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

Znaleziono wyników: 18

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

help Ogranicz wyniki do:
first rewind previous Strona / 1 next fast forward last
1
Content available Development of a flight simulator for conceptual aircraft design and sizing
Hon Kai San, Karpuk Stanislav, Yang Daqing, Elham Ali
Transactions on Aerospace Research
|
2022
|
Nr 2 (267)
31--61
EN
This article describes the development of a flight simulator module within the ADEMAO aircraft design framework to investigate the effects of novel airframe and propulsion technologies on new generations of aircraft. Methods used to develop and integrate the fight simulator into the overall design framework are described. The simulator is validated based on existing data from the Convair CV-880M and is then used to analyze an example case of a conceptual medium-range aircraft with advanced airframe technologies designed in the Sustainable and Energy-Efficient Aviation research cluster at the Institute of Aircraft Design and Lightweight Structures at the Technische Universität Braunschweig. Results show the deficiencies of the medium-range aircraft in short-period pitch and Dutch roll performance, and recommendations for modifications to the conceptual medium-range aircraft are drafted.
2
Content available System pionowego startu rakiety z wykorzystaniem sterowania gazodynamicznego
Głębocki R., Jacewicz M.
Problemy Techniki Uzbrojenia
|
2018
|
R. 47, z. 145
25--46
PL
Opracowanie dotyczy projektu systemu pionowego startu rakiety z wykorzystaniem sterów gazodynamicznych. Celem pracy było szczegółowe zbadanie metody dającej możliwość efektywniejszego wykorzystania materiałów pędnych w pierwszej fazie lotu pocisku, co pozwala na zwiększenie zasięgu i optymalizację toru lotu. W projektowanym systemie pocisk wyrzucany jest pionowo, obracany do żądanego położenia przy użyciu silników korekcyjnych, po czym następuje uruchomienie silnika marszowego. Skoncentrowano się na badaniu dynamiki i sterowalności pocisku przy małych prędkościach. Opisano model fizyczny i matematyczny obiektu uwzględniający nieliniowości związane z dynamiką samej rakiety, zaburzenia powstałe przy uruchamianiu silnika rakietowego jak również niektóre ze zjawisk aerodynamiki nieustalonej. Przedstawiono sposób identyfikacji charakterystyk aerodynamicznych rakiety oraz algorytm sterowania silnikami korekcyjnymi. Przygotowany matematyczny model rakiety posłużył do stworzenia środowiska symulacyjnego. Przedstawiono wyniki symulacji numerycznych w postaci wykresów i zestawień.
EN
The paper deals with a concept of a missile vertical launch system using reaction control jets. The purpose of the study was a detailed investigation of a method optimizing fuel consumption in the first phase of the missile flight to increase the range and optimize the flight path. In the designed system the missile is ejected vertically and turned to the desired position by using corrective engines before the sustainer motor is started. The dynamics and controllability of the missile at low velocities were studied. The physical and mathematical model of the object has been described, taking into account the nonlinearities connected with the dynamics of the rocket itself, the disturbances caused by firing the rocket engine as well as some effects the unsteady aerodynamics. A method identifying the aerodynamic characteristics of the missile and an algorithm controlling the correction engines is presented. A prepared mathematical model of the missile was used to create a simulating environment. The results of numerical simulations in the form of graphs and tables are presented.
3
Content available Spatial motion of the aircraft manoeuvring to avoid moving obstacle
Graffstein J.
Journal of Theoretical and Applied Mechanics
|
2016
|
Vol. 54 nr 1
99--111
EN
In the paper, mathematical relationships which are used to describe kinematic variables of the aircraft-obstacles configuration and motion of the aircraft are presented. These define the base for the set of conditions enabling determination of the possibility and threat of collision. The second important aim of such a definition is creation of prerequisites for selection of an appropriate anti-collision manoeuvre, computation of reference signals and inequalities used as limitations on these signals in the automatic flight control process. Theoretical analysis is illustrated by an example of computer simulation of the flight of aircraft. Two anti- -collision manoeuvres are studied in this experiment. The first one, performed in a vertical plane, consists in emergency climbing. The second one, performed in the horizontal plane, is shaped by three turns, each one of small radius, to go around the obstacle and then return to the previously realised flight path.
4
Content available Określanie warunków początkowych do symulacji lotu pocisków artyleryjskich
Baranowski L., Surma Z.
Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa
|
2014
|
Vol. 5, Nr 1 (15)
51-58
PL
W artykule przedstawiono wyniki badań poligonowych rejestracji przebiegu strzelania ze 120 mm moździerza pociskiem odłamkowo-burzącym OF-483A, mające na celu umożliwienie określenia warunków początkowych wylotu pocisku z lufy moździerza, niezbędnych do przeprowadzenia symulacji komputerowej lotu pocisku moździerzowego. Wyniki rejestracji ruchu zarówno pocisków, jak i moździerza posłużyły do opracowania doświadczalnej metody wyznaczania prędkości wylotowej pocisku oraz kąta rzutu (tzn. kąta pochylenia wektora prędkości pocisku w chwili opuszczania przekroju wylotowego lufy moździerza). W badaniach poligonowych do rejestracji zjawisk szybkozmiennych wykorzystano kamerę Phantom v12, natomiast do wyznaczenia prędkości lotu pocisku oraz przemieszczania się lufy moździerza wykorzystano oprogramowanie TEMA Motion, służące do opracowywania wyników rejestracji kamerą Phantom v12. W celu określenia wpływu parametrów rejestracji na ewentualną jakość rejestrowanego obrazu i tym samym dokładność określenia prędkości wylotowej pocisku, stosowano różne ustawienia kamery uwzględniające szybkość filmowania i rozdzielczość zdjęć.
EN
The results of field tests of 120 mm mortar have been presented in this paper. Tests were conducted with using the mortar projectile type OF-483A. The main task of investigations was experimental determination of muzzle velocity and throwing angle, which are initial conditions for numerical simulation of the mortar projectile flight. Muzzle velocity and throwing angle were determined on the basis of accomplished results of motion the projectile as well as the mortar. The high-speed camera Phantom v12 was used during the field tests. The projectile velocity and the movement of the mortar barrel were calculated by means of TEMA Motion program.
5
Content available Image generators validation tests requirements
Jirku P., Novak A., Pitor J.
TTS Technika Transportu Szynowego
|
2013
|
R. 20, nr 10
2029--2034, CD
EN
Every type of Flight Simulation Training Device (FSTD) should comply with different requirements. Compliance with these requirements shall be assessed in the validation tests and functions & subjective tests. This paper provides overview of new FSTD validation test parameters defined by third edition of ICAO 9625 Manual of Criteria for the Qualification of flight Simulators.
6
Content available remote Numeryczna analiza zrzutu podwieszeń samolotu F-16C BLOCK 52 ADVANCED
Dziubiński A., Kiszkowiak Ł.
Mechanik
|
2013
|
R. 86, nr 7CD
177--186
PL
W opracowaniu przedstawiono wyniki obliczeniowej analizy niestacjonarnej zrzutu bomby GBU-31 JDAM oraz podskrzydłowego zbiornika paliwa z samolotu F-16C Block 52 Advanced. Każdy z obiektów był zrzucany w obecności drugiego z podwieszeń. Celem analizy było sprawdzenie, czy przy zrzucie nie nastąpi kolizja z elementami płatowca. Symulacje wykonano w warunkach odpowiadających atmosferze standardowej na wysokości 0 m n.p.m. Korzystając z wbudowanego w pakiet obliczeniowy modułu symulującego ruch ciał o sześciu stopniach swobody, wyznaczono trajektorię zrzutu bomby. Natomiast korzystając z własnego modułu uwzględniającego odpowiednie więzy, wyznaczono trajektorię zrzutu dla podskrzydłowego zbiornika paliwa. Wyniki przedstawiono w postaci przebiegów w czasie poszczególnych parametrów lotu. Wyniki obliczeniowe zostały jakościowo porównane z wynikami prób w tunelu aerodynamicznym.
EN
In following paper the results of unsteady CFD analysis of GBU-31 JDAM smart bomb and external wing fuel tank separation from F-16C Block 52 Advanced have been presented. Each object was dropped in presence of the other, in order to check the possibility of collision with any part of airframe. Simulation cases have been done according to the ISA at sea level conditions. The trajectories of bomb separation have been determined using internal 6-DOF motion solver. On the other hand the trajectories of external wing fuel tank separation have been determined using self-made solver that enable a specific constraints for motion of the tank. The results have been presented as the comparison of flight parameters changes as a function of time. Finally the qualitative comparison of calculation results and wind tunnel tests has been presented.
7
Content available Mathematical modeling, simulation and identification of micro coaxial helicopter
Muhammad H., Thien H. P., Mulyanto T.
Journal of KONES
|
2012
|
Vol. 19, No. 2
353-364
EN
Micro Coaxial Helicopter with compact size and vertical takeoff ability offers a good Micro Aerial Vehicle (MAV) configuration to handle indoor mission such as search, rescue and surveillance. An autonomous MAV helicopter equipped with micro vision devices could provide more information of the scene, in which the human present is risky. Toward an autonomous flight, mathematical model of the helicopter should be obtained before controller design takes place. This paper will discuss the mathematical modelling, simulation and identification of a micro coaxial helicopter. The mathematical model of the micro coaxial helicopter will be presented, in which total forces and moment are expressed as a Taylor series expansion as function of the state and control variables. The mathematical model will be used to simulate the helicopter responses due to control input. The simulation was used to obtain better understanding of the characteristics of the helicopter before flight test program are performed. Flight test program dedicated to identify the parameter of the micro coaxial helicopter have been carried out. The micro coaxial helicopter was instrumented with sensory system to measure some input and output variables. The use of Kalman filter to estimate the state and total least squares to estimate the aerodynamic parameter of micro coaxial helicopter based on the flight test data will be presented. Some identification results and model validation will be given in this paper.
8
Content available Analiza numeryczna właściwości numerycznych siatkowego pocisku wirującego
Mazur P., Kupidura P.
Problemy Techniki Uzbrojenia
|
2009
|
R. 38, z. 109
157--165
PL
W artykule przedstawiono wybrane założenia konstrukcyjne, krótki opis budowy, przyjętą metodykę i wyniki numerycznej symulacji lotu wirującego pocisku siatkowego do prototypowego naboju granatnikowego 40 x 46 mm SR. Nabój aktualnie znajduje się w fazie badań w Wojskowej Akademii Technicznej.
EN
The main construction requirements, short technical specification and description of numerical method used for spin deployed net grenade flight simulation and some obtained results as well are included into this paper. The grenade, designed for prototype 40 x 46 mm SR grenade round, is currently being tested in Military University of Technology.
9
Content available Practical aspects of identification of the aerodynamic characteristics
Goszczyński J. A.
Journal of Theoretical and Applied Mechanics
|
2006
|
Vol. 44 nr 1
31-50
EN
The problem of identification of aircraft aerodynamic characteristics performed by means of recording current flight parameters is presented in the paper. Basic concepts of fast identification algorithms; e.g. Non Linear Filtering (NF) (based on the Lipcer and Sziriajev theory) and Estimation Before Modelling (EBM) are presented as well. Tips on how to implement the EBM and NF methods in practice are shown. Presented numerical results seem to be very interesting.
PL
W pracy przedstawiono metodę estymacji przed modelowaniem (EBM), znaną również pod nazwą metody dwu etapowej identyfikacji charakterystyk aerodynamicznych (i ich pochodnych). Przedstawiona technika jest szczególnie przydatna do identyfikacji charakterystyk samolotu poruszającego się na dużych kątach natarcia i ślizgu. W pracy przedstawiono podstawowe cechy i zależności metody. Uzyskane wyniki, wraz z posiadaną wiedzą o zakończonych badaniach innych zespołów, pozwalają określić przedstawioną technikę jako potencjalnie integralną część badań rozwojowych i oceny każdego samolotu.
10
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.
11
Content available remote Symulacja nawigacji wg sygnałów VOR
Cieciński P., Tomczyk A.
Zeszyty Naukowe Politechniki Rzeszowskiej. Mechanika
|
2004
|
z. 63 [213], t.2
431--439
PL
Referat prezentuje algorytmy oraz wyniki symulacji sterowania samolotem na trajektorii wyznaczonej przez system nawigacyjny VOR. Opracowanie obejmuje modelowanie dzialania systemu VOR, syntezę prawa sterowania wg sygnałów pokladowego odbiornika nawigacyjnego oraz wyniki symulacji wybranych zadań nawigacyjnych. Rozwiązane zadanie jest częścią europejskiego projektu dotyczącego syntezy sterowania samolotem lokalnej komunikacji (ADFCS II - Affordable Digital Flight Control System) wyposażonym w uklad pośredniego sterowania (Fly-by-Wire). Prawa sterowania samolotem w locie nawigacyjnym oraz poprawność modelowania systemu VOR oceniane były na podstawie wyników symulacji przy użyciu pakietu MATLAB/Simulink®. W ramach projektu ADFCS II przewidziana jest weryfikacja przygotowanych rozwiązań projektowych przy użyciu badawczego symulatora lotu.
EN
In this paper, the results of the VOR navigation system designing have been presented. The autopilot for digital fly-by-wire control system was developed in the frame of the ADFCS II Project (Affordable Digital Fly-By-Wire Control System for Smali Commercial Aircraft - Second Phase); the research was done under 5 Framework Program. The VOR navigation and control blocks were developed in MATLAB/Simulink® environment and tested in computer simulation. The obtained properties of the system have been effected that it can be used for further research and autopilot design project.
12
Content available remote Symulacja działania systemu DME
Dołęga B.
Zeszyty Naukowe Politechniki Rzeszowskiej. Mechanika
|
2004
|
z. 63 [213], t.2
441--448
PL
W referacie przedstawiono założenia oraz podstawowe rozwiązania modułu symulacji działania systemu DME (ang. Distance Measuring System). Opracowanie jest częścią europejskiego projektu dotyczącego syntezy sterowania samolotem lokalnej komunikacji (ADFCS II - Affordable Digital Flight Control System). Układ zrealizowano w środowisku pakietu MATLAB/Simulink® oraz zweryfikowano przy użyciu badawczego symulatora lotu.
EN
The main project foundation and basic concepts of Distance Measuring System Simulation Module are presented in this paper. This work is a part of the project of ADFCS II (Affordable Digital Flight Control System), sponsored by European Union. It concerned of synthesis of the lateral motion control part. All parts were designed using MATLAB/Simulink® form and verified on the research flight simulator.
13
Content available remote Analiza jakości sterowania podejściem do lądowania przy zastosowaniu sterowania według modelu
Kopecki G.
Zeszyty Naukowe Politechniki Rzeszowskiej. Mechanika
|
2004
|
z. 63 [213], t.1
117--124
PL
Artykuł przedstawia możliwość zastosowania sterowania według modelu ruchem bocznym samolotu podczas podejścia do lądowania oraz wyniki symulacji komputerowej, a także ocenę jakości sterowania. Ilościowa ocena jakości sterowania dokonana została przy zastosowaniu kwadratowo-całkowego wskaźnika jakości dla przypadku sterowania bez obecności zakłóceń oraz z wiatrem bocznym. Wyniki porównano z rozwiązaniami klasycznymi.
EN
The article discusses control of the aircraft lateral motion during approach with the use of ILS-LOC equipment. Control laws are based on the model following control. There are presented results of computer simulations. The control quality assessment with and without cross-wind was made with the use of quality coefficient. The results of model following control are compared with classical solutions based on the modified PID regulator.
14
Content available remote Zastosowanie kamery sterowanej na samolocie bezpilotowym
Pieniążek J.
Zeszyty Naukowe Politechniki Rzeszowskiej. Mechanika
|
2001
|
z. 56[186], t.1
102-110
PL
W artykule przedstawiona została koncepcja wykorzystania sterowanej kamery ruchomej o dwu stopniach swobody na bezpilotowym samolocie. Przedstawione zostały wyniki symulacji lotu samolotu z równoczesnym prowadzeniem obserwacji przy wykorzystaniu układu sterowania kamerą pracującego według opracowanego przez autora algorytmu. Porównanie jakości sterowania dla różnych parametrów modelu układu ruchomego kamery pozwala na określenie wpływu tych parametrów na możliwość skompensowania zakłóceń występujących podczas lotu samolotu.
EN
In the paper the controlled 2 Degree-of-Freedom camera using on the unmanned aircraft concept is presented. This kind of camera is lighter and less power consuming comparing to the solution with stabilised in inertial frame platform. The predictive algorithm for such solution, based on the measurement of aircraft's position, attitude, attitude rate and speed, was presented. The simulation tests were made using non-linear aircraft model and Dryden gust model. Simulated aircraft flied on the trajectory described in the flight plan and during this flight observation of the specific point was performed. It is noticed the camera stabilisation accuracy highly depends on camera servomotor dynamics, and the control algorithm has a limit of accuracy. The accuracy could not be improved by any software method over the limit. The servomotor dynamics can be presented in form G(s)=e [cd. wzoru] The test, using different values of [?] and T, shows that delay has greater influence on the accuracy results and must be minimised in system. This delay minimisation can be performed by transmission and computation time shortening.
15
Content available remote Weryfikacja charakterystyk aerodynamicznych w oparciu o badania w locie
Goszczyński J.A., Maryniak J., Radlicz A.
Zeszyty Naukowe Politechniki Rzeszowskiej. Mechanika
|
2001
|
z. 56[186], t.1
253-259
PL
W pracy przedstawiono jedną z inżynierskich metod weryfikujących symetryczne charakterystyki aerodynamiczne samolotu na podstawie charakterystyk otrzymanych w badaniach tunelowych oraz wyników osiągowych samolotu uzyskanych w próbach w locie. Celem takich działań jest stworzenie numerycznego modelu samolotu do przeprowadzania numerycznych symulacji lotu, a także prostszych operacji obliczeniowych, jak np.: przeliczenia osiągów samolotu na warunki standardowe czy też dla innych konfiguracji masowych. Obliczenia te służą m.in., już w czasie procesu certyfikacyjnego, do wykazania zgodności własności lotnych samolotu z przepisami zdatności do lotu, jak JAR, czy też FAR.
EN
In this paper there is presented one of the engineering method of verification of aircraft symmetric aerodynamic characteristics based on wind tunnel tests and aircraft performance flight tests. The target of these calculations is to create an aircraft numerical model for running computer flight simulations as well simpler computations e.g. recounting aircraft performances to standard atmosphere conditions or other mass configurations. The calculations allow among others, just in the certification process, to check if the aircraft properties correspond with airworthiness requirements e.g. FAR or JAR.
16
Content available Numerical simulation of the aircraft flight after encountering a microburst windshear
Deptuła R., Maryniak J.
Journal of Theoretical and Applied Mechanics
|
2001
|
Vol. 39 nr 1
51-63
EN
A physical and mathematical modelling of the microburst effect on aircraft behaviour is presented in the paper. Dynamics equations of the aircraft motion are derived in a plane-fixed co-ordinate system using the Boltzmann-Hamel formalism for material systems with holonomic constraints. The aircraft is treated as a six-degree-of-freedom rigid body. For calculating of aerodynamic forces and moments the rules of quasi-stationary aerodynamics were employed. The windshear velocity field is described by the 3D mathematical Bray' model which was applied basing on the meteorogical data resulting from the Joint Airport Weather Studies Project. The influence of local parameters of the microburst was introduced into the equations of flying object motion in terms of three instananeous linear components of wind velocity and the three angular ones. Computations were made taking the PZL I-22 "Iryda" as a test aircraft.
PL
Symulacja numeryczna lotu samolotu po przejściu przez podmuch typu "microburst". W pracy przedstawiono fizyczne i matematyczne modelowanie wpływu podmuchu microburst na dynamikę samolotu. Dynamiczne równania ruchu obiektu wyprowadzono w układzie sztywno związanym z samolotem, stosując zapis Boltzmanna-Hamela dla układów mechanicznych o więzach holonomicznych. Samolot potraktowano jako bryłę sztywną o sześciu stopniach swobody. Symulację wykonano dla fazy lotu poziomego z trzymanymi sterami. Obliczenia zmian sił aerodynamicznych i momentów sił aerodynamicznych wykonano w oparciu o aerodynamike quasistacjonarną. Pole prędkości podmuchu microburst opisano w pełni trójwymiarowym modelem matematycznym Braya, opracowanym na bazie danych meteorologicznych z projektu badawczego Joint Airport Weather Studies z 1982 roku w USA. Wpływ parametrów lokalnych pola wiatru w równaniach ruchu obiektu latającego uwzględniono przez trzy chwilowe liniowe składowe wektora prędkości podmuchu i trzy chwilowe kątowe składowe tegoż wektora. W pracy przeanalizowano zachowanie się samolotu po przelocie mimośrodowym przez obszar podmuchu dla różnych parametrów charakteryzujących uskok wiatru. Wykazano, że składowa pionowa prędkości wiatru nie musi być wielka, aby zagrozić bezpieczeństwu lotu. Jako samolot testowy wybrano PZL-I 22 "Iryda".
17
Content available Identification of the aircraft control basing on the linear and angular accelerations recorder
Pyrz J., Maryniak J.
Journal of Theoretical and Applied Mechanics
|
2000
|
Vol. 38 nr 1
157-165
EN
A method for identification of the aircraft control based on the recorded linear and angular accelerations is presented in the paper. The aircraft accelerations have been calculated by means of numerical simulation of a flight for specified deflections of the control surfaces. these values have been also applied to reconstruction of the manual control. The computations were made for the I-22 IRYDA M93 aircraft.
PL
Wyznaczanie sterowania samolotu na podstawie zarejestrowanych przyspieszeń liniowych i kątowych. W pracy przedstawiono metodę wyznaczania kątów wychyleń powierzchni sterowych oraz sterowania zespołem napędowym na podstawie zarejestrowanych przyspieszeń liniowych i kątowych samolotu. Przyspieszenia działające na samolot zostały wyznaczone w drodze symulacji numerycznej lotu samolotu przy z góry zadanym sterowaniu powierzchniami sterowymi oraz obrotami silnika. Nastepnie, wykorzystując tą samą metodę, przeprowadzono próbę odtworzenia tych sterowań. Obliczenia zostały wykonane na przykładzie samolotu I-22 Iryda M93 jako obiekcie testowym.
18
Content available Automatic control of an aircraft flying a turn
Cichoń M., Maryniak J.
Journal of Theoretical and Applied Mechanics
|
2000
|
Vol. 38 nr 4
929-945
EN
Co-ordination of a turn is a complex case. Correct turn is done with such a bank that the resultant force of centrifugal and gravity forces will be in the symmetry plane of the aeroplane. The paper deals with a general mathematical model of an aeroplane in spatial flight. The following problems have been analysed: characteristic parameters of a correct turn, general physical and mathematical control model, approved steering principles and block schema of the equipment. The most important thing is a correct choice of the control system and suitable amplification factors. The autopilot contains four channels, which can control the flight thanks to deflection of the height control surface, direction control surface, ailerons and the engine control lever. Results of the research were obtained by means of numerical simulation of complete model of dynamics of an aeroplane with automatic control system, on the basis of a programme written in the calculation environment of MATLAB package, and were presented in graphic forms.
PL
Automatyczne sterowanie lotem samolotu w zakręcie. Koordynacja zakrętu jest sprawą złożoną. Prawidłowy zakręt powinien być wykonany przy takim przechyleniu, aby wypadkowa siły ciężkości i siły odśrodkowej leżała w płaszczyźnie symwtrii samolotu. W pracy pokazano ogólny model matematyczny samolotu sterowanego w locie przestrzennym. Przedstawiono charakterystyczne parametry zakrętu prawidłowego, ogólny model fizyczny i matematyczny sterowania, postać przyjętych praw sterowania oraz schemat blokowy urządzenia. Najważniejszy jest prawidłowy dobór układu sterowania i odpowiednich współczynników wzmocnienia. Przyjęto, że badany autopilot jest czterokanałowy, mogący sterować lotem za pomocą wychylenia steru wysokości, steru kierunku, lotek i dźwigni sterowania silnikami. Wyniki badań uzyskano w wyniku symulacji numerycznej pełnego modelu dynamiki samolotu z układem automatycznego sterowania w oparciu o program napisany w środowisku obliczeniowym pakietu MATLAB. Zostały one przedstawione w postaci graficznej.
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.