کد مقاله کد نشریه سال انتشار مقاله انگلیسی نسخه تمام متن
8058388 1520063 2017 11 صفحه PDF دانلود رایگان
عنوان انگلیسی مقاله ISI
Stability of spinning missile with homing proportional guidance law
ترجمه فارسی عنوان
پایداری موشک پرچین با قوانین هدایت متناسب
کلمات کلیدی
حرکت کنونی، شرایط پایداری دینامیک، حلقه راهنمایی متناسب، موشک های ریسندگی،
ترجمه چکیده
حلقه هدایت نسبی متناوب توسط چرخش موشکها برای بهبود دقت حمله مورد استفاده قرار گرفته است. با این حال، مشاهده شده است که فاصله دلبستگی به طور چشمگیری در طراحی موشک های چرخشی با تنها یک حلقه هدایت افزایش می یابد. در ضمن، معیارهای ثبات متعارف حلقه هدایت قابل اجرا برای موشک های غیر چرخشی دیگر در صورت چرخش موثر نیستند. برای حل این مشکل، در این مقاله، ثبات موشک های چرخشی با تنها یک حلقه راهنمایی سه بعدی به صورت تحلیلی از معادلات سیستم به صورت یک جمع بندی پیچیده حاصل می شود و همچنین معیارهای طراحی مناسب برای کل حلقه های هدایت متناسب نیز وجود دارد. شبیه سازی های عددی نشان می دهد که در طول مرحله راهنمایی ترمینال، منطقه پایدار برای ضریب ناوبری متناسب با افزایش زمان پرواز کاهش می یابد، که به دلیل چرخش به طور چشمگیری کاهش یافته است و کاهش زمان موثر موثر موقت چرخدنده باعث افزایش از فاصله دلخواه، که توافق زیادی را با کسانی که از معیارهای ثبات تحلیلی بدست می آید، نشان می دهد.
موضوعات مرتبط
مهندسی و علوم پایه سایر رشته های مهندسی مهندسی هوافضا
پیش نمایش مقاله
پایداری موشک پرچین با قوانین هدایت متناسب
چکیده انگلیسی
The terminal proportional guidance loop has been employed by spinning missiles to improve the attacking accuracy. However, it has been observed that the miss distance increases dramatically during the design of the spinning missile with only a guidance loop. Meanwhile, the conventional stability criteria of the guidance loop applicable to the non-spinning missile are no longer valid in the event of the spinning. To address this problem, in this paper, the stability of the spinning missiles with only a 3D proportional guidance loop is analytically derived from system equations in a form of complex summation and the suitable design criteria for the whole proportional guidance loop are also established. Numerical simulations show that during the terminal guidance phase the stable region for the proportional navigation coefficient is reduced with the increase of flight time, which is also shrunk dramatically due to spinning, and the decrease of the critical stable time of spinning missiles results in the increase of miss distance, which exhibit great agreements to those derived from the analytical stability criteria.
ناشر
Database: Elsevier - ScienceDirect (ساینس دایرکت)
Journal: Aerospace Science and Technology - Volume 71, December 2017, Pages 546-555
نویسندگان
, , , ,