• українська
    • English
    • русский
    • Deutsch
Institutional Digital Repository of National Aerospace University KHAI
  • English 
    • українська
    • English
    • русский
    • Deutsch
  • Login
View Item 
  •   dKHAIIR Home
  • Факультет систем управління літальних апаратів (№ 3)
  • Наукові праці
  • Статті з наукових журналів та збірок
  • View Item
  •   dKHAIIR Home
  • Факультет систем управління літальних апаратів (№ 3)
  • Наукові праці
  • Статті з наукових журналів та збірок
  • View Item
JavaScript is disabled for your browser. Some features of this site may not work without it.

Повышение точности системы управления зенитной ракеты

Thumbnail
View/Open
p141-148.pdf (527.5Kb)
Date
2017
Author
Суббота, А.М.
Ворошилова, Н.В.
Metadata
Show full item record
Abstract
Рассмотрены вопросы повышения быстродействия и точности наведения зенитной управляемой ракеты на цель. Для решения поставленной задачи предложен метод коррекции автопилота путем выработки разностного сигнала между кориолисовыми ускорениями, возникающими вследствие одновременного участия ракеты в сложном движении (угловом и линейном), и выходным сигналом акселерометра, установленного по продольной оси ракеты. Кроме того, для дальнейшего повышения показателей качества наведения ракеты исследована возможность использования регулятора с нечеткой логикой.
 
Розглянуто питання підвищення швидкодії та точності наведення зенітної керованої ракети на ціль. Для вирішення поставленої задачі запропоновано метод корекції автопілота, який передбачає вироблення різницевого сигналу між коріолісовими прискореннями, які виникають у результаті одночасної участі ракети в складному русі (кутовому та лінійному), та вихідним сигналом акселерометра, встановленого по вздовжній осі ракети. Крім того, для подальшого підвищення точності показників якості наведення ракети досліджено можливість використання регулятора з нечіткою логікою.
 
Problems of improving the speed and accuracy of air defense missiles guidance to the target are represent. To solve this problem the method of correction the autopilot by producing a difference signal between the сoriolis accelerations arising from the simultaneous participation in the missile complex movement (linear and angular) and the output signal of the accelerometer mounted along the longitudinal axis of the rocket there is provided. Additionally, to further improve the quality indicators missile guidance investigated the possibility of using fuzzy logic controller.
 
URI
http://dspace.library.khai.edu/xmlui/handle/123456789/5403
Collections
  • Статті з наукових журналів та збірок

DSpace software copyright © 2002-2016  DuraSpace
Contact Us | Send Feedback
Theme by 
Atmire NV
 

 

Browse

All of DSpaceCommunities & CollectionsBy Issue DateAuthorsTitlesSubjectsThis CollectionBy Issue DateAuthorsTitlesSubjects

My Account

LoginRegister

DSpace software copyright © 2002-2016  DuraSpace
Contact Us | Send Feedback
Theme by 
Atmire NV