Kinjal : La Russie confirme son retour d'Etat puissance

[TOPOLO]

Les moteurs des SR-71 et des Mig-25/31 n'ont strictement rien à voir.
Celui du SR-71 est basé sur le constat que les parties mobiles des turbo-réacteurs ne peuvent par survire durablement au delà de M2.35, au delà, les aubes entre le domaine du fluage et ce n'est plus qu'une question de temps (quelque minutes) avant qu'elles ne se déforment et cassent. Pour dépasser ces vitesses, la seule solution est de by-passer les parties mobiles et de transformer le moteur en stato pur.
Aucun avion doté de propulseurs ne masquant pas ces parties mobiles ne peut rester durablement au delà de M2.5, ce n'est pas une intuition ou une opinion, c'est une réalité physique pour le moment (et pour tous le monde, pas que pour les Russes, les températures maxi des moteurs occidentaux ont bien un peu progresser en 30 ans mais de manière très marginales)
Et pour répondre à VG-35, malheureusement la conception des aéronefs est une discipline plus proche de la physique que de la littérature, penser que ne suffit pas, pour avoir une opinion il convient de les appuyer sur des calculs... en plus pour le MiG-25 ces calculs sont possibles puisque les données aéro (partielles) sont disponibles.
Il faudrait quelques jours pour construire la réponse, mais au pif M2 est sans doute atteignable en pointe avec un tel missile, pour aller au delà il faut monter plus haut (FL600 sans doute) et là la masse du missile risque de poser problème.... Donc il faut faire les calculs pour avancer quelque chose.

[VG-35]

Les moteurs des SR-71 et des Mig-25/31 n'ont strictement rien à voir.
Celui du SR-71 est basé sur le constat que les parties mobiles des turbo-réacteurs ne peuvent par survire durablement au delà de M2.35, au delà, les aubes entre le domaine du fluage et ce n'est plus qu'une question de temps (quelque minutes) avant qu'elles ne se déforment et cassent. etc.

Bonjour,

1) Quel rapport entre le fluage et M:2.35?

M2 est sans doute atteignable en pointe avec un tel missile, pour aller au delà il faut monter plus haut (FL600 sans doute) et là la masse du missile risque de poser problème

2) C'est quoi la masse du missile par rapport à la charge normale du MiG-31?

Cdt

[TOPOLO]

1) Quel rapport entre le fluage et M:2.35?

Température d'impact (énergie totale) au niveau des aubes des parties chaudes (sans doute premier étage de turbines)

2) C'est quoi la masse du missile par rapport à la charge normale du MiG-31?

justement je ne sais pas, il faudrait la connaitre et la comparer à celle du réservoir central plein habituel (vu que l'on peut connaitre le domaine de vol, au moins pour le MiG-25, avec une charge de ce type

[jojo]

Quelques données du livre de Yefim Gordon:

IAS Max avec missiles sous les ailes (R-40TD/ R-60) = 1200km/h/ 650 kt
Mach max avec R-40TD = M2.35
Vitesse de croisière supersonique (en PC) = Mach 2.35 (oh surprise )
Distance franchissable à M2.35 avec 4 x R-33 = 1400km.

Plafond avec 4 x R-33 et 2300kg de fuel (autant dire à sec) = 20600m/ 67585ft

Yefim Gordon donne aussi une vitesse de croisière supersonique de M2.35 avec 4 x 4-40 pour le MiG-25PD, distance franchissable = 1250km.

Le MiG-25RB avec bidon est limité à M1.5 au-dessus de 36000ft (11000m) => Mais après on parle de distance franchissable à M2.35 avec bidon alors c'est bizarre !

[ironclaude]

D'après les interviews de Belenko, des MiG 25 ont fait des runs de reconnaissance sur Israel depuis l'Egypte à ~ M 3... mais l'avion était bon pour la ferraille après... approche très Russe du problème !

[jojo]

D'après les interviews de Belenko, des MiG 25 ont fait des runs de reconnaissance sur Israel depuis l'Egypte à ~ M 3... mais l'avion était bon pour la ferraille après... approche très Russe du problème !

En même temps, traverser Israël à M3.0 ça ne doit pas prendre bien longtemps, on ne parle pas de vitesse de croisière là

[VG-35]

Température d'impact (énergie totale) au niveau des aubes des parties chaudes (sans doute premier étage de turbines)

1) Pourquoi M:2.35 et pas M: 2.2 ou M: 2.5? Quelle est la vitesse d'impact dans le Toumansky en avant des aubes de turbine? Sa courbe de température? De vitesse?, De pression?

2) Quelle est sa part de température part rapport à la combustion?

[TOPOLO]

Température d'impact (énergie totale) au niveau des aubes des parties chaudes (sans doute premier étage de turbines)

1) Pourquoi M:2.35 et pas M: 2.2 ou M: 2.5? Quelle est la vitesse d'impact dans le Toumansky en avant des aubes de turbine? Sa courbe de température? De vitesse?, De pression?

2) Quelle est sa part de température part rapport à la combustion?

Il se trouve que beaucoup de turbo réacteurs ayant la même génération de métallurgie sont limités à M2.35/M2.4 pour plus de n minutes et que la raison invoquée dans les manuels (F-15, F-14) est la déformation des aubes au delà d'une certaine durée au delà de ce Mach
Que les seuls réacteurs connu non limités à M2.35 en continu sont des stato
N'étant pas versé dans la conception des moteurs, je ne suis pas capable d'expliquer le relation entre le Mach amont et la température d'arrêt sur les aubes les plus exposées, c'est sans doute dans cette direction que tu devrais chercher pour expliquer pourquoi les réacteur du MiG-25 et/ou 31 ne seraient pas limités à M2.35 en continu comme leurs contemporain ou comme c'est indiqué dans les limitations du MiG-25

[gillouf1]

De toute façon, que se soit le Mig-25 (sauf le R) et le Mig-31, ils étaient conçu comme intercepteurs: donc décollage, accélération en supersonique, tir et retour à la base.
Contrairement au SR-71, ils n'étaient pas prévus pour faire du Mach 3 en continu sur de longues distances. Quitte à changer les moteurs après chaque mission "réelle" en détruisant (ou empêchant les bombardiers US de larguer leurs charges), on pouvait considérer qu'ils avaient rempli leur rôle. Et c'est pareil pour le Mig-31 avec son missile Kinjal: une seule mission avec échange des moteurs à l'issue... Ce type d'armement a quand même un fort pouvoir de nuisances face aux adversaires et obligera sans doute ceux-ci à modifier leurs tactiques en fonction de cette menace (et peut-être rester à distance)... En cela, on ne peut pas vraiment considérer que ce programme soit voué à l'échec.

@+

[OPIT]

Il se trouve que beaucoup de turbo réacteurs ayant la même génération de métallurgie sont limités à M2.35/M2.4 pour plus de n minutes et que la raison invoquée dans les manuels (F-15, F-14) est la déformation des aubes au delà d'une certaine durée au delà de ce Mach

Les problèmes arrivent en cascade. La compression dans l'entrée d'air puis par le compresseur augmente la température de l'air au point de mettre en péril les derniers étages du compresseur HP. Ca réduit en outre la capacité de refroidissement des étages de turbine (air prélevé plus chaud), et l'entrée de cet air surchauffé dans la chambre de combustion diminue la quantité d'énergie qui peut être apportée et donc la poussée (température de combustion plafonnée)
Il y a sans aucun doute un point d'équilibre quelque part, et le taux de compression du D-30F-6 (de 17 à 21 selon les sources) ne permet pas trop d'envisager de miracles.

[VG-35]

Il se trouve que beaucoup de turbo réacteurs ayant la même génération de métallurgie sont limités à M2.35/M2.4 pour plus de n minutes et que la raison invoquée dans les manuels (F-15, F-14) est la déformation des aubes au delà d'une certaine durée au delà de ce Mach

Il se trouve que pour la même génération de métallurgie certains peuvent être plus avancés que d'autres. Il est vrai que sur l'ensemble de la balance technologique (loi des 20/80) les soviétiques ont été en retard sur nous, mais pas dans tous les domaines! Or ils se trouve que dans le domaine de la métallurgie comme de la science de matériaux ils étaient un peu, voire beaucoup en avance. (Cf le QUID de l'époque ou d'autres revues spécialisées.)
Bon, bref, ils n'avaient déjà pas beaucoup d'avantages et on ne va pas leur enlever le peu qu'il leur reste .

Que les seuls réacteurs connu non limités à M2.35 en continu sont des stato

Ca, ça dépend lesquels, le aubes de Jumo 004 du 262, ne tenaient déjà pas M:0,7.

Pour ce qui est du Toumanskiy RD-15, comme pour le fameux fromage c'est écrit dessus:
Двигатель разрабатывался для высотных полетов с крейсерской скоростью с числом Маха равным 2,5 et aussi Двигатель имел специальный эжектор для увеличения суммарного тягового усилия на скоростях полета в диапазоне чисел М=2,4-2,5 и уменьшения донного сопротивления.

"Le propulseur était développé pour les vols en (haute) altitude avec M: 2.5 en croisière." Et disposait d'un ejécteur spécial pour l'accroissement de la poussée totale vers M: 2.5-2.4 et la réduction des pertes de culot."

N'étant pas versé dans la conception des moteurs, je ne suis pas capable d'expliquer le relation entre le Mach amont et la température d'arrêt sur les aubes les plus exposées, c'est sans doute dans cette direction que tu devrais chercher pour expliquer pourquoi les réacteur du MiG-25 et/ou 31 ne seraient pas limités à M2.35 en continu comme leurs contemporain ou comme c'est indiqué dans les limitations du MiG-25

Moi non plus, mais d'une façon ou d'une autre Toumanskiy n'est pas allé au goulag, à touché une Lada, une prime et une datcha en sus d'une médaille de travail socialiste, ce qui veut dire qu'il a réussi son pari !
Maintenant on peut aussi réfléchir un peu, et se dire que les M:2.35 n'ont rien à voir directement avec la choucroute de ce que subit la turbine HP.
Ses aubes sont surtout sollicitées par la force centrifuge et affaiblies mécaniquement par la forte chaleur qu'elles ont à subir. Quand à la chaleur d'impact, il y a beaucoup d'obstacles dans le turboréacteur avant qu'elle n'attaque la turbine. Et, je persiste et signe que cette cause d'échauffement (à vue de pif) reste un peu secondaire par rapport à celle apportée par les brûleurs de la chambre de combustion... Idem pour la pression résultante, car c'est quand-même les aubes du compresseur qui font le boulôt...

Sinon, la température en entrée de la turbine se monte à 1230°C pour le RD-15. C'est chaud, mais ça n'a rien d'exceptionnel. Les aubes tiennent bon,peut-être parce que leur forme, leur matériau et leur refroidissement (par évaporation du T-6) vont bien...
Comme je le disais auparavant c'est aussi du à l'idée de l'acceptation d'une baisse du rendement, qui n'a rien de terrible pour ce moteur...

Merci pour le tableau. Mais vous y voyez bien que les limitations apposées sont administratives (pour cause technique certes), nullement physiques...

Cdt
On voit que le RD-15 est simple, et surtout que les bruleurs sont quand-même éloignés des aubes de la turbine...

[jojo]

Comment expliques-tu la vitesse de croisière supersonique de M2.35 pour le MiG-25 ET pour le MiG-31 dans les livres de Yefim Gordon ? Une coïncidence ?

Chaleur + force centrifuge => oui ce sont les causes du fluage.

Jumo 004 => tentative de noyer le poisson.

Maintenant il n'est pas si compliqué de comprendre que plus on augmente la température d'entrée de l'air, plus on réduit les marges de fonctionnement.
A un moment il y a bien une limite.

Et puisque tu cites le Russe dans le texte, tu devrais pouvoir nous traduire les textes associés aux limitations à M1.5, M2.35, M2.65 et M2.83 ?

[VG-35]

Comment expliques-tu la vitesse de croisière supersonique de M2.35 pour le MiG-25 ET pour le MiG-31 dans les livres de Yefim Gordon ? Une coïncidence ?

1) Yéfim Gordon, m'indiffère (une façon polie de dire que je m'en b...).
Il y d'autres sources: http://авиару.рф/aviamuseum/dvigateli-i-vooruzhenie/aviamotorostroenie/aviamotory-sssr/turboreaktivnye/turboreaktivnyj-aviatsionnyj-dvigatel-r-15/

2) Par contre M: 2.35 est une bonne question. Alors soit:
- les russes on fait comme pour les 3000 km/h du MiG-25, et ont dit que c'était M:3 km/h. Vrai dans leur athmosphère froide, mais pas en athm SI (2.83). Donc 2500 km/h = 2.5M (ru) = 2.35M (SI).
-soit pour prolonger la durée de vie des RD-15, qui est passée de 100 à 1000 heures, via une marge de sécurité un peu plus large au niveau du travail max dudit turboréacteur. Après c'est un problème de fatigue du matériau, pas encore de fluage.

Chaleur + force centrifuge => oui ce sont les causes du fluage.

C'est pour Topolo? Moi, j'avais compris.

Jumo 004 => tentative de noyer le poisson.

Des poissons, il en a de toutes sortes, comme les turboréacteurs...

Maintenant il n'est pas si compliqué de comprendre que plus on augmente la température d'entrée de l'air, plus on réduit les marges de fonctionnement.
A un moment il y a bien une limite.

Certes, mais il n'y a aucune raison qu'elle soit strictement identique pour tous les moteurs. Alors, on ne va pas tout recommencer depuis le début:Cf (Snecma M-88 vs RD-15), tu comprendras aisément que quand on comprime 25-29 fois plus, on augmente nettement plus la température que lorsqu'on comprime à 4.7 en sortie du compresseur. Je n'ai pas les courbes respectives de températures pour les deux moteurs, mais il n'est pas exclu qu'au final, dans la chambre en avant des brûleurs, ça chauffe déjà plus (mais en connaissance de cause) pour le moteur français, (ou le CFM-56 que sais-je)?
.

Et puisque tu cites le Russe dans le texte, tu devrais pouvoir nous traduire les textes associés aux limitations à M1.5, M2.35, M2.65 et M2.83 ?

M=2.83: vitesse autorisée en opération (combat).
M=2.65: vit max en exercice
je lis M=2.4: vit max pour vols prolongés
M=2.35: vit max avec bombes
M=1.5: avec réservoirs suspendus externes
M=1: (gabarit en strié) des vitesses autorisées en temps de paix

Comme c'est sorti de son contexte, je ne sais pas à quoi les courbes Vnr correspondent...

Cdt

[jojo]

Bon, au final M1.5 avec bidon, je doute qu'on atteigne M2.83 pour le MiG-31 avec le gros suppositoire

[jojo]

Comment expliques-tu la vitesse de croisière supersonique de M2.35 pour le MiG-25 ET pour le MiG-31 dans les livres de Yefim Gordon ? Une coïncidence ?

1) Yéfim Gordon, m'indiffère (une façon polie de dire que je m'en b...).
Il y d'autres sources: http://авиару.рф/aviamuseum/dvigateli-i-vooruzhenie/aviamotorostroenie/aviamotory-sssr/turboreaktivnye/turboreaktivnyj-aviatsionnyj-dvigatel-r-15/

R-15B-300 - thrust 73.5 kN (on afterburner 100.1 kN), unearned service life of 150 hours. It was installed on MiG-25P / PU / RB / RBC / RBT / RBF and RU .
R-15BD-300 - thrust 86.24 kN (on afterburner 110 kN), unearned lifespan of 1000 hours. It was installed on the MiG-25PD and PDS.

150 HDV, c'était un moteur jetable

Et à propos de ta source:
Je ne lis pas le Russe, donc j'ai utilisé Google Trad.
Je suis remonté jusqu'à leurs descriptions du MiG-25 et du MiG-31.
https://translate.googleusercontent.com ... lzjxVsbYaQ

Tu peux mépriser les bouquins de Yefim Gordon, mais les données sont identiques, et le texte ressemble furieusement à du copier/ coller de ses ouvrages

[VG-35]

Bon, au final M1.5 avec bidon, je doute qu'on atteigne M2.83 pour le MiG-31 avec le gros suppositoire

C'est bien une limitation, pas un maximum des capacités physiques jojo.
Elle est peut-être liée à la résistance des points d'accroche (dès lors l'avion est limité à 2.5 G), ou à la résistance à la déformation des réservoirs jetables sous le vent relatif.

Alors, perdre 900-1000 km/h par rapport à ce que le zoziau aurait pu atteindre sans l'existence du "mur de chaleur" à la poussée max (31 mille KgF) et en configuration lisse (3400-3500 km/h théoriques), ne me paraît pas "trop" biaisé en faveur de l'ensemble MiG 31+Kinjahl, même si je n'ai pas la masse ni le SCx additionnel de l'engin emporté. Je ne me souviens pas d'avoir écrit 3000km/h (M:2.83).

Quant au suppo, ça n'a l'air tout compte fait que d'un "Iskander" modifié. Pas de quoi annoncer donc une révolution technologique, ni même retourner à l'état de grande puissance. L'impression que j'ai: le larguer d'un MiG-31 fait plutôt office d'économie.

Après l'épisode eléctoral ou un scoop est toujours utile, la Russie confirme son maintien dans la stagnation, voir le déclin économique.




Cdt

[jojo]

Quant au suppo, ça n'a l'air tout compte fait que d'un "Iskander" modifié. Pas de quoi annoncer donc une révolution technologique, ni même retourner à l'état de grande puissance. L'impression que j'ai: le larguer d'un MiG-31 fait plutôt office d'économie.

http://www.checksix-forums.com/viewtopi ... 3#p1646033

Après l'épisode eléctoral ou un scoop est toujours utile, la Russie confirme son maintien dans la stagnation, voir le déclin économique.



Cdt

http://www.checksix-forums.com/viewtopi ... 8#p1645478

[TOPOLO]

Vu que le diagramme du domaine de vol officiel du MiG que j'ai mis en ligne (et qui mentionne bien M2.35 comme Mach maximum continu) ne semble pas convaincre notre ami, je ne vois pas d’intérêt à continuer la conversation.
J'ai fini par trouver la relation entre la température totale amont et les températures internes, comme ça tient sur quelques pages, je ne suis pas encore arrivé au bout, mais si ça vous intéresse, c'est là:sur Académia

[Ghostrider]

Surtout que ç était un post sur un missile et pas un avion.

[ironclaude]

Température d'impact (énergie totale) au niveau des aubes des parties chaudes (sans doute premier étage de turbines)

1) Pourquoi M:2.35 et pas M: 2.2 ou M: 2.5? Quelle est la vitesse d'impact dans le Toumansky en avant des aubes de turbine? Sa courbe de température? De vitesse?, De pression?

2) Quelle est sa part de température part rapport à la combustion?

Il se trouve que beaucoup de turbo réacteurs ayant la même génération de métallurgie sont limités à M2.35/M2.4 pour plus de n minutes et que la raison invoquée dans les manuels (F-15, F-14) est la déformation des aubes au delà d'une certaine durée au delà de ce Mach
Que les seuls réacteurs connu non limités à M2.35 en continu sont des stato
N'étant pas versé dans la conception des moteurs, je ne suis pas capable d'expliquer le relation entre le Mach amont et la température d'arrêt sur les aubes les plus exposées, c'est sans doute dans cette direction que tu devrais chercher pour expliquer pourquoi les réacteur du MiG-25 et/ou 31 ne seraient pas limités à M2.35 en continu comme leurs contemporain ou comme c'est indiqué dans les limitations du MiG-25

Normalement, sur un turboréacteur, la température maximale est la température d'entrée turbine, c.a.d. la température après compression et après combustion, juste avant le début de la détente et du refroidissement.

Cette température a une influence directe sur le rendement du moteur et ses performances.
Le premier étage de turbine est donc réalisé dans le matériau, le plus résistant à la température, dont dispose le motoriste / le pays qui fabrique le moteur, au moment ou il le développe, choisit les matériaux et industrialise la production.

Bien évidemment ce "matériau le plus performant thermiquement" n'est pas le même selon les pays ni selon les décennies... on devine qu'il y a des matériaux plus performants dans une turbine de F 22 que dans une de MiG 15...

En plus et comme déjà dit les mêmes matériaux vont pouvoir tenir, soit quelques minutes ou dizaines de minutes à leur température vraiment maximale, soit des milliers ou même des dizaines de milliers d'heures à une température plus basse, mais avec un rendement et une poussée moindre ( cas du Mig 25 ou cas de l'A320 )

Après, la limitation en Mach pour des raisons thermiques, ça ne dépend pas que du moteur... au dela de, en gros, M 2,3, il faut des entrées d'air de plus en plus complexes. Ainsi, les avions militaires de dernière génération sont redescendus à M 2 et plus souvent M 1,8 car ça permet de faire des entrées d'air fixes, plus simples, moins chères et aussi plus furtives.
https://fr.wikipedia.org/wiki/Turbor%C3%A9acteur

[VG-35]

150 HDV, c'était un moteur jetable

Que penser des 100 heures de potentiel au début...que le moteur ne tenait même pas
Heureusement qu'ils étaient deux

Tu peux mépriser les bouquins de Yefim Gordon, mais les données sont identiques, et le texte ressemble furieusement à du copier/ coller de ses ouvrages

Bon... Déjà je ne méprise personne; mais qui est Yéfim Gordon? Un estonien technicien en électronique vivant à MOSCOU du temps de l'URSS. Il n' a jamais vraiment travaillé dans l'industrie aéronautique, n'a pas vraiment fréquenté ni les pilotes, ni les ingénieurs du milieu. A ramassé une quantité d'information officielle ou officieuse (par oui-dire) sur les MiG dont une partie par des sources occidentales (douteuses).
A l'époque il y avait un peu l'OMERTA, c'est excusable; mais aujourd'hui les pilotes , les scientifiques et les ingénieurs retraités parlent. Et deux fois plutôt qu'une vu que personne ne s'intéresse trop à eux ni à leurs vieux travaux. Après, il devrait ou aurait dû faire effort pour chercher et pour connaitre...

C'est l'auteur le plus prolifique en occident, mais est-ce le plus pointu?

Cdt

[jojo]

150 HDV, c'était un moteur jetable

Que penser des 100 heures de potentiel au début...que le moteur ne tenait même pas
Heureusement qu'ils étaient deux

Tu peux mépriser les bouquins de Yefim Gordon, mais les données sont identiques, et le texte ressemble furieusement à du copier/ coller de ses ouvrages

Bon... Déjà je ne méprise personne; mais qui est Yéfim Gordon? Un estonien technicien en électronique vivant à MOSCOU du temps de l'URSS. Il n' a jamais vraiment travaillé dans l'industrie aéronautique, n'a pas vraiment fréquenté ni les pilotes, ni les ingénieurs du milieu. A ramassé une quantité d'information officielle ou officieuse (par oui-dire) sur les MiG dont une partie par des sources occidentales (douteuses).
A l'époque il y avait un peu l'OMERTA, c'est excusable; mais aujourd'hui les pilotes , les scientifiques et les ingénieurs retraités parlent. Et deux fois plutôt qu'une vu que personne ne s'intéresse trop à eux ni à leurs vieux travaux. Après, il devrait ou aurait dû faire effort pour chercher et pour connaitre...

C'est l'auteur le plus prolifique en occident, mais est-ce le plus pointu?

Cdt

Le fait est que tu cites une source "alternative" (musée) qui n'apporte rien d'autre que ce qu'on trouve dans ses livres, voir même qui semble copier une partie de ses textes (peut-être avec son accord, ce n'est pas le problème).

Le diagramme de Topolo semble venir du manuel de vol, donc il n'y a pas plus pointu.

[VG-35]

Vu que le diagramme du domaine de vol officiel du MiG que j'ai mis en ligne (et qui mentionne bien M2.35 comme Mach maximum continu) ne semble pas convaincre notre ami, je ne vois pas d’intérêt à continuer la conversation.

C'est que, vous auriez été beaucoup plus convaincant en précisant d'où sortait ce document, ça m'aurait évité de perdre mon temps à chercher.
Cependant voici l'original: vous voyez bien que la limite de vitesse soutenue (continue comme vous le dites) est supérieure à M: 2.35 puisqu'à droite de cette valeur, qui est celle de vitesse max avec les bombes. J'avais déjà traduit, lisez mes messages précédents

[img]МиГ-25РБ[/img]

Ce n'est pas n'importe quel MiG-25, mais le RB; avion de reconnaissance-bombardement. Ce n'est donc ni le plus léger, ni le plus aérodynamique de la série en raison notamment de son nez déformé par le hublots de caméras + les supports de bombes. Il n'a pas besoin de courser les SR-71, non plus...

Il s'en suit des conditions d'exploitation "plus soft" que pour l'intercepteur. Il a jute à "éviter" ses poursuivants. Pour le reste c'est écrit dessus.
Pas de V > M:2.35 avec 4 FAB 500 M62 sous le fuselage
Pas de V > M:2,25 avec 8 FOTAB 100-140

etc

Il est également précisé que seules 12 minutes sont autorisées entre M 2.1 et 2.25, conditions dictées par la résistance à la chaleur des détonateurs.. .Personnellement j'irai pas vérifier si j'en avais l'occasion

[VG-35]

Surtout que ç était un post sur un missile et pas un avion.

Oui. Moi (nous?) j'aime les avions, pas les missiles.