PL
 |
EN
Preferencje help
Polish version English version Język
Widoczny [Schowaj] Abstrakt
Liczba wyników

Znaleziono wyników: 15

Liczba wyników na stronie
first rewind previous Strona / 1 next fast forward last
Wyniki wyszukiwania
Wyszukiwano:
w słowach kluczowych:  samonaprowadzanie
help Sortuj według:

help Ogranicz wyniki do:
first rewind previous Strona / 1 next fast forward last
1
Content available Flight of a Guided Aerial Bomb Along a Vertical Plane in Turbulent Atmosphere
Stefański Konrad, Grzyb Marta
Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa
|
2019
|
Vol. 10, Nr 3 (37)
19--30
EN
The control of a homing flying object, which a guided aerial bomb (GAB) is, takes place in the earth’s atmosphere, which may feature various atmospheric phenomena that are disturbances to the GAB control. The atmospheric disturbances include air turbulences, wind pockets, and wind gusts. For the purpose of the research discussed in this paper, the atmospheric disturbances were qualified as a stochastic process of power spectral density according to the Dryden model. This paper presents a method of controlling a GAB in motion through a turbulent atmosphere of the earth. The GAB was homed to a moving ground target by the most universal method of proportional navigation. The research discussed in this paper included an analysis of the effect of atmospheric disturbances on the target striking accuracy of a GAB moving along a vertical plane, the GAB flight trajectory, the values of force inputs which controlled the GAB flight, the values of actual attack angles, the values of kinematic transverse overloads, and the control errors input to the guidance controller. The numerical simulations were completed during the research in Matlab/Simulink, and certain results thereof are represented in a graphical format.
PL
Proces sterowania samonaprowadzającym się obiektem latającym jakim jest lotnicza bomba kierowana (LBK) odbywa się w atmosferze ziemskiej, w której zachodzą różnego rodzaju zjawiska atmosferyczne będące zakłóceniami. Takimi zjawiskami mogą być na przykład: turbulencje, uskoki wiatru, jak też jego podmuchy. Dla potrzeb badań zakłócenia takie przyjęte zostały jako proces stochastyczny w postaci gęstości widmowej mocy to znaczy według modelu Drydena. W niniejszej pracy zaprezentowano metodę sterowania lotniczą bombą kierowaną, która porusza się w ziemskiej atmosferze zaburzonej. Do naprowadzania tego obiektu latającego na poruszający się cel naziemny wykorzystana tu została, jako najbardziej uniwersalna, metoda proporcjonalnej nawigacji. Przeprowadzone w pracy badania objęły analizę wpływu zakłóceń atmosferycznych na dokładność trafienia w cel przez poruszającą się w płaszczyźnie pionowej bombę kierowaną, kształt toru jej lotu, wartości generowanych sił sterujących lotem LBK, wartości realizowanych kątów natarcia, wartości kinematycznych przeciążeń poprzecznych, jak również uchybów sterowania podawanych na regulator. Symulacje numeryczne przeprowadzone zostały w środowisku Matlab/Simulink, a niektóre wyniki badań przedstawione są w postaci graficznej.
2
Content available Analiza możliwości sterowania samonaprowadzającą głowicą skanująco-śledzącą posadowioną na mobilnym zestawie artyleryjsko-rakietowym
Koruba Z., Gapiński D., Szmidt P.
Zeszyty Naukowe Politechniki Rzeszowskiej. Mechanika
|
2018
|
z. 90 [298], nr 3
323--334
PL
Na współczesnym polu walki istnieje potrzeba ustawicznego zwiększania zdolności bojowych, w tym prędkości działania, zasięgu wykrywania celów, możliwości identyfikacji celów i skuteczności prowadzenia ognia przez zestawy artyleryjsko-rakietowe krótkiego zasięgu. Dużym wyzwaniem jest możliwość skutecznego prowadzenia ognia przez tego typu zestawy w warunkach oddziaływania zakłóceń nie tylko od strony namierzanych środków napadu powietrznego, lecz także ze strony poruszającej się platformy, na której jest posadowiony zestaw artyleryjsko-rakietowy wraz z samonaprowadzającymi się pociskami rakietowymi. W pracy przedstawiono analizę możliwości sterowania innowacyjną głowicą skanująco-śledzącą wchodzącą w skład pocisków rakietowcy i przeznaczoną do wykrywania oraz śledzenia wymienionych obiektów. Niektóre wyniki badań symulacji numerycznych przedstawiono w postaci graficznej.
EN
On the modern battlefield, there is a need to continually increase combat capabilities, including speed, target detection, target identification and fire-fighting performance of short-range artillery-rocket sets. A big challenge is the ability to effectively fire through such sets of conditions of interference, not only from the direction of targeted air strike, but also from the moving platform on which the artillery-rocket set with self-guided rocket missiles is located. The paper presents the analysis of the possibilities of controlling an innovative scanning and tracking IR seeker that is a part of missile launchers and is designed to detect and track the above-mentioned objects. Some results of numerical simulation tests are presented in a graphical form.
3
Content available An Application of a Special Method for Designating the Control Forces for the Homing of an Anti-Aircraft Missile on an Aerial Target by Use of a Method of Proportional Navigation
Stefański K.
Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa
|
2018
|
Vol. 9, Nr 4 (34)
149--162
EN
An analysis of application feasibility of a special method for surface-to-air missile (SAM) control during homing on an airborne target was carried out in this paper. A prior implementation of the method was motion control for a gyroscope axis with three degrees of freedom [1, 2] at the stages of spatial seeking and tracking of a detected target. The positive results obtained during that research led to a conclusion that the proposed control method would be appropriate for the determination of the control forces for missile guidance. This method consists in the application of the phase trajectories of control errors. Switching over of the control forces at suitable phase plane points reduced the control errors to zero and facilitated a proper flight path of the SAM. This paper presents a switching algorithm, equations of the kinematics and dynamics of SAM flight, and a number of examples of numerical simulations of the problem contemplated herein. The simulation results were represented in a graphic format.
PL
W pracy przeprowadzono analizę możliwości zastosowania specjalnej metody sterowania przeciwlotniczym pociskiem rakietowym podczas naprowadzania na ruchomy cel powietrzny. Wcześniej w oparciu o tę metodę zrealizowane zostało sterowanie ruchem osi giroskopu o trzech stopniach swobody [1, 2] w czasie przeszukiwania przestrzeni i śledzenia wykrytego celu. Otrzymane wtedy pozytywne wyniki dały podstawę do wyciągnięcia wniosku, że zaproponowane sterowanie będzie możliwe do wyznaczania sił sterujących przy naprowadzaniu pocisku rakietowego. Metoda ta polega na wykorzystaniu trajektorii fazowych uchybów sterowania. Przełączanie sił sterujących w odpowiednich punktach płaszczyzny fazowej powoduje sprowadzanie tych uchybów do zera i realizację odpowiedniego toru lotu pocisku rakietowego. Zaprezentowano algorytm przełączania, równania kinematyki i dynamiki lotu pocisku oraz wiele przykładów symulacji numerycznych. Otrzymane wyniki zostały przedstawione w postaci graficznej.
4
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.
5
Content available Zarys metody określania jakości systemu samonaprowadzania lotniczego pocisku rakietowego
Skomra A.
Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa
|
2016
|
Vol. 7, Nr 2 (24)
73--88
PL
Jakość systemu samonaprowadzania określić można dokładnością naprowadzenia pocisku rakietowego na cel w ujęciu stochastycznym przez wyznaczenie wartości oczekiwanej i wariancji uchybu końcowego pocisku. W artykule przedstawiono metodę opisu rozkładu uchybu bieżącego pocisku, polegającą na wykorzystaniu funkcji charakterystycznej tej zmiennej losowej. Do wyprowadzenia końcowego wzoru na uchyb bieżący pocisku skorzystano z wyrażenia opisującego prędkość kątową linii obserwacji celu, będącego rozwiązaniem zlinearyzowanego układu równań, opisującego związki kinematyczne między pociskiem i celem wraz z algorytmem proporcjonalnej nawigacji.
EN
Quality of the missile homing system can be determined by the homing accuracy in stochastic way through determination of the expected value and variance of the final miss distance. The paper presents description of a method of distribution of current miss distance between the missile and the target using a random variable’s characteristic function. With a view to obtain an expression of miss distance, the author uses a formula describing angular velocity of the line of sight which was the solution of linearized simultaneous equations describing kinematic connections between missile and target together with proportional navigation guidance law.
6
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.
7
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.
8
Content available Analiza wpływu uproszczenia modelu matematycznego na parametry procesu samonaprowadzania rakiety przeciwlotniczej sterowanej jednokanałowo
Gacek J., Baranowski L.
Zeszyty Naukowe Akademii Marynarki Wojennej
|
2009
|
R. 50 nr 4 (179)
19-34
PL
W pracy podjęto próbę dokonania analizy wpływu uproszczeń modelowych na symulację procesu samonaprowadzania (dokładność i czas trwania obliczeń) na przykładzie rakiet przeciwlotniczych sterowanych jednokanałowo. Uzyskano komputerowe wyniki obliczeń w oparciu o dwa — o różnym stopniu uproszczenia — modele matematyczne lotu rakiety 9M39 z przenośnego zestawu przeciwlotniczego Igła (9K38). Wyniki i wnioski z przeprowadzonych badań numerycznych zilustrowano rysunkami i wykresami.
EN
An attempt was made to analyze the effect of the model simplifications on homing process simulation (accuracy and computation time) based on the example of anti-aircraft one-canal controlled missiles. The computer-based calculation results were obtained on the basis of two differently approximated mathematical models for missile 9M39 of the portable anti-aircraft missile system Igla (9K38). The solutions and conclusions are illustrated by figures and drawings. Keywords: missile technology, homing guidance, flight dynamics.
9
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.
10
Algorytm samonaprowadzania rakiety przeciwlotniczej po wykryciu celu przez układ skanujący przestrzeń
Koruba Z., Stefański K.
Zeszyty Naukowe Politechniki Świętokrzyskiej. Nauki Techniczne
|
2006
|
Z. 1 [II Międzynarodowa Konferencja Naukowe Aspekty Bezpilotowych Aparatów Latających]
213--222
PL
W artykule zaproponowany został algorytm samonaprowadzania z układem skanowania przestrzeni dla przeciwlotniczego pocisku rakietowego. Algorytm daje możliwość wykrycia celu już po zejściu pocisku z wyrzutni, a także zapewnia przechwycenie celu w najkrótszym czasie przy nieprzekroczeniu maksymalnie dopuszczalnych przeciążeń.
EN
In the paper the algorithm of the space scanning system to anti-aircraft rocket is presented. The algorithm gives the possibility to detect a target after the missile descending front the launcher so as it provides a target interception in the shortest time without transgression of maximum admissible overloads.
11
Content available remote Analiza układu samonaprowadzania rakiety w aspekcie jej skuteczności.
Skomra A.
Zagadnienia Eksploatacji Maszyn
|
2006
|
Vol. 41, nr 1
89-98
PL
Zadaniem układu samonaprowadzania rakiety jest niezawodne doprowadzenie jej w okolice celu z taką dokładnością, aby jej zespół bojowy, w przypadku zadziałania, mógł porazić cel. Zatem można przyjąć, że na skuteczność rakiety samonaprowadzającej się mają wpływ dwa podstawowe elementy: przyjęte rozwiązanie konstrukcyjne zespołu bojowego oraz błędy naprowadzania rakiety na cel. W artykule podjęto próbę oceny wpływu tego drugiego czynnika na skuteczność rakiety. Rozpatrzono ruch płaski lotniczej rakiety samonaprowadzającej się (z zastosowaniem metody proporcjonalnej nawigacji) w aspekcie dokładności jej naprowadzenia na cel powietrzny. Rozwiązując podstawowe równanie samonaprowadzania określono funkcję opisującą zmianę prędkości kątowej linii obserwacji celu w czasie trwania naprowadzania. W oparciu o tę funkcję wyznaczono podstawową charakterystykę układu samonaprowadzania, jaką jest uchyb końcowy spotkania rakiety z celem. Omówiono niektóre zagadnienia związane z wpływem opóźnienia towarzyszącego powstawaniu siły sterującej lotem rakiety na zachowanie się układu samonaprowadzania na końcowym etapie naprowadzania.
EN
Author presented in this paper aircraft missile's target-homing process with use of proportional navigation method and two-dimensional movement. A base of consideration was differential equation so-called basic target-homing equation which describe change of angular velocity of target observation line V (during target-homing time) in the given form.
12
Content available remote Zarys metody określania niezawodności wybranych systemów kierowania rakiet lotniczych.
Tomaszek H., Skomra A., Stępień S.
Zagadnienia Eksploatacji Maszyn
|
2005
|
Vol. 40, nr 2
31-46
PL
Ogólnie można powiedzieć, że zadaniem systemu kierowania rakietą jest doprowadzenie do "spotkania" rakiety z obsługiwanym obiektem (celem), czyli zbliżenie na założoną odległość od celu. Niezawodność systemu kierowania rakietą, rozumianą jako niezawodność wykonania przez niego zadania (spotkania z obsługiwanym obiektem) wyznaczono poprzez określenie rozkładu uchybu spotkania. W artykule przedstawiono zarys metody opisu rozkładu uchybu spotkania rakiety z celem, przy samonaprowadzaniu z wykorzystaniem metody proporcjonalnej nawigacji. Zaproponowano analityczny sposób wyznaczania gęstości prawdopodobieństwa uchybu rakiety, polegający na wykorzystaniu funkcji charakterystycznej tej zmiennej losowej. Rozpatrzono proces samonaprowadzania rakiety w płaszczyźnie poziomej, określono rozkład uchybu rakiety dla dowolnej chwili przerwania (wyłączenia) naprowadzania, z wyprowadzeniem wzorów na wartość przeciętną i wariancję uchybu.
EN
Generally missile's control systems is designed for lead to meeting missile and object (target), that is become close to target. Reliability of missile's control system - defined as reliability of carry out task described - through distribution deviation meeting missile and target. Method of description of distribution deviation meeting missile and target in case of proportional navigation homing has been presented in this paper. Authors propose analytical way of calculation density of probability missile's deviation with use characteristic function. Homing process considered in horizontal plane. Distribution of deviation characterized for freely selected moment of homing off. Furthermore authors determined average and standard deviation.
13
Content available remote Metoda proporcjonalnej nawigacji ze zmiennym współczynnikiem
Panasiuk J.
Biuletyn Wojskowej Akademii Technicznej
|
2005
|
Vol. 54, nr 9
93-105
PL
Rozpatrywany jest algorytm samonaprowadzania rakiet bliskiego zasięgu, uwzględniający zmianę wartości współczynnika w metodzie proporcjonalnej nawigacji. Zaproponowane rozwiązanie pozwala na uzależnienie parametrów metody od parametrów ruchu celu i parametrów technicznych pocisku.
EN
Discussed is the homing algorithm of short range rockets, taking into account the change of coefficient in the proportional navigation method. The proposed solution enables to be dependent the method parameters on the target motion parameters as well as on the missile technical parameters.
14
Content available remote Wprowadzenie do oceny skuteczności użycia kierowanych rakiet lotniczych.
Tomaszek H., Stępień S.
Zagadnienia Eksploatacji Maszyn
|
2004
|
Vol. 39, nr 2
77-88
PL
W niniejszym artykule podjęto próbę określenia skuteczności bojowego użycia kierowanych pocisków rakietowych. Za miarę skuteczności przyjęto prawdopodobieństwo porażenia celu. Przedstawiono probabilistyczny opis zdarzeń mających wpływ na wypełnienie przez rakietę zadania. Określono prawdopodobieństwa warunkowe zajścia poszczególnych zdarzeń. Przedstawiono również opis częstościowy prawdopodobieństwa porażenia celu, pozwalający na oszacowanie interesującego nas prawdopodobieństwa na podstawie obserwacji i wyników rzeczywistego użycia pocisków rakietowych. W rozważaniach wykorzystano wyniki wcześniejszych publikacji, obecna praca jest podsumowaniem ich cyklu. Pełny obraz rozpatrywanego zagadnienia uzyska się po zapoznaniu z publikowaną metodą określania niezawodności przedziałów sterowania rakiet oraz z analityczną metodą opisu uchybu rakiety lotniczej.
EN
Estimation of the effectiveness of missile's using has been presented in this paper. As a measure of effectiveness was adopted hit probability. Authors presented probabilistic description of event which have an influence on hit the target. Conditional probability of occurred events was defined. Authors estimated on the basis of observation of real using of missiles. This paper is a summary of previous publications of this cycle. Published articles: "Probabilistic method of the estimate of reliability selected missile's control systems" and "Probabilistic method of the estimate of remainder durability of selected airborne objects for utilization according to condition" complete this paper.
15
Content available remote Dobór optymalnej struktury systemu samonaprowadzania z automatycznym skanowaniem przestrzeni
Dubiel S., Koruba Z.
Zeszyty Naukowe Politechniki Rzeszowskiej. Mechanika
|
1998
|
z. 51[168], t.1
117-124
PL
W pracy przedstawiony jest zlinearyzowany model matematyczny procesu samonaprowadzania pocisku rakietowego na cel ruchomy, z autonomicznym układem skanowania przestrzeni. Analizie poddano przede wszystkim dynamikę układu skanującego - szczególnie od chwili wykrycia celu – i jej wpływ na obiekt latający. Ponadto pokazany jest sposób eliminacji szkodliwych efektów dynamicznych poprzez ustalenie optymalnej struktury wzajemnej układów skanowania i sterowania, drogą poszukiwania takich macierzy współczynników, dla których wygaszanie procesów przejściowych jest jak najszybsze. Badania takie są niezbędne dla wykrycia stanów krytycznych (sprzężeń rezonansowych), których w strukturze należy uniknąć wszelkimi możliwymi sposobami.
EN
This paper describes mathematical model of the moving target target-homing process of the rocket with independent airspace scanning system. Scanning system dynamics were analysed - particularly from the moment of target detection - and its effects on flying object. . Furthermore there was shown the method of eliminating undesirable dynamic effects by determining the optimum structure of the scanning system by means of looking for such coefficients matrixes which have the shortest damping time of transitory processes. Such studies are necessary to determine critical states (resonant couplings) which should be avoided in the structure by all possible means. Results of computer simulation studies were presented in graphicaf form.
first rewind previous Strona / 1 next fast forward last
JavaScript jest wyłączony w Twojej przeglądarce internetowej. Włącz go, a następnie odśwież stronę, aby móc w pełni z niej korzystać.