Wyniki wyszukiwania - BazTech

Ograniczanie wyników

Znaleziono wyników: 2

Liczba wyników na stronie

Wyniki wyszukiwania

Wyszukiwano:
w słowach kluczowych: flight stability

Sortuj według:

Ogranicz wyniki do:

Numerical testing of flight stability of spin-stabilized artillery projectiles

Baranowski L.

Journal of Theoretical and Applied Mechanics

2013

Vol. 51 nr 2

375--385

The paper presents results of numerical research on the effect of the twist rate, muzzle velocity, Magnus moment and firing disturbances (cross and range wind) on the stability of flight of a Denel 155mm artillery projectile (Assegai M2000 Series) for flat and Steep trajectories.

W pracy przedstawiono wyniki badań numerycznych wpływu długości skoku gwintu lufy, prędkości początkowej pocisku, momentu Magnusa oraz zakłóceń warunków strzelania (wiatru podłużnego i bocznego) na stabilność lotu 155mm pocisku artyleryjskiego firmy Denel (Assegai M2000 Series) dla przypadku płaskiego i stromego toru lotu.

Equations of motion of a spin-stabilized projectile for flight stability testing

Baranowski L.

Journal of Theoretical and Applied Mechanics

2013

Vol. 51 nr 1

235--246

The paper presents a mathematical model of motion of a balanced spin-stabilized projectile considered as a rigid body with 6 degrees of freedom. The modeling uses coordinate systems conforming to Polish and International Standard ISO 1151. The design of kinematic equations describing motion around the center of mass uses the system of Tait-Bryan angles or Euler parameters. The total angle of attack and aerodynamic roll angle express aerodynamic forces and moments.

W pracy przedstawiono model matematyczny ruchu wyważonego pocisku stabilizowanego obrotowo traktowanego jako bryła sztywna o sześciu stopniach swobody. W modelowaniu zastosowano układy odniesienia zgodne z Polską i Międzynarodową Normą ISO 1151. W konstruowaniu kinematycznych równań ruchu dookoła środka masy zaproponowano wykorzystanie układu kątów Taita-Bryana lub parametrów Eulera. Siły i momenty aerodynamiczne wyrażono poprzez kąt nutacji oraz kąt przechylenia aerodynamicznego.