Ракеты в DCS

goro, try adjusting peak drag to ~0.045. All other values should be less, minimum for M>1 probably 0.022, less for M<1.

I can provide a drag profile for you to try later. This will make a difference in low altitude performance mostly.

PS: Regarding the maneuver when the loft trajectory is terminated, what you see there is transition from 'lofting' to 'PN'. The lofting algorithm is very simple right now, and hopefully will be changed in the future to something more optimal.

Пока настраивал Р-77, заметил некоторые странности в полётной динамике.

При пуске с максимальной дальности, где-то в середине траектории (вероятно выход из лофта) , ракета делает - бессмысленный и беспощадный :) странный манёвр (резкий нырок вниз), тем самым впустую теряет достаточно много энергии.

 

n5Mr9dHDrew

 

Замечалось многократно, даже видео получилось снять.

На 20-й секунде, кувыркаясь за 1 сек растрачивает скорость с 3800 км/ч, до 3000 км/ч

 

ПС.

Параметры мишени в тесте:

Встречный курс, скорость = 900 км/ч (М=0.83) Высота 10000 метров.

серьёзно сказал...

translate:

горо, пробуйте приспособиться, пик тянутся к ~0.045. Все другие ценности должны быть меньше, минимум для M> 1 вероятно 0.022, меньше для М. <1.

Я могу обеспечить тянущийся профиль для Вас, чтобы пробовать позже. Это сделает разницу в низком высотном показателе главным образом.

ПОСТСКРИПТУМ: Относительно маневра, когда траектория чердака закончена, что Вы видите, есть переход от 'lofting' до 'PN'. lofting алгоритм очень прост прямо сейчас, и, мы надеемся, будет изменен в t

Thank you Prodobrey :)

goro, try adjusting peak drag to ~0.045. All other values should be less, minimum for M>1 probably 0.022, less for M<1.

 

I can provide a drag profile for you to try later. This will make a difference in low altitude performance mostly.

 

PS: Regarding the maneuver when the loft trajectory is terminated, what you see there is transition from 'lofting' to 'PN'. The lofting algorithm is very simple right now, and hopefully will be changed in the future to something more optimal.

Не волнуйся- я навожу свою ракету сам... работаю радаром !!! :pilotfly:

Thank you Prodobrey :)

не стоит

goro, try adjusting peak drag to ~0.045. All other values should be less, minimum for M>1 probably 0.022, less for M<1.

Хочется уточнить, вы говорите об изменении этих параметров?

I can provide a drag profile for you to try later. This will make a difference in low altitude performance mostly.

Очень хорошо.

@goro,

Yes, those are the parameters. You will see two things:

1) Higher peak speed at low altitude (a little more at high altitude, but drag force is less, so not as big a change at high altitude)

2) Better retention of speed, so the missile is effective for longer time/range

Or, put simply: Missile does not slow down as fast. Drag parameters are approximate, my parameters are based on Professor Fleeman's Tactical missile design lectures.

Peak drag ~0.04-0.05 for ogive missile cone, ~0.06+ for spherical front if the front has the same diameter as missile tube.

As speed increases, drag constant decreases, therefore the lower drag number for M>>1.

PS: Actually I think Cx_K1 may be the peak. I will check later (I am not at a computer where I can access this information right now)

Хочется уточнить, вы говорите об изменении этих параметров?

 

 

 

 

 

Очень хорошо.

Goro, я рассчитал пару вариантов РДТТ для Р-77. Но они не могут тягаться с вариантом от ED. У них удельный импульс заоблачный. А время работы РДТТ 10сек. А у этой ракеты такое сопротивление,что она летит только пока работает РДТТ, далее очень интенсивно тормозиться.

Имхо имеет смысл ковыряться с параметрами РДТТ после приведения в норму аэродин.коэффициентов. Я сейчас с ними потихоньку занимаюсь.

Мне не перевести, что он пишет про сопротивление, у него есть достоверные сведения? Дело в том, что сопротивление решетчатых рулей считать трудно. Есть патент и расчет для Р-77, но статью не удается скачать. Для расчета надо иметь точный чертеж.

One thing that is not simulated is reduction of drag while the motor is operating ... about 20% to 25% possible reduction.

Also, the drag model is not as simple as single Cx, but it is also not very complicated, so if you were to assume, for a moment, that the lattices of the R-77 become very draggy at say, M1.8 and less, there is no way to model this, except to make a bigger peak drag.

What is modeled is a curve with a single peak, and unless I am right, there is no way to make this peak very wide, and then quickly lower the drag as speed increases ...

(Note, peak is at M=1)

ie. the curve looks like this:

  ^
 / \______________
-/

And cannot look like this:

  ^______
 /        \______________
-/

Goro, я рассчитал пару вариантов РДТТ для Р-77. Но они не могут тягаться с вариантом от ED. У них удельный импульс заоблачный. А время работы РДТТ 10сек. А у этой ракеты такое сопротивление,что она летит только пока работает РДТТ, далее очень интенсивно тормозиться.

Имхо имеет смысл ковыряться с параметрами РДТТ после приведения в норму аэродин.коэффициентов. Я сейчас с ними потихоньку занимаюсь.

Мне не перевести, что он пишет про сопротивление, у него есть достоверные сведения? Дело в том, что сопротивление решетчатых рулей считать трудно. Есть патент и расчет для Р-77, но статью не удается скачать. Для расчета надо иметь точный чертеж.

Look for example this drag profile for Vought Regulus II missile models in wind tunnel - this sort of profile is not simulated in DCSW, AFAIK:

Там дело не в параметрах сброса. Ракета иногда действительно делает ненужные дергания (необязательно нырок, чаще это неоправданные колебания по курсу). Относится ко всем ракетам.

120-я тоже заныривает в ГС 3?

Теперь попробуем скорректировать Р-77

...

Все.

Ниже прилагаю файл с этими параметрами (заодно скорректирован расход топлива у Аим-7).

Пара замечаний.

1. По AIM-7. Масса топлива из твоего источника

Здесь указано, что это AIM-7M. Не F и непонятно что, а M. Думаю, нужно более точно придерживаться этого значения.

2. По Р-77. На сайте производителя указана масса 175 кг. Может, это это РВВ-АЕ полегчала, а у Федосова Р-77. Но это полбеды. Беда в том, что у тебя энерговооруженность 77,47, а импульс 269,02 - "слегка зашкаливает" :). Некрасиво.

Чтобы ты убедился. Твой расчет:

2176,4 кг * 6,3 c / 177 кг = 77,47 кг*с/кг

Мой расчет:

2270 кг * 6,09 с / 175 кг = 79,00

Я же тебя предупреждал, когда ты хотел время на 3 с увеличить - энерговооруженность - вещь коварная :) Проверь расчеты.

1. По AIM-7. Масса топлива из твоего источника

 

 

Здесь указано, что это AIM-7M. Не F и непонятно что, а M. Думаю, нужно более точно придерживаться этого значения.

Actually most likely RIM-7P and AIM-7P. One is a SAM, the other an AAM. USN used AIM-7P after the USAF stopped using the AIM-7MH. AIM-7P uses datalink, and some MH retrofits supposedly do as well, but the USAF replaced it with AMRAAM and phased out AIM-7 quickly (usually, remaining stock of missiles will be used for training, so that pilots have experience launching missiles).

As you can see, they don't even use the exact same rocket motor, and in fact it appears that either rocket motors are retrofitted into missiles, or there are stocks of missiles with different rocket motor assemblies. The ones you posted above can easily be more powerful than what was mentioned in the 1977 document.

According to older AIM-7 maintenance manual:

(1) MK-58

Mods 2, 3, and 5 Rocket Motor Assemblies.

These rocket

motor assemblies are used with the air-launched missiles (AIM-7M/P) and include a safe-arm

ignition assembly with an Arm-Fire Device (AFD)

relock assembly.

Actually most likely RIM-7P and AIM-7P.

Strange thing here: Fuel is removed in newer AIM-7 motors (probably more powerful fuel) but weight remains the same.

With AIM-120, fuel is added, and of course weight grows. AIM-120 had more space because of miniaturization of electronics ...

What is happening with AIM-7?

 

Or, put simply: Missile does not slow down as fast. Drag parameters are approximate, my parameters are based on Professor Fleeman's Tactical missile design lectures.

 

Peak drag ~0.04-0.05 for ogive missile cone, ~0.06+ for spherical front if the front has the same diameter as missile tube.

 

As speed increases, drag constant decreases, therefore the lower drag number for M>>1.

Cx0 по числу Маха может распределяться вот так.

Или вот так, для ракет малой дальности с (spherical front)

В настройках по умалчанию следующие значения:

Aim-7

0.07 , -- планка Сx0 на дозвуке ( M << 1)

0.02 , -- планка Cx0 на сверхзвуке ( M >> 1)

0.08 , -- Cx_k1 высота пика волнового кризиса

Это, судя по всему - есть не что иное, как пиковое сопротивление ( на графиках ) имеющее место на скорости = ~М 1.2

Aim-120

0.05 , -- Cx_k0 планка Сx0 на дозвуке ( M << 1)

0.02, -- Cx_k3 планка Cx0 на сверхзвуке ( M >> 1)

0.09 , -- Cx_k1 высота пика волнового кризиса

R-77

0.07 , -- Cx_k0 планка Сx0 на дозвуке ( M << 1)

0.03, -- Cx_k3 планка Cx0 на сверхзвуке ( M >> 1)

0.1 , -- Cx_k1 высота пика волнового кризиса

Как-то очень много, даже больше чем у Aim-7 :)

______________

Так как, сопротивление Сх0 (на дозвуке M<1) у R-77 несколько выше чем у аим-120, но меньшее чем у Aim-7

Попробовал принять для R-77 следующие значения:

R-77

0.052 , -- Cx_k0 планка Сx0 на дозвуке ( M << 1)

0.02, -- Cx_k3 планка Cx0 на сверхзвуке ( M >> 1) (тут как у всех)

0.095 , -- Cx_k1 высота пика волнового кризиса (предположим решётки создают наибольший пик в районе М=1.2)

___________________

С параметрами Сх по умолчанию: результат первого теста, который на видео, падание по цели происходит на скорости, приблизительно равной 730 км/ч

R-77

0.07 , -- Cx_k0 планка Сx0 на дозвуке ( M << 1)

0.03, -- Cx_k3 планка Cx0 на сверхзвуке ( M >> 1)

0.1 , -- Cx_k1 высота пика волнового кризиса

______________

Второй тест с параметрами:

0.052 , -- Cx_k0 планка Сx0 на дозвуке ( M << 1)

0.02, -- Cx_k3 планка Cx0 на сверхзвуке ( M >> 1)

0.095 , -- Cx_k1 высота пика волнового кризиса

Попадание по цели происходит на скорости приблизительно равной 1110 км/ч

Уже гораздо лучше :)

R-77impulse+drag+Aim-7impulse.zip

What is happening with AIM-7?

Пересчитал данные.

This is the drag model in the game. For spherical seeker, it can also be achieved by controlling the correct parameters.

Cx0 по числу Маха может распределяться вот так.

 

Yes. IMHO still a little slow :)

Уже гораздо лучше :)

Не все :). Горо, я завел твои параметры из missiles_data в таблицу.

 

 

Пара замечаний.

1. По AIM-7. Масса топлива из твоего источника

 

 

Здесь указано, что это AIM-7M. Не F и непонятно что, а M. Думаю, нужно более точно придерживаться этого значения.

2. По Р-77. На сайте производителя указана масса 175 кг. Может, это это РВВ-АЕ полегчала, а у Федосова Р-77. Но это полбеды. Беда в том, что у тебя энерговооруженность 77,47, а импульс 269,02 - "слегка зашкаливает" :). Некрасиво.

Нормальная у меня Р-77, красивая, по заморской системе исчисления :)

И топлива у неё = 52,6 кг, а не как в таблице.

Было:

Суммарный с Федосовскими : 177кг *79 = 13983 кгс = (30827 lb-sec)

(Specific impulse)

30827/116 = 265 s

_____________

Теперь посмотрим с массой 175 кг.

Суммарный: 175 *79 = 13824 кгс или 30478 lbs

(Specific impulse)

30478/116= 262 s

Секундный импульс:

30478/6,3 = 4837 фунтов в сек. или 2194 кгс.

Переводим для игры, в Ньютонах это будет: 4837*4,448 = 21515 N в сек

Упс....

(секундный расход массы топлива кг/сек)

52,6/6,3=8.34 кг в сек

А было:

52,6/6,5=8,09 кг в сек

http://forums.eagle.ru/showpost.php?p=1844571&postcount=3345

В общем, по запаре посчитал на время = 6.5, а не 6.3.

______

По топливу для Аим-7, полагаю лучше придерживаться документа : AIM-7F_Sparrow_III_SMC_-_January_1977.

По одной простой причине, там расписано конкретно какие массы у ускорителя и маршевого, а не просто общая сумма из которой потом надо гадать и выдумывать.

R-77impulse+drag+Aim-7impulse.zip

По аэродинамике решетчатых рулей Р-77

У этих рулей есть специфика, посмотрите, прежде чем править коэффициенты.

http://www.freepatent.ru/patents/2085440#risunki

БЕЛОЦЕРКОВСКИЙ СМ., ФРОЛОВ В.П., ПОДОБЕДОВ В.А., ПЛАУНОВ В.П.

От редакторов 5

ЧАСТЬ I. БАЗОВЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ ПО АЭРОДИНАМИКЕ

РЫНДМН Л.И., ПЛАУНОВ В.П., СОКОЛОВСКИЙ Г.А., ФРОЛОВ В.П., ХОРУНОВ В.Ф.

Глава 16. Разработки МКБ «Вымпел» имени И.И. Торопова по созданию авиационных ракет

класса «воздух-воздух» с решетчатыми крыльями 291

16.1. Концептуальные предпосылки создания ракет класса «воздух-воздух»

с решетчатыми крыльями

16.2. Разработка типового технологического процесса изготовления стальных

тонкостенных паяных решетчатых крыльев для ракеты «Биссектор-М» 293

16.3. Разработка ракеты средней дальности Р-77 с решетчатыми крыльями.

Особенности конструкции

Горо, ты не смотришь на мои таблицы и не видишь то, что Ланс говорит.

Еще раз. Энерговооруженность - это:

тяга, кг (не ньютоны, а кг - смотри размерность в таблице - кг*с/кг ) * время работы, с / масса ракеты, кг. Модный или нет буржуйский расчет стороной. Там другой расчет - смотри размерность.

А теперь твои данные из последнего missiles_data:

2176,4 кг (чтобы получить килограммы, дели на 10, потому что для Р-27ЭР для 7500 кг тяги из мануала вбито 75000) * 6,3 с / 177 кг = 77,4651 кг*с/кг вместо 79 кг*с/кг.

И массу ракеты прими 175, на сайте производителя.

Горо, ты не смотришь на мои таблицы

Почему ж, смотрю и масса топлива там например указана = 50,97.

А не 52,6 кг.

С временем работы у меня ошибка была, тут внизу указано: http://forums.eagle.ru/showpost.php?p=1844866&postcount=3369

Модный или нет буржуйский расчет стороной.

Однако, тогда и их буржуйские таблицы с импульсами для топлива надо двигать туда же :)

Почему ж, смотрю и масса топлива там например указана = 50,97.

А не 52,6 кг.

 

Однако, тогда и их буржуйские таблицы с импульсами для топлива надо двигать туда же :)

 

С временем работы ошибка была, тут внизу указано: http://forums.eagle.ru/showpost.php?p=1844866&postcount=3369

Стоп. Время какое брать - 6,5 или 6,3? У тебя в тексте одно, в файле другое, + еще ссылка...

какие нафиг таблицы?

Вот эти, которые твои:

50.97кг топлива, это откуда?

Время какое брать - 6,5 или 6,3? У тебя в тексте одно, в файле другое, + еще ссылка...

В файле 6.3.

6,5 - была ошибка, написал об этом на предыдущей странице.

Вот эти: http://savepic.org/4379427.jpg

 

50.97кг топлива, это откуда?

Ты можешь одной строкой - тяга - время - расход? И масса ракеты еще.

И ты берешь устаревшую таблицу, бери из #3367, я пересчитал данные для AIM-7 c учетом замечания по топливу.

Однако, тогда и их буржуйские таблицы с импульсами для топлива надо двигать туда же

Было 2 варианта:

1-ый с массой по Федосову:

Суммарный : 177кг *79 = 13983 кгс = (30827 lb-sec)

Время работы: 6,3 сек

Секундный импульс: 4893 фунтов в сек. или 2219 кгс

__________

2-ой вариант для массы 175 кг.

Суммарный: 175 *79 = 13824 кгс или 30478 (lb-sec)

Секундный импульс:

30478/6,3 = 4837,7 фунтов в сек.

13824 кгс /6,3 = 2194,28 кгс. = 21518,53 N

У всех этих вариантов, время работы, масса топлива и расход одинаковы:

52,6/6,3=8.35 кг в сек

:) А ты попробуй сделать расчет для энерговооруженности 79 и времени работы примерно 6 с и увидишь, что буржуйский рисунок с таблицей правильный.

Я на их методику, как и таблицы ни разу не жаловался :)

Расчёты ранее тут уже делал именно по их методике, с которой они же эти таблицы они и делали, импульсы всегда оставались в пределах таблиц, в первом варианте для Р-77 было 265, во втором = 262 :)

Единственный случай с Аим-7, там явно топлива перепутали.