LittleJohn

Qu'y a-t-il besoin de refroidir dans un missile exactement?

Pidard n'a jamais fait aucune ambiguité sur ses positions clairement pro-Rafale mais aussi clairement anti-Raptor, ce qui quand on y pense nuit un peu à la crédibilité des conclusions de cet article. Je n'ai pour m'a part jamais été un grand fan des analyses consistant à comparer des avions de combat en comptant des points. Si cette article avait conclu que le Rafale finissait en cinquième position ou bien simplement derrière le Typhoon, nombreux sont ceux qui se seraient bruyament indignés qu'on puisse user d'une approche aussi puérile pour traiter d'un sujet aussi sérieux que "le Rafale et les autres avions de combats"... Cela dit je ne dit pas que je n'ai pas tiré d'enseignements en lisant cet article, loin de là.

Non ça n'est pas l'inverse. Tu aurais pu noté sur la vidéo la position du détourage fait sur le panneau composite pour contourner la case du train principal, qui te confirme quel bord du panneau correspond à l'emplanture de l'aile, et que les éléments composite en question sont donc bel et bien des longerons. Tu le vois aussi clairement sur le cutaway de flightglobal, sur lequel une coupe détaillée d'un longeron figure d'ailleurs, avec le commentaire "typical spar/skin joint - lower skin resin bonded to spar". Cela n'a rien de surprenant, à l'inverse des gros porteurs les chasseurs ont des ailes avec un grand nombre de longerons à cause la faible épaisseur relative. Je ne peux naturellement pas être d'accord compte tenu de ce que j'ai dit plus haut. Il s'agit très probablement de cales métalliques permettant de s'assurer que l'interface avec la peau supérieure est en position théorique. On a souvent recours a de telles techniques car l'un des problèmes du composite est qu'on ne peut pas prédire avec suffisamment de précision l'épaisseur finale du produit fini, qui va dépendre de tout un tas de critères manufacturing. La variabilité est assez importante même si elle s'atténue à mesure que la production gagne en cadence et en maturité. Process: La position des semelles supérieures peut être mesurée, après sortie d'autoclave du panneau raidi, à l'aide d'un patin que l'on promène sur les surfaces à contrôler (cette méthode est d'ailleurs montrée dans la vidéo pour la partie fuselage, elle fait intervenir un laser) un logiciel répertorie en temps réel la position dans l'espace des points sur lesquels le patin est passe, et compare ces positions avec la DMU, c'est a dire le model catia de la structure, c'est a dire la géométrie theorique de référence produite par le bureau d'étude. On place ensuite des cales de l'épaisseurs requise en fonction de la distance entre la surface réelle mesurée sur chaîne d'assemblage et la surface théorique. Cela permet de garantir une interface longeron/panneau-extrados la plus proche possible du théorique, et de garantir par la même occasion une interchangeabilité des panneaux de voilure, c'est à dire la possibilité pour un utilisateur de Typhoon de démonter un panneau de voilure d'un avion de la flotte pour le monter sur autre avion sans avoir recours à des ajustements. Une alternative à l'utilisation de cales métalliques consiste à rajouter volontairement un excès de plis de carbone sur la semelle du longeron (des plis sacrificiels) pour les usiner ensuite le moment venu pour rattraper le profil théorique. On peut aussi utiliser des patchs de fibres de verre collés s'il y a aussi besoin de prévenir toute corrosion galvanique dans le cas d'une interface avec un alliage.

D'accord avec tout ce que tu dis, à ceci près qu'en matière de fatigue sur les composites, on ne navigue pas vraiment dans l'inconnu ni ne prend de risque démesurés puisque l'on dispose maintenant d'un retour d'expérience assez conséquent et le niveau de confiance qui en découle. C'est cette confiance acquise qui a permis de passer à une introduction un peu expérimentale du composite sur le mirage 2000 sur des éléments structuraux pas forcément principaux (de mémoire trappes de train, panneaux de dérives et ailerons) a une utilisation beaucoup plus ambitieuse sur le Rafale. En termes de fatigue composite, la principale crainte est de voir les défauts manufacturing ou les délaminages se propager sous chargement cyclique. On mitige ce risque en introduisant des défauts artificiels et des impacts en divers endroits clefs de la cellule d'essais de fatigue qu'on cycle ensuite à quelque chose comme trois fois la vie de l'avion, pour valider la non propagation des défauts.

Ce sont les nervures, qui reprennent les efforts des points d'emport de sous voilure, qui sont métalliques, le reste de l'aile est composite. Tu peux mieux t'en rendre compte sur la vidéo à 10'22 ou on voit bien le panneau intrados de voilure autoraidi. Le cutaway de flightglobal donne aussi une bonne vision d'ensemble: http://www.flightglobal.com/airspace/media/militaryaviation1946-2006cutaways/eurofighter-typhoon-cutaway-11382.aspx On voit bien sur la vidéo que les longerons composite sont interrompus au moins à deux reprises pour laisser passer les nervures, c'est d'ailleurs cette particularité qui a attiré mon attention en premier lieu, plus que la technologie en composite collée. On évite normalement les assemblages un peu rapiécés pour les éléments structuraux qui sont orientés dans la direction principale des efforts, ceci pour des raisons évidentes. Je pense qu'ils ont du se faire pas mal peur pendant les campagnes d'essais...

Je comprends votre réaction en ce qui concerne l'A400M, je voudrais cependant mettre en exergue les points suivants à méditer: Je ne comprends pas la pertinence de cet argument, un avion de 80 tonne subissant 2g devra reprendre des efforts beaucoup plus importants qu'un avion de 10 tonnes subissant 9g. D'ailleurs même cet argument-la n'est pas pertinent puisqu'il faudrait plutôt s'en référer aux contraintes vues par la structure, lesquelles seront similaires pour les deux avions. Il est toutefois dimensionné au batte damage. Pour ce qui est du raccourci entre les raidisseurs colles de l'a400m et les longerons colles du Typhoon, pour moi le défi technologique est plus ou moins le même a partir du moment ou dans les deux cas il s'agit d'une structure composite primaire collée, subissant des sollicitations semblables, des contraintes semblables, et des risques particuliers similaires ( exemple: batte damage)

C'est vrai pour les chasseurs en service actuellement. Le but n'est pas tant d'utiliser en masse du composite, d'ailleurs l'approche tout-composite des airliners actuels relève plus d'un argument purement commercial et n'aboutit pas forcément à des avions les plus performants en terme de masse, surtout rapporté au coût... Le métal a encore de beau jour devant lui... Le F35 aurait pu profité d'une techno composite collée puisque l'Eurofighter en a profité. Je pense qu'il est bon de recadrer la discussion sur le sujet initial, qui était l'utilisation de longerons carbone, collés à la peau inf. Biensûr cela comporte des risques, mais il faut croire que ces risques sont maîtrisés puisque cette techno vole sur au moins deux avions militaires: Eurofighter et sur A400M (pour les raidisseurs collés). Que puis-je dire de plus?

La façon avec laquelle il faut interpreter cela est plutôt de la façon suivante: les avions métalliques sont de nos jours conçus pour pouvoir voler avec des fissures qui, à mesure qu'elles se propagent, dégradent peu à peu les performances mécaniques de la structure, qui n'est plus en mesure de tenir la charge extrème (1.5*charge limite) pour laquelle elle était dimensionnée à l'origine. On établit d'ailleurs un programme d'inspection à appliquer à intervalles réguliers au cours de la vie de l'avion, de façon a permettre au moins deux inspections (pour optimiser les chances de détection des fissures) avant que la dite fissure n'atteigne la taille critique calculée, c'est à dire la taille à partir de laquelle la structure ne pourra plus tenir la charge limite. C'est basiquement la base de l'approche tolérance aux dommages pour les structures métalliques. La tolerance aux dommages pour les composites est radicalement différente: les composites ne se fissurent pas sous l'effet du cyclage de chargement comme le font les métaux, mais ils sont par contre très susceptibles aux impacts, qui entrainent des délaminations et dégradent notoirement leur performances surtout en compression. Pour que ces materiaux soient tolérants aux dommages (dont le risque est important aussi bien pendant la vie de l'avion que pendant le manufacturing de la pièce en question) on va d'emblée les dimensionner en faisant l'hypothèse qu'ils sont impactés et qu'il contiennent des délaminations (impact de 35J classiquement), et accepter d'entrée de jeu la penalité de masse qui en resulte. Il est vrai que certains risques particuliers comme les chocs et crashes peuvent compromettre d'entrée de jeu le choix du carbone pour certaines structures, par exemple lorsqu'une structure métallique va pouvoir se plastifier pour absorber et contenir un gros débris à forte énergie cinétique alors qu'une structure carbone va se perforer (l'un des inconvénients du composite et qu'il ne plastifie pas). Par contre pour reprendre l'exemple de l'impact de 7.62, je n'ai jamais fait de dimensionnement au battle damage mais je peux facilement imaginer qu'il s'agirait de conduire une campagne d'essais de tire a balle réelle sur un bunch d'éprouvettes composites représentatives de la structure, et en nombre suffisant pour pouvoir caractériser les dommages qui en résultent (mophologie, taille, etc...). Ensuite charge au bureau d'étude de dimensionner la structure pour qu'elle puisse résister a charge limite (ou même Get Home Loads = 0.7*charge limite) avec un trou d'une dimension correspondant aux résultats d'essais. Il est possible que le résultat de ce dimensionnement soit que la structure composite qui en resulte doit être si épaisse qu'elle est au final plus lourde qu'une solution métallique, mais ça ne doit pas être souvent le cas. ... D'ailleurs 80% du revêtement du Rafale est en Carbone, donc... J'en suis absolument certain, et je ne pense pas qu'il s'agisse de frilosité d'utiliser du composite, pour reprendre ton expression, je pense qu'il s'agisse de raisons plus stratégiques, et moi assi, l'aimerais bien les connaître.

Je dis simplement que c'est une solution qui offre un certain nombre d'avantages qu'il est difficile d'ignorer. Quant à savoir pourquoi cette solution ne se retrouve pas sur d'autres avions combats en particulier le F35 qui est récent, et ce en dépit de la relative maturité de cette techno, c'est précisément la question que je pose depuis le début à la communauté de ce forum. J'en viens tout simplement à me demander si LM n'a pas trouvé un moyen un peu tordu de rendre discrète au radar une structure métallique interne à une peau composite, qui lui dispenserait ainsi d'avoir à considérer le carbone pour les éléments internes, et lui permettrait de s'en tenir à une bonne vieille structure hybride boulonnée...

Je ne comprends pas toute cette émotion autour du risque de battle damage qui selon certains rendrait rédhibitoire l'utilisation de matériau composite pour les longerons. S'il n'est pas possible de demontrer l'intégrité du longeron avec un trou d'un diametre forfetaire correspondant au battle damage a prendre en compte dans le dimensionnement, il suffit de s'en remettre a une approche MLP (multi load path) et démontrer que l'aile peut tenir charge limite (pour ne pas etre trop penalisant) avec un longeron manquant et redistribution des efforts dans les longerons adjacents. Il y a même fort à parier que cette approche induira un impact masse faible, sinon nul. Notez aussi qu'une approche MLP doit de toute façon être utilisée pour un longeron métallique afin de couvrir la perte d'un longeron suite à une propagation de fissure, à défaut de devoir le faire pour couvrir du batte damage. Certains semblent aussi oublier que les panneaux composite extrados et intrados de voilure eux mêmes sont les plus exposés aux dommages, et ça n'a pas empeche de pouvoir les justifier aux impacts...

Tout d'abord, je ne parlais pas de fatigue structurale, je parlais de niveau de contrainte structurale, purement d'un point de vue statique. En très simpliste, la contrainte est l'effort divisé par la section travaillante. Donc quelque soit ton niveau d'effort, tu vas dimensionner ta section travaillante pour faire chuter ta contrainte en-deçà de ton admissible matériau. Donc que tu travailles sur avion militaire ou civil, au final, tu dimensionnes ta structure pour qu'elle voit un niveau de contrainte proche (mais en dessous) de ton admissible matériau. Ensuite, les avions militaires sont principalement dimensionés par des aspects statiques (exemple 9G statique), alors que les avions civils dont la fourchette d'efforts est plus restreinte se veront donc notablement plus confrontés à des problèmes de fatigue. Enfin, on parle ici de structures composite, qui sont notoirement connues pour être insensible à la fatigue (quoi que ce ne soit pas tout-à-fait le cas mais presque). C'est exactement la même question qui se pose pour un avion civil.... Qu'est ce que l'aile de l'A380 vient faire là, c'est une aile métallique, pas composite?... (Les problèmes intervenus sur l'aile du 380 sont des problèmes de fatigue des pieds des nervures, donc rien à voir avec la technologie dont il est question dans notre discussion)

Je ne veux pas trop rentrer dans le débat de ce qui est crucial ou ne l'est pas car là n'est pas la question. La vraie question est de savoir si un principe constructif faisant intervenir des jonctions collées au lieu de jonctions boulonées dans un avion militaire sera pénalisant du point de vue de la réparabilité. Il est clair qu'une réparation sera plus compliquée à mettre en oeuvre sur une assemblage collé qu'un assemblage boulonné, lequel permet plus de flexibilité. Cependant le Typhoon, mais aussi l'A400M qui a une voilure à peaux composite & raidisseurs collés et qui est aussi dimensioné au battle damage, sont deux exemples d'avions militaires utilisant une techno type collage, et qui ont à forciori dû démontrer un certain nombre de sénarios de réparations possibles, battle damage inclus. Donc je disais simplement que je ne voyais pas pourquoi ce qui est possible sur le Typhoon et l'A400M ne le serait pas sur un autre avion de combat type F35... Du point de vue de la réparabilité, un impact de 12.7mm en champ de bataille sur un panneau composite ne fait guère de différence avec un emboutissement par un camion de maintenance sur le tarmac d'un aéroport. Au final, s'est la même chose, il faut détourer le domage et boulonner une réparation... Ou alors remplacer tout le panneaux si ça n'est pas réparable. Quant aux délais, ils sont plus dictés par le client que part des limitations techniques....

Une structure d'avion de combat subit des contraintes de niveau équivalent à celles d'un avion civil, bien que subissant des efforts plus important (9G contre 2G grosso-modo), à condition que les matériaux utilisés soient les mêmes et donc que la structure (militaire ou civile) soit dimensionée avec les mêmes adimissibles matériau. Autrement dit, pour une structure correctement dimensionnée, un joint de colle verra les mêmes contraintes dans un avion de combat que dans un avion civil (petit ou gros porteur). Les avions civils ne sont pas dimensionnés au battle damage mais doivent être réparables tout aussi rapidement pour être économiquement viables aux yeux d'une compagnie aérienne. L'ampleur des dégâts peut parfois être très importante comme pour le B787 d'Etypian Airlines encore immobilisée à Heathrow dont toute la section arrière sous la dérive subit une réparation majeure suite à un incendie. On voit donc que c'est possible même s'il s'agit d'une structure composite full barel avec raidisseurs collés. Je n'ai aucun mal à croire que l'aile du Typhoon est réparable pour la plupart des sénarios de dommages, du choc le plus anodin lors des opérations au sol jusqu'aux impacts de projectiles subis en combat...

Tu as raison sur le principe, mais en ce qui concerne les structures composite à joints collés, je pense qu'il faut relativiser un peu et se dire qu'il y avait déjà un recul suffisant sur cette techno pour décider d'en faire la baseline sur l'aile du Typhoon avec une prise de risque disons raisonnable. Après tout l'ATR72 qui a fait son premier vol en 1988 possède un caisson central de voilure en carbone avec panneaux intrados et extrados avec des raidisseurs en U collés, et c'est un avion civil. Au passage, cette techno s'est depuis bien répandue dans des applications de structures primaires comme les peaux sup et inf des voilures A400M, A350 et B787,caisson central A380 mais aussi dans des appications fuselage comme sur les A350, et B787, pour ne citer que ceux-ci. On peut alors se demander pourquoi un contructeur comme Lookheed Martin n'a pas opté pour un principe constructif similaire au Typhoon (longerons de voilure composite collés) pour les F22 et F35, deux avions pourtant résolument conçus pour être discrets aux ondes électromagnétiques. A première vue cela leur aurait aussi permis de diminuer le nombre de fixations de façon notable d'où un gain (i) en masse et (ii) en discretion.

Je me rappelle vaguement un brevet BAe Systems consistant à souffler un genre de millefeuille en titane à chaud pour lui faire épouser la forme du moule femel et obtenir d'un seul coup un canard autoraidi. Je me rappelle aussi avoi lu que des études de faisabilité au début du programme avait montre que cette solution, par ailleurs très ingénieuse, s'avérait un peu plus lourde mais beaucoup moins chère à mette en œuvre qu'une solution composite. À posteriori on peut par contre se demander si la question de la discrétion aux ondes électromagnétiques avait vraiment été prise en compte, ou peut étre que le problème de l'échauffement cinétique à Mach 2, comme quelqu'un l'avait déjà suggére sur ce même forum, n'a guère laissé le choix aux ingénieurs quant au matériau à utiliser...

Le message récurrent "best multi role fighter in the world" a la longue est assez exaspérant. Mais les passages sur la ligne de production sont très intéressants. On voit bien les panneaux intrados carbone de voilure avec les longerons carbones colles caractéristiques du Typhoon. Je ne pense pas que cette technologie existe sur d'autres avions de combat, je me demande d'ailleurs quelles en sont les répercutions sur le plan de la discrétion électromagnétique, sachant que le Rafale, le Raptor mais aussi le F35 ont à ma connaissance tous une structure interne métallique...

Correct un pilote danois me semble-t-il Lien original en danois: http://forsvaret.dk/FTK/Nyt%20og%20Presse/Nyhedsarkiv/nyheder/2006/Pages/Dansk%20pilot%20tester%20et%20af%20fremtidens%20kampfly.aspx traduction médiocre du passage en question à partir de google: "Au cours de débriefing ultérieur PEL a dit que , par exemple , avait des nouvelles de lui que le roulis de l'avion ne s'est pas arrêté quand il utilise son bâton demandé. Participer à des tests en direct - Les pilotes d'essai réguliers d'EADS connaissent le problème et ont appris à compenser en sorte qu'ils ne pensent pas beaucoup à ce sujet . Ici sont des étrangers juste les yeux peuvent être le prix pour le développement de l'avion , dit PEL et continue : - Il est très satisfaisant qui permet à un essai avec ce que je fournis peuvent être utilisés pour quelque chose, plutôt que juste un vol de démonstration ." Toutefois rien ne dit que ce problème n'a pas été depuis résolu par le biais de petite reprogrammation des commandes de vol.

On a du mal a comprendre qu'un pays puisse etre interesse par des avions que la RAF prevoit de retirer de service dans quelques annees seulement pour cause d'obsolescence. Ceci dit, on n'a paradoxalement pas de mal a croire que les anglais aient reussi une fois encore a refourger de la camelotte...

Peux tu elaborer? Merci

Sans vouloir mettre en doute tes sources, j'aurais pense que ca n'est quand meme pas n'importe quel ingenieur de St Cloud qui puisse donner une opinion fiable par rapport au probleme dont tu fais reference. Puis-je te demander ou dans le programme Rafale sont positionnees tes sources? Ca m'interesse. Merci.

Le tornado ADV ou le Tornado IDS?

Je me demande si ton point de vue n'est pas un peu trop simpliste... La peau de la derive est en fibre de carbone plus exactement, et si la fibre de carbone avait de telles propriétés de transparence electromagnétique il y a longemps qu'on l'utiliserait dans les radomes et autres carenages d'antenne, en lieu et place de la fibre de verre, un materiau mecaniquement bien moins performant que le carbone. Je veux bien croire que les composites en general sont plus transparents aux ondes EM que les metaux, mais de la a dire qu'ils laissent passer les ondes radar comme une fenetre laisse passer la lumiere c'est peut-être aller un peu vite en besogne. On peut d'ailleurs se demander s'il y a vraiment un interêt majeur à avoir une peau totalement transparente aux ondes EM à partir du moment ou la structure interne de l'avion est metallique (comme c'est le cas sur les Rafale, F22 et F35). N'a t-on pas intérêt à masquer à tous pris le squelette métalique de l'avion? J'aurais pensé que l'déal serait d'avoir un revêtement qui piègent les ondes radar au lieu de les faire traverser ou pire de les réfléchir, et je crois d'ailleurs savoir que ceci est le principe du RAM coating, qui dissipe l'énergie EM des ondes radar incidentes en chaleur. Il y a quelques années j'ai eu la chance d'avoir un boss qui avait passé quelques années sur le design du F35. Bien évidemment les informations qu'il m'a données sur ce projet étaient très parcelaires, d'ailleurs selon ses dires lui et son équipe étaient soigneusement écartés du "Circle of confidence" ce dont je n'ai aucun mal à croire. Je sais pourtant que les règles de design pour la structure interne (métallique), faisaient l'objet d'une attention particulière notamment aux interfaces avec la peau composite. Ces règles de design n'avait aucun intérêt structural et étaient de toute évidence dictées par des considérations de discrétion radar, ce qui donne une idée du casse-tête que constitue la relative transparence des materiaux composites aux ondes EM. Ton commentaire suggère qu'à partir du moment ou la peau de la dérive est composite il n'y a pas lieu de soucier de sa discretion, or les exemples des F22 et F35 semblent suggérer le contraire puisque sur ces deux avions, LM a opter pour une option bi-dérives avec un angle relativement important. Il y a donc, en plus du problème de transparence que j'évoque plus haut, un problème de réflection même si ce n'est surement pas aussi sévère qu'avec le métal. Bref, je n'ai pas vraiment de mal à comprendre pourquoi les ingénieurs aujourd'hui cherchent à se débarrasser de la dérive, à partir du moment ou les dernières technologies permettent d'envisager des moyens alternatifs de contrôle en lacet performants et d'impact masse raisonable. J'aurais plus de mal à comprendre que ces mêmes ingénieurs cherchent à se débarrasser des ailes... Quoi que le futur nous surprendra peut-être...

Il a l air bien sympatique ce Tao en tout cas, tres interessante cette video, merci pour le lien....

il pretend que le combat est deja termine a 0:50 (c est a dire juste avant le Fox 2 qui intervient a 0:51), car la vitesse du rafale est alors de 149kt, en violation du Roe. Donc si je comprends son point de vue tout ce qui se passe apres ne compte pas, y compris le fait que le Raptor semble franchir lui aussi allegrement les limites des soit disant RoEs... Je veux bien faire l effort de croire qu il est ancien pilote car il semble quand meme savoir des choses sur la question, mais ses posts me paraissent un peu tires par les cheveux...

Au sujet de la video montrant un Raptor dans le HUD du Rafale, j ai trouve le commentaire ci-dessous extrait d une discussion sur airliners.net: http://www.airliners.net/aviation-forums/military/read.main/153424/ J ai pense que ceux d entre vous qui sont des experts en combat aerien (pas comme moi...) seraient interesses de lire ces lignes et peut etre nous faire savoir vos commentaires eventuels... "Rafale pilot broke 2 rules of engagements typical in this sort of exercise: 1. Stay above 10,000ft. The fight was over as soon as this rule was violated. You have a hard deck in an exercise like this for safety reasons (and this is a lesson that was learned the hard way with pilots dying before this rule was implemented), and it is applicable to both sides. Depending on the cause of departure an aircraft can lose between 2,000 and 1,000 feet per oscillation and a single oscillation can last between 3 and 5 seconds. You need that time and altitude to recover. 2. Keep airspeed above 150 knots. If either pilot dropped air speed below 120 knots the pilot in breach of this rule must break off the engagement and recover air speed. The Rafale pilot easily dropped past 130 knots at 3:16. There are two ground altitude limits and this is standard for all modern air forces, one is set at 10,000 ft above the surface, below this altitude both pilots must disengage cease all aggressive maneuvers and restore altitude and speed. This rule is sometimes referred to as a 'soft deck'. The second ground altitude limit is at 5,000 ft and it is a red line. A breach of this limit will result in immediate grounding, followed by disciplinary action, remedial training, and a possible re-assignment away from fighter jets (for example, a desk job). FYI, the Rafale pilot could have been grounded for violating ROE. Training hard deck rule violation will result in the pilot being grounded. The hard deck rule during BFM is in effect for the safety of the crew and aircraft, these jets aren't exactly cheap and no one wants to write that letter to the pilots partner or parents explaining how his or her son/daughter/boyfriend/husband/wife/ died during a training mission. This, below is a high res video of the engagement: So let's run through the ROE violations with this higher quality video: 0:50, the fight was over for the Rafale. His speed dropped below 150 knots at that frame. 1:04, his speed dropped to 130 knots, and he should have by then disengaged. 1:32, his altitude dropped below 10,000ft AGL (soft ground altitude limit violation) 1:48, speed was at 93 knots. Way to slow. Should have broken off engagement and gone to recover air speed. 2:17, speed at 94 knots, and altitude at 8,930ft AGL. Too slow and too low if he's still fighting. 2:38, 6240 ft AGL. Way too low if he's still fighting. And let's just ignore the HUD's messages of "Release Stick" and "Too Slow"... both messages came up because the Rafale was stalling. The F-22 appears to not violate the ground altitude limit rule, as we see it in the HUD at 13,000 ft and by the distance it cannot be more than 500ft away and is perpendicular, so it's not on its way down. You don't see the F-22 again until the Rafale has already broken the 10,000ft deck."