всё сходится, только расход, да и все остальные исходные данные опять таки из прессы. Все эти цифры могут быть намеренно искажены. почему например расход не может быть меньше в 1,5 раза?
Расход может быть меньше раз в пять. Это данные для максимальной тяги, которая на крейсерском режиме не нужна.
Если взять более-менее достоверные данные по "Калибру" (диаметр, массу, ...) и воспользоваться формулой аэродинамического сопротивления, взяв коэффициент лобового сопротивления для
Брауновской "Фау-2" (V-2):
На рис. 5 приводится семейство графиков зависимости Cx от числа Маха для различных углов атаки, полученные для ракеты V-2 времен второй мировой войны.
Рис.5.Зависимость коэффициента лобового сопротивления от числа Маха и угла атаки.
..., то получатся интересные вещи:
При диаметре 533 мм площадь лобовой проекции составит около 0,25 м[SUP]2[/SUP]
Плотность воздуха - 0,1225 кг/м[SUP]3[/SUP]
Скорость - 265 м/с
Сх возьмём по максимуму: 0,5 Это будет явно завышенная величина - для современного самолёта она составляет менее 0,1:
Простой подсчёт по формуле F=Cx*(pV[SUP]2[/SUP])/2*S даёт такую величину:
0,5*0,1225*(265[SUP]2[/SUP])/2*0,25=538 Ньютонов, или 54,9 кг...
Расход на таком режиме составит 41 кг/час...
Кроме того, тяга в 450 кг позволит при достаточном остатке топлива рядом с целью переходить на хороший сверхзвук...
Короче, темнят наши господа-военные :ag:
Ещё один момент: Для
КР Х-101, при весьма схожих масса-габаритных данных и запасе топлива на борту в 1250 кг дальность пуска составляет 4500 - 5500 км.