Wpływ efektów giroskopowych turbinowego silnika odrzutowego na lot sterowanego pocisku typu AGM-84 "Harpon"- modelowanie i symulacja numeryczna

W artykule zbudowano model matematyczny lotu pocisku kierowanego ze sterowaniem w kanale pochylania i ciągu. Przyjęto prawa sterowania, które stanowią związki kinematyczne uchybów, to znaczy różnic między parametrami zadanymi lotu a realizowanymi. Po wykonaniu identyfikacji parametrycznej rakiety testowej klasy AGM-84D "Harpoon" wyznaczono geometrię, rozkłady mas, obliczono charakterystyki aerodynamiczne pocisku. Wykonano symulację numeryczną parametrów kinematycznych oraz wyznaczono trajektorię lotu samonaprowadzającego się automatycznie pocisku rakietowego na manewrujący cel oraz wykazano wpływ efektów giroskopowych wirującego zespołu turbosprężarkowego silnika na parametry lotu pocisku.

---

A mathematical model of guided missile flight in the case when control is performed in the pitch, yaw and thrust channels has been formulated in the paper. The constructed model has allowed for an experimental selection of gain coefficients appearing in the accepted control laws. These control laws has a form of kinematics relations between the real and preset flight parameters, respectively. After parametrical identification of the test missile (AGM-84 "Harpoon" type) the missile geometry and mass distribution were determined and its aerodynamics characteristics were calculated as well. Numerical simulation of kinematics parameters was performed toqetlor with the determination of flight trajectory of the missile homing onto a maneuvering ship.