.

                  Вывод:
                  у земли самолет F-16CJ имеет преимущество по угловой скорости разворота над МиГ-23МЛ при указанных весах и нагрузках, 18,2 против 13,3 гр/с (1,36).
                  На высоте 10 000 м самолет F-16CJ имеет преимущество в угловой скорости разворота над МиГ-23МЛ при указанных весах и нагрузках, 6,4 против 4,6 гр/с. (1,4)
                  Attached Files
                  Я не смотрю телевизор
                  ЧИЖ

                  Вакансии в ED

                  Comment


                    #10
                    Сравнение горизонтальной маневренности и разгонных характеристик F-16A и F-16C

                    Сравнение и анализ от Sky Dron
                    Взято с форума авиабазы Крона:
                    http://forums.airbase.ru/2009/03/t55...niya.3260.html



                    Вспомнл тут что как то обещал выложить данные о маневренности "ранних"
                    и "позних" F-16.

                    Данных таких много , но для примера приведу несколько графиков характеристик F-16A block 15 и F-16C block 52.

                    Конкретно - скорость разворота в горизонтальной плоскость (определяющая характеристика горизонтальной маневренности) и разгонные характеристики - основа вертикальной маневренности и скороподьемности.

                    Приаттачу только графики для высоты 5000фт. и на уровне моря.

                    Разница в характеристиках этих модификаций на бОльших высотах (вплоть до 45тыс. фт.) сохраняется практически постоянной , при соответствующем снижении показателей у обоих.

                    Итак :

                    F-16A block15 - вес пустого - 16800фн.(7560кг.) масса топлива во ВТБ - 7162фн. (3222 кг.) , боевая нагрузка на внешних узлах - 4 УР AIM-9M.


                    F-16C block 52 - вес пустого 19636фн./8836 кг. , масса топлива во ВТБ 7162фн./3222 кг.(т.е. аналогично block 15) , нагрузка на внешних узлах подвески - 2 УР AIM-9M + 2 УР AIM-120A + контейнер со станцией РЭП AN/ALQ-133.

                    Приведены графики характеристик при работе двигателей на полном форсаже (max AB) , на других режимах разница в характеристиках практически такая же.

                    Скорость разворота в горизонтальной плоскости :

                    - На графиках все видно , но для примера возьмем наилучшие характеристики для обоих самолетов при прочих равных.

                    F-16A block 15 на высоте 5000фт. наиболее быстро разворачиваеться в горизонтальной плоскости на скорости М=0,7 - 21,3 гр/сек. , т.е. полный неустановившийся разворот на 360 гр. самолет выполняет минимум за 16,9 сек. при перегрузке более +8g.


                    F-16C block 52 соответственно имеет лучший показатель 19,8 гр./сек. при тех же условиях , т.е. полный разворот на 360гр. выполнит минимум за 18,2 сек. при перегрузке более +8g.

                    Как видим разница незначительна - выигрыш F-16A чисто номинальный и он едва ли может быть реализован на практике , особенно при тех самых +8g.

                    Графики для других высот постить не буду , напишу "лучшие" цифры для обоих. :

                    F-16A block 15 / F-16C block 52 соответственно :

                    Высота : 10тыс. фт. - 19,6/18,2 гр/сек.
                    15 тыс. фт. - 18,0/16,8 гр/сек
                    20 тыс. фт. - 16,6/15,3 гр/сек
                    30 тыс. фт. - 15,1/13,9 гр/сек
                    .......

                    и т.д.

                    Разгонные характеристико коментировать не буду - для всех случаев F-16C block 52 несмотря на бОльшую массу и несколько большее лобовое сопротивление (доп. контейнер + чуть более массивные ракеты) имеет некоторое приимущество за счет более мощного двигателя.


                    Очевидно что никакой речи о том что "поздние F-16 - "не истребители" быть не может.

                    Block 52 на фоне одного из лучших "ранних" F-16 незначительно уступает в горизонтальном маневре , немного привосходит в разгонных характеристиках и скороподьемности (т.е. можно сказать что в вертикальном маневре) + имеет более совершенное БРЭО и вооружение.

                    Если взять другие "поздние" моды F-16 имеющиеся в USAF (block30-50) то там все практически так же - несмотря на некоторые колебания в массе самолетов.

                    Особо отмечу что характеристики всех одноместных моделей F-16 практически эквивалентны характеристикам соответствующих "спарок".
                    Attached Files
                    Last edited 06-23-2009, 07:44 PM.
                    Я не смотрю телевизор
                    ЧИЖ

                    Вакансии в ED

                    Comment


                      #11
                      Виражные характеристики МиГ-21БИС и F-5E

                      Характеристики виража МиГ-21БИС и F-5E с двумя ракетами ближнего боя.

                      Источники:
                      Самолет МИГ-21БИС (75А) Техническое описание. Книга 1. ЛТХ.
                      T.O. 1F-5E-1 F-5E/F Flight Manual

                      На высоте 1500 метров время установившегося виража у обоих самолетов одинакого и составляет 27 секунд в районе 0,8М.
                      Но на высоте 9 км, время виража заметно различается:
                      МиГ-21 - 78 секунд.
                      F-5E - 63 секунды.

                      На малой высоте:
                      МиГ-21БИС
                      Радиус установившегося виража самолета МиГ-21БИС с максимальной угловой скоростью на высоте 1000 м, скорости 0,75М, чрезвычайном режиме работы двигателя составляет 1150 м.
                      F-5E
                      Радиус установившегося виража самолета F-5E с максимальной угловой скоростью на высоте 1500 м, скорости 0,72М, режим работы двигателя полный форсаж составляет 1050 м.

                      На большой высоте:
                      МиГ-21БИС

                      Радиус установившегося виража самолета МиГ-21БИС с максимальной угловой скоростью на высоте 11000 м, скорости 0,9М, режим работы двигателя полный форсаж составляет 4500 м.
                      F-5E
                      Радиус установившегося виража самолета F-5E с максимальной угловой скоростью на высоте 9000 м, скорости 0,8М, режим работы двигателя полный форсаж составляет 2500 м.


                      На всех высотах наблюдается преимущество F-5E в радиусе установившегося виража. С увеличением высоты преимущество возрастает F-5E. Сказывается более мощная механизация крыла.

                      На малых высотах 1000-1500 метров угловые скорости установившегося разворота у самолетов практически равны и составляют 13,3 гр/сек.
                      На высоте 9000 метров самолет F-5E имеет преимущество в угловой скорости установившегося разворота 5,8 гр/сек против 4,6 гр./сек. у МиГ-21бис.



                      Ниже приведены диаграммы для самолета МиГ-21бис.

                      1. Ищем скорость самолета с наименьшим временем выполнения установившегося виража (максимальная угловая скорость) для высоты 1 км - 0,75м
                      2. Ищем скорость самолета с наименьшим временем выполнения установившегося виража (максимальная угловая скорость) для высоты 9 и 11 км. - 0,9М
                      3. Ищем для высоты 1 км и скорости 0,75М радиус виража - 1150 м.
                      4. Ищем для высоты 11 км и скорости 0,9М радиус виража - 4500 м.

                      Диаграммы для самолета F-5E в посте №17
                      http://forums.eagle.ru/showpost.php?...4&postcount=17
                      Attached Files
                      Last edited 02-24-2010, 08:32 PM.
                      Я не смотрю телевизор
                      ЧИЖ

                      Вакансии в ED

                      Comment


                        #12
                        Сравнение разгонных характеристик самолетов МиГ-21БИС и F-5E

                        Источники:
                        Самолет МИГ-21БИС (75А) Техническое описание. Книга 1. ЛТХ.
                        T.O. 1F-5E-1 F-5E/F Flight Manual

                        Расчетный случай:
                        - Снаряженный самолет с летчиком и полным боезапасом к пушке (пушкам).
                        - Половинный запас топлива внутренних баков.
                        - Две ракеты ближнего боя.

                        МиГ-21БИС
                        250 30мм снарядов к пушке, 1270 кг топлива, 2 ракеты Р-13М.
                        Общий вес 7500 кг.

                        F-5E
                        560 20мм снярядов к пушкам, 1000 кг топлива, 2 ракеты AIM-9J.
                        Общий вес 6122 кг.

                        Разгонные характеристики самолетов

                        У земли
                        МиГ-21БИС

                        Время разгона от 0,5М до 0,9М на чрезвычайном режиме работы двигателя на высоте 1000 м составляет 21 секунду.
                        F-5E
                        Время разгона от 0,5М до 0,9М на полном форсаже на высоте 1000 м составляет 27 секунд.

                        На большой высоте
                        МиГ-21БИС

                        Время разгона от 1М до 1,5М на полном форсаже на высоте 13000 м составляет 250 секунд.
                        F-5E
                        Время разгона от 1М до 1,5М на полном форсаже на высоте 10800 м составляет 204 секунды.

                        Можно констатировать, что на малой высоте самолет МиГ-21БИС имеет преимущество во времени разгона, 21 против 27 секунд у F-5E.

                        В следствие того, что данные по разгону на большой высоте приведены для разных значений высот, сделать однозначные выводы затруднительно.
                        Но можно отметить, что самолет МиГ-21 из-за невозможности использовать на высотах более 4 км чрезвычайного режима двигателя имеет меньшую тяговооруженность чем у земли.
                        Я не смотрю телевизор
                        ЧИЖ

                        Вакансии в ED

                        Comment


                          #13
                          Сравнение времени набора высоты 10 000 м самолетов МиГ-21БИС и F-5E

                          Источники:
                          Самолет МИГ-21БИС (75А) Техническое описание. Книга 1. ЛТХ.
                          T.O. 1F-5E-1 F-5E/F Flight Manual

                          Расчетный случай:
                          - Снаряженный самолет с летчиком и полным боезапасом к пушке (пушкам).
                          - Полный запас топлива внутренних баков.
                          - Две ракеты ближнего боя.

                          МиГ-21БИС
                          250 30мм снарядов к пушке, 2400 кг топлива, 2 ракеты Р-13М.
                          Общий вес 8726 кг.

                          F-5E
                          560 20мм снярядов к пушкам, 2000 кг топлива, 2 ракеты AIM-9J.
                          Общий вес 7120 кг.

                          Время набора высоты 10 000 м
                          МиГ-21БИС
                          Время набора на режиме полный форсаж составляет 115 секунд.
                          F-5E
                          Время набора на режиме полный форсаж составляет 110 секунд.

                          Врямя набора высоты 10 км у сравнивамых самолетов практически одинаковое (в пределах ошибок чтения номограмм).
                          Я не смотрю телевизор
                          ЧИЖ

                          Вакансии в ED

                          Comment


                            #14
                            МиГ-21БИС и F-4E

                            Анализ от Вовчека
                            http://forums.airforce.ru/showpost.p...&postcount=458

                            МиГ-21БИС режим ЧР

                            Н=1000м
                            Миг-21БИС имел приемущество в вертикальной скорости.
                            С ростом скорости это приемущество возрастало и на скорости 1100 км/ч разница составляла величину порядка 17м/с

                            Предельная по тяге перегрузка.
                            До скорости 900 км/ч равные возможности,свыше 900км/ч приемущество переходит к МиГ-21БИС.

                            Н=5000м
                            До скорости 900 км/ч приемущество в вертикальной скорости у МиГ-21БИС,с увеличением скорости приемущество переходит к F-4E.

                            Предельная по тяге перегрузка.
                            До скорости 900 км/ч преимущество у F-4E, на скоростях более1000км/ч приемущество переходит к МиГ-21.

                            Сравнивать надо не с МиГ-21БИС,а с МиГ-21ПФМ,М,МФ. На этих, более ранних модификациях, вели воздушные бои с F-4.
                            Last edited 04-22-2011, 12:49 PM.
                            Я не смотрю телевизор
                            ЧИЖ

                            Вакансии в ED

                            Comment


                              #15
                              МиГ-21бис vs F-4E, сравнение тяговооруженности

                              Источники:
                              Самолет МИГ-21БИС (75А) Техническое описание. Книга 1. ЛТХ.
                              T.O. 1F-4E-1 F-4E Flight Manual

                              Расчетный случай: 50% внутреннего топлива, боекомплект пушки, 2 ракеты ближнего боя.

                              МиГ-21бис

                              Вес пустого, снаряженного, кг - 6326
                              Вес топлива 50%, кг - 1200
                              Вес БК пушки, кг - 95
                              Пилоны, кг - 116
                              Ракеты Р-3С, 2 шт., кг - 151

                              Стендовая тяга двигателя Р25-300, ЧР, кгс - 7100

                              Тяговооруженность - 0,90

                              F-4E

                              Вес пустого, снаряженного, кг - 14238
                              Вес топлива 50%, кг - 2963
                              Вес БК пушки, кг - 169
                              Пилоны, кг - 239
                              Ракеты AIM-9J, 2 шт., кг - 151

                              Стендовая тяга двигателя 2 х J79-GE-17, форсаж, кгс - 16180

                              Тяговооруженность - 0,91
                              Last edited 12-09-2009, 10:15 PM.
                              Я не смотрю телевизор
                              ЧИЖ

                              Вакансии в ED

                              Comment


                                #16
                                F-5E vs МиГ-21 оборудование

                                Сравнение от Вовчека
                                Взято с авиабазы Балансера
                                http://forums.airbase.ru/2006/01/t36...d-Phantom.html

                                Если говорим о историческом периоде 60-70ые годы. То БРЛС МиГ-21 слаба, для всех модификаций истребителя.
                                Если говорим о Копье, то надо сравнивать с конкретными существовавшими БРЛС уровня 90 годов для легких истребителей.

                                Во первых БРЛС Ф-5Е обеспечивала указанную "Militaristом" Дальность обнаружения при вероятности правильного обнаружения=0,85. Р=0,85 стандарт для американских БРЛС истребителей со второй половины 50-ых годов. Для Ф-4 тоже.
                                У МиГа вероятность правильного обнаружения=0,5, касается всех советских истребителей.
                                Помехозащищенность станции Ф-5 выше.
                                2. оптический прицел МиГ-21БИС не был сопряжен с БРЛС, В отличии от Ф-5. Со всеми вытекающими последствиями.
                                3. Гсн ракет на МиГе не получали целеуказания от БРЛС,кнюпеля, оптического прицела.Поэтому МиГ-21 для захвата цели ГСН ракет двигался по кривой погони.
                                В отличии от Фантомов ,Ф-5 которые получили такую возхможность еще в 1970-1971 годах. Во Вьетнаме Фантомы использовали этот режим в боях С МиГами.
                                4. Еще в годы ВОВ была разработана стандартная кабина истребителя, правда поршневого, так вот в ней обзор вперед вниз не менее 5 гр.
                                По нормам ОТТ ВВС - обзор вперед вниз 15 градусов. На советских истребителях С МиГ-15,17,19,21,23 25, Су-9,11,15 менее 5 градусов.
                                У ф-5 УГОЛ ОБЗОРА больше вперед вниз и в стороны.
                                5. При более высоких показателях станция Ф-5 имеет меньшие массово-габаритные характеристики. Что говорит о более высоком ее совершенстве.


                                1. Начиная с 1970 финансового года все выпускаемые Фантомы имели режим целеуказания на ГСН ракеты. Дорабатывались стоящие в строю Фантомы.
                                2. Для Флота ракеты AIM-9G и Н. Отличались углом целеуказания. На "Н" он был больше до 15 градусов увеличен. Кроме того увеличен угол сопровождения после захвата ГСН цели до пуска, по сравнению с моделью G.
                                ВВСовские Фантомы использовали ракету модели J c аналогичным режимом.
                                3. В БРЛС Ф-5E аналогичный режим присутствовал.

                                1. На МиГ-23М было также как на 21БИС.
                                2. Р-60 целеуказания не получала.
                                3 AIM-9J во Вьетнаме применялась,с расходом 31 ракета.


                                1. По вероятности правильного обнаружения.
                                Не в даваясь подробно в теорию радиолокации, кратко.
                                Есть такая величина, как параметр обнаружения, он определяет ОСНОВНЫЕ ТАКТИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ РЛС, ДАЛЬНОСТЬ, ВЕРОЯТНОСТЬ ПРАВИЛЬНОГО ОБНАРУЖЕНИЯ,ВЕРОЯТНОСТЬ ЛОЖНОЙ ТРЕВОГИ, ТОЧНОСТЬ ИЗМЕРЕНИЯ КООРДИНАТ.
                                КРОМЕ ТОГО СВЯЗЫВАЕТ ВЕРОЯТНОСТЬ ПРАВИЛЬНОГО ОБНАРУЖЕНИЯ И ВЕРОЯТНОСТЬ ЛОЖНОЙ ТРЕВОГИ.
                                Освежите свои знания по радиолокации

                                И сравните какая РЛС лучше:
                                № 1 Дальность обнаружения цели имеющей ЭОП=5кв=19км, при вероятности обнаружения 0,85.При этом вес и занимаемый объем в два раза меньше чем у станции №2.
                                №2 Дальность обнаружения цели имеющей ЭОП=5кв=16км, при вероятности обнаружения 0,5.
                                При этом массово габаритные характеристики оборудования, для легких истребителей, играют весьма важную роль. Это прежде всего занимаемые объемы, масса самолета. Когда на МиГ-21ПФ установили ЦД-30ТП ( модификация ЦД-30Т), пришлось изыскивать дополнительные объемы. В результате расширили закабинный отсек оборудования за счет емкости Бака№1. Емкость уменьшилась на 80 литров.

                                2. По прицелам.
                                Режим "НЕПОД"- объяснять надеюсь не надо.
                                Режим "ГИРО" "ГИРО 300" надеюсь тоже понятно.
                                - Для того чтобы счетно-решающее устройство выдало угол упреждения на отражатель в виде отклонения подвижной сетки, необходимо совместить неподвижную центральную марку прицела с целью и выдержать 2-3 сек,чтобы гироузел прицела запомнил угловую скорость линии визирования. Прицелы с зависимой линией визирования.
                                Дальность у американцев сразу выдавалась на отражатель, ввиде подвижной шкалы. У нас на стрелочный индикатор,что не удобно.
                                Кроме того у них прицелы со времен войны создавались на основе учета относительной скорости цели. При закрепленном луче в СРП есть дальность до цели и угловая скорость линии визирования. Сразу определяется относительная скорость и при вводе значения средней скорости снаряда - угол упреждения.
                                У нас Дальность не использовалась для расчета угла упреждения на прямую при закрепленном луче,так как прицелы на основе учета абсолютной скорости цели. Дальность выдавалась на стрелочный индикатор,а не на отражатель.

                                Прицелы с независимым управлением линии визирования.
                                Реализовано в Ф-5Е, Мираж Ф-1, Ф-4 выпуска после 69 года.
                                Станция сопровождает цель( после захвата) в некотором телесном угле по азимуту и углу места и выдает угловые поправки для отклонения непрерывного прицельной марки. В этом случае летчик совмещает прицельную марку с целью и открывает огонь. Возможность стрелять при больших перегрузках цели.
                                Кроме того угловые поправки поступали в ракету AIM-9 для принудительного разворота ГСН на цель.
                                Но могли работать и в полуавтоматическом режиме( прицел с зависимой линией визирования) когда от РЛС поступает дальность.
                                Так как у нас на МиГ-23М и МиГ-21 прицел с зависимой линией визирования, только режим закрепленного луча, где поступает дальность и скоорость изменения дальности. ГСН целеуказания по углам не получали.
                                Хотя в Р-60 было предусмотрено целеуказание.
                                3.Прогноз дорожки на МЛД не было.

                                4.На угол обзора они обратили внимание еще с Ф-86. Кроме того они обратили внимание еще на то, о чем Поликарпов еще сказал в 1940году, а у нас проигнорировали.
                                Поликарпов сказал следущее: Растет нагрузка на крыло, повышай несущие свойства ( повышай Су допустимый) и добивайся корневого срыва.
                                Мы на МиГ-23МЛД реализовали то,о чем он говорил 1940году.
                                Last edited 02-20-2010, 08:51 PM.
                                Я не смотрю телевизор
                                ЧИЖ

                                Вакансии в ED

                                Comment


                                  #17
                                  Диаграммы для самолета F-5E к посту №11

                                  Originally posted by Chizh View Post
                                  Характеристики виража МиГ-21БИС и F-5E с двумя ракетами ближнего боя.

                                  Источники:
                                  Самолет МИГ-21БИС (75А) Техническое описание. Книга 1. ЛТХ.
                                  T.O. 1F-5E-1 F-5E/F Flight Manual

                                  На высоте 1500 метров время установившегося виража у обоих самолетов одинакого и составляет 27 секунд в районе 0,8М.
                                  Но на высоте 9 км, время виража заметно различается:
                                  МиГ-21 - 78 секунд.
                                  F-5E - 63 секунды.

                                  На малой высоте:
                                  МиГ-21БИС
                                  Радиус установившегося виража самолета МиГ-21БИС с максимальной угловой скоростью на высоте 1000 м, скорости 0,75М, чрезвычайном режиме работы двигателя составляет 1150 м.
                                  F-5E
                                  Радиус установившегося виража самолета F-5E с максимальной угловой скоростью на высоте 1500 м, скорости 0,72М, режим работы двигателя полный форсаж составляет 1050 м.

                                  На большой высоте:
                                  МиГ-21БИС

                                  Радиус установившегося виража самолета МиГ-21БИС с максимальной угловой скоростью на высоте 11000 м, скорости 0,9М, режим работы двигателя полный форсаж составляет 4500 м.
                                  F-5E
                                  Радиус установившегося виража самолета F-5E с максимальной угловой скоростью на высоте 9000 м, скорости 0,8М, режим работы двигателя полный форсаж составляет 2498 м.

                                  На всех высотах наблюдается преимущество F-5E в радиусе установившегося виража. С увеличением высоты преимущество возрастает F-5E. Сказывается более мощная механизация крыла.


                                  Ниже приведены диаграммы для самолета МиГ-21бис.

                                  1. Ищем скорость самолета с наименьшим временем выполнения установившегося виража (максимальная угловая скорость) для высоты 1 км - 0,75м
                                  2. Ищем скорость самолета с наименьшим временем выполнения установившегося виража (максимальная угловая скорость) для высоты 9 и 11 км. - 0,9М
                                  3. Ищем для высоты 1 км и скорости 0,75М радиус виража - 1150 м.
                                  4. Ищем для высоты 11 км и скорости 0,9М радиус виража - 4500 м.
                                  Диаграммы для самолета F-5E
                                  1. Ищем минимальный радиус установившегося разворота на высоте 5000 ft (1500 м) - 1067 м.
                                  2. Ищем минимальный радиус установившегося разворота на высоте 30 000 ft (9144 м) - 2498 м.
                                  Attached Files
                                  Last edited 02-25-2010, 10:29 AM.
                                  Я не смотрю телевизор
                                  ЧИЖ

                                  Вакансии в ED

                                  Comment


                                    #18
                                    Сравнение F-16 и МиГ-29 от командира немецкой эскадрильи МиГ-29 Lt. Col. Johann Köck

                                    http://forums.eagle.ru/showthread.ph...586#post908586

                                    I've got over 500 hours in the MiG-29 and 2000 hours in the F-16 (I also flew the F-15A/C and the F-5E). The following is an excerpt from a research papaer I wrote while working on a Master's Degree in aerospace engineering. Bottom line: F16 (and F-15) good, MiG-29 bad.

                                    MiG-29 Fulcrum Versus F-16 Viper

                                    The baseline MiG-29 for this comparison will be the MiG-29A (except for 200 kg more fuel and an internal jammer, the MiG-29C was not an improvement over the MiG-29A), as this was the most widely deployed version of the aircraft. The baseline F-16 will be the F-16C Block 40. Although there is a more advanced and powerful version of the F-16C, the Block 40 was produced and fielded during the height of Fulcrum production.

                                    A combat loaded MiG-29A tips the scales at approximately 38, 500 pounds. This figure includes a full load of internal fuel, two AA-10A Alamo missiles, four AA-11 Archer missiles, 150 rounds of 30mm ammunition and a full centerline 1,500 liter external fuel tank. With 18,600 pounds of thrust per engine, this gives the Fulcrum a takeoff thrust-to-weight ratio of 0.97:1. A similarly loaded air-to-air configured F-16 Block 40 would carry four AIM-120 AMRAAM active radar-guided missiles, two AIM-9M IR-guided missiles, 510 rounds of 20mm ammunition and a 300 gallon external centerline fuel tank. In this configuration, the F-16 weighs 31,640 pounds. With 29,000 pounds of thrust, the F-16 has a takeoff thrust-to-weight ratio of 0.92:1. The reader should be cautioned that these thrust-to-weight ratios are based on uninstalled thrust. Once an engine is installed in the aircraft, it produces less thrust than it does on a test stand due to the air intake allowing in less air than the engine has available on the test stand.
                                    The actual installed thrust-to-weight ratios vary based on the source. On average, they are in the 1:1 regime or better for both aircraft. The centerline fuel tanks can be jettisoned and probably would be if the situation dictated with an associated decrease in drag and weight and an increase in performance.

                                    Speed

                                    Both aircraft display good performance throughout their flight regimes in the comparison configuration. The MiG-29 enjoys a speed advantage at high altitude with a flight manual limit of Mach 2.3. The F-16’s high altitude limit is
                                    Mach 2.05 but this is more of a limit of inlet design. The MiG-29 has variable geometry inlets to control the shock wave that forms in the inlet and prevent supersonic flow from reaching the engine. The F-16 employs a simple fixed-geometry inlet with a sharp upper lip that extends out beyond the lower portion of the inlet. A shock wave forms on this lip and prevents the flow in the intake from going supersonic. The objective is to keep the air going into the engine subsonic unlike a certain ‘subject matter expert’ on this website who thinks that the air should be accelerated to even higher speeds than the aircraft is traveling. Supersonic air in the compressor section? That’s bad.

                                    Both aircraft have the same indicated airspeed limit at lower altitudes of
                                    810 knots. This would require the centerline tanks to be jettisoned. The placard limits for the tanks are 600 knots or Mach 1.6 (Mach 1.5 for the MiG-29) whichever less is. It was the researcher’s experience that the MiG-29 would probably not reach this limit unless a dive was initiated. The F-16 Block 40 will easily reach 800 knots on the deck. In fact, power must be reduced to avoid exceeding placard limits. The limit is not thrust, as the F-16 has been test flown on the plus side of 900 knots. The limit for the F-16 is the canopy. Heating due to air friction at such speeds will cause the polycarbonate canopy to get soft and ultimately fail.

                                    Turning Capability

                                    The MiG-29 and F-16 are both considered 9 G aircraft. Until the centerline tank is empty, the Fulcrum is limited to four Gs and the Viper to seven Gs. The
                                    MiG-29 is also limited to seven Gs above Mach 0.85 while the F-16, once the centerline tank is empty (or jettisoned) can go to nine Gs regardless of airspeed or Mach number. The MiG-29’s seven G limit is due to loads on the vertical stabilizers. MAPO has advertised that the Fulcrum could be stressed to 12 Gs and still not hurt the airframe. This statement is probably wishful and boastful. The German Luftwaffe, which flew its MiG-29s probably more aggressively than any other operator, experienced cracks in the structure at the base of the vertical tails. The F-16 can actually exceed nine Gs without overstressing the airframe. Depending on configuration, momentary overshoots to as much as 10.3 Gs will not cause any concern with aircraft maintainers.

                                    Handling

                                    Of the four fighters I have flown, the MiG-29 has by far the worst handling qualities. The hydro-mechanical flight control system uses an artificial feel system of springs and pulleys to simulate control force changes with varying airspeeds and altitudes. There is a stability augmentation system that makes the aircraft easier to fly but also makes the aircraft more sluggish to flight control inputs. It is my opinion that the jet is more responsive with the augmentation system disengaged. Unfortunately, this was allowed for demonstration purposes only as this also disengages the angle-of-attack (AoA) limiter. Stick forces are relatively light but the stick requires a lot of movement to get the desired response. This only adds to sluggish feeling of the aircraft. The entire time you are flying, the stick will move randomly about one-half inch on its own with a corresponding movement of the flight control surface. Flying the Fulcrum requires constant attention. If the pilot takes his hand off the throttles, the throttles probably won't stay in the position in which they were left. They'll probably slide back into the 'idle' position.

                                    The Fulcrum is relatively easy to fly during most phases of flight such as takeoff, climb, cruise and landing. However, due to flight control limitations, the pilot must work hard to get the jet to respond the way he wants. This is especially evident in aggressive maneuvering, flying formation or during attempts to employ the gun. Aerial gunnery requires very precise handling in order to be successful. The MiG-29’s handling qualities in no way limit the ability of the pilot to perform his mission, but they do dramatically increase his workload. The F-16’s quadruple-redundant digital flight control system, on the other hand, is extremely responsive, precise and smooth throughout the flight regime.

                                    There is no auto-trim system in the MiG-29 as in the F-16. Trimming the aircraft is practically an unattainable state of grace in the Fulcrum. The trim of the aircraft is very sensitive to changes in airspeed and power and requires constant attention. Changes to aircraft configuration such as raising and lowering the landing gear and flaps cause significant changes in pitch trim that the pilot must be prepared for. As a result, the MiG-29 requires constant attention to fly. The F-16 auto-trims to one G or for whatever G the pilot has manually trimmed the aircraft for.

                                    The MiG-29 flight control system also has an AoA limiter that limits the allowable AoA to 26°. As the aircraft reaches the limit, pistons at the base of the stick push the stick forward and reduce the AoA about 5°. The pilot has to fight the flight controls to hold the jet at 26°. The limiter can be overridden, however, with about 17 kg more back pressure on the stick. While not entirely unsafe and at times tactically useful, care must be taken not to attempt to roll the aircraft with ailerons when above 26° AoA. In this case it is best to control roll with the rudders due to adverse yaw caused by the ailerons at high AoA. The F-16 is electronically limited to 26° AoA. While the pilot cannot manually override this limit it is possible to overshoot under certain conditions and risk departure from controlled flight. This is a disadvantage to the F-16 but is a safety margin due its lack of longitudinal stability. Both aircraft have a lift limit of approximately
                                    35° AoA.

                                    Combat Scenario

                                    The ultimate comparison of two fighter aircraft comes down to a combat duel between them. After the Berlin Wall came down the reunified Germany inherited 24 MiG-29s from the Nationale Volksarmee of East Germany. The lessons of capitalism were not lost on MAPO-MiG (the Fulcrum’s manufacturer) who saw this as an opportunity to compare the Fulcrum directly with western types during NATO training exercises. MAPO was quick to boast how the MiG-29 had bested F-15s and F-16s in mock aerial combat. They claimed a combination of the MiG’s superior sensors, weapons and low radar cross section allowed the Fulcrum to beat western aircraft. However, much of the early exploitation was done more to ascertain the MiG-29’s capabilities versus attempting to determine what the outcome of actual combat would be. The western press was also quick to pick up on the theme. In 1991, Benjamin Lambeth cited an article in Jane’s Defence Weekly which stated that the German MiG-29s had beaten F-16s with simulated BVR range shots of more than 60 km. How was this possible when the MiG-29 cannot launch an AA-10A Alamo from outside about 25 km? Was this a case of the fish getting bigger with every telling of the story? The actual BVR capability of the MiG-29 was my biggest disappointment. Was it further exposure to the German Fulcrums in realistic training that showed the jet for what it truly is? It seems that MAPO’s free advertising backfired in the end as further orders were limited to the 18 airplanes sold to Malaysia.
                                    Я не смотрю телевизор
                                    ЧИЖ

                                    Вакансии в ED

                                    Comment


                                      #19
                                      Продолжение.

                                      If F-16Cs and MiG-29s face off in aerial combat, both would detect each other on the radar at comparable range. Armed with the AIM-120 AMRAAM, the F-16s would have the first shot opportunity at more than twice the range as the Fulcrums. A single F-16 would be able to discriminately target individual and multiple Fulcrums. The MiG-29’s radar will not allow this. If there is more than one F-16 in a formation, a Fulcrum pilot would not know exactly which F-16 the radar had locked and he can engage only one F-16 at a time. A Viper pilot can launch AMRAAMS against multiple MiG-29s on the first pass and support his missiles via data link until the missiles go active. He can break the radar lock and leave or continue to the visual arena and employ short range infrared guided missiles or the gun. The Fulcrum pilot must wait until about 13 nautical miles (24 kilometers) before he can shoot his BVR missile. The Alamo is a semi-active missile that must be supported by the launching aircraft until impact. This brings the Fulcrum pilot closer to the AMRAAM. In fact, just as the the Fulcrum pilot gets in range to fire an Alamo, the AMRAAM is seconds away from impacting his aircraft. The advantage goes to the F-16.

                                      What if both pilots are committed to engage visually? The F-16 should have the initial advantage as he knows the Fulcrum’s exact altitude and has the target designator box in the head-up display (HUD) to aid in visual acquisition. The Fulcrum’s engines smoke heavily and are a good aid to gaining sight of the adversary. Another advantage is the F-16’s large bubble canopy with 360° field-of-view. The Fulcrum pilot’s HUD doesn’t help much in gaining sight of the F-16. The F-16 is small and has a smokeless engine. The MiG-29 pilot sets low in his cockpit and visibility between the 4 o’clock and 7 o’clock positions is virtually nonexistent.

                                      Charts that compare actual maneuvering performance of the two aircraft are classified. It was the researcher’s experience that the aircraft have comparable initial turning performance. However, the MiG-29 suffers from a higher energy bleed rate than the F-16. This is due to high induced drag on the airframe during high-G maneuvering. F-16 pilots that have flown against the Fulcrum have made similar observations that the F-16 can sustain a high-G turn longer. This results in a turn rate advantage that translates into a positional advantage for the F-16.

                                      The F-16 is also much easier to fly and is more responsive at slow speed.
                                      The Fulcrum’s maximum roll rate is 160° per second. At slow speed this decreases to around 20° per second. Coupled with the large amount of stick movement required, the Fulcrum is extremely sluggish at slow speed. Maneuvering to defeat a close-range gun shot is extremely difficult if the airplane won’t move. For comparison, the F-16’s slow speed roll rate is a little more than 80° per second.

                                      A lot has been written and theorized about the so-called “Cobra Maneuver” that impresses people at airshows. MAPO claimed that no western fighter dare do this same maneuver in public. They also claimed that the Cobra could be used to break the radar lock of an enemy fighter (due to the slow airspeed, there is no Doppler signal for the radar to track) or point the nose of the aircraft to employ weapons. Western fighter pilots were content to let the Russians brag and hope for the opportunity to see a MiG-29 give up all its airspeed. The fact that this maneuver is prohibited in the flight manual only validates the fact that this maneuver was a stunt. Lambeth was the first American to get a flight in the Fulcrum. Even his pilot conceded that the Cobra required a specially prepared aircraft and was prohibited in operational MiG-29 units

                                      Another maneuver performed by the Fulcrum during its introduction to the West is the so-called “Tail Slide”. The nose of the jet is brought to 90° pitch and the airspeed is allowed to decay. Eventually, the Fulcrum begins to “slide” back, tail-first, until the nose drops and the jet begins to fly normally again. The Soviets boasted this maneuver demonstrated how robust the engines were as this would cause western engines to flameout. The first maneuver demonstrated to me during my F-15 training was the Tail Slide. The engines did not flameout.

                                      The MiG-29 is not without strong points. The pilot can override the angle of attack limiter. This is especially useful in vertical maneuvering or in last ditch attempts to bring weapons to bear or defeat enemy shots. The HMS and AA-11 Archer make the Fulcrum a deadly foe in the visual arena. The AA-11 is far superior to the American AIM-9M. By merely turning his head, the MiG pilot can bring an Archer to bear. The one limitation, however, is that the Fulcrum pilot has no cue as to where the Archer seeker head is actually looking. This makes it impossible to determine if the missile is tracking the target, a flare, or some other hot spot in the background. (Note: the AIM-9X which is already fielded on the F-15C, and to be fielded on the F-16 in 2007, is far superior to the AA-11)

                                      Fulcrum pilots have enjoyed their most success with the HMS/Archer combination in one versus one training missions. In this sterile environment, where both aircraft start within visual range of each other, the MiG-29 has a great advantage. Not because it is more maneuverable than the F-16. That is most certainly not the case regardless of the claims of the Fulcrum’s manufacturer and numerous other misinformed propaganda sources. The weapon/sensor integration with the HMS and Archer makes close-in missile employment extremely easy for the Fulcrum’s pilot. My only one versus one fight against a MiG-29 (in something other than another MiG-29) was flown in an F-16 Block 52. This was done against a German MiG-29 at Nellis AFB, Nevada. The F-16 outturned and out-powered the Fulcrum in every situation.

                                      The Fulcrum’s gun system is fairly accurate as long as the target does not attempt to defeat the shot. If the target maneuvers, the gunsight requires large corrections to get back to solution. Coupled with the jet’s imprecise handling, this makes close-in maneuvering difficult. This is very important when using the gun. Although the Fulcrum has a 30 mm cannon, the muzzle velocity is no more than the 20 mm rounds coming out of the F-16’s gun. The MiG’s effective gun range is actually less than that of the F-16 as the 20 mm rounds are more aerodynamic and maintain their velocity longer.

                                      If the fight lasts very long, the MiG pilot is at a decided disadvantage and must either kill his foe or find a timely opportunity to leave the fight without placing himself on the defensive. The Fulcrum A holds only 300 pounds more internal fuel than the F-16 and its two engines go through it quickly. There are no fuel flow gauges in the cockpit. Using the clock and the fuel gauge, in full afterburner the MiG-29 uses fuel 3.5 to 4 times faster than the Viper. My shortest MiG-29 sortie was 16 minutes from brake release to touchdown.

                                      It should not be forgotten that fights between fighters do not occur in a vacuum. One-versus-one comparisons are one thing, but start to include other fighters into the fray and situational awareness (SA) plays an even bigger role. The lack of SA-building tools for MiG-29 pilots will become an even bigger factor if they have more aircraft to keep track of. Poor radar and HUD displays, poor cockpit ergonomics and poor handling qualities added to the Fulcrum pilot’s workload and degraded his overall SA. It was my experience during one-versus-one scenarios emphasizing dogfighting skills, the results came down to pilot skill.

                                      In multi-ship scenarios, such as a typical four versus four training mission, the advantage clearly went to the side with the highest SA. Against F-15s and F-16s in multi-ship fights, the MiG-29s were always outclassed. It was nearly impossible to use the great potential of the HMS/Archer combination when all the Eagles and Vipers couldn’t be accounted for and the Fulcrums were on the defensive. The MiG-29’s design was a result of the Soviet view on tactical aviation and the level of technology available to their aircraft industry. The pilot was not meant to have a lot of SA. The center of fighter execution was the ground controller. The pilot’s job was to do as instructed and not to make independent decisions. Even the data link system in the MiG-29 was not meant to enhance the pilot’s SA. He was merely linked steering, altitude and heading cues to follow from the controller. If the MiG-29 pilot is cut off from his controller, his autonomous capabilities are extremely limited. Western fighter pilots are given the tools they need to make independent tactical decisions. The mission commander is a pilot on the scene. All other assets are there to assist and not to direct. If the F-16 pilot loses contact with support assets such as the E-3 Airborne Warning and Control System (AWACS) aircraft, he has all the tools to complete the mission autonomously.

                                      The combat record of the MiG-29 speaks for itself. American F-15s and F-
                                      16s (a Dutch F-16 shot down a MiG-29 during Operation Allied Force) have downed MiG-29s every time there has been encounters between the types. The only known MiG-29 “victories” occurred during Operation Desert Storm when an Iraqi MiG-29 shot down his own wingman on the first night of the war and a Cuban MiG-29 brought down 2 “mighty” Cessnas. Are there more victories for the Fulcrum? Not against F-15s or F-16s.

                                      Designed and built to counter the fourth generation American fighters, The MiG-29 Fulcrum was a concept that was technologically and doctrinally hindered from the beginning. Feared in the west prior to the demise of the Soviet Union, it was merely an incremental improvement to the earlier Soviet fighters it replaced. Its lack of a market when put in direct competition to western designs should attest to its shortcomings. The German pilots who flew the aircraft said that the MiG-29 looked good at an airshow but they wouldn’t have wanted to take one to combat. Advanced versions such as the SMT and MiG-33? Certainly better but has anyone bought one?

                                      Lt. Col. Johann Köck, commander of the German MiG-29 squadron from
                                      September 1995 to September 1997, was outspoken in his evaluation of the Fulcrum. “It has no range, its navigation system is unreliable and the radar breaks often and does not lend it self to autonomous operations”, he said. He added that the best mission for NATO MiG-29s would be as a dedicated adversary aircraft for other NATO fighters and not as part of NATO’s frontline fighter force.
                                      Я не смотрю телевизор
                                      ЧИЖ

                                      Вакансии в ED

                                      Comment


                                        #20
                                        Сравнение ракет ближнего боя от Вовчека

                                        В свое время Гос НИИАС провели исследование воздушных боев,эффективности РМД, пришли к одному выводу, что ракет класса РМД на истребителе должно быть не менее 4 в смешанном варианте вооружения РСД+РМД.

                                        В начале 70-ых проходил испытания Миг-23. Он по замыслу военных должен был стать основным истребителем ВВС.
                                        Но , Миг-23 имел 4 ПУ и в смешанном варианте вооружения можно было подвесить РМД только на две ПУ. Чтобы выполнить это требование, возникла идея создать малогабаритную ракету и при подвеске двух ракет их масса с пилоном, соответствовала массе ракеты Р-13М с пилоном.
                                        Уменьшенная масса и габариты привели к уменьшению площади рулей и как следствие, необходимости установки дестабилизаторов для повышения эффективности рулевых поверхностей на больших углах атаки порядка 20гр, увеличения Су при уменьшенной площади рулей.
                                        В ракете Мажик реализована аналогичная схема, "двойная утка", передние неподвижные поверхности ( дестабилизаторы) для стабилизации потока на рули, что позволяет им оставаться эффективными на углах порядка 20гр и более.

                                        Уменьшение массы ракеты произошло за счет уменьшения массы топлива.
                                        По соотношению характеристик с AIM-9, R550 преимуществ Р-60(Р-60М) не имеет и даже по некоторым значительно уступает.
                                        Spitfire прав, когда говорил о вероятности 0,5. Для типовых условий применения она лежит в этих пределах. Есть область большей вероятности, но вероятность попасть в нее мала.

                                        Дальнейшее развитие концепция Р-60 не получила по вышеуказанным причинам.
                                        1. Даже на дальностях 2-4км она уступала AIM-9L, Р550 Мажик
                                        2. Да удалось несколько снизить систематические ошибки наведения по сравнению с Р-13, но малого веса боевая часть снижала эффективность существенно. Это была плата за принятую идею создать малогабаритную ракету. Кроме того, максимальная угловая скорость координатора поддерживалась до углов 30-35 гр, затем падала резко.
                                        3. НА AIM-9G использовалось целеуказание от БРЛС и оптического прицела.
                                        Фантомы использовали эту ракету с начала 70-ых в том числе во Вьетнаме.
                                        Мы смогли реализовать режим целеуказания только с принятием МиГ-23МЛ, во второй половине 70-ых.
                                        Зная о возможностях AIM-9G, у нас решили на Р-60 сделать тоже самое.

                                        Приемущества Мажика и AIM-9L
                                        1. Более мощная боевая часть Мажика и AIM-9L обеспечивала радиус поражения 5-6 метров. У Р-60 до 2-2,5м
                                        2. Более высокая энерговооруженность, у р-60 она соответствует=57,
                                        у Мажика =64, AIM-9L под70.
                                        3 Ошибки пуска до 30гр,у Р-60 до 20.
                                        4. Более высокая помехозащищенность AIM-9L за счет более узкого поля зрения и сужения поля зрения при захвате и сопровождении, что давало меньшие случайные ошибки при наведении. И соответственно СКО сумарное было меньше.

                                        Вероятность поражения цели у Мажика и AIM-9L существенно выше.
                                        1. В сети можно найти массу фильмов где показываются кадры попадания прямо в цель Мажиков и AIM-9L. Скажу больше, в 1979 году Французы провели практические стрельбы с Мираж F-1 и F-3 по мишеням маневрирующим с большими прегрузками на дистанциях от 1200м( по условиям безопасности) до 3,5км, запустив вообщей сложности 18 ракет, 16 ракет поразили свои цели, отмечался высокий процент прямых попаданий в цель, продемонстрировав эффективность около 90%.
                                        2. Вероятность поражения определяется двумя величинами СКО (точность) и Радиусом поражения боевой части(эффективность).
                                        СКО состоит из систематической и случайной составляющей. И зависит от выбора "навигационной постоянной", инерционности контура, даже времени полета ракеты.

                                        Систематическая составляющая зависит так же от маневра цели, а случайная от естественных и исскуственных помех.
                                        Поле зрения меньше, меньше влияние естественных и исскуственных помех. Вероятность сопровождения цели выше. Соответственно и случайные ошибки меньше и сумарное СКО меньше. А сужение поля зрения после захвата это вообще неоспоримое приемущество. Тоже кстати было реализовано и на Стингере.

                                        Так вот с учетом всех факторов уровень начала 70-ых позволял достичь Суммарного СКО порядка 2,2-2,5м это наименьшая величина. Меньше сделать было невозможно на тот период.

                                        Смотрим далее, Мажик имела Nyрасп на крыло=35
                                        AIM-9L имела Nyрасп на крыло= 30 в дальнейшем увеличили до 35
                                        Р-60- имела Nyрасп на крыло= 30

                                        И по угловым скоростям координатора 35 у всех и по углу отклонения координатора 45, 40, 45 гр( реально как я уже писал максимальная угловая скорость координатора поддерживалась до его углов отклонения 35гр потом падала) они скажем так близки.
                                        По энерговооруженности Р-60 уступала.
                                        По ошибкам пуска уступала.
                                        Масса топлива для Р-60-11кг, Мажика-21кг, AIM-9L-под 30кг.
                                        Естественно дальность будет у Р-60 меньше.
                                        С учетом поражающих свойств БЧ и достигнутого СКО вероятность поражения у Р-60 была меньше.
                                        Таким образом на дистанция 300м-4 км Р-60 преимуществ не имела.

                                        Постановлением Правительства от21. 01. 70года
                                        задавалось создание высокоманевренной ракеты с массой 30-35кг. Чтобы размещать их в количестве 4 штук на истребителях.
                                        В результате получилась ракета с массой 44 кг. меньше сделать было не реально и это понимали, но все равно тему тянули.
                                        Все делалось за счет сокращения массы топлива и боевой части.

                                        Но СКО снизить существенно не получилось и не реально это было, на тот период времени. Отсюда имеем малую вероятность поражения цели.
                                        Само развитие РМД идет по пути увеличения их маневренных возможностей, если посмотреть всю историю их развития. И границы зон возможных пусков рассширялись постепенно в том числе и по маневрирующим целям
                                        http://forums.airforce.ru/showpost.p...5&postcount=12
                                        Last edited 05-25-2010, 04:37 PM.
                                        Я не смотрю телевизор
                                        ЧИЖ

                                        Вакансии в ED

                                        Comment

                                        Working...
                                        X