• Zero tolerance mode in effect!

Ракеты воздух-воздух

дело не в единицах а в том, что будет разница в цт и в той же кабине. Кстати у Су 27 не пружинный акселерометр а электронный в кабине только индикатор.
- Естественно. На Ту-134 у нас тоже прибор стоял в кабине, а датчик - в районе центра масс.
А где стоит датчик который посылает сигналы на индикатор летчику и в компьтер не знаю. Знаю что все гироскопическое (они тоже измеряют ускорения) советуют размещать ближе к ЦТ.
- Так и есть.
Но дело в том, что лётчик обязан получать информацию о перегрузке, которая действует непосредственно на него. И разумеется она практически не отличается во всех точках планера Су-27 при нормальном пилотаже, - такую экзотическую фигню как "кобры", "чакры" и "хуки" принимать всерьёз не стоит, тем более, повторяю: нет там каких-то запредельных перегрузок, они все не более 4-х.
 
- Это не считается.
На Ил-28 при полётах на малых высотах - 300-500 метров, летом, из-за термических потоков такая знакопеременная интенсивная болтанка, от +2.5 до +0.2, и так - целый час. А потом ещё один маршрут и ещё один такой час. Но пока молод и здоров - всё в кайф, только потом, после двух маршрутов, идешь в столовую и чувствуешь, что желудок прилипает к позвоночнику - так хочется жрать, - летали только "на руках", автопилот АП-5-2, железяка образца 1948 года, включали только на боевом пути и то не всегда, порой и там всё "на руках"...
У самолёта с прямым крылом на малых высотах и скоростях порядка 500 км/час болтанка за счёт термиков "выносит мозг"...
- Естественно. На Ту-134 у нас тоже прибор стоял в кабине, а датчик - в районе центра масс.

- Так и есть.
Но дело в том, что лётчик обязан получать информацию о перегрузке, которая действует непосредственно на него. И разумеется она практически не отличается во всех точках планера Су-27 при нормальном пилотаже, - такую экзотическую фигню как "кобры", "чакры" и "хуки" принимать всерьёз не стоит, тем более, повторяю: нет там каких-то запредельных перегрузок, они все не более 4-х.

Я про кратковременные а не про целый час.
Вам дали теорию, формулы, эпюры про пререгрузку вне ЦТ, даже личные воспоминания. "Вот видишь, сынок, это море.."
Остальное дело вашей личной веры, религии и образованности.
 
Вот эти ваши бешеные перегрузки на краях самолета, не может быть такого, что в виду неустоявшихся маневров они действуют доли секунды и не ощущаются экипажем?

Да, именно так. Угловое ускорение существует очень короткое время. Когда ракета (самолет) "сдвинулась" с предыдущего сбалансированного положения, вращение идет практически с постоянной угловой скоростью.

А экипаж себя бережет и не дергает резко за штурвал, поэтому и не особо ощущает. Пилотажники на поршневых вообще сидят почти в ц.т. самолета, им этот эффект до одного места. Меницкий пересел на реактивный истребитель и ощутил разницу.

Но конструкции ракеты от этого не легче. Все эти лонжероны-стрингеры-шпангоуты должны держать даже кратковременные нагрузки.
 
Остальное дело вашей личной веры, религии и образованности.
- Вы совсем забыли про личный многолетний опыт на длиииииинном Ту-154 (37 метров). Где вся вот эта херня, про перегрузки кратные х3, х5, х8 - даже близёхонько не регистрировались собственной шкурой. НИ РАЗУ, НИКОГДА. Поэтому про "веру, религию и образованность" не надо мне рассказывать...
 
Я про кратковременные а не про целый час.
- Да они там как раз целый час офигительно кратковременные и охуительно знакопеременные. И может быть действительно на концах машущих как у птички консолей действительно достигают невероятных значений. Вот только в фюзеляже их до такой степени нет никогда.
 
Но конструкции ракеты от этого не легче. Все эти лонжероны-стрингеры-шпангоуты должны держать даже кратковременные нагрузки.
- Если ракета рассчитана эа нормальную эксплуатационную перегрузку в 40-60-100 единиц, - бояться, что кратковременная перегрузка где-то когда-то окажется больше таких значений - крайне маловероятно...
 
- Вы совсем забыли про личный многолетний опыт на длиииииинном Ту-1534 (37 метров). Где вся вот эта херня, про перегрузки кратные х3, х5, х8 - даже близёхонько не регистрировались собственной шкурой. НИ РАЗУ, НИКОГДА. Поэтому про "веру, религию и образованность" не надо мне рассказывать...
Не забыл и подправил.
ТУт инструкция по эсплуатации Ту 134А
http://aviadocs.com/RLE/Tu-134/CD1/Iye/Tu-134_IYE_kn1_ch1.pdf

и есть такая запись
5. Эксплуатационная перегрузка в центре тяжести самолета при маневре не должна превышать (из условий прочности)........ 2,5'
Как вы думаете почему акцентировано "в центре тяжести"?
И давайте не будем путать Ту134 с современным исребителем и тем более с современой ракетой В-В
 
- Если ракета рассчитана эа нормальную эксплуатационную перегрузку в 40-60-100 единиц, - бояться, что кратковременная перегрузка где-то когда-то окажется больше таких значений - крайне маловероятно...
Никто не боится так как все учнено даже в Ту134
 
В классе ракет ВВ используются крестокрылые компоновки( угол развала крыльев и рулей 90 гр) с тандемно расположенными органами управления(рулями) Соответсвенно образующими два основных канала управления.( две плоскости I и II)
Параметр рассогласования в виде разности заданной перегрузки и фактической перегрузки для управления ракетой задаётся для этих двух каналов управления(плоскостей(IиII).
Однако накладываемое ограничение по прочности ракеты в виде Макс перегрузки по прочности действует не только в каналах
управления но и в бисекторной плоскости. Если у ракеты ограничение в каналах 35 ед по прочности то и бисектрной плоскости оно будет таким же. Несмотря на то, что значение максимальной располагаемой перегрузки в бисекторной плоскости =1.41 х 35=49,3
 
Как вы думаете почему акцентировано "в центре тяжести"?
- Ещё раз: я находился на всём протяжении фюзеляжа Ту-134Ш во время выполнения им манёвров с перегрузкой два. В том числе - при полётах в достаточно турбулентной атмосфере. Ни разу, никогда я не ощущал какую-то "кратность" обычной перегрузке. И в кабине лётчиков, и возле заднего багажника.
И давайте не будем путать Ту134 с современным истребителем и тем более с современной ракетой В-В
- И кто же их путает?!
 
Вы сами у себя противоречий не видите.?
заявляете что ;
Данные по Питону-4 как раз не противоречивы.
И тут же
Проблема с данными по Питону в их неполноте. Что, впрочем, относится практически ко всем ракетам. Для полноты картины нужны профили тяги двигателей. Дак, кто ж их даст! Аэродинамические коэффициенты бы помогли... Что там в действительности мы не знаем."

Сравнивать понятия "противоречивость" и "полнота" данных - это сравнивать твердое с теплым. Если тяга на стартовом участке Питона-4 8 кН, то все данные более-менее правдоподобные. Это непротиворечивость. А вот точное

Пилять. Если нет полных данных то считайте в приближении, но в одинаковых условиях.
Но неужели Вам всё надо разжёвывать.?

Вы не заметили, но по Питону именно так и было сделано. В отличие от ваших изысканий.


Амеры приводят Пиковое(начальное)значение тяги .-5750 фунтов. время работы на этом режиме4,5 сек.( На уровне моря и температуре воздуха 21 градус.)
Мы не знаем характер протекания тяги по времени. Поэтому принимаем допущение что тяга постоянна. При чём для всех рассматриваемых ракет.
Других вариантов нет.

О! уже появился термин "пиковая тяга", а раньше вы объявляли это бредом! Правда, маловероятно, что это тяга в начальный момент, но уже прогресс. Этот хорошо.

А вот полагать пиковую тягу равной средней для разных двигателей - это грубая ошибка, а не приведение к одинаковым условиям. Поэтому вашим вычислениям этой самой "энерговооруженности" - грош цена.


Все прекрасно понимают что при использовании в двигателе ракеты 7F смесевого топлива с алюминием удельный импульс двигателя лежит в пределах 260с ( по западному методу ). Тогда суммарный импульс=23,6 х260=6136 н с.
И понятно, что тяга на стартовом режиме будет падать.

За идею - пять, за расчеты - два балла.
52 фунта топлива = 23,6 кг = 232 Н
Импульс (не суммарный, а на стартовом участке) = 232 Н * 260 с = 60,3 кНс.
 
Прочнист, если вы работаете с УИ в секундах, то все силы должны быть в килограммах. потому что истинный УИ считается в м/с, а секундах только когда масса и тяга в одних единицах (так удобнее расход топлива считать)
 
Сравнивать понятия "противоречивость" и "полнота" данных - это сравнивать твердое с теплым. Если тяга на стартовом участке Питона-4 8 кН, то все данные более-менее правдоподобные. Это непротиворечивость. А вот точное
Противоречивость в том, что Энерговооружённость высокоманёвренной ракеты на стартовом участке не может быть меньше 25 .
Если считать что, тяга двигателя также падает, то энерговооружённость будет ещё значительно меньше.
Эта противоречивость обусловлена отсутствием полных данных.
именно поэтому, чем больше данных, для анализа тем меньше противоречивости.
О! уже появился термин "пиковая тяга", а раньше вы объявляли это бредом! Правда, маловероятно, что это тяга в начальный момент, но уже прогресс. Этот хорошо.
только не надо Ля-Ля
Что касается темы ракет то напомню какое Ваше высказывание я назвал бредом:
Неправильно. Никто импульс ракеты не определяет (нахрен никому не нужно). Общий (суммарный) импульс - это характеристика двигателя. Ее определяют прямым измерением на стенде. Удельный (специфический) импульс - это характеристика топлива.
Далее
Вы не заметили, но по Питону именно так и было сделано. В отличие от ваших
изысканий
А вот полагать пиковую тягу равной средней для разных двигателей - это грубая ошибка, а не приведение к одинаковым условиям. Поэтому вашим вычислениям этой самой "энерговооруженности" - грош цена.
проще всего, брюзжать менторским тоном взяв при этом, на себя роль экзаменатора, бороться за чистоту терминов, быть борцом с опечатками, наклеивать ярлыки на оппонентов и т.д. но при этом не предложить не одного практического способа решения какой либо задачи.
Возможно мои изыскания в какой то части и не совсем корректны, но мы ищем способы, решения и не боимся их предлагать.
Во вторых :
По вашей логике, получается что и Федосов в своей книге допускает грубые ошибки, когда делает такие же допущения и считает энерговооружённость таким же способом. Да и академия Жуковского тоже неучи, когда считают также.
За идею - пять, за расчеты - два балла.
52 фунта топлива = 23,6 кг = 232 Н
Импульс (не суммарный, а на стартовом участке) = 232 Н * 260 с = 60,3 кНс.
1. Удельный импульс двигателя =Импульс суммарный тяги двигателя/массу топлива.
Поэтому это не моя идея, а гольная теория.
2 размерность удельного импульса двигателя в сек то 260 если в Н.с/кг то 2553
Тогда 2553 Н.с/кг х 23,6=60251 Н.с.
у меня ранее : Тогда суммарный импульс=23,6 х260=6136 н с. (правильно в кг с)
Вывод то не изменился о том. что на 7F тяга падает.
3. Вот именно, Импульс суммарный тяги двигателя на стартовом участке.
 
Прочнист, если вы работаете с УИ в секундах, то все силы должны быть в килограммах. потому что истинный УИ считается в м/с, а секундах только когда масса и тяга в одних единицах (так удобнее расход топлива считать)

Нет, не так. Если я работаю с УИ в секундах, я просто должен быть последователен в используемой системе единиц. Если у меня импульс в Нс, то и вес должен быть в ньютонах, если импульс в кгс с, то вес в кгс ( кГ ), если импульс в lb s, то и вес - в фунтах.

Если у вас УИ в м/с, то это система СИ, и тогда надо использовать килограммы массы (кг) для расчета импульса в Нс.
 
Противоречивость в том, что Энерговооружённость высокоманёвренной ракеты на стартовом участке не может быть меньше 25 .

вован22, ваша братия во главе с троешником, пробившимся в академики, Федосовым устанавливает произвольные критерии, а вы им догматически следуете. Почему 25, а не 35, или не 21.275? По статистике? Ну, так Питон-4 явно не типичная ракета с ее относительно огромным маршевым участком. Натягивая на нее ваши статистические критерии вы совершаете методологическую ошибку.
Кстати о птичках, совершая терминологический грех, и применяя ваши методы к Питону, ее стартовая энерговооруженнось что-то около 23.3, а у вашей "образцовой" АИМ-7Ф - где-то 25.8. Это что, принципиальная разница? Помятуя о маршевом участке, я бы сказал, что Питон будет иметь преимущество на относительно больших дальностях пo Pk.


проще всего, брюзжать менторским тоном взяв при этом, на себя роль экзаменатора, бороться за чистоту терминов, быть борцом с опечатками, наклеивать ярлыки на оппонентов и т.д. но при этом не предложить не одного практического способа решения какой либо задачи.

Вы меня определенно с кем-то путаете. Я всегда привожу аргументы и расчеты, если это необходимо. В отличие от некоторых.


Возможно мои изыскания в какой то части и не совсем корректны, но мы ищем способы, решения и не боимся их предлагать.

Тут вы хорошо сказали! Так и надо. Всячески поддерживаю. Это я на работе и молодым инженерам прививаю.

Во вторых :
По вашей логике, получается что и Федосов в своей книге допускает грубые ошибки, когда делает такие же допущения и считает энерговооружённость таким же способом. Да и академия Жуковского тоже неучи, когда считают также.

Ну, я не знаю, о чем речь (у меня есть книга под ред. Федосова о ПВО, вы на нее сослались пару раз). Думаю, что вы все-таки сгущаете краски (формат форума, как вы справедливо заметили, это не совет по защите диссертаций).



1. Удельный импульс двигателя =Импульс суммарный тяги двигателя/массу топлива.
Поэтому это не моя идея, а гольная теория.

Нет, не совсем так. То что вы привели - это "массовый" УИ. Имеет физический смысл скорости истечения продуктов сгорания, измеряется в м/с.

А есть еще "весовой" УИ = Импульс суммарный тяги двигателя/вес топлива.
Имеет физический смысл времени работы двигателя на весе топлива в 1 Н при постоянной тяге 1 Н (в системе СИ). Вот он-то и измеряется в секундах.


2 размерность удельного импульса двигателя в сек то 260 если в Н.с/кг то 2553
Тогда 2553 Н.с/кг х 23,6=60251 Н.с.
у меня ранее : Тогда суммарный импульс=23,6 х260=6136 н с. (правильно в кг с)
Вывод то не изменился о том. что на 7F тяга падает.

Ну, так я вам за идею пятерку и поставил. :) У меня претензии были к вычислениям. Кстати, пример вычислений я привел, когда вы разобрались, то получили тот же результат. А говорите я не предлагаю своих решений.;)


3. Вот именно, Импульс суммарный тяги двигателя на стартовом участке.

Ну, ладно, продемонстрированный прогресс позволяет сделать вам поблажку. Но мне хотелось бы, чтобы вы поняли, что слово "суммарный" может относиться только к импульсу двигателю (РДТТ), который полностью выработал свое топливо. Это интеграл текущей тяги по времени с пределами интегрирования от 0 до полного времени работы двигателя. Только так.
Вы, конечно, можете расчитывать импульс тяги на стартовом участке, но не надо называть его "суммарным". Это не суммарный, это "частный" импульс.
 
Но мне хотелось бы, чтобы вы поняли, что слово "суммарный" может относиться только к импульсу двигателю (РДТТ), который полностью выработал свое топливо. Это интеграл текущей тяги по времени с пределами интегрирования от 0 до полного времени работы двигателя. Только так.
Вы, конечно, можете расчитывать импульс тяги на стартовом участке, но не надо называть его "суммарным". Это не суммарный, это "частный" импульс.
Не не так
Для ракет с двух режимными двигателями
Iсумм тяги двигателя до полного выгорания горючего( в ряде организаций его ещё называют полным суммарным импульсом тяги двигателя) =I сумм тяги двигателя на стартовом режиме + Iсумм на маршевом режиме.
и представление суммарного импульса тяги двигателя до полного выгорания горючего в таком виде, как показано выше, вполне логично и обосновано.
Во первых часто в стартовом режиме и маршевом режиме применяется топливо разных групп.
В той же ракете 7F в стартовом режиме применяется топливо смесевое, а в маршевом режиме двухосновное. отличающихся своими свойствами. Соответственно работа двигателя на этих участках отличается величиной тяги , характером изменения тяги по времени( линейная зависимость или это кривая) , Iуд двигателя.
Причём по функционалу эти режимы различаются.
Стартовый режим нужен для того чтобы ракета как можно быстрее набрала свою мах скорость.
Маршевый режим для поддержания высокой средней скорости ракеты на траектории.
На практике всегда есть необходимость проводить анализ ракеты на каждом режиме в отдельности.
2. Ракета с однорежимным двигателем имеет два участка активный и пассивный.
Ракета с двухрежимным двигателем имеет три участка, стартовый, маршевый и пассивный.
Всегда, анализ ракет проводят на каждом из этих участков.
Далее с использованием примеров
Ракета Матра Супер 530
- в ряде информационных бюллетеней( 80-ые годы) весьма уважаемой организации ЦАГИ указывался Суммарный импульс тягидвигателя до полного выгорания горючего=17940 кгс. с.
при этом указывая Тягу и время стартового режима-3870 кгс и 2с и маршевого режима 2550кгс и 4 с
Проведём сами не сложные вычисления 3870 х 2 +2550 х 4=7740 +10200 получим= те же 17940 кгс. с.
При этом они привели Энерговооружённость ракеты- 73.
проведём Несложные вычисления- 17940/ 245=73,2
представление Iсумм тяги двигателя до полного выгорания горючего в том виде, как это представило ЦАГИ используется разработчиками ракет на этапе формирования облика ракеты. В тоже время, такое представление в публичной плоскости позволяет дать лишь общее представление о ракете.
В тоже время в другой не менее уважаемой организации руководствовались другими целями и задачами и показывали полный суммарный импульс тяги двигателя в виде:
=I сумм тяги двигателя на стартовом режиме + Iсумм на маршевом режиме. при этом показывая величину тяги и время, расход топлива,группу топлива для каждого из режимов, а также показывая энерговооружённости для этих двух режимов в отдельности.
Поэтому вывод т Всё зависит от целеаков:
Так как
Импульс тяги двигателя называют суммарным по причине того, что мы
 
Но мне хотелось бы, чтобы вы поняли, что слово "суммарный" может относиться только к импульсу двигателю (РДТТ), который полностью выработал свое топливо. Это интеграл текущей тяги по времени с пределами интегрирования от 0 до полного времени работы двигателя. Только так.
Вы, конечно, можете расчитывать импульс тяги на стартовом участке, но не надо называть его "суммарным". Это не суммарный, это "частный" импульс.
Не не так
Для ракет с двух режимными двигателями
Iсумм тяги двигателя до полного выгорания горючего( в ряде организаций его ещё называют полным суммарным импульсом тяги двигателя) =I сумм тяги двигателя на стартовом режиме + Iсумм на маршевом режиме.
и представление суммарного импульса тяги двигателя до полного выгорания горючего в таком виде, как показано выше, вполне логично и обосновано.
Во первых часто в стартовом режиме и маршевом режиме применяется топливо разных групп.
В той же ракете 7F в стартовом режиме применяется топливо смесевое, а в маршевом режиме двухосновное. отличающихся своими свойствами. Соответственно работа двигателя на этих участках отличается величиной тяги , характером изменения тяги по времени( линейная зависимость или это кривая) , Iуд двигателя.
Причём по функционалу эти режимы различаются.
Стартовый режим нужен для того чтобы ракета как можно быстрее набрала свою мах скорость.
Маршевый режим для поддержания высокой средней скорости ракеты на траектории.
На практике всегда есть необходимость проводить анализ ракеты на каждом режиме в отдельности.
2. Ракета с однорежимным двигателем имеет два участка активный и пассивный.
Ракета с двухрежимным двигателем имеет три участка, стартовый, маршевый и пассивный.
Всегда, анализ ракет проводят на каждом из этих участков.
Далее с использованием примеров
Ракета Матра Супер 530
- в ряде информационных бюллетеней( 80-ые годы) весьма уважаемой организации ЦАГИ указывался Суммарный импульс тягидвигателя до полного выгорания горючего=17940 кгс. с.
при этом указывая Тягу и время стартового режима-3870 кгс и 2с и маршевого режима 2550кгс и 4 с
Проведём сами не сложные вычисления 3870 х 2 +2550 х 4=7740 +10200 получим= те же 17940 кгс. с.
При этом они привели Энерговооружённость ракеты- 73.
проведём Несложные вычисления- 17940/ 245=73,2
представление Iсумм тяги двигателя до полного выгорания горючего в том виде, как это представило ЦАГИ используется разработчиками ракет на этапе формирования облика ракеты. В тоже время, такое представление в публичной плоскости позволяет дать лишь общее представление о ракете.
В тоже время в другой не менее уважаемой организации руководствовались другими целями и задачами и показывали полный суммарный импульс тяги двигателя в виде:
=I сумм тяги двигателя на стартовом режиме + Iсумм на маршевом режиме. при этом показывая величину тяги и время, расход топлива,группу топлива для каждого из режимов, а также показывая энерговооружённости для этих двух режимов в отдельности.
Поэтому вывод : В каком виде будут представлены данные, зависит от целей и решаемых задач .
Во вторых
Из выше сказанного вытекает следующее:
Частным импульсом можно назвать импульс который мы получаем внутри каждого из режимов на небольшом отрезке времени, меньшем времени работы двигателя на этом участке.
например при времени работы на стартовом участке в 4,5 сек( ракета 7F) мы считаем импульс на участке времени от 0 до1 сек или от 3-тей до 4 сек.
2. То что это Импульс получаем через интегрирование тяги на участке его работы это тоже всем известно.
Но есть нъюансы.
Если тяга постоянна или уменьшается не значительно то Iсумм=Ртяги х t работы двигателя.
Если тяга уменьшается за время работы двигателя сильно мы можем сделать следующее:
Если нам не известен характер протекания тяги по времени
Брать пиковое значение, делать допущение что тяга постоянна и считать Импульс. Как я писал ранее и как показано в примере выше.
можно уменьшить полученное значение Импульса на стартовом режиме на 15-17 %. тогда погрешность будет меньше.
Но опять выбор варианта зависит от решаемых задач и целей.
В нашем случае с Питоном 4
Взяв пиковое значение тяги в 8кН. И получив I cумм тяги и затем энерговооружённость менее 25 ед на стартовом участке и сравнив с энерговооружённостью ракет аналогичного класса Р-60, Р-73 мы делаем вывод что представленные данные по тяге на стартовом участке, скажем так не совсем, правильные. Проверка через энерговооружённость аналогов позволила нам зделать соответсвующий вывод. Для такого вывода представленных данных достаточно и нет необходимости лезть в дебри.
 
Кстати, в ряде советских источников, мне приходилось встречать и обратный пример. Когда за Iсуммарный тяги двигателя выдавалась сама тяга двигателя.
Особенно этим "славилось" ЗВО :wait::giggle::mad:
 
вован22, ваша братия во главе с троешником, пробившимся в академики, Федосовым устанавливает произвольные критерии,
Во первых :
Федосов писал свою книгу не один, там был коллектив. А книга под редакцией Федосова.:wait:
Во вторых
Называя его троешником(навешивая ярлыки) вы огульно назвали троешниками весь коллектив кто работал над книгой.:envy:
В третьих
Федосов для развития АК и их вооружения в СССР в нес достаточный вклад + его возраст и ранее занимаемая должность, как бы не позволяют по крайней мере публично обзывать его презрительно троешником.( В отношении это огульное ( не уважение, унижение ,оскорбление) за глаза.
Не комильфо такое поведение.:envy:
Ну, ладно, продемонстрированный прогресс позволяет сделать вам поблажку.
К чему это показушное высокомерие, которое Вы стараетесь демонстрировать. Вы же показываете тем самым, свои слабости.;)

По остальному позже.
 
Не не так
Для ракет с двух режимными двигателями
Iсумм тяги двигателя до полного выгорания горючего( в ряде организаций его ещё называют полным суммарным импульсом тяги двигателя) =I сумм тяги двигателя на стартовом режиме + Iсумм на маршевом режиме.

Неправда. Двухрежимные (dual thrust single case) РДТТ существуют много лет, для них указывается обычный общий (суммарный, total)
импульс тяги одним числом. Тяга, время по режимам -это пожалуйста, а импульс только общий.
Вы приводите в качестве примера AIM-7F. Отрываем известные вам Standard Missile Characteristics и что видим?
1547511661050.png
Ба, все тот же Total Impulse!

Так что давайте признаем, что этот самый "ряд организаций" - это только ваша контора. Весь нормальный мир до такой терминологии -
полный суммарный импульс - еще не додумался. Вам самому не смешно от этой тавтологии?

Вы вообще выдаете такое:

Далее с использованием примеров
Ракета Матра Супер 530
- в ряде информационных бюллетеней( 80-ые годы) весьма уважаемой организации ЦАГИ указывался Суммарный импульс тягидвигателя до полного выгорания горючего=17940 кгс. с.
при этом указывая Тягу и время стартового режима-3870 кгс и 2с и маршевого режима 2550кгс и 4 с.

Ну, весьма уважаемая организация ЦАГИ следует общему тренду и не поддается на ваши провокации. Все по правилам. Где примеры ваших характеристик?

Давайте так. Вы находите убедительный пример использования термина полный суммарный импульс тяги РДТТ в вашей трактовке на английском языке в каком-нибудь более-менее солидном англоязычном источнике, и я тут же признаю, что я не прав. Годится?

Остальные ваши пространные записи повторяют уже озвученные и прокомментированные идеи. Я по второму-третьему разу обсуждать их не буду.
 
Назад
Сверху Снизу