У меня к Вам предложение - давайте не будем огульно заниматься туфтометанием... Ибо тогда и я имею право так же называть представленные Вами графики. Я к примеру просто НЕ ПОНИМАЮ этих графиков от АА. Но говорить о том, что это туфта я не стану, по той причине, что можно потом оказаться в смешном положении...
А вот этот момент очень интересен, и вот почему: - многие слышали упоминания о том, что ракеты перед поражением цели "делает горку". Подтверждения этому в литературе я найти не смог, а графики АА этого не подтверждают, но графикам я особенно не доверяю - не станет АА так просто свои "конфетки" раскрывать не станет... но вот что я думаю. Если в режиме стрельбы по цели на большой и средней дальности и не максимальной высоте обеспечить энергичный подъём ракеты на высоту, превышающую высоту цели (конечно же с соблюдением метода пропорциональной навигации) то у ракеты останется достаточно большая возможность для энергичного маневра (в случае любых эволюций цели). Всего-то нужно угол упреждения выбрать поболее... Но это конечно ИМХО...
Ничего подобного.
Вы надергали из моих сообщений фраз и спорите с каждой фразой по отдельности. Поэтому дам только пояснения по некоторым вашим предположениям (выделенным мною жирным) - о чем я выше не писал.Никакой точки упреждения, рассчитанной по максимальной скорости ракета не знает и не видит её. Для этого у ракеты просто нет необходимых вычислительных возможностей и данных. Ракета получает сигналы радиокоррекции от СОУ в виде:
Дальности до цели, скорости сближения с целью и угловая скорость поворота ЛВЦ - то есть данные, необходимые для функционирования алгоритма пропорциональной навигации. При этом, в результате работы алгоритма фактически и производится коррекция, только не точки упреждения, а угла упреждения. Смысл поворота ракеты в точку упреждения в следующем: - в течение некоторого времени (по Вашим словам 4 сек.) двигатель ракеты работает в режиме "стартового участка", на котором обеспечивается разгон ракеты до максимальной скорости, при этом АП ракеты обеспечивает стабилизацию ракеты относительно линии пуска и никакого управления ракетой не происходит. За 4 сек. ракета (в случае если её не повернуть на угол упреждения) может отклониться от требуемого направления на достаточно большое расстояние и возврат её методом пропорциональной навигации на требуемую линию приведёт к сильному искривлению траектории, которое уже нельзя будет аппроксимировать прямой линией, то есть траектория полёта ракеты окажется не оптимальной. В случае с целью, движущейся прямолинейно и равномерно, с относительно небольшой скоростью, это не так страшно - я думаю, что поражение гарантировано, а вот в случае скоростной, маневренной цели этот момент критичен.
Ну то есть... общими словами...
Вопрос-то конечно есть... Ну а раз есть вопрос, то я дам на него ответ - так, как написано об этом в "Папирусе" Ельцина:
Ну а Вы теперь, на основании этих данных потрудитесь примерно прикинуть величину задержки для рассматриваемого нами случая...
Ну да... следуя вашей логике, для разработчиков было почти всё не принципиально... это мне отдалённо напоминает понятие РЛ-портрета цели, данного в этой же теме...
Ну так я же Вам говорил - посчитайте во сколько раз размеры Боинга больше размеров бородавочника и умножьте на это значение задержку (3-5) м... Понимаю, что это значение полностью Вас не устраивает... но другого я Вам предложить не могу - может быть Вы, что-то почерпнёте из приведенной мной информации от Ельцина и посчитаете...
Комплекс БУК разрабатывался для поражения военных целей и логично, что подрыв ракеты старались привести к середине планера - пилот никого не интересует, стараются подорвать ближе к боезапасу. Большие самолёты - дальние бомбардировщики и (или) стратеги имеют закрытые шиши для размещения ракет (и с ядерными боеголовками тоже) - именно это место предпочтительно для поражения и именно для этого прежусмотрена функциональная задержка.
Вам может быть и не надо... мешаем это Вам наверное. А вообще очень нужно, чтобы не появлялись такие вот высосанные из пальцев траектории, согласно которым ракета подходит к цели не так, как реализована система её наведения, а по той траектории, которую в Пентагоне фломастером нарисовали... Именно угол наклона ДН РВ ракеты и определяет возможность подрыва ракеты в той или иной точке, а этот момент позволяет определить возможен ли был подход ракеты к цели по той траектории, что пытаются сейчас анализировать и всё это конечно в совокупности с функциональной задержкой.
А что, разве время работы двигателя составляет 2/3 времени полёта ракеты? Нет конечно. Но мне из этих рисунков ничего не понятно (почему так)... Точнее не понятно почему в горизонтальной проекции таким образом получилась траектория, ибо в горизонтальной плоскости траектория изгибом должна соответствовать траектории в вертикальной плоскости, только намного более пологая...
Но мне здесь не понятны и Ваши слова - поясните, что такое горизонтальный угол атаки, а то я начинаю чувствовать себя не уютно - вдруг какой-то общеизвестный термин не знаю...
Вы так считаете... а я так не считаю... Это всё вопрос приверженности и веры. Я Вам объяснил почему я так считаю, теперь Вы постарайтесь обосновать Вашу точку зрения...
Какой угол будет между горизонтальными проекциями оси ракеты и линии пуск-встреча для случая стрельбы "из Снежного" ..
Полнейшая чепуха.
Не понял.
В момент подрыва БЧ.
9,7 градусов (из моей модели траектории)
Интересная цифра. Прошу прощения, последние страницы успел просмотреть только по диагонали. НЯП, Вы самостоятельно моделируете процесс полета ракеты?
А разве я писал про дальние дистанции?
Ну а я со своей стороны позволю себе назвать Ваши рисунки полной ЛАЖЕЙ. Причину этого я объяснял выше...
Так вроде как я из контекста эти фразы не вырывал и смысла их я не искажал, а показал с чем я не согласен.
А если цель защищена? К примеру как во время первой войны в Ираке выявился недостатоу ракет "Пэтриот" - они перехватывали "СКАДЫ", при этом поражали корпус ракеты, а боеголовка оставалась целой и взрывалась на земле. А штурмовик - бронированная цель - не обязательно будет поражён при подрыве в районе носа... Так что поражение боезапаса просто усиливает действие БЧ ракеты. Впрочем не стану с Вами на этот счёт спорить. Задержка есть и она зависит и от размеров цели тоже.
На траекторию полёта не влияет. Но мы не знаем траекторию полёта, поэтому могли бы использовать этот параметр для определения истинности траектории, которую нам пытаются навязать, дабы не пойти по пути уважаемой комиссии, которая в окончательном докладе определила место подрыва, указала район пуска ракеты (аж в 320 кв.км.), в который входит точка запуска, предложенная Пентагоном и мягко так намекнула ( в видеопрезентации) на то, с каким примерно углом подошла ракета к Боингу... но почему-то позабыла уточнить - мог ли в таком положении сработать РВ ракеты...
Давайте так - после старта ракета не летит под управлением комплекса. Ракетой управляет автопилот, по команде от РГС. А вот вычислитель РГС при расчётах управляющих сигналов, получает данные от СОУ (а не комплекса), в виде сигналов радиокоррекции.
В тот момент когда (по Вашим словам) ракета летит в точку упреждения, рассчитанную комплексом по средней скорости (до захвата цели РГС) скорость ракеты сильно меняется, поэтому скорее всего на участке траектории, во время включения режима самонаведения, окажется, что ЛВЦ будет иметь конечную угловую скорость, не равную нулю (по причине того, что в этой точке скорость ракеты не равно средней скорости, по которой вычислена ТУ), поэтому ракета вынуждена будет совершать маневр до остановки вращения ЛВЦ. И чем продолжительнее участок полёта до включения самонаведения, тем больший доворот вынуждена будет совершить ракета. Именно по этой причине я считаю, что так как Вы описали делать нельзя. Пропорциональный метод должен работать на всех режимах наведения, за исключением интенсивного разгона ракеты.
Я сильно сомневаюсь, что факт такого доворота вверх имел место.
Только разница в том, что я-то свои слова обосновываю
Да, самостоятельно смастерил модельку и кручу-верчу ее
Сходятся, но не идеально. Вот тут выложено сравнение:
Что такое результат суперпозиции? Но, думаю, что получил, т.к. полная модель
Если я правильно Вас понял, то для расчёта угла между осью самолёта и линией пуск-встреча необходимо знать точное место пуска.
Ну так и я обосновал свои слова насчёт Ваших графиков... поэтому так же их называю лажей.Только разница в том, что я-то свои слова обосновываю
Попробуйте смоделировать уже изученный Вами метод пропорционального сближения, и попробуйте сделать там горку при любых реалистичных условиях. Я утверждаю, что у Вас ничего не получится. Поэтому и называю АА-рисунки туфтой.
P.S.: и не много ли Вы мне цитат приписали в последнем вашем посте?
Если бы обосновали, то я бы сейчас размышлял о том, как уточнить модель
1_ Самая "компромиссная" точка, НЯП 47°58'25.8"N 38°45'42.6"E . Линии пересекутся под углом ~15*. Добавить сюда угол сноса и некоторый угол поворота ракеты и мы точно получим иные вводные, чем использовал АА в своем эксперименте.
А от чего Вы отталкиваетесь?
Для определения угла сноса Боинга необходимо знать скорость и направление ветра в точке поражения, для ракеты несколько сложнее - нужно хотя бы примерно знать скорость и направление ветра по потокам.
Ваша... "модель"... не отражает факта набора скорости ракетой и её снижения, а значит она не имеет ничего общего с истиной...
Гипотетические координаты точки пуска я привел (47°58'25.8"N 38°45'42.6"E).
