Ograniczanie wyników
Czasopisma help
Autorzy help
Lata help
Preferencje help
Widoczny [Schowaj] Abstrakt
Liczba wyników

Znaleziono wyników: 37

Liczba wyników na stronie
first rewind previous Strona / 2 next fast forward last
Wyniki wyszukiwania
Wyszukiwano:
w słowach kluczowych:  rakieta
help Sortuj według:

help Ogranicz wyniki do:
first rewind previous Strona / 2 next fast forward last
EN
The project presented in this article, which consists in designing and launching a three-stage suborbital rocket with a 40 kg payload covers the subjects of the rapid development of a multi-stage proof-of-concept vehicle with a limited time to deploy. These finite resources and a negligible percentage of the technology available tested in-house in advance led to the implementation of chosen, well-known industrial solutions into the concept for a winning strategy. This paper presents the recent achievements and lessons learned from the production phase of the components, namely: the rocket motor, control section compartment, guidance and navigation bay, together with recent achievements and future challenges. This set of components, derived from the project, will fill the gap in the technological chain for future Polish launchers and munition. The three-stage suborbital rocket development project is divided into three phases, which will last a total of three years. The first phase is the conceptual design stage, along with laboratory tests of solutions and subsystems used in the rocket. The second phase consists in flight tests for individual stages, together with the decisive flight of a three-stage rocket made to reach the Kármán line. The final stage involves the commercialization of the developed technology and the creation of a service for carrying research loads of up to 40 kg. The project is valued at approximately USD 5 million. The project is co-financed by the National Centre for Research and Development (NCRD) as part of dedicated support for the Polish space industry.
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.
PL
Zagrożenie Izraela ostrzałami rakietowymi i moździerzowymi z roku na rok przybiera na sile i skali oddziaływania. Można przyjąć, że ostrzały rakietowe i moździerzowe stały się po zamachach bombowych najgroźniejszą bronią ugrupowań terrorystycznych z Palestyny i Libanu. W tych działaniach prym wiodą dwie największe organizacje terrorystyczne, tj. Hamas i Hezbollah. Wraz z rozwojem tej formy terroryzmu Izrael musiał poprawić skuteczność systemu obronnego, co przełożyło się na skuteczniejszą ochronę ludności cywilnej i obiektów infrastruktury cywilnej i wojskowej przed atakami rakietowymi i moździerzowymi. Zmiany w systemie obronnym wymagały wielu lat pracy, a ich szczególna intensywność przypadła na lata 2006-2012. Dokonane zmiany w systemie bezpieczeństwa przyczyniły się do wykształcenia dwóch form: obrony pasywnej i aktywnej, które są nieustannie modyfikowane i udoskonalane. Celem artykułu było scharakteryzowanie obrony Izraela przed atakami rakietowymi i moździerzowymi wykonywanymi przez ugrupowania terrorystyczne w latach 2001-2012. Przedmiotowo opracowanie ma charakter praktyczny, ponieważ proces badawczy został oparty na faktach i realnych działaniach zrealizowanych przez Izrael, mających ograniczyć wielkość strat wśród ludności cywilnej. Za początek rozważań naukowych przyjęto rok 2001, w którym doszło do pierwszych ostrzałów rakietowych terytorium Izraela.
EN
The threat to Israel from rocket and mortar attacks has been increasing in terms of strength and impact year after year. It can be assumed that rocket and mortar attacks have become the most dangerous weapons used by terrorist groups from Palestine and Lebanon, following suicide bombings. The two largest terrorist organizations, namely Hamas and Hezbollah, play a leading role in these actions. As this form of terrorism evolved, Israel had to improve the effectiveness of its defense system, resulting in a more efficient protection of civilian population and civil and military infrastructure against rocket and mortar attacks. The changes in the defense system required years of work, with a particular intensity during the years 2006-2012. The implemented changes in the security system led to the development of two forms of defense: passive and active, which are constantly modified and improved. The aim of this article was to characterize Israel’s defense against rocket and mortar attacks carried out by terrorist groups in the years 2001-2012. The research conducted for this purpose has a practical nature, as it is based on facts and real actions implemented by Israel to minimize civilian casualties. The analysis begins in 2001 when the first rocket attacks on Israeli territory took place.
4
Content available Suborbital Rockets in Safety & Defense Applications
EN
This paper presents benefits from using suborbital rockets in safety & defense applications. The paper describes suborbital rockets and their contribution to modern science, research and technology development. A historical view of suborbital rockets and their applications in safety & defense roles is discussed. Chosen research & development activities, military exercises and air defense systems’ tests performed using suborbital rockets in various countries are listed and described based on a literature review of publicly available sources. The paper presents capabilities of Łukasiewicz Research Network - Institute of Aviation in the field of suborbital rockets. A development of ILR-33 AMBER 2K rocket reaching flight speeds over Mach 4 and optimized to reach 100 km altitude is described with comment regarding its applicability in safety & defense applications supported by flight simulations.
EN
In paper the issue of a rocket flight impact and overall survivability of such flight by Apis mellifera (western honeybees) specimens is raised. Author claims that it is the key for using them on Mars for pollination in future, as this species is considered as one of the best pollinators, and should be examined before sending first human missions to the Red Planet. Rocket payload ‘BeeO!Logical’ was designed in order to conduct the research, the first of its kind worldwide. Its assumptions are presented along with overall descriptions of the experiments in two sounding rockets. Analysed data included survivability, carbon dioxide concentration values (respiration levels), temperature and humidity. It has been shown that A. mellifera specimens are able to survive the rocket flight. Project development possibilities are described, including widening the scope of the research with bumblebees (Bombus) and implementation of biocybernetic model of bee colony.
PL
Artykuł dotyczy wpływu lotu rakietą na przeżywalność i ogólną kondycję osobników Apis mellifera (pszczoły miodnej). Autor twierdzi, że jest to kluczem dla wykorzystania ich w przyszłości na Marsie, jako najlepiej poznanego dotychczas gatunku zapylacza, i powinno zostać zbadane przed pierwszymi załogowymi misjami na Czerwoną Planetę. Ładunek rakietowy „BeeO!Logical” został stworzony w celu przeprowadzenia takich badań, pierwszych swojego typu na świecie. Zostały zaprezentowane założenia mu towarzyszące wraz z ogólnym opisem przeprowadzonych eksperymentów w dwóch rakietach sondujących. Przeanalizowano dane dotyczące przeżywalności, koncentracji dwutlenku węgla (poziomów respiracji), temperatury oraz wilgotności. Wykazano, że osobniki A. mellifera są w stanie przeżyć lot rakietą. Opisane zostały możliwości rozwoju projektu, włączając poszerzenie zakresu badań o testy na trzmielach (Bombus) oraz stworzenie modelu biocybernetycznego rodziny pszczelej.
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.
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.
EN
This paper presents test results for the steel grade 15HGMV metallurgical purity, microstructure, method of production and effect on the mechanical performance of the input stock material for calibre 227 mm missile motor casings manufactured by cold flow forming. The reference product for the determination of preliminary design criteria of missile casings of the higher calibre were calibre 122 mm missiles manufactured in Poland. The final mechanical properties of the casings are a cumulative effect of quenching and tempering and strain hardening during cold flow forming. The research and industrial practice carried out so far have demonstrated that the production process of a Feniks missile (with a 1.5 mm thick casing wall) requires steel grades of extremely high purity. This steel grade is manufactured by VAD (Vacuum Arc Degassing) melting, followed by ESR (ElectroSlag Remelting) or, alternatively by melting and casting in vacuum oven. The content of hard and non-deformable non-metallic inclusions such as oxides is critical to the success of cold flow forming. The cal. 227 mm missile casings feature walls approximately 2.5 mm thick and produced by cold flow forming from a quenched and tempered intermediate product. New material specifications should be developed for this reason to enable correct cold flow forming and contribute to a significant improvement in the cost efficiency of manufacturing. The investigations covered herein were guided by an assumption that the thicker wall sections might make the material specifications applicable to lower-calibre missiles to restrictive and obsolete about cal. 227 missiles. After initial laboratory tests, this hypothesis will be verified in industrial experiments on the production of prototype missile casings from input stock materials varying in metallurgical purity.
PL
W artykule przedstawiono wyniki badań czystości metalurgicznej stali 15CrMoV6-10-3 (15HGMV), mikrostruktury, sposobu jej uzyskania i wpływu na właściwości mechaniczne materiału przeznaczonego do wytwarzania eksperymentalnych korpusów silników rakiet kalibru 227 mm metodą zgniatania obrotowego na zimno. Produkowane w kraju rakiety kal. 122 mm stanowiły wyrób odniesienia do określenia wstępnych wymagań dla korpusów rakiet większego kalibru. Finalne właściwości mechaniczne korpusów są sumarycznym efektem ulepszania cieplnego i umocnienia odkształceniowego w procesie zgniatania obrotowego na zimno. Dotychczas przeprowadzone badania i praktyka przemysłowa, wykazały, że wytworzenie korpusu rakiety Feniks (o grubości ścianki ok. 1,5 mm) wymaga bardzo wysokiej czystości stali, którą uzyskuje się w procesie wytapiania w piecu elektrycznym z próżniowym odgazowaniem i następnym przetopem elektrożużlowym lub alternatywnie w procesie wytapiania i odlewania w piecu próżniowym. Szczególnie istotna w trakcie zgniatania obro owego jest zawartość twardych nieodkształcalnych wtrąceń niemetalicznych takich jak tlenki. Korpusy rakiet 227 mm charakteryzuje ścianka o grubości ok. 2,5 mm uzyskiwana metodą zgniatania obrotowego z półwyrobu ulepszonego cieplnie. Z tego powodu należy opracować nowe wymagania dla materiału do poprawnego przeprowadzenia procesu zgniatania obrotowego, które mogą przyczynić się do istotnej redukcji kosztów wytwarzania. Podejmując zagadnienie stwierdzono, że ze względu na większe grubości ścianek korpusów rakiet 227 mm, stosowanie dla nich wymagań dotyczących mniejszych kalibrów może być zbyt restrykcyjne i niekonieczne. Hipoteza ta po przeprowadzeniu wstępnych badań laboratoryjnych zostanie zweryfikowana na podstawie wyników eksperymentów przemysłowych wytwarzania prototypowych korpusów z materiałów o zróżnicowanym poziomie czystości metalurgicznej.
EN
This paper presents a concept of a small scale liquid-propellant rocket engine designed in AGH Space Systems for sounding rocket. During preliminary design of thermal aspects various ways of cooling were evaluated and described. Possible issues and design approaches for ablative, radiation and regenerative cooling are raised. the authors describe available solutions. regenerative cooling is especially concerned as it is most popular solution in bi-liquid engines, in which alcohol fuel acts as coolant and is preheated before it reaches combustion chamber. To estimate a possible temperature distribution - and thus an applicability of such a system in the engine - a mathematical model of heat transfer was developed. Unique element of said engine is its oxidizer - nitrous oxide, which have been rarely used to date. Comparison between typical LOX bi-liquids is given and major differences that affect cooling arrangement are discussed. The authors compared different combinations of coolants, fuel/oxidizer ratios etc. To optimize the temperature distribution which is a key factor for the engine performance.
PL
W publikacji przedstawiono koncepcję małego, ciekłego silnika rakietowego zaprojektowanego w AGH Space Systems dla rakiet sondujących. Podczas wstępnej analizy termiczne aspekty różnych sposobów chłodzenia zostały wzięte pod uwagę, oszacowane i opisane. Rozważone zostały możliwe problemy i podejścia projektowe dla chłodzenia ablacyjnego, radiacyjnego oraz regeneracyjnego, a autorzy opisują dostępne rozwiązania. Chłodzenie regeneracyjne jest rozważane w szczególności ze względu na swoją popularność wśród silników zasilanych ciekłym materiałem pędnym, w których paliwo pełniąc rolę chłodziwa zostaje ogrzane zanim dotrze do komory spalania. W celu oceny rozkładu temperatury, tym samym oceny możliwości zastosowania chłodzenia, został stworzony model matematyczny wymiany ciepła. Unikatowym elementem wspomnianego silnika jest jego utleniacz - podtlenek azotu, który dotychczas był rzadko wykorzystywany. Wybór takiego utleniacza i jego implikacje porównano do typowego silnika zasilanego ciekłym tlenem i wskazano główne różnice, które wpływają na układ chłodzenia. Autorzy porównali również ze sobą różne warianty chłodziwa, w szczególności różne stosunki paliwa i utleniacza, w celu optymalizacji rozkładu temperatury.
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.
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.
12
Content available remote Modelowanie i symulacja procesu aktywacji radiozapalnika rakiety przeciwlotniczej
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.
13
Content available remote Model stanowiska do badania optycznej głowicy śledzącej
PL
W niniejszym referacie zaprezentowano stanowisko służące do badania optycznej głowicy śledzącej z prędkościowym układem stabilizacji kamery. Przedstawiono użyte elementy oraz zaproponowano przykładowy sposób badania optycznej głowicy śledzącej.
EN
This paper presents description of optical missile seeker test stand for seekers equipped with stabilised camera. Used elements were presented and exemplary method for testing the seeker was proposed.
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.
15
Content available remote Ocena wpływu manewrów obronnych celu na sterowanie rakietą
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.
PL
W artykule przedstawiono badania rakiet krótkiego zasięgu typu 5W27U, będących na wyposażeniu dywizjonów rakietowych. Szczególną uwagę poświęcono określeniu okresu bezpiecznej eksploatacji.
EN
The article presents a tests on short range missiles such NEWA, which are equipped missile squadrons. Special attention was given to testing service conditions for safe operation.
17
Content available remote Modelowanie ruchu i weryfikacja schematów aerodynamicznych rakiet
PL
W artykule przedstawiono model symulacyjny, umożliwiający generowanie przestrzennych trajektorii lotu rakiety oraz obliczanie parametrów i charakterystyk jej ruchu. Model wykorzystano do badania lotu i weryfikacji schematu aerodynamicznego nowo projektowanej rakiety Błyskawica.
EN
In this paper, the simulation model designed to spatial flight paths generation and calculations of missile parameters is described. It is used to flight researches and verification of aerodynamic schemes for new “Lightning” missile.
PL
Celem pracy jest przedstawienie wpływu charakterystyki sterującego silniczka gazodynamicznego na zakres strefy startu rakiety. W badaniach numerycznych wykorzystany jest model rakiety bliskiego zasięgu samonaprowadzającej się na cel. Rakieta w całym zakresie lotu sterowana jest aerodynamicznie przy wykorzystaniu pary sterów. Naprowadzanie na cel jest możliwe dzięki obrotowi rakiety wokół osi podłużnej. Do korekcji trajektorii lotu tuż po opuszczeniu wyrzutni dodatkowo zastosowane są sterujące silniczki gazodynamiczne. Od charakterystyki ciągu tych silniczków zależy, jak szybko wypracowywany jest przez rakietę właściwy kąt wyprzedzenia. Charakterystyka generowanej przez układ sterowania siły gazodynamicznej wpływa na obszar strefy startu rakiety. Można tak dobrać ciąg silniczków gazodynamicznych, aby rozszerzyć obszar skutecznego strzelania.
EN
The aim of the paper is to present how the controlling characteristics of the small gas-dynamic engine affect the scope of the missile launch zone. The short-range self-targeting missile model was applied in the numerical studies. The missile within the entire scope of the flight is controlled aerodynamically with a pair of rudders. Aiming at a target is possible owing to the missile rotary motion round the longitudinal axis.Additionally, small controlling gas-dynamic engines are applied for correcting the flight trajectory immediately after launching. How fast the missile develops the proper lead angle depends on the characteristics of the small engines thrust. The characteristics of the gas-dynamic force generated by the control system influences the missile launch zone. The way of matching the small gas-dynamic engines thrust may widen the effective shooting zone.
19
Content available remote Wpływ pionowego ruchu wyrzutni na lot rakiety
PL
Obiektem analizy jest przeciwlotnicza rakieta bliskiego zasięgu wystrzeliwana z wyrzutni umieszczonej na pokładzie okrętu. Do sterowania rakietą zastosowany jest układ hybrydowy wykorzystujący obrót pocisku wokół osi podłużnej. W procesie naprowadzania duże znaczenie ma pierwsza faza lotu tuż po opuszczeniu wyrzutni przez rakietę. Początkowe parametry startu odgrywają ważną rolę w kształtowaniu realizowanej trajektorii lotu. Niewielka prędkość ruchu rakiety w pierwszej fazie lotu powoduje słabą skuteczność sterowania aerodynamicznego. Wypracowanie korzystnego kąta wyprzedzenia wymaga zastosowania korekcji gazodynamicznej. Celem pracy jest przedstawienie wpływu pionowego ruchu wyrzutni na lot rakiety.
PL
W artykule przedstawiono przykładowe wyniki badań endoskopowych dla różnego typu rakiet będących na wyposażeniu wojska. Do badań wykorzystano system wideoendoskopowy Everest XLG3, zapewniający uzyskanie obrazów o wysokiej rozdzielczości szczegółów wewnętrznych silników rakietowych, konstrukcji nośnych, instalacji pneumatycznych i elektrycznych.
EN
Some results of endoscopic tests carried out for different types of rockets used by the armed forces are presented in the paper. The video-endoscopic system Everest XLG3 was used. The system provides high resolution pictures of internal details of rocket motors, frame, and also pneumatic and electric systems.
first rewind previous Strona / 2 next fast forward last
JavaScript jest wyłączony w Twojej przeglądarce internetowej. Włącz go, a następnie odśwież stronę, aby móc w pełni z niej korzystać.