PL
 |
EN
Ograniczanie wyników
Czasopisma help
  1. 10 Mechanik
  2. 7 Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa
  3. 6 Problemy Techniki Uzbrojenia
  4. 5 Scientific Letters of Rzeszow University of Technology. Mechanics
  5. 5 Zeszyty Naukowe Politechniki Rzeszowskiej. Mechanika
Więcej...
Autorzy help
  1. 9 Dziopa Z.
  2. 6 Machowski B.
  3. 5 Koruba Z.
  4. 4 Ładyżyńska-Kozdraś E.
  5. 3 Stefański K.
Więcej...
Lata help
  1. 1 2024
  2. 2 2023
  3. 1 2020
  4. 2 2019
  5. 3 2018
Więcej...
Preferencje help
Polish version English version Język
Widoczny [Schowaj] Abstrakt
Liczba wyników

Znaleziono wyników: 49

Liczba wyników na stronie
first rewind previous Strona / 3 next fast forward last
Wyniki wyszukiwania
Wyszukiwano:
w słowach kluczowych:  missile
help Sortuj według:

help Ogranicz wyniki do:
first rewind previous Strona / 3 next fast forward last
1
Content available remote Badania wybranych elementów układu napędowego stosowanego w przeciwlotniczym pocisku rakietowym
Baran Piotr, Kasprzak Piotr, Magier Mariusz
Przemysł Chemiczny
|
2024
|
T. 103, nr 4
549--555
PL
Przedstawiono wyniki badań wybranych elementów układu napędowego stosowanego w pocisku rakietowym o kryptonimie W-755. Zbadano i opisano elementy wchodzące w skład łańcucha ogniowego generującego silny strumień produktów spalania. Badania prowadzono na pociskach rakietowych, demontując poszczególne elementy i urządzenia łańcucha ogniowego. Wykonano zdjęcia rentgenowskie oraz zdemontowano i zbadano zapłonniki, pironaboje, jak również ziarna prochowe wchodzące w skład silnika pierwszego stopnia i podsypek prochowych. Zweryfikowano także wybrane parametry elektryczne elementów układów łańcucha ogniowego, m.in. dla zapłonników PP-9RS i pironabojów PZ-253M5. Przeprowadzone badania przybliżają ideę działania układu zapłonowego stosowanego w pocisku rakietowym W-755 oraz problematykę związaną z oddziaływaniem produktów spalania w łańcuchu ogniowym, a także trwałość układów napędowych pocisków rakietowych w procesie długoletniego składowania.
EN
Selected elements of the propulsion system used in the missile code W-755 were presented. The elements included in the fire chain that generate a strong stream of combustion products were described. The tests were carried out on missiles, dismantling individual elements and devices of the fire chain. X-rays were taken, and the igniters, pyrocartridges and powder grains contained in the first stage engine and the powder ballasts were dismantled and examined. Selected electrical parameters of fire chain systems were verified, including for PP-9RS igniters and PZ-253M5 pyrocartridge. The idea of the operation of the ignition system used in the W-755 missile and the issues related to the impact of combustion products in the fire chain as well as the durability of missile propulsion systems in the process of long-term storage were presented.
2
Content available Matlab Class for Rapid Visualization of Missile-Target Engagement Scenarios
Bużantowicz Witold
Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa
|
2023
|
Vol. 14, Nr 4 (54)
23--36
EN
In this paper, the authorial Matlab Battlespace Visualization Class (MBVC) is proposed to plan, design, and compose the preliminary version of the desired computer animation, which can then be used both as a background for the discussion of the final composition and as an individual project for public presentation, providing a visual reference for missile-target engagement simulations. As a design tool, the MBVC allows us the combination of the advanced mathematical models of missile guidance loop elements (implemented in the discrete form as program scripts) with the capabilities offered by open, powerful, and flexible 3D graphical engine. As a visualization tool, the MBVC allows the designers to present their research findings in both an illustrative and informative way, providing a visual reference for the computer simulation. The class is freely available for scientific, engineering or educational use
PL
W artykule przedstawiono autorską klasę Matlab Battlespace Visualization Class (MBVC). Klasa przeznaczona jest do wspomagania projektowania przestrzennych scen wizualizacji i animacji komputerowej, które w dalszej kolejności mogą znaleźć zastosowanie zarówno jako tło do dyskusji nad finalną kompozycją, jak i indywidualny projekt do publicznej prezentacji, zapewniając wizualne odniesienie do wyników symulacji scenariuszy walk powietrznych. MBVC jako narzędzie projektowe umożliwia łączenie zaawansowanych modeli matematycznych elementów obwodu naprowadzania rakiet (zaimplementowanych w postaci dyskretnej w formie skryptów programowych) z możliwościami oferowanymi przez otwarty, wydajny i elastyczny silnik graficzny 3D. Jako narzędzie do wizualizacji MBVC dostarcza projektantom narzędzia niezbędne do przedstawienia wyników badań zarówno w ilustracyjny, jak i informacyjny sposób. Klasa jest bezpłatnie udostępniona do zastosowań naukowych, inżynierskich i edukacyjnych.
3
Content available Tests of a final control element in flight tests of a ground-to-ground missile search support system
Kołodziej Maciej, Kindracki Jan, Mężyk Łukasz, Kozłowska Sylwia, Wacko Krzysztof, Woźniak Przemysław, Zdybał Dominik
Materiały Wysokoenergetyczne
|
2023
|
T. 15
131--137
EN
Searches for test flight missiles are usually based on data collected and transmitted by the on-board telemetry system of the missile. If this fails, the chances of finding the missile’s landing site are significantly reduced. To provide an emergency solution, work has been undertaken to develop a search support system. Its role as a final control element is performed by an ejector using an explosive material capable of propelling loads containing devices which facilitate finding the missile’s touchdown point. The research conducted on the system included the selection of the mass of black powder required to perform the task, testing of the design solutions and measuring the ejection velocity of the loads. Four different amounts of black powder were tested. The results obtained showed some potential for the proposed solution.
PL
Poszukiwania pocisków rakietowych, wystrzeliwanych do lotów testowych, odbywają się zwykle w oparciu o dane zgromadzone i przekazane przez układ telemetrii znajdujący się na pokładzie rakiety. W przypadku jego awarii, szanse znalezienia miejsca lądowania pocisku znacznie maleją. Aby zapewnić rozwiązanie awaryjne, podjęto prace nad systemem wspomagania poszukiwań. Rola członu wykonawczego jest w nim realizowana przez wyrzutnik wykorzystujący materiał wybuchowy, zdolny do miotania ładunków zawierających urządzenia ułatwiające odnalezienie miejsca przyziemienia pocisku. Wykonane badania nad układem obejmują dobór ilości prochu czarnego, umożliwiającej wykonanie zadania, testy rozwiązań konstrukcyjnych oraz ocenę prędkości wylotowej ładunków. Przetestowano cztery różne naważki prochu czarnego jako materiału napędowego. Uzyskane wyniki pokazały pewien potencjał zaproponowanego rozwiązania.
4
Content available Use of Wind Tunnel Measurements Data in Cold Launched Missile Flight Simulations
Ożóg Rafał, Jacewicz Mariusz, Głębocki Robert
Pomiary Automatyka Robotyka
|
2020
|
R. 24, nr 1
49--60
EN
This article presents the results of wind tunnel testing of a model of a missile intended for a vertical cold launch system. The objective of this work was to obtain nondimensional aerodynamic coefficients to build a lookup table database for a six-degree-of-freedom numerical simulation of the missile launch phase. The material model of the full-scale missile was designed in UG/NX Siemens software and manufactured. Low speed measurements were conducted at the Warsaw University of Technology and as a result, static forces and moments characteristics were obtained using six component internal balance for a wide range of angles of attack and sideslip with a 1° interval. Finally, 200 Monte-Carlo simulations in MATLAB/Simulink were evaluated to investigate the missile behavior in the launch phase with the measured results. It was observed that the rolling moment resulting, i.a. from fin cant angles misalignments in the initial roll rate of the missile significantly affects the trajectories.
PL
Niniejszy artykuł przedstawia wyniki testów w tunelu aerodynamicznym modelu rakiety dedykowanej dla pionowego zimnego startu. Celem pracy było uzyskanie bezwymiarowych współczynników aerodynamicznych potrzebnych do opracowania bazy w postaci tablic dla numerycznej symulacji lotu o sześciu stopniach swobody. Model materialny pełnowymiarowej rakiety został zaprojektowany przy wykorzystaniu programu Siemens UG/NX. Testy zostały przeprowadzone na Politechnice Warszawskiej przy niskiej prędkości przepływu a charakterystyki statycznych sił i momentów uzyskano za pomocą sześcioskładnikowej wagi wewnętrznej dla szerokiego zakresu kątów natarcia i ślizgu z krokiem 1°. Ostatecznie, przeprowadzono 200 symulacji Monte-Carlo w programie MATLAB/Simulink w celu zbadania zachowania pocisku w fazie startu z użyciem zmierzonych wartości. Zostało zaobserwowane, że moment przechylający wynikający m.in. z niedokładności montażowych stabilizatorów wpływa znacząco na uzyskiwane trajektorie.
5
Content available Wybrane rozwiązania sprzętowo-programowe aparatury do oblotów technicznych stacji naprowadzania rakiet
Żygadło Stanisław, Podciechowski Maciej, Miernik Jakub
Problemy Techniki Uzbrojenia
|
2019
|
R. 48, z. 150
95--104
PL
W artykule przedstawiono wybrane rozwiązania sprzętowe i programowe aparatury do przeprowadzania oblotów technicznych stacji naprowadzania rakiet PZR NEWA SC. Sprawdzone, w warunkach poligonowych, rozwiązania potwierdziły możliwość zamontowania aparatury oblotowej na pokładzie samolotu SONEX LL i wykorzystania go do przeprowadzenia oblotów SNR.
EN
The paper presents selected hardware and software solutions for execution of technical check flights for the missiles guidance station (MGS) of SA-3 GOA SAM system. The solutions were proven under field conditions what was confirmed by integration of the checking equipment onboard of SONEX LL plane and its successive deployment for testing the MGS.
6
Content available Wybrane rozwiązania funkcjonalne czujników radiowych zapalników zbliżeniowych rakiet przeciwlotniczych
Żygadło Stanisław, Podciechowski Maciej, Miernik Jakub
Problemy Techniki Uzbrojenia
|
2019
|
R. 48, z. 149
65--73
PL
W artykule przedstawiono wybrane rozwiązania funkcjonalne czujników stosowane w radiowych zapalnikach zbliżeniowych.
EN
The paper presents selected solutions of functional sensors used in proximity radio-fuses (radio-detonators).
7
Content available System pionowego startu rakiety z wykorzystaniem sterowania gazodynamicznego
Głębocki R., Jacewicz M.
Problemy Techniki Uzbrojenia
|
2018
|
R. 47, z. 145
25--46
PL
Opracowanie dotyczy projektu systemu pionowego startu rakiety z wykorzystaniem sterów gazodynamicznych. Celem pracy było szczegółowe zbadanie metody dającej możliwość efektywniejszego wykorzystania materiałów pędnych w pierwszej fazie lotu pocisku, co pozwala na zwiększenie zasięgu i optymalizację toru lotu. W projektowanym systemie pocisk wyrzucany jest pionowo, obracany do żądanego położenia przy użyciu silników korekcyjnych, po czym następuje uruchomienie silnika marszowego. Skoncentrowano się na badaniu dynamiki i sterowalności pocisku przy małych prędkościach. Opisano model fizyczny i matematyczny obiektu uwzględniający nieliniowości związane z dynamiką samej rakiety, zaburzenia powstałe przy uruchamianiu silnika rakietowego jak również niektóre ze zjawisk aerodynamiki nieustalonej. Przedstawiono sposób identyfikacji charakterystyk aerodynamicznych rakiety oraz algorytm sterowania silnikami korekcyjnymi. Przygotowany matematyczny model rakiety posłużył do stworzenia środowiska symulacyjnego. Przedstawiono wyniki symulacji numerycznych w postaci wykresów i zestawień.
EN
The paper deals with a concept of a missile vertical launch system using reaction control jets. The purpose of the study was a detailed investigation of a method optimizing fuel consumption in the first phase of the missile flight to increase the range and optimize the flight path. In the designed system the missile is ejected vertically and turned to the desired position by using corrective engines before the sustainer motor is started. The dynamics and controllability of the missile at low velocities were studied. The physical and mathematical model of the object has been described, taking into account the nonlinearities connected with the dynamics of the rocket itself, the disturbances caused by firing the rocket engine as well as some effects the unsteady aerodynamics. A method identifying the aerodynamic characteristics of the missile and an algorithm controlling the correction engines is presented. A prepared mathematical model of the missile was used to create a simulating environment. The results of numerical simulations in the form of graphs and tables are presented.
8
Content available An Application of Visual-Observation Unmanned Aerial Vehicles in Live Firing Range Tests
Miszczak M., Ruliński P., Zarzycki B., Kuc M.
Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa
|
2018
|
Vol. 9, Nr 4 (34)
177--184
EN
This paper describes a practical application of two visual observation VTOL UAVs (also “drones” further herein) in tests performed on a proving ground operated by the Military Institute of Armament Technology. One of the two drone’s loads included a VIS light video camera, and the other one’s load featured a thermal imaging (IR) video camera. As a part of the same application, both drones were used to visually monitor the flight path of an experimental short-range rocket missile, which featured an inertial guidance head with an onboard flight recorder. A live firing range test stand is described herein, including the positioning of both drones relative to the launcher of the experimental short-range rocket missile, and a target designed as a trap for the same missile. Two sequences of still frames are presented herein, selected from the video recordings captured by the drones’ video cameras to record the flight path of the experimental rocket missile when it failed to hit the target. The VIS video camera observation of the rocket missile’s flight past the target, and especially in the end stage of flight facilitated an approximate determination of the missile’s landing location; the IR camera observation of the same facilitated the precise location of the landed missile in the field. Hence, both drones proved to be tools capable in locating experimental rocket missiles which missed their target and landed in the field of the proving ground.
PL
W artykule przedstawiono zastosowanie dwóch obserwacyjnych dronów powietrznych pionowego startu i lądowania do badań prowadzonych na poligonie Wojskowego Instytutu Technicznego Uzbrojenia. Jeden z dronów wyposażony był w kamerę wizyjną, zaś drugi – w termowizyjną. Z obu dronów jednocześnie rejestrowano obraz lotu eksperymentalnego pocisku rakietowego krótkiego zasięgu, wyposażonego w głowicę inercyjną zawierającą pokładowy rejestrator. Opisano stanowisko badawcze do badań poligonowych, w tym usytuowanie dronów względem wyrzutni rakietowej i tarczy do wychwytywania pocisków rakietowych. Zaprezentowano także dwie sekwencje wybranych zdjęć z filmów uzyskanych za pomocą kamer zainstalowanych na dronach, rejestrujących lot pocisku w przypadku nie trafienia w tarczę. Obserwacja pocisku po minięciu tarczy, zwłaszcza w końcowej fazie jego lotu za pomocą kamery wizyjnej, umożliwiła określenie w przybliżeniu miejsca upadku pocisku, zaś dzięki zastosowaniu kamery termowizyjnej możliwa była precyzyjna lokalizacja pocisku w terenie. Oba drony okazały się zatem przydatne do odnajdywania na terenie poligonu eksperymentalnych pocisków rakietowych, w sytuacji gdy te nie trafiały w tarczę.
9
Wybrane problemy projektowania układów zasilania rakietowych platform testowych
Lewandowski Z., Łuszczyk M., Turek J.
Elektronika : konstrukcje, technologie, zastosowania
|
2018
|
Vol. 59, nr 10
48--52
PL
Realizacja badań naukowych i prac rozwojowych w obszarze technologii rakietowych wymaga opracowania rakietowych platform testowych, które charakteryzować się będą bezpieczeństwem eksploatacji, dużą niezawodnością, powtarzalnością parametrów technicznych oraz niskimi kosztami wytwarzania. Jednym z istotnych elementów rakietowych platform testowych jest źródło zasilania urządzeń pokładowych, takich jak układy sterów elektrycznych, układ autopilota, układ samodestrukcji oraz układ telemetrii pokładowej. W artykule sformułowano problem badawczy dotyczący opracowania wydajnych, niezawodnych oraz tanich źródeł zasilania o niewielkich wymiarach gabarytowych oraz przedstawiono wybrane problemy doboru źródeł zasilania dla testowych platform rakietowych. Zaprezentowano koncepcję wykorzystania źródeł zasilania na bazie baterii superkondensatorów. Zaprojektowano i wykonano model bloku zasilania oraz poddano go testom i badaniom weryfikującym założone parametry techniczne. Wyniki badań zostały w podsumowaniu artykułu poddane krytycznej ocenie. Sformułowano dalsze kierunki prac inżynierskich i badań, których celem jest opracowanie wydajnych oraz tanich źródeł zasilania dla rakietowych platform testowych.
EN
Implementation of scientific research and development works in the field of missile technologies requires the development of rocket testing platforms, which will be characterized by operational safety, high reliability, repeatability of technical parameters and low manufacturing costs. One of the important elements of the rocket testing platforms is the power supply for on-board equipment such as electrical steering systems, autopilot systems, self-destruction systems and on-board telemetry systems. The article presents a research problem concerning the development of efficient, reliable and cheap power sources of small dimensions and presents selected problems of selection of power sources for test rocket platforms. The concept of using power sources based on super capacitors’ batteries was presented. A power block model was designed and manufactured and subjected to tests and examinations verifying the assumed technical parameters. The results of the research were critically evaluated in the summary of the article. Further engineering and research directions have been formulated to develop efficient and cost-effective power supplies for rocket testing platforms.
10
Content available The control of anti-aircraft missile flight path in atmospheric disturbances
Grzyb M., Stefański K.
Zeszyty Naukowe Akademii Marynarki Wojennej
|
2017
|
R. 58 nr 2 (209)
51--60
EN
The control of homing surface-to-air short-range anti-aircraft missile takes place in the atmosphere, in which there are different types of atmospheric disturbances such as: turbulence, gust and wind shear. The atmospheric disturbances is generated with the Dryden power spectral density model. This paper presents a method for control of flying objects such as anti-aircraft missile moving in a disturbed environment. The method of proportional navigation will be applied for the guidance of missile on the ground target. The research will include the analysis of influence of atmospherics on the hitting the target accuracy, the shape of the flight path and the values of generated control forces. Numerical research will be carried out with use of Matlab/Simulink software. Obtained results will be presented in the graphical form.
PL
Sterowanie samonaprowadzającym obiektem latającym, jakim jest przeciwlotniczy pocisk rakietowy (PPR), odbywa się w atmosferze ziemskiej, w której zachodzą różnego typu zjawiska atmosferyczne, jak turbulencje, uskoki i podmuchy wiatru. Zakłócenia atmosferyczne przyjęto jako proces stochastyczny w postaci gęstości widmowej mocy (model Drydena). W artykule zaprezentowano metodę sterowania PPR poruszającym się w atmosferze zaburzonej. Do naprowadzania pocisku rakietowego na cel powietrzny wykorzystana została metoda proporcjonalnej nawigacji. Badania objęły analizę wpływu zakłóceń atmosferycznych na dokładność trafienia w cel, kształt toru lotu oraz wartości generowanych sił sterujących. Symulacje komputerowe przeprowadzone zostały w środowisku Matlab/Simulink, a niektóre wyniki badań przedstawione w postaci graficznej.
11
Content available Analysis of the Impact of Disruptions from the Launch of Missile on the Stability of a Scanning and Tracking IR Seeker Operation
Gapiński D.
Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa
|
2017
|
Vol. 8, Nr 2 (28)
71--84
EN
The paper presents the results of research to determine the impact of disruptions occurring during the launch of missile on the stability of operation of an optoelectronic scanning and tracking IR seeker (homing head). The main task of the seeker is to detect and then precisely track an air target. In the tests, the dynamic disruptions due to overloads acting on the seeker during the launch of the missile system were taken into account. The test results are presented in a graphic form.
PL
W pracy przedstawiono wyniki badań mających na celu określenie wpływu zakłóceń pochodzących od startu pocisku rakietowego na stabilność pracy zaprojektowanej, optoelektronicznej głowicy skanująco-śledzącej. Podstawowym zadaniem głowicy jest wykrycie, a następnie precyzyjne śledzenie wykrytego celu powietrznego. W badaniach uwzględnione zostały zakłócenia dynamiczne pochodzące od przeciążeń działających na głowicę w trakcie startu pocisku rakietowego. Wyniki badań zaprezentowano w formie graficznej.
12
Content available remote Synteza pilota automatycznego demonstratora rakiety przeciwlotniczej
Machowski B., Makowski M., Miller D., Zygmunt B.
Mechanik
|
2016
|
R. 89, nr 7
752--754
PL
Autopilot demonstratora pocisku rakietowego na podstawie sygnałów z układu pomiarowego powinien stabilizować charakterystyki dynamiczne pocisku. Układ nawigacji bezwładnościowej pozwala określać położenie pocisku w przestrzeni względem wcześniej ustalonego układu współrzędnych. Ze względu na fakt, iż pocisk rakietowy docelowo będzie zdalnie sterowany, jako układ odniesienia przyjęto układ związany z ziemią. Sygnały z układu pełniącego funkcję układu nawigacji bezwładnościowej są sygnałami sterującymi dla układu pilota automatycznego. Uzupełnieniem sygnału zadajnika jest wprowadzony dodatkowo sygnał kompensacji zmiany masy.
EN
The demonstrator anti-aircraft missile autopilot based on signals from the measuring system should stabilize the dynamic characteristics of the missile. Inertial navigation system allows you to specify the location of the missile in space relative to the pre-established coordinate. Due to the fact that the missile eventually will be remote-controlled, adopted as a reference system associated with the layout. The signals from the inertial navigation system function to act as control signals are for the remote control. Complement of the signal adjuster is introduced in addition compensation signal changes.
13
Content available remote Modelowanie i symulacja wpływu kąta ataku rakiety przeciwlotniczej na skuteczność rażenia głowicy bojowej
Żygadło S., Miernik J.
Mechanik
|
2016
|
R. 89, nr 7
885--887
PL
Praca zawiera opis analizy końcowej fazy lotu rakiety przeciwlotniczej naprowadzanej na cel oraz badanie wpływu kąta ataku na skuteczność rażenia głowicy bojowej.
EN
The work describes the analysis of the final phase of flight antiaircraft missiles guidance on the purpose and study the impact angle of attack on the effectiveness of destruction warhead.
14
Content available remote Modelowanie i symulacja procesu aktywacji radiozapalnika rakiety przeciwlotniczej
Żygadło S., Miernik J.
Mechanik
|
2016
|
R. 89, nr 7
888--890
PL
Praca zawiera opis analizy końcowej fazy lotu rakiety przeciwlotniczej naprowadzanej na cel oraz badanie procesu aktywacji radiozapalnika na skuteczność rażenia głowicy bojowej.
EN
The work describes the analysis of the final phase of flight antiaircraft missiles guidance on the purpose and study the activation process radiozapalnika the effectiveness of destruction warhead.
15
Content available Pomiar rozkładu pola temperatury na powierzchni pocisków rakietowych podczas lotu
Szklarski A., Świderski W., Machowski B.
Problemy Techniki Uzbrojenia
|
2015
|
R. 44, z. 133
43--61
PL
Tematem niniejszego artykułu jest przedstawienie koncepcji stanowiska do badań pocisków pod kątem nagrzewania się ich korpusu podczas lotu. Stanowisko do badań wzorowane jest na tunelu aerodynamicznym. W celu przebadania różnych rozwiązań do analizy zostały przygotowane cztery pociski o typowych przeznaczeniach, ale znacznie różniące się prędkością lotu i konstrukcją aerodynamiczną.
EN
The subject of the paper is to present a concept of experimental set-up to test the heating of missile body at flight. The set-up is based on a wind tunnel. In order to test different solutions four missiles of typical designation but different flight speeds and aerodynamics were prepared for analysis.
16
Content available The impact of launcher turret vibrations control on the rocket launch
Dziopa Z., Koruba Z.
Bulletin of the Polish Academy of Sciences. Technical Sciences
|
2015
|
Vol. 63, nr 3
717--728
EN
The paper discusses the missile lift-off from a launcher placed on a motor vehicle. The stimulation of the assembly vibration results from the input generated by the road and the missile firing. The unfavourable input generated in the course of assembly operation has an impact on the characteristics of the initial missile flight parameters. The aim of the paper is to apply the hybrid vibroisolation system of the launcher turret in order to improve the conditions of the missile launch from the assembly. The active system reducing the occurring disturbance allows to control the launcher turret vibrations. Owing to that it is possible influence effectively the initial missile flight parameters.
17
Content available Modelowanie i symulacja numeryczna samonaprowadzania pocisku rakietowego na cel naziemny z wykorzystaniem sterowanego giroskopu
Ładyżyńska-Kozdraś E., Koruba Z.
Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa
|
2014
|
Vol. 5, Nr 3 (17)
35-50
PL
W pracy zaprezentowano modelowanie dynamiki pocisku rakietowego, stabilizowanego przy użyciu giroskopu, samonaprowadzającego się na manewrujący cel naziemny. Model matematyczny opracowany został przy zastosowaniu równań Boltzmanna–Hamela dla układów mechanicznych o więzach nieholonomicznych. Pokazano, jak stosując ogólny model matematyczny sterowanego obiektu latającego, wprowadzając prawa sterowania jako więzy nieholonomiczne oraz stabilizację giroskopową, można sterować automatycznie badanym obiektem. Wprowadzone prawa sterowania stanowią związki kinematyczne uchybów, to znaczy różnic między parametrami zadanymi i realizowanymi lotu pocisku rakietowego. Otrzymane prawa sterowania potraktowano jako więzy nieholonomiczne ograniczające ruch pocisku tak, aby spełniał on żądany manewr sterowany. Związki kinematyczne i kryteria naprowadzania stanowią koordynację lotu sterowanej automatycznie rakiety, której ruch został powiązany z linią obserwacji manewrującego przestrzennie celu, wyznaczoną przez oś sterowanego giroskopu. Poprawność opracowanego modelu matematycznego potwierdziła symulacja numeryczna przeprowadzona dla pocisku klasy „Maverick” wyposażonego w giroskop będący elementem wykonawczym skanowania powierzchni ziemi i śledzenia wykrytego na niej celu. Analizie poddana została zarówno dynamika giroskopu, jak i pocisku podczas procesu śledzenia wykrytego celu. Wyniki przedstawione zostały w postaci graficznej.
EN
The paper presents the modelling of the dynamics of a self-guided missile steered using a gyroscope. In such kinds of missiles, attacking the targets detected by them, the main element is a self-guiding head, which is operated by a steered gyroscope. A mathematical model was precluded using the Boltzmann–Hamel equations for mechanical systems with non-holonomic constraints. A relatively simple method for automatic control has been presented based on introducing the control laws and gyroscope into a general model of a flying object. These control laws have the form of kinematics relations between the real and preset flight parameters, respectively. The resulting control laws are considered as non-holonomic constraints of the missile motion ensuring that it executes the specified controlled manoeuvre. Kinematical relations combined with homing criteria represent the coupling between the missile flight and 3D motion of a manoeuvring target. Correctness of the developed mathematical model was confirmed by digital simulation conducted for a Maverick missile equipped with a gyroscope being an executive element of the system scanning the earth’s surface and following the detected target. Both the dynamics of the gyroscope and the missile during the process of scanning and following the detected target were the subject to digital analysis. The results were presented in graphic form.
18
Content available Rozwój metod obliczeniowych do symulacji trajektorii lotu rakiet
Matyaszewski J.
Prace Instytutu Lotnictwa
|
2014
|
Nr 1 (234) March 2014
90--103
PL
Celem niniejszej pracy jest przedstawienie aktualnych działań Zakładu Technologii Kosmicznych Instytutu Lotnictwa na drodze rozwoju komputowych symulacji lotu rakiet. W pierwszej części publikacji wyjaśniono potrzebę tworzenia omawianego oprogramowania i dotychczasowe osiągnięcia pracowników w tej dziedzinie. Główną część artykułu poświęcono zaawansowanym metodom symulacji lotu rakiet watmosferze ziemskiej, czyli algorytmom obecnie rozwijanym przez autora niniejszego tekstu. Oprócz informacji dotyczących przyjętych założeń przedstawiono aktualne możliwości tworzonego oprogramowania. W krótkim podsumowaniu określono dalsze kierunki rozwoju projektu.
EN
The paper presents current efforts undertaken at the Institute of Aviation to develop computer program for simulation of rocket flight in the atmosphere as well as for satellite’s launcher. The main content of this work includes a description of advanced algorithms for 6 degrees of freedom rocket flight modelling in the atmosphere. The initial results of exemplary calculations of flight of the single stage rocket in atmosphere and two stage satellite launcher are presented in the paper. Further planes of improvements of the developed program are also presented.
19
Content available remote Symulacja dynamiki pocisku rakietowego w warunkach laboratoryjnych
Zygmunt B., Panasiuk J., Machowski B., Kaczmarek W.
Mechanik
|
2014
|
R. 87, nr 7CD
745—752
PL
W artykule przedstawiono rozwiązanie pozwalające na badanie dynamiki pocisków rakietowych w warunkach laboratoryjnych z wykorzystaniem manipulatora o sześciu stopniach swobody. Zaprezentowane stanowisko pozwala na zbieranie danych pomiarowych z układu sterowania w czasie rzeczywistym, jak też umożliwia testowanie algorytmów sterujących.
EN
The article presents a solution to study the dynamics of missiles in the laboratory conditions using a manipulator with six degrees of freedom. Presented position allows the collection of measurement data from the control system in real time as well as allows to test control algorithms.
20
Content available remote Ocena wpływu manewrów obronnych celu na sterowanie rakietą
Dziopa Z.
Zeszyty Naukowe Politechniki Rzeszowskiej. Mechanika
|
2013
|
z. 85[288], nr 3
229--238
PL
Celem pracy jest ocena możliwości osiągnięcia celu przez przeciwlotniczą rakietę bliskiego zasięgu samonaprowadzającą się na ten cel. Rakieta obraca się wokół osi podłużnej i jest wyposażona w parę sterów aerodynamicznych i opcjonalnie w układ dwóch silniczków gazodynamicznych. Układ sterowania posiada aparaturę jednokanałową i pracuje w trybie przekaźnikowym, generując siłę wypadkową określoną po każdym obrocie rakiety. Cel wykonuje manewry obronne, które mają prowadzić do nieskutecznego sterowania rakietą. W każdym przypadku start rakiety odbywa się z tzw. obszaru skutecznego strzelania. Okazuje się, że mimo uprzywilejowanego startu rakiety cel, wykonując odpowiedni manewr obronny, może uniknąć trafienia. Jeżeli w rakiecie jest zastosowany hybrydowy układ sterowania, to może ona wcześniej wypracować właściwy kąt wyprzedzenia. Ma to duże znaczenie, gdyż rakiety tej klasy muszą w krótkim okresie wypracować właściwą trajektorię lotu. Sterowanie aerodynamiczne jest mało efektywne na początku lotu. Po opuszczeniu wyrzutni rakieta porusza się ze zbyt mała prędkością, aby wygenerowana siła sterująca mogła istotnie zmienić trajektorię. Sterowanie gazodynamiczne jest natomiast bardzo efektywne na początku lotu. Mała prędkość rakiety tuż po opuszczeniu wyrzutni sprzyja wygenerowaniu wystarczająco dużej siły sterującej, aby wypracować odpowiedni tor lotu. W trakcie wzrostu prędkości lotu spowodowanej działaniem silnika rakietowego o startowym ciągu efektywność sterowania aerodynamicznego rośnie, a sterowania gazodynamicznego maleje. Dlatego sterowanie gazodynamiczne jest stosowane w pierwszej fazie lotu. Jego skuteczność potwierdzają przeprowadzone symulacje komputerowe. Odpowiednia zmiana trajektorii w pierwszej fazie lotu pozwala na wypracowanie optymalnego kąta wyprzedzenia i skuteczne naprowadzanie w trakcie działania silnika rakietowego o marszowym ciągu.
EN
The aim of the paper is to evaluate the possibilities of reaching the target by a short-range homing missile. The missile revolves around the longitudinal axis and it is equipped with a pair of aerodynamic controls and optionally with a system of two gas-dynamic small engines. The control system has a single-channel apparatus and works within the relay mode generating the resultant force determined after each revolution of the missile. The target performs defensive maneuvers, which are to lead to unsuccessful missile control. In each case the missile is launched from the socalled areas of effective shooting. It turns out that despite the favorable missile launch the target can avoid being hit by performing defensive maneuvers. If the missile has a hybrid control system it can work out a proper lead angle ahead of time. It is important because the missiles of this class have to reach the right flight trajectory in a short time. Aerodynamic control is of little effectiveness at the beginning of the flight. After launching the missile’s velocity is too low for the generated control force to change the trajectory in a significant way. Gas-dynamic control is very effective at the beginning of the flight. Low speed of the missile soon after launching helps to generate control force which is large enough to work out the right trajectory. When raising the flight velocity due to the rocket engine operation with launch thrust, aerodynamic control effectiveness grows, while gas-dynamic control decreases. Therefore, the gas-dynamic control is applied during the first stage of the flight. Its effectiveness is proved in computer simulations. The correct alteration of the trajectory in the first phase of the flight allows for developing the optimum lead angle and successful homing during the operation of the missile engine with the marching thrust.
first rewind previous Strona / 3 next fast forward last
JavaScript jest wyłączony w Twojej przeglądarce internetowej. Włącz go, a następnie odśwież stronę, aby móc w pełni z niej korzystać.