PL
 |
EN
Ograniczanie wyników
Czasopisma help
  1. 9 Problemy Techniki Uzbrojenia
  2. 7 Scientific Letters of Rzeszow University of Technology. Mechanics
  3. 7 Zeszyty Naukowe Politechniki Rzeszowskiej. Mechanika
  4. 3 Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa
  5. 3 Zeszyty Naukowe Katedry Mechaniki Stosowanej / Politechnika Śląska
Więcej...
Autorzy help
  1. 6 Dziopa Z.
  2. 3 Ładyżyńska-Kozdraś E.
  3. 1 Baran Piotr
  4. 1 Bareła J.
  5. 1 Bartkowiak B.
Więcej...
Lata help
  1. 1 2024
  2. 2 2023
  3. 1 2021
  4. 2 2020
  5. 1 2017
Więcej...
Preferencje help
Polish version English version Język
Widoczny [Schowaj] Abstrakt
Liczba wyników

Znaleziono wyników: 34

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

help Ogranicz wyniki do:
first rewind previous Strona / 2 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 Lessons learned and the recent achievements of a three-stage suborbital rocket production
Sokołowski Dariusz, Cichocki Maciej
Safety & Defense
|
2023
|
1
47--57
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.
3
Content available Diagnoza działań obronnych Izraela przed terrorystycznymi atakami rakietowymi i moździerzowymi w latach 2001-2012
Radomyski Adam, Michalska Anna
Aviation and Security Issues
|
2023
|
No. 1
313--330
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
Noga Tomasz
Safety & Defense
|
2021
|
2
65--79
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.
5
Content available Can We be with Bee on Mars? Evaluating the Impact of a Rocket Flight on the Condition of Honeybees (Apis Mellifera)
Stasiowska Dagmara
Transactions on Aerospace Research
|
2020
|
Nr 2 (259)
36--46
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.
6
Content available A Computer Software Application for the Design and Simulation of Unguided Rockets
Motyl Krzysztof, Musiałek Filip
Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa
|
2020
|
Vol. 11, Nr 2 (40)
67--80
EN
The paper presents a specification and performance characteristics of a computer software application developed for rocket design engineering. The methodology for the determination of aerodynamic characteristics by the software application is based on the Chernabrovkin-Lebyadyev’s experimental and theoretical method. The computer simulation results presented in the paper were generated for two types of 122-mm calibre rockets, M-21OF Grad and M-21FHE Feniks. The simulation results were verified with the results produced using other calculation methods.
PL
W pracy zamieszczono opis i charakterystykę użytkową opracowanej aplikacji komputerowej do projektowania pocisków rakietowych. Metodyka wyznaczania charakterystyk aerodynamicznych przez opracowane oprogramowanie bazuje na metodzie teoretyczno-doświadczalnej Czernabrowkina i Lebiadiewa. Zamieszczone w pracy wyniki symulacji komputerowej przeprowadzono dla 122 mm pocisku rakietowego M-21OF Grad oraz M-21FHE Feniks i zostały poddane weryfikacji z wynikami uzyskanymi innymi metodami obliczeniowymi.
7
Content available Wind tunnel tests of influence of boosters and fins on aerodynamic characteristics of the experimental rocket platform
Ruchała P., Placek R., Stryczniewicz W., Matyszewski J., Cieśliński D., Bartkowiak B.
Prace Instytutu Lotnictwa
|
2017
|
Nr 4 (249)
82--102
EN
The paper presents results of wind tunnel tests of the Experimental Rocket Platform (ERP), which is developed in Institute of Aviation. It is designed as an easy accessible and affordable platform for microgravity experiments. Proposed design enables to perform experiments in microgravity for almost 150 seconds with apogee of about 100 km. The full-scale model of the ERP has been investigated in the T-3 wind tunnel in Institute of Aviation. During the investigation, the aerodynamic loads of the rocket has been measured for the angle of attack up to 10° and the different rotation angle around the longitudinal axis (up to 90°, depending on the configuration). Three configurations has been investigated: • without fins and boosters • with fins and without boosters • with fins and boosters. Additionally, the measurements of velocity field around the ERP using the Particle Image Velocimetry (PIV) has been performed. Based on the wind tunnel test, an influence of fins and boosters on aerodynamic characteristics of the rocket has been described. Results of the wind tunnel tests show relatively high contribution of boosters in total aerodynamic drag. Some conclusions concerning performance and stability of the rocket have been presented.
PL
W artykule przedstawiono wyniki badań tunelowych Eksperymentalnej Platformy Rakietowej (EPR), powstającej w Instytucie Lotnictwa. EPR jest projektowana jako tania i łatwo dostępna platforma do eksperymentów w mikrograwitacji. Powstająca konstrukcja umożliwi wykonanie eksperymentów trwających do 150 sekund, na wysokości ok. 100 km. Model EPR w skali naturalnej został przebadany w tunelu aerodynamicznym T-3 w Instytucie Lotnictwa. Podczas badań zmierzono obciążenia aerodynamiczne działające na rakietę dla kątów natarcia do 10° i różnych kątów obrotu wzdłuż osi podłużnej (do 90°, zależnie od konfiguracji). Badania wykonano dla trzech konfiguracji: • korpus, bez stateczników i silników pomocniczych; • ze statecznikami, bez silników pomocniczych; • ze statecznikami i silnikami pomocniczymi. Ponadto wykonano pomiary wektorowego pola prędkości przepływu wokół rakiety, używając metody anemometrii obrazowej PIV (Particle Image Velocimetry). Na podstawie wyników badań tunelowych, określono wpływ stateczników i silników pomocniczych na charakterystyki aerodynamiczne. Wyniki pokazały m.in. duży wpływ silników pomocniczych na całkowity współczynnik oporu aerodynamicznego. W artykule przedstawiono również pewne wnioski dotyczące osiągów i stateczności rakiety.
8
Content available Modelowanie dynamiki lotu pocisku rakietowego z wykorzystaniem programu PRODAS
Olejniczak E., Pietraszek M., Ziółkowski Z.
Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa
|
2014
|
Vol. 5, Nr 3 (17)
83-94
PL
W artykule przedstawiono zagadnienia związane z badaniem własności dynamicznych pocisku rakietowego. Przedstawiono realizację badań zgodnie z następującą kolejnością: badania teoretyczne, eksperymentalne oraz weryfikacja. Stosując zasady modelowania, opisano budowę i dane techniczne pocisku rakietowego oraz wykorzystując program PRODAS, opracowano model fizyczny pocisku, w oparciu o który przeprowadzono badania symulacyjne. Wyznaczono charakterystyki masowe, aerodynamiczne oraz podstawowe parametry toru lotu. Następnie omówiono badania doświadczalne podstawowych charakterystyk dynamicznych. Porównanie wyników uzyskanych z badań eksperymentalnych i teoretycznych świadczy o poprawności opracowanego modelu.
EN
The paper has been intended to present the issues of studying dynamic properties of a rocket projectile. The study has been carried out and presented as the following sequence: theoretical analyses, experimental testing works, and their verification. With the theory of modelling applied, a physical model of a rocket projectile has been generated. A mathematical model has been formulated using the PRODAS software. With the latter one as the basis, simulation-based analyses have been made. Mass and aerodynamic characteristics and the most essential parameters of the flight path/trajectory have been found. What follows is the discussion of the experimental study of fundamental dynamic characteristics. Comparison of theoretically found results and those gained experimentally proves the generated model to be correct.
9
Content available Koncepcja konstrukcji dwustopniowego naddźwiękowego pocisku rakietowego
Rasztabiga T., Motyl K., Zygmunt B., Kaźmierczak R.
Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa
|
2014
|
Vol. 5, Nr 3 (17)
51-68
PL
Zaawansowane obliczenia z dziedziny balistyki zewnętrznej i aerodynamiki można przeprowadzić, wykorzystując program komercyjny PRODAS, który jest specjalizowanym narzędziem do wspomagania projektowania pocisków strzeleckich, artyleryjskich i pocisków rakietowych. PRODAS został użyty do wspomagania procesu projektowania dwustopniowego naddźwiękowego pocisku rakietowego, realizowanego w ramach projektu naukowego. Program umożliwił wyznaczenie charakterystyk masowych i bezwładnościowych, współczynników aerodynamicznych, współczynników charakteryzujących stabilność pocisku rakietowego oraz przeprowadzenie przestrzennej symulacji trajektorii lotu oraz innych parametrów i właściwości dynamicznych pocisku rakietowego.
EN
The concept of development of two-stage supersonic missiles with the PRODAS software is presented. The paper shows the results of basic dynamic characteristics, in the form of graphs, of a designed supersonic missile, obtained from computer simulation carried out using the PRODAS.
10
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.
11
Content available Aspekty badań prognostycznych rakiet krótkiego zasięgu
Nadulicz K.
Problemy Techniki Uzbrojenia
|
2013
|
R. 42, z. 128
81--86
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.
12
Content available remote Wpływ pionowego ruchu wyrzutni na lot rakiety
Dziopa Z.
Zeszyty Naukowe Akademii Marynarki Wojennej
|
2010
|
R. 51 nr 180A
47-55
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.
13
Opyt primienienia metalliceskih uplotnienij dla sozdania elektroagregatov, upravlausih potokami szatogo gaza s ekstremal'nymi parametrami
Telenkov A.
Zeszyty Naukowe Politechniki Świętokrzyskiej. Nauki Techniczne
|
2008
|
Z. 10, Vol. 1
279-286
EN
NPO Energomash's experience in creating an electrical component, which can be used to control high-energy compressed gas flows in rocket production, as well as aviation and other industries, is described.
14
Content available Zastosowanie badań endoskopowych do oceny stanu technicznego rakiet
Szałański M.
Problemy Techniki Uzbrojenia
|
2008
|
R. 37, z. 105
27--32
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.
15
Content available remote Zbadanie wybranych właściwości technologicznych decydujących o możliwości zastosowania elementów ze stali do wytwarzania pocisków artyleryjskich i rakiet
Stępień J., Burdek M., Garbarz B., Marcisz J.
Prace Instytutu Metalurgii Żelaza
|
2008
|
T. 60, nr 4
45-47
PL
Celem pracy było zbadanie charakterystyk wybranych właściwości technologicznych stali stosowanych na korpusy silników i na łuski artyleryjskie, które są niezbędne do opracowania wniosków na dwa projekty celowe oraz do przyspieszenia wyboru technologii wytwarzania korpusów rakietowych przeznaczonych na silniki rakiet o kalibrze 227 mm Wykonano badania podstawowych właściwości fizycznych dwóch gatunków stali maraging MS250 (N18K9M5T) iMS300 (N18K12M4T) w celu przygotowania bazy danych do projektowania technologii przeróbki plastycznej i obróbki cieplnej tych stali, w ramach realizowanych obecnie i planowanych do realizacji projektów rozwojowych, projektów celowych i zleceń bezpośrednich.
EN
The purpose of the paper was to examine characteristics of selected technological properties of steels used for engine bodies and artillery cases, required to draw up conclusions for two research projects and to accelerate the selection of technology for making rocket bodies for rocket engines in calibre 227 mm. Examinations of the basic physical properties were carried out for two grades of maraging steel, i.e. MS250 (N18K9M5T) and MS300 (N18K12 M4T), to prepare the database for design of technology for plastic working and heat treatment of these steels under the developmental projects, research projects and direct orders, in progress as well as those expected to be realised in the future.
16
Content available remote Rakieta samonaprowadzająca się na cel jako obiekt samobieżnego zestawu przeciwlotniczego
Dziopa Z., Stefański K.
Zeszyty Naukowe Politechniki Rzeszowskiej. Mechanika
|
2007
|
z. 71 [238]
85-92
PL
W opracowaniu przedstawiono model rakiety jako integralny obiekt samobieżnego przeciwlotniczego zestawu rakietowego. Trajektoria lotu rakiety uwarunkowana jest manewrem celu, warunkami panującymi w trakcie startu oraz zaimplementowanym algorytmem sterowania. W trakcie startu determinowane są początkowe kinematyczne parametry lotu, które wpływają na kształt trajektorii. Celem pracy jest przedstawienie modelu rakiety bliskiego zasięgu samonaprowadzającej się na obiekt ataku i wystrzeliwanej z samobieżnego zestawu przeciwlotniczego.
EN
The paper a missile model as an integral unit of a self-propelled anti-aircraft rocket system. The flight trajectory of the missile depends on the target manoeuvre, the conditions during the take-off and the implemented control algorithm. The initial kinematic flight parameters which influence the trajectory shape are determined during the take-off. The aim of the paper is to present a model of the target-homing short-range missile launched from the self-propelled anti-aircraft system.
17
Content available remote Guidance system of smart mortar missile.
Głębocki R., Vogt R.
Archive of Mechanical Engineering
|
2007
|
Vol. LIV, nr 1
47-63
EN
The paper presents application of guidance system for small, smart mortar missile. The presented control system is simple and inexpensive. It is based on a set of one time used impulse control engines and linear coordinator rotating with controlled object. Engines are mounted around the missile. There are no movable devices on the projectile board. The correcting impulses from rocket engines are perpendicular to main symmetry axis of the flying object and influence directly the centre of gravity of the guided missile. In the paper, authors describe the whole control system of the missile. Particular attention is focused on seeker and control devices. Numerical analysis presents some cases of the missile controlled flights.
PL
W pracy przedstawiono doświadczenia z badań nad małymi inteligentnymi pociskami moździerzowymi. Prezentowany system jest prosty i niedrogi. Oparty jest na zestawie jednorazowych impulsowych silników korekcyjnych oraz linijkowym koordynatorze związanym na stale z pociskiem i wirującym wraz z nim. Taki układ sterowania nie posiada części ruchomych. Impulsy sterujące od silników korekcyjnych są kierowane prostopadle do osi głównej symetrii pocisku i przechodzą przez środek ciężkości pocisku. W artykule opisano system sterowania. Szczególną uwagę zwrócono na głowicę śledzącą i układ wykonawczy sterowania. Zaprezentowano kilka wyników symulacji numerycznych lotu sterowanego pocisku.
18
Content available remote Wpływ struktury układu prowadnica - rakieta na działanie zestawu przeciwlotniczego. Część 2 - Analiza numeryczna
Dziopa Z.
Zeszyty Naukowe Politechniki Rzeszowskiej. Mechanika
|
2005
|
z. 65 [222]
91-98
EN
A self-propelled anti-aircraft rocket system is presented in the paper. The system consists of a target-homing short-range missile launcher, a ground vehicle and a driver. The driver activates the process of launching of the two rockets consecutively. The aim of the paper is to discuss the influence of the launcher guide-missile system structure on the anti-aircraft rocket system.
19
Content available remote Wpływ struktury układu prowadnica - rakieta na działanie zestawu przeciwlotniczego. Część 1 - Modelowanie fizyczne i matematyczne
Dziopa Z.
Zeszyty Naukowe Politechniki Rzeszowskiej. Mechanika
|
2005
|
z. 65 [222]
83-90
EN
A self-propelled anti-aircraft rocket system is presented in the paper. The system consists of a target-homing short-range missile launcher, a ground vehicle and a driver. The driver activates the process of launching of the two rockets consecutively. The aim of the paper is to discuss the influence of the launcher guide-missile system structure on the anti-aircraft rocket system.
20
Minimalno-czasowy problem spotkaniowy jako nieswobodny ruch złożony
Dubiel S.
Zeszyty Naukowe Politechniki Świętokrzyskiej. Mechanika
|
2004
|
Z. 80
117-123
PL
Artykuł poświęcony jest metodzie badania problemu spotkaniowego w sensie przechwytywania celu przez rakietę. Metodę rozwinięto w oparciu o układ równań ruchu sterowanego automatycznie jako ruchu nieswobodnego z więzami uogólnionymi. Równania te rozdziela się na układ równań lotu sterowanego idealnie oraz na układ równań w przestrzeni błędów. Układ równań lotu sterowanego poddaje się optymalizacji celem uzyskania jak najkrótszego czasu przechwycenia. Połączenie rozwiązań obu tych układów daje rozwiązanie rzeczywiste problemu przechwycenia w jak najkrótszym czasie lub rozwiązanie problemu antykolizyjnego.
EN
The research is devoted to a method of investigation a problem of intercepion in the sense of achieve the target by a rocket. The method has been developed on the basic of system of equations which described automatic guided motion as a constrained motion with general restrictions. This system of equations has been divided for the system of equations of ideally guided flight and a system of equations in the space of errors. The system of equations of guided flight has been optimalized in order tu shorten the time of interception. The integration both systems of equations let to solve the real problem of interception in the minimum of time, or the real problem of antycollision [11].
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.