Wyniki wyszukiwania - BazTech

1

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.

2

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.

3

Stanowisko do badania dynamiki systemów sterowania gazodynamicznego pocisków rakietowych

Machowski B, Makowski M, Surma Z

Mechanik

|

2012

|

R. 85, nr 7CD

421--428

PL

System sterowania przeznaczony jest do zapewnienia lotu pocisku zgodnie z założoną trajektorią przez odpowiednią zmianę składowych sił sterujących. Naprowadzanie pocisku polega na sterowaniu ruchem środka jego masy za pomocą sił normalnych. Aby realizacja tego zadania odbywała się poprawnie, należy wyznaczać rzeczywiste wartości sił działających na pocisk oraz parametry czasowe układu sterowania. Wykonano stanowisko do badania dynamiki systemów sterowania gazodynamicznego pocisków rakietowych i przeprowadzono na nim opisane w artykule badania.

EN

The control system is designed for secure of flight of missile according to demanded trajectory by means of adequate changes of components of control forces. The guidance of missile is performed by control of motion its gravity center by means of perpendicular forces. In order to properly perform this task, it is necessary to determine real value of forces acted on missile and time parameters of control system. The laboratory stand for testing of dynamic of gasodynamic missile control system has been made and tests has been performed. Tests and their results are described in the article.

4

Analiza efektywności metody proporcjonalnej nawigacji w sterowaniu gazodynamicznym wirujących obiektów latających

Baranowski L., Machowski B.

Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa

|

2011

|

Vol. 2, Nr 1 (3)

37-54

PL

W pracy przedstawiono model matematyczny procesu samonaprowadzania wirującego obiektu latającego sterowanego gazodynamicznie. Przeprowadzono badania symulacyjne efektywności takiego sterowania według metody proporcjonalnej nawigacji na przykładzie sterowania w końcowej fazie lotu 120 mm przeciwpancernego pocisku moździerzowego. Wyniki przykładowych obliczeń dynamiki lotu pocisku, zwłaszcza w fazie sterowanej, zobrazowano na wykresach.

EN

In the paper the simulation research of target-homing accuracy of a spinning object in flight is presented. Numerical calculation was based on the mathematical model of three-dimension flight of jets control projectile according to the proportional navigation method. Control jets are small orifices in center of gravity and sides of the object to be controlled, through which gas can be ejected. This gas may be generated from compressed gas in bottles or by burning fuel. The influence of the guidance method on the mortar missile flight trajectory, and thus affects such guidance criteria as duration of flight to target, normal accelerations of the missile, guidance error and the possibility of attacks zone was analysed. Achievements of example calculations were presented in the tables and on the graphs.

5

Gazodynamiczny system sterowania małych bomb lotniczych

Głębocki R.

Pomiary Automatyka Robotyka

|

2008

|

R. 12, nr 2

626--633

PL

W pracy przedstawiono niektóre wyniki prac nad bombami sterowanymi gazodynamicznie. W zaproponowanym rozwiązaniu sterowana bomba posiada układ nawigacji inercjalnej kalibrowany bezpośrednio przed zrzutem na podstawie wskazań GPS oraz układ wykonawczy sterowania oparty na zestawie silników korekcyjnych.

EN

In refer some results from researches of gasodynamic controlled bombs ware presented. In presented solution controlled bomb has inertial navigation system, calibrated by GPS direct before release and set of correction engines to control the flight.

6

Doświadczalne badania impulsowego silnika rakietowego do gazodynamicznego sterowania

Machowski B., Motyl K., Zygmunt B.

Biuletyn Wojskowej Akademii Technicznej

|

2006

|

Vol. 55, nr 2

191-201

PL

Idea gazodynamicznego sterowania lub korygowania trajektorii lotu obiektów kosmicznych znalazła zastosowanie również w pociskach rakietowych [1]. Zasada gazodynamicznej korekcji toru lotu polega na krótkotrwałym przyłożeniu siły określonej wartości, wywołanej ukierunkowanym strumieniem gazów, w odpowiedni punkt na powierzchni korygowanego obiektu. Do wytworzenia takiej siły może być użyty małogabarytowy silnik rakietowy na paliwo stałe. W artykule przedstawiono wyniki wyznaczonych doświadczalnie charakterystyk balistycznych rakietowego silnika korekcyjnego. Przedstawiono także wyniki badań wpływu oddziaływania takiego silnika na dynamikę makiety pocisku, uzyskane na stanowisku badawczym opracowanym i wykonanym specjalnie do realizacji tego zagadnienia.

EN

Gas-dynamic steering or correcting of flight trajectory of cosmic objects founds application in the rocket missiles as well. The principle of gas-dynamic correction of flight path consists on a short duration application of a defined force, created by a gas stream of an appropriate directed on a defined point of the corrected object. The force can be produced by a rocket engine of small overall dimension operating on a solid fuel. The results of the experimentally determined ballistic characteristics of the rocket correcting engine are presented. The results of studies on the impact of the interaction of this kind of engine on the dynamics of the missile dummy are also presented. The stand has been elaborated and realized in order to perform the mentioned studies.

7

Wpływ charakterystyk dodatkowego napędu na strefę osiągalności sterowanego gazodynamicznie pocisku moździerzowego

Gacek J., Baranowski L., Dec R.

Zeszyty Naukowe Katedry Mechaniki Stosowanej / Politechnika Śląska

|

2003

|

z. 20

117-122

PL

W pracy przedstawiono problematykę związaną z wpływem podstawowych charakterystyk balistycznych dodatkowego silnika rakietowego na strefę osiągalności sterowanego gazodynamicznie pocisku moździerzowego. Rozpatrywany obiekt fizyczny wystrzeliwany jest z moździerza kalibru 98 mm. Pocisk wyposażony jest w dodatkowy silnik rakietowy, zwiększający jego donośność. Silnik ten odłącza się od pocisku po wypaleniu się materiału napędowego.

EN

The influence of an additional booster's basic ballistic features -(particularly thrust and work time) - on the gas-dynamic controlled mortar missile range has been presented in this paper. The physical model of the missile is launched from the 98-mm mortar and equipped with an additional booster to improve its range. The booster is cut off after the end of the propellant.