PL
 |
EN
Preferencje help
Polish version English version Język
Widoczny [Schowaj] Abstrakt
Liczba wyników

Znaleziono wyników: 21

Liczba wyników na stronie
first rewind previous Strona / 2 next fast forward last
Wyniki wyszukiwania
help Sortuj według:

help Ogranicz wyniki do:
first rewind previous Strona / 2 next fast forward last
1
Content available Technologie bezwykopowe na sześciu kontynentach, cz. 19
Lisowska J., Woźniak A., Wójcikowska K., Żugaj M.
Nowoczesne Budownictwo Inżynieryjne
|
2018
|
Nr 4
16--21
PL
W cyklu Technologie bezwykopowe na sześciu kontynentach, przygotowywanym we współpracy z Polską Fundacją Technik Bezwykopowych, przedstawiamy skrót najciekawszych artykułów zamieszczonych w 37. numerze „Trenchless International”.
2
Content available Reconfiguration of unmanned aircraft control system
Żugaj M.
Prace Instytutu Lotnictwa
|
2017
|
Nr 2 (247)
80--96
EN
Reliability of unmanned aircraft is a decisive factor for conducting air tasks in controlled airspace. One of the means used to improve unmanned aircraft reliability is reconfiguration of the control system, which will allow to maintain control over the aircraft despite occurring failures. The control system is reconfigured by using operational control surfaces, to compensate for failure consequences and to control the damaged aircraft. Development of effective reconfiguration algorithms involves utilization of a non-linear model of unmanned aircraft dynamics, in which deflection of each control surface can be controlled independently. The paper presents a method for an unmanned aircraft control system reconfiguration utilizing a linear and nonlinear model of aerodynamic loads due to control. It presents reconfiguration algorithms, which differ with used models and with optimization criteria for deflections of failure-free control surfaces. Additionally it presents results of a benchmark of the developed algorithms, for various types of control system failures and control input.
PL
Niezawodność samolotów bezzałogowych jest czynnikiem decydującym o możliwości wykonywania zadań lotniczych w kontrolowanej przestrzeni powietrznej. Jedną z metod wykorzystywanych do poprawy niezawodności samolotów bezzałogowych jest rekonfiguracja układu sterowania, która umożliwia sterowanie samolotem pomimo powstałej awarii. Rekonfiguracja systemu sterowania polega na wykorzystaniu sprawnych powierzchni sterowych do kompensacji skutków awarii oraz sterowania uszkodzonym samolotem. Opracowanie efektywnych algorytmów rekonfiguracji wymaga wykorzystania nieliniowego modelu dynamiki samolotu bezzałogowego, w którym możliwe jest niezależne sterowanie wychyleniem każdej powierzchni sterowej. W pracy przedstawiono metodę rekonfiguracji układu sterowania samolotu bezzałogowego w której, wykorzystano liniowy i nieliniowy model obciążeń aerodynamicznych od sterowania. Przedstawiono algorytmy rekonfiguracji, które różnią się użytymi modelami oraz kryteriami optymalizacji wychyleń sprawnych powierzchni sterowych. Ponadto przedstawiono wyniki porównania opracowanych algorytmów dla różnych konfiguracji awarii systemu sterowania oraz zadanych sygnałów sterujących.
3
Content available An unmanned aircraft model for control system reconfiguration analysis and synthesis
Żugaj M., Bibik P., Figat M.
Prace Instytutu Lotnictwa
|
2017
|
Nr 2 (247)
97--116
EN
Reliability of unmanned aircraft is a decisive factor for conducting air tasks in a controlled airspace. One of the means of improving unmanned aircraft reliability is reconfiguration of the control system, which will allow to maintain control over the aircraft despite an occurring failure. The control system is reconfigured by using still operational control surfaces to compensate for failure consequences and to control the damaged aircraft. Development of effective reconfiguration algorithms involves utilization of a non-linear model of unmanned aircraft dynamics, in which each control surface deflection can be controlled independently. The paper describes anon-linear model of a small unmanned aircraft with decoupled control surfaces. The paper discusses aircraft flight dynamics equations and estimated equations for controllability derivatives for each control surface, the results of comparison tests of the model and actual aircraft as well as the structure of the simulation model. The developed unmanned aircraft model may be used in development and in optimization of control algorithms for aircraft with damaged control systems as well as to test the impact of failures on dynamic properties of the aircraft.
PL
Niezawodność samolotów bezzałogowych jest czynnikiem decydującym o możliwości wykonywania zadań lotniczych w: kontrolowanej przestrzeni powietrznej. Jedną z metod zwiększenia niezawodności samolotów bezzałogowych jest rekonfiguracja układu sterowania., która umożliwia sterowanie samolotem pomimo powstałej awarii. Rekonfiguracja systemu sterowania polega na wykorzystaniu sprawnych powierzchni sterowych do kompensacji skutków awarii oraz sterowania uszkodzonym samolotem. Opracowanie efektywnych algorytmów rekonfiguracji wymaga wykorzystania nieliniowego modelu dynamiki samolotu bezzałogowego, w którym możliwe jest niezależne sterowanie wychyleniem każdej powierzchni sterowej. W pracy przedstawiono nieliniowy model małego samolotu bezzałogowego o rozprzężonych powierzchniach sterowych. Przestawiono równania dynamiki samolotu oraz oszacowane równania pochodnych sterowności dla każdej z powierzchni sterowych, wyniki testów porównawczych modelu i rzeczywistego samolotu oraz strukturę modelu symulacyjnego. Opracowany model samolotu bezzałogowego może być wykorzystany do opracowania oraz optymalizacji algorytmów sterowania samolotem z uszkodzonym systemem sterowania, oraz badania wpływu awarii na właściwości dynamiczne samolotu.
4
Content available Integrated attitude and navigation system for small airplane
Topczewski S., Żugaj M., Narkiewicz J.
Journal of KONES
|
2017
|
Vol. 24, No. 1
339--348
EN
Navigation system is one of the most important aircraft systems. Accuracy and precision of position and attitude is extremely important for safe aircraft operations. The integrated INS/GNSS systems are commonly used as autonomous on-board devices for fulfilling this task. The INS sensors like accelerometers and gyroscopes are mainly affected by drift. The GNSS encounter stochastic disturbances with no tendency to grow in time but as each radio navigation system may be jammed or its signal can just be not available. These base properties of errors make these two systems well suited for integration. These were the main motivations for development of integrated navigation and attitude determination system, presented in this article. In the developed system, data is integrated from all available sensors, particularly INS, GPS, and air data computer. Navigation information from these sensors is combined using Kalman filtering algorithms to obtain robust solution, effective also in a case of failure/inaccessibility of GPS. Position calculated using the accelerations from INS is corrected by position from GPS and optionally by position calculated using the true airspeed (TAS) from ADC. Navigation system is modelled and programmed in MATLAB environment. The system was tested using the data from real experiments, proving efficiency of the method.
5
Content available UAV aircraft model for control system failures analysis
Żugaj M., Bibik P., Jacewicz M.
Journal of Theoretical and Applied Mechanics
|
2016
|
Vol. 54 nr 4
1405--1415
EN
In the paper, influence of control surface failures on UAV aircraft dynamics is investigated. A method for control loads determination for a nonlinear UAV aircraft model is presented. The model has been developed to analyse the influence of various control surface failures on aircraft controllability and to form the background for developing reconfiguration methods of flight control systems. The analysis of the control system failure impact on the aircraft dynamics and the ability of the control system to reconfiguration are presented.
6
Content available remote Measurement errors determination using identification techniques
Ulinowicz M., Żugaj M.
Szybkobieżne Pojazdy Gąsienicowe
|
2015
|
nr 2 (37)
111--119
EN
Identification of measurement errors applied to UAV Cularis flight-test data is presented. Data preparation for identification process is considered as it often decides of the successful identification. The problem of data synchronization is solved on the signal processing level by introducing interpolation procedure before applying identification algorithm. The identification method based on quazi-linearization optimization technique together with relaxation strategy is implemented in Matlab environment in order to pursue simulation tests. The nonlinear airplane equations of motion are formulated in body –axis and only kinematic quantities are exploited. The preliminary simulation test results indicates successful identification of measurement errors.
7
Content available remote Automatyczna stabilizacja lotu samolotu o konfiguracji nieklasycznej
Żugaj M.
Zeszyty Naukowe Politechniki Rzeszowskiej. Mechanika
|
2013
|
z. 85[288], nr 3
337--346
PL
Samolot zbudowany w konfiguracji nieklasycznej może wykazywać niestateczność w pewnych obszarach obwiedni lotu dla pewnych konfiguracji masowych lub być całkowicie niestatecznym. W celu uzyskania większej efektywności aerodynamicznej są budowane samoloty o konfiguracji innej niż klasyczna. Jedną z takich konfiguracji jest konfiguracja latającego skrzydła bez wyraźnie zaznaczonej bryły kadłuba lub bryła kadłuba wkomponowana w bryłę płata. Położenie środka masy jest jednym z parametrów wymiarujących stateczność każdego samolotu. Parametr ten decyduje o właściwościach pilotażowych samolotu oraz determinuje odporność układu automatycznego sterowania. Ze względu na niekonwencjonalną konfigurację płatowca latające skrzydła bywają niestateczne. Ponadto w dużych samolotach ma się do czynienia z przemieszczaniem się środka masy, który dodatkowo wpływa na destabilizację samolotu. W pracy został przedstawiony wpływ wędrówki środka masy na stateczność samolotu o konfiguracji nieklasycznej. Przedstawiono również strukturę układu automatycznego sterowania dla tego samolotu oraz wyniki badań wpływu położenia środka masy na efektywność układu.
EN
Aircraft built in non-classical configuration can reveal instability in some areas of the flight envelope, for some mass configuration or can be completely unstable. In order to achieve greater aerodynamic efficiency the aircrafts different from classical configuration have been constructed. One of these configurations is flying wings construction without sharply outlined fuselage body. In different configuration the fuselage body is composed in aerofoil body. The position of the centre of mass is one of the parameters that decide on the stability of each airplane. It determines the aircraft handling qualities and robustness of aircraft automatic flight control system. Due to non-conventional airframe configuration the flying wings are unstable. Furthermore, in large aircrafts occurs displacement of the centre of mass which additionally destabilizes the aircraft. In the paper the influence of the centre of gravity position on stability of the aircraft of nonclassical configuration has been presented. Furthermore, the structure of the automatic flight control system, and the results of the influence of the centre of mass position on system efficiency changes are also presented.
8
Content available Flightlab i Simulink - wykorzystanie nowoczesnych narzędzi symulacyjnych do modelowania i badania układów sterowania wiropłatów
Bibik P., Kopyt A., Żugaj M.
Prace Instytutu Lotnictwa
|
2011
|
Nr 10 (219)
5-12
PL
W referacie przedstawiono metodykę efektywnej współpracy dwóch nowoczesnych środowisk symulacyjnych do opracowania i badania układów sterowania wiropłatów. Flightlab jest oprogramowaniem służącym do modelowania i symulacji wiropłatów. Oprogramowanie to pozwala na zbudowanie modelu dowolnego wiropłata. Cechą charakterystyczną tego środowiska jest możliwość budowy modeli o bardzo różnym poziomie szczegółowości. Flightlab pozwala również na przeprowadzenie bardzo szerokiej gamy obliczeń symulacyjnych. Oprogramowanie Flightlab posiada jednak pewne ograniczenia. Jednym z nich jest oprogramowanie CSGE służące do opracowania modelu układu sterowania, odbiegające od standardu nowoczesnych narzędzi budowy i badania modeli układów sterowania. W tej dziedzinie ogólnoświatowym standardem staje się oprogramowanie Simulink. Naturalną jest więc próba połączenia tych dwóch narzędzi i wykorzystania ich najlepszych cech. W referacie przedstawiono zalety obu systemów na przykładzie opracowania uproszczonego układu sterowania w środowisku Simulink dla modelu śmigłowca opracowanego w programie Flightlab oraz efektywnego połączenia tych dwóch narzędzi programistycznych.
EN
The paper presents a methodology for effective cooperation between two advanced simulation environments to develop and test rotorcraft control systems. Flightlab software is dedicated to modeling and simulation of rotorcraft. This software allows you to build a model of any rotorcraft. A characteristic feature of this environment is the ability to build models with very different levels of detail. Flightlab also allows for an extremely wide range of simulation calculations. However, Flightlab software has some limitations. One is the software called CSGE which allows development of the control system. This software is not very user-friendly and differs from the standard of modern tools of development and testing of models of control systems. In this area Simulink software is becoming a global standard. So natural is an attempt to connect these two tools and use their best qualities. The paper presents the advantages of both systems on the example of developing a simplified control system in Simulink environment for the model helicopter developed in the Flightlab program and effective combination of these two tools.
9
Content available Analiza metod identyfikacji symulacyjnych modeli wiropłatów
Bibik P., Narkiewicz J., Ulinowicz M., Żugaj M.
Prace Instytutu Lotnictwa
|
2011
|
Nr 10 (219)
13-24
PL
Estymacja parametrów modelu na podstawie odpowiedzi układu na wymuszenie nazywana jest identyfikacją. W referacie omówiono proces identyfikacji oraz możliwości jego realizacji w odniesieniu do wiropłatów. Zwrócono uwagę na konieczność oceny wiarygodności uproszczeń nieliniowych, sprzężonych modeli ruchu wiropłatów, stosowanych często dla efektywnego estymowania parametrów modelu. Omówiono metody identyfikacji w dziedzinie czasu: metodę najmniejszych kwadratów wraz z jej wybranymi odmianami oraz filtrację Kalmana i jej rozszerzenia. Jako przykład przedstawiono metodę identyfikacji parametrów modelu śmigłowca bezzałogowego o napędzie elektrycznym T-Rex 600. Identyfikację przeprowadzono dla zawisu i obrotu wokół osi pionowej z różnymi prędkościami kątowymi. Identyfikowano liniowy model stacjonarny w dziedzinie częstotliwości.
EN
Estimation of model parameters based on system response to input function is called identification. In the paper the identification process and the possibility of its implementation in relation to rotorcrafts are discussed. Also the need to assess the credibility of simplification of nonlinear, coupled models describing rotorcraft dynamic, which are frequently used for estimating the effective model parameters, is highlighted. Selected time domain methods of identification such as least squares method together with its selected varieties and Kalman filtering with its extensions are described. The electric T-Rex 600 unmanned helicopter model is chosen as an exemplary rotorcraft object, which model parameters are identified. The identification is carried out for hovering and rotation around a vertical axis with different angular velocities. Stationary linear model of T-Rex 600 is identified in the frequency domain.
10
Content available Model of gasodynamic control system for guided bombs
Głębocki R., Żugaj M.
Journal of Theoretical and Applied Mechanics
|
2010
|
Vol. 48 nr 1
27-44
EN
In this paper, a new concept of the control system for guided bombs is described. Authors propose a gasodynamic method for the air bomb control. In the presented method, the bomb control is realised by a set of single-use impulse control engines. The gasodynamic controlled bomb dynamic and aerodynamic models are described. Some results of numerical simulations are presented as well.
PL
W publikacji autorzy przedstawili nowatorski system naprowadzania sterowanych bomb lotniczych. W prezentowanej metodzie układ wykonawczy sterowania oparty jest na zestawie jednorazowych impulsowych silników korekcyjnych oddziałujących bezpośrednio na środek ciężkości sterowanego obiektu. W artykule autorzy zaprezentowali modele dynamiki oraz aerodynamiki bomby sterowanej gazodynamicznie. Oprócz opisu modelu zawarto również wyniki obliczeń aerodynamicznych. Przedstawiono opis systemu sterowania oraz wyniki przeprowadzonych badań symulacyjnych.
11
Content available Compass Deviation Revisited
Narkiewicz J., Żugaj M.
Annual of Navigation
|
2010
|
No. 16
75-87
EN
The system for calculating and updating deviation data for magnetic compass is developed. The method and algorithm for on-line data acquisition and calculation of new deviation corrections is presented. The system is tested by simulations and by experimental data. The system is developed for mobile platforms with compact electrical systems installed on-board with strong variation of vehicle electromagnetic field.
12
Content available remote Wpływ awarii układu sterowania na właściwości pilotażowe samolotu
Żugaj M., Narkiewicz J.
Zeszyty Naukowe Politechniki Rzeszowskiej. Mechanika
|
2007
|
z. 71 [238]
179-186
PL
W celu opracowania układu rekonfiguracji niezbędne jest przeprowadzenie badań, które pozwolą ocenić wpływ poszczególnych rodzajów awarii układu sterowania na jego funkcjonowanie. Wyniki tych badań pozwolą na dobranie struktury i metody rekonfiguracji, która zapewni możliwie najefektywniejsze niwelowanie skutków awarii. W referacie przedstawione zostały metody i wyniki badań wpływu awarii układu sterowania na własności pilotażowe samolotu. W pracy wykorzystano nieliniowy model samolotu pasażerskiego klasy Business Jet wraz z modelem układu wykonawczego sterowania.
EN
In this paper the analysis methods of control system failure have been presented. Those methods allow obtaining the control system degradation performances which can be used for developing of reconfigurable control system. During this research the nonlinear aircraft model including control surfaces actuation system has been used for examination of selected control system failures.
13
Uniwersalny układ nawigacyjny dla obiektów bezzałogowych
Narkiewicz J., Bibik P., Żugaj M.
Zeszyty Naukowe Politechniki Świętokrzyskiej. Nauki Techniczne
|
2006
|
Z. 1 [II Międzynarodowa Konferencja Naukowe Aspekty Bezpilotowych Aparatów Latających]
27--32
PL
W ramach prac nad algorytmami sterowania i nawigacji dla obiektów ruchomych opracowano koncepcję układu nawigacji różnorodnych małych obiektów latających. Układ ten wykorzystuje dostępne, gotowe czujniki pomiarowe o niewielkiej wadze i gabarytach, dla których opracowywane są algorytmy przetwarzania i integracji sygnałów.
EN
The concept and preliminary design of control and navigation system for of small unmanned vehicles is presented. The navigation system utilizes small, low weight on-shelf components: GPS, INS, magnetic compass and visual navigation aids. Now the software is under development.
14
Content available System identyfikacji i rozpoznawania celów dla moździerzowego pocisku sterowanego
Głębocki R., Zasuwa M., Żugaj M., Vogt R.
Problemy Techniki Uzbrojenia
|
2006
|
R. 35, z. 97
133--140
PL
W referacie przedstawiono niektóre rozwiązania konstrukcyjne dotyczące głowicy pomiarowej możliwej do zastosowania w beznapędowych pociskach sterowanych. Opisano konstrukcję głowicy śledzącej, uzyskiwane dane pomiarowe oraz sposoób dalszego przetwarzania uzyskanych obrazów. Przedstawiono algorytmy przetwarzania uzyskanych obrazów. W algorytmach tych wykorzystano między innymi sztuczne sieci neuronowe. Opisywane wyniki badań uzyskano w trakcie prac nad systemami sterowania pociskami moździerzowymi i bombami lotniczymi.
EN
Some designs of the measurement head which could be used for not propelled controlled missiles are presented in the paper. The design of a tracking head with examples of obtained measurement data and ways of its processing with transformation algorithms are included. The synthetic neurone network is used in the algorithms. The results provided in the paper were obtained at works carried out on the control systems of mortar missiles and aircraft bombs.
15
Modelowanie i badania symulacyjne nieciągłych procesów sterowania lotem małych obiektów
Głębocki R., Vogt R., Żugaj M.
Modelowanie Inżynierskie
|
2006
|
T. 1, nr 32
163-170
PL
W pracy przedstawiono wyniki prac nad układami sterowania do amunicji inteligentnej. Badania koncentrowały się wokół tak zwanych pocisków beznapędowych (pociski moździerzowe, bomby lotnicze) i impulsowego systemu sterowania.
EN
In paper ware presented some results of works over smart munitions control systems. Researches ware concentrate around impulse control method in application to mortar missiles and bombs.
16
Content available Sterowanie samonaprowadzających pocisków moździerzowych z wykorzystaniem sterownika opartego na sztucznych sieciach neuronowych
Vogt R., Głębocki R., Żugaj M., Andrzejczak M.
Problemy Techniki Uzbrojenia
|
2005
|
R. 34, z. 94
119--126
PL
W referacie przedstawiono niektóre problemy związane z systemem sterowania inteligentnych pocisków moździerzowych przy pomocy rakietowych silników korekcyjnych działających bezpośrednio na środek ciężkości pocisku. Autorzy opisali możliwości zastosowania sztucznych sieci neuronowych celem poprawy jakości sterowania pocisku.
EN
Some problems for controlling of smart mortar ammunition by corrective rocket motors affecting directly the missile’s mass centre are presented in the paper together with presentation of artificial neurone networks possibilities to improve missile’s control quality.
17
Content available remote Autothrottle in a fly-by-wire system for the small comercial aircraft
Żugaj M., Narkiewicz J., Głębocki R.
Zeszyty Naukowe Politechniki Rzeszowskiej. Mechanika
|
2004
|
z. 63 [213], t.1
205--212
EN
The autothrottle subsystem was designed for a fly-by-wire control system for a small commercial aircraft. Classical control laws were used to control aircraf indicated airspeed, Mach number or thrust within the full flight envelope. The autothrottle blocks developed in Simulink were included into a computer model of an aircraft flight control system ond tested both in computer simulations alone and in flight simulator with a test pilot in the cockpit.
PL
W referacie przedstawione zostały wyniki pracy nad projektem układu sterowania ciągiem silników. Badania te prowadzono w ramach europejskiego programu ADFCS II. Zaprojektowany układ umożliwia automatyczne sterowanie prędkością lotu samolotu, liczbą Macha oraz umożliwia utrzymywanie stałych parametrów pracy zespołu napędowego (utrzymywanie stałej prędkości obrotowej silnika). Ponieważ układ ten spełnia istotną rolę w układzie automatycznego sterowania samolotem, wymagał on starannego modelowania jego pracy w układzie silnik-samolot-środowisko. Ze względu na znaczący wpływ tego układu na bezpieczeństwo oraz komfort lotu, wymagana jest duża niezawodność i dobra jakości sterowania. Spełnienie tych wymagań nie ogranicza się jedynie do doboru praw sterowania. Równie istotnym elementem jest zaprojektowanie układu logicznego, który nie tylko umożliwia odpowiednie przełączanie poszczególnych trybów pracy układu, ale również zapobiega powstaniu sytuacji niebezpiecznych oraz uniemożliwia jednoczesne włączenie takich trybów pracy, które wzajemnie się wykluczają. Ponadto układ ten powinien poprawnie współpracować z pozostałymi elementami układu sterowania samolotem. W referacie przedstawiony został opis opracowanego układu sterowania ciągiem silników, zaprojektowanego przez autorów referatu przy wykorzystaniu programu symulacyjnego Synthetic Environment. Ponadto przedstawiono wyniki badań tego układu, które wykonano na symulatorze badawczym w NLR (National Aerospace Laboratory, Amsterdam, Holandia).
18
Content available remote Autopilot in a fly-by-wire system for a small commercial aircraft
Narkiewicz J., Głębocki R., Żugaj M., Zakrzewski P.
Zeszyty Naukowe Politechniki Rzeszowskiej. Mechanika
|
2004
|
z. 63 [213], t.1
145--153
EN
Development of autopilot for digital fly-by-wire control system is described. The autopilot forms the integral part of the control system of the aircraft performing all modes which are provided by modern autopilot systems.
PL
Sterowanie pośrednie (fly-by-wire) dotychczas zastosowano w samolotach wojskowych i dużych samolotach pasażerskich. Główną przyczyną tego stanu rzeczy jest duży koszt takiego systemu, uniemożliwiający zastosowanie tej koncepcji w mniejszych samolotach. Dlatego w ramach programów badawczych UE podjęto prace nad takim układem. Program ADFCS (Affordable Digital Flight Control System) miał na celu badanie wybranych aspektów tego zagadnienia. Udział Politechniki Warszawskiej w drugiej fazie tego projektu miał na celu opracowanie autopilota do układu sterowania pośredniego takim samolotem. Układ autopilota stanowił część oprogramowania układu sterowania samolotem. Funkcje sterowania podzielono na sterowanie podłużne, sterowanie poprzeczne, układ sterowania ciągiem silników. Sterowanie poprzeczne oraz modele układów nawigacyjnych opracowano na Politechnice Rzeszowskiej. Układy te włączono do oprogramowania pozostałych modułów autopilota.
19
Content available remote Automatic fly-by-wire longitudinal control for small comercial aircraft
Głębocki R., Żugaj M., Narkiewicz J.
Zeszyty Naukowe Politechniki Rzeszowskiej. Mechanika
|
2004
|
z. 63 [213], t.1
77--84
EN
Autopilot in fly-by-wire control system was developed for small commercial aircraft. Longitudinal control modes of autopilot are described in this paper.
PL
W pracy przedstawiono wyniki badań prowadzących do opracowania algorytmów autopilota sterującego ruchem podłużnym małego samolotu komunikacyjnego wyposażonego w układ sterowania pośredniego (fly-by-wire). Wyniki te uzyskano w ramach projektu ADFCS II (5 Program Ramowy Unii Europejskiej). Celem tego projektu było opracowanie ekonomicznych układów sterowania pośredniego dla małych samolotów komunikacyjnych. Układy takie jak dotychczas występują jedynie w samolotach bojowych oraz dużych samolotach pasażerskich.
20
Modelowanie sterowanego lotu ornitoptera w burzliwej atmosferze
Lasek M., Złocka M., Żugaj M.
Zeszyty Naukowe Katedry Mechaniki Stosowanej / Politechnika Śląska
|
2003
|
z. 20
256-261
PL
Prezentowana praca przedstawia wykorzystanie wyników modelowania przestrzennego lotu ornitoptera do celów symulacji jego sterowanego lotu. Wyprowadzono pełne nieliniowe równania ruchu. Charakterystyki aerodynamiczne do wyznaczania sił i momentów aerodynamicznych działających na ornitopter w locie machającym wyznaczono w oparciu o rozwiązanie równania opływu potencjalnego dla modelu ornitoptera znajdującego się w ruchu nieustalonym. Przyjęto, że ornitopter jest obiektem nieodkształcalnym (z wyjątkiem machających skrzydeł będących źródłem napędu ornitoptera). Dodatkowo zbadany został wpływ zaburzeń spowodowanych przez burzliwą atmosferę (model turbulencji Drydena) na zaprogramowany tor lotu ornitoptera.
EN
Presented work shows use of results of three-dimensional modelling of omitopter flight to simulate it's controlled flight. Additionally researched was influence of stormy atmosphere to programmed flight route.
first rewind previous Strona / 2 next fast forward last
JavaScript jest wyłączony w Twojej przeglądarce internetowej. Włącz go, a następnie odśwież stronę, aby móc w pełni z niej korzystać.