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

Повышение точности системы управления зенитной ракеты

Thumbnail
Открыть
p141-148.pdf (527.5Kb)
Дата
2017
Автор
Суббота, А.М.
Ворошилова, Н.В.
Metadata
Показать полную информацию
Аннотации
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
Контакты | Отправить отзыв
Theme by 
Atmire NV
 

 

Просмотр

Весь DSpaceСообщества и коллекцииДата публикацииАвторыНазванияТематикаЭта коллекцияДата публикацииАвторыНазванияТематика

Моя учетная запись

ВойтиРегистрация

DSpace software copyright © 2002-2016  DuraSpace
Контакты | Отправить отзыв
Theme by 
Atmire NV