PL
 |
EN
Preferencje help
Polish version English version Język
Widoczny [Schowaj] Abstrakt
Liczba wyników
Powiadomienia systemowe
  • Sesja wygasła!

Znaleziono wyników: 6

Liczba wyników na stronie
first rewind previous Strona / 1 next fast forward last
Wyniki wyszukiwania
Wyszukiwano:
w słowach kluczowych:  aircraft dynamics
help Sortuj według:

help Ogranicz wyniki do:
first rewind previous Strona / 1 next fast forward last
1
Content available Sliding mode control for longitudinal aircraft dynamics
Iskrenovic-Momcilovic O.
Journal of Automation Mobile Robotics and Intelligent Systems
|
2018
|
Vol. 12, No. 3
55--60
EN
The control of the longitudinal aircraft dynamics is challenging because the mathematical model of aircraft is highly nonlinear. This paper considers a sliding mode control design based on linearization of the aircraft, with the pitch angle and elevator deflection as the trim variables. The design further exploits the decomposition of the aircraft dynamics into its short-period and phugoid approximations. The discrete-time variable structure system synthesis is performed on the base of the elevator transfer function short-period approximation. This control system contains a sliding mode controller, an observer, based on nominal aircraft model without finite zero and two additional control channels for the aircraft and for the aircraft model. The realised system is stable and robust for parameter and external disturbances.
2
Content available remote Synteza układu sterowania samolotem z zastosowaniem metody kontrakcji dynamicznej
Czyba R., Błachuta M.
Zeszyty Naukowe Politechniki Rzeszowskiej. Mechanika
|
2004
|
z. 63 [213], t.1
61--68
PL
Celem pracy jest przeprowadzenie studium metodyki syntezy układu sterowania samolotem bazującej na metodzie kontrakcji dynamicznej. W pracy przedstawiono model dynamiki samolotu i wskazano na nieliniowosci tkwiące w obiekcie regulacji. Następnie omówiono metodę kontrakcji dynamicznej oraz przedyskutowano ruchy w wolnej i szybkiej skali czasu. W kolejnej części przedstawiono równania modeli odniesienia oraz poszczególne etapy projektowania regulatorów. W końcowym etapie zaprezentowano wyniki symulacji lotów, które wykonano w układzie zamkniętym z zaprojektowanym układem sterowania.
EN
In the paper the design of an aircraft flight controller based on the Dynamic Contraction Method is presented. The control task is formulated as a tracking problem of aerodynamic state variables: velocity of flight and three angles, which are responsible for aircraft flight conditions in the spatial movement. The applied DCM method allows to create the expected ourputs for non-linear and non-stationary objects in spite of incomplete information about varying parameters of the system and extemal disturbances. In addition, we require that transient processes have desired dynamic properties and are mutually independent. The resulting controller has a simple form of a combination of a low-order linear dynamical system and a matrix whose entries depend nonlinearly on certain measurable flight variables. The structure of the paper is as follows. First, a mathematical description of the aircraft model is introduced. The next part includes a description of DCM method used for the control system design. The control solution along with the stages of regulators design are presented on F-16 aircraft model. Finally, the results of simulations performed in the closed-loop system with DCM structure are presented.
3
Content available remote Analiza numeryczna dynamiki podwozia wojskowego samolotu transportowego
Niezgoda T., Małachowski J., Budzyński A.
Biuletyn Wojskowej Akademii Technicznej
|
2004
|
Vol. 53, nr 1
43-55
PL
W pracy przedstawiono wybrane efekty zamodelowania przestrzennego goleni przedniego podwozia podporowego samolotu transportowego w systemie UGS Solid Edge, a także wykorzystania uzyskanej geometrii do zasymulowania wybranych rodzajów drgań. Określono skrajne konfiguracje głównych elementów przestrzennego modelu MCAD, pomiędzy którymi odbywają się ruchy drgające wybranych rodzajów. Uzyskane wyniki zweryfikowano analitycznie. Stwierdzono, że cyfrowe symulacje złożonych przydatków ruchu umożliwiają przewidywanie charakteru ruchu obiektów rzeczywistych, zwiększając bezpieczeństwo ich eksploatacji.
EN
The paper presents the effects of digital designing of the front support landing gear of the military transport aircraft, with the UGS Solid Edge system. Part and assembly files have been applied for the digital simulation of the selected kinds of vibration motion. Extreme MCAD model motion positions have been found and used as the limit configurations for the digital simulation. The achieved results were checked and confirmed analytically. It has been proved, that numerical simulations of the motion complex examples enabled the designer to predict the behaviour of the most important real gear elements and ensure as safe real aircraft maintenance as possible.
4
Content available remote Wejście sterowanego samolotu w przestrzenny podmuch
Deptuła R., Maryniak J.
Zeszyty Naukowe Politechniki Rzeszowskiej. Mechanika
|
2001
|
z. 56[186], t.1
63-70
PL
W pracy przedstawiono sposób modelowania fizycznego i matematycznego wpływu podmuchu typu "microburst" na dynamikę samolotu turboodrzutowego na przykładzie PZL I-22 "IRYDA". Symulację numeryczną przeprowadzono dla fazy lotu poziomego z uwzględnieniem reakcji autopilota. Jako najbardziej prawdopodobny wybrano przypadek mimośrodowego przelotu przez przestrzeń oddziaływania podmuchu.
EN
The physical and mathematical modelling of the microburst influence on an aeroplane behaviour is presented in the paper. The dynamics equations of aircraff motion are derived in plane-fixed coordinate system on the basis of Boltzmann-Hamel fonnalism for material systems with holonomic constraints The influence of local parameters of the microburst in equations of flying object motion was taken into consideration by three instantaneous linear components of wind velocity and three angular. Computations were carried out for PZL I-22 "Iryda" as a test aircraft. As the most probable, the case of off-centre flight was chosen for numerical simulation.
5
Content available remote Dynamika sterowanego samolotu w manewrze przestrzennym
Cichoń M., Maryniak J.
Zeszyty Naukowe Politechniki Rzeszowskiej. Mechanika
|
2001
|
z. 56[186], t.1
45-54
PL
W pracy przeprowadzono symulację numeryczną dynamiki lotu sterowanego samolotu wykonującego manewr przestrzenny, polegający jednocześnie na zmianie: kursu samolotu i wysokości lotu - na zadaną. W celu wykonania manewru (auto-) pilot wykorzystuje wszystkie kanały sterowania, sterując lotem za pomocą wychylenia steru wysokości, steru kierunku, lotek i dźwigni sterowania silnikami. Należy zwrócić szczególną uwagę na szereg ograniczeń i realnie osiąganych wartości wielkości, przy posiadaniu pełnych informacji o danych obiektu. Dopiero na tej podstawie uzyskujemy charakterystyczne parametry manewrów przestrzennych dla określonych warunków lotu. Wyniki badań uzyskano z symulacji numerycznej w oparciu o program autorski napisany w środowisku obliczeniowym pakietu MATLAB. Modułowa budowa programu symulacyjnego umożliwia rozwój i modyfikację systemu.
EN
A numerical simulation of the controlled aircraft dynamics in a spatial manoeuvre has been performed in the work. The spatial manoeuvre was executed by means of simultaneous changes of the aircraft course and altitude for the specified values to be attained. To this end a pilot (an autopilot) employs all controI channels, using deflections of rudder, elevator and ailerons, respectively, as well as engine control lever in the flight control. When selecting amplification coefficients a set of limitations imposed as well as permissible values of the quantities involved should be taken into account. Only following this procedure the characteristic parameters of spatial manoeuvres under specified flight conditions may result from the numerical model constructed. Numerical simulation was performed using the author's own program written within the program development system MATLAB package. The modular structure of the program allows for its development and modification.
6
Content available remote Możliwości zaburzenia równowagi samolotu przy zrzucie ciężkiego ładunku na przykładzie zrzutu bomb z samolotu PZL I-22 "Iryda"
Słota K., Maryniak J.
Problemy Techniki Uzbrojenia
|
2000
|
R. 29, z. 75
47--53
PL
W pracy przedstawiono wpływ zrzutu ciężkiego ładunku na zachowanie się samolotu. W oparciu o opracowany model matematyczny przeprowadzono symulację numeryczną przestrzennego lotu samolotu. Obiekt traktowano jako nieodkształcalną bryłę sztywna osześciu stopniach swobody. Zastosowano quasi stacjonarny model aerodynamiki. Do wyprowadzenia równań zastosowano formalizm Boltzmanna-Hamela. Jako obiekt testowy wybrano samolot PZL I-22 "Iryda". W pracy starano się przeanalizować wpływ zaburzeń symetrycznych na dynamikę samolotu, jak i wzajemne powiązanie sprzężeń aerodynamicznych, jak również sprzężeń asymetrycznych. W wyniku symulacji numerycznej dostrzeżono duże niebezpieczeństwo wpadnięcia samolotu w niebezpieczne stany lotu.
EN
Works provides influence of heavy load drop for attitude aircraft. Based on mathematical model numerical simulation on 3D flight aircraft was worked out. Object was treated as no strain solid with six degrees freedoms. Quasi was applied stationary model of aerodynamics. To bring out equaling was applied Boltzmanna-Hamela formalism. As tested object was aircraft PZL I-22 "Iryda" selected. Works analyzed influence symmetrical perturbations for aircraft dynamics, interrelations of aerodynamic, stress and moment retroaction, both symmetrical, and asymmetrical. As a numerical simulation result big danger putting aircraft in dangerous states of flight was observed.
first rewind previous Strona / 1 next fast forward last
JavaScript jest wyłączony w Twojej przeglądarce internetowej. Włącz go, a następnie odśwież stronę, aby móc w pełni z niej korzystać.