Wyniki wyszukiwania - BazTech

Ograniczanie wyników

Powiadomienia systemowe

Sesja wygasła!

Znaleziono wyników: 2

Liczba wyników na stronie

Wyniki wyszukiwania

Wyszukiwano:
w słowach kluczowych: kąt ślizgu

Sortuj według:

Ogranicz wyniki do:

Analysis of Methods Used to Eliminate the Propeller Slipstream Effect in Single-Engine Aircraft

Popowski S., Dąbrowski W.

Prace Instytutu Lotnictwa

2018

Nr 2 (251)

58--66

Propeller-driven single-engine aircraft are affected by unsymmetrical flow of air around the fuselage, and especially around the vertical stabilizer [1-3]. This unsymmetrical, propeller-induced slipstream produces sideslip [4,5] that needs to be compensated by the pilot using the rudder [6]. In order to relieve the pilot from this additional task, automatic rudder deflection systems are used that compensate for sideslip by trimming the rudder accordingly. Such compensation algorithms are based on flight parameter measurements. This paper presents more complex systems used to eliminate the phenomenon in question. In addition, it analyzes the existing solutions, based on patents divided into two groups. The first group deals with active slipstream effect compensation solutions, based on aircraft movement parameters that are derived from aircraft performance characteristics defined in advance. The other group comprises solutions that are based directly on feedback containing actual or estimated sideslip angle values. The most advanced systems rely on a combination of the two methods described above.

Napęd śmigłowy samolotu jednosilnikowego powoduje niesymetrię opływu samolotu a szczególnie statecznika pionowego. W następstwie niesymetrycznego opływu samolotu przez strumień zaśmigłowy występuje kąt ślizgu, który kompensowany jest przez pilota za pomocą steru kierunku. Aby odciążyć pilota od tej dodatkowej czynności wprowadza się automatyczną kompensację wychylenia steru kierunku przez odpowiednie sterowanie trymerem steru kierunku. Sterowanie to uzależnione jest od mierzonych parametrów lotu. W pracy przedstawiono bardziej rozbudowane układy usuwania następstw tego zjawiska. Dokonano przeglądu rozwiązań w oparciu o istniejące patenty w dwóch grupach. Pierwsza grupa zawiera rozwiązania aktywnego kompensowania zjawiska strugi zaśmigłowej ze sprzężeniem od parametrów ruchu samolotu w oparciu o zdjęte wcześniej charakterystyki samolotu, druga grupa to rozwiązania ze sprzężeniem zwrotnym bezpośrednio od kąta ślizgu lub estymowanego kąta ślizgu. Bardziej rozbudowane układy zawierają połączenie obu sposobów.

Pomiar i estymacja kąta ślizgu

Popowski S., Dąbrowski W.

Zeszyty Naukowe / Wyższa Szkoła Oficerska Sił Powietrznych

2015

Nr 1

9--17

W referacie przedstawiono problemy związane z estymacją kąta ślizgu na obiektach latających. Szczegółowo zaprezentowano metody estymacji kąta ślizgu, które wykorzystują pomiary składowych prędkości liniowych obiektu w układzie związanym z ziemią oraz kąty orientacji obiektu. Oba te pomiary są dostępne w systemie nawigacji inercjalnej, a jeden z nich, pomiar prędkości, w systemie nawigacji satelitarnej. Przedstawiono koncepcję wykorzystania nawigacji inercjalnej i satelitarnej do estymacji kąta ślizgu. Praktyczne porównanie metod estymacji kąta ślizgu dokonano na podstawie rejestracji parametrów lotu na samolocie Mewa. Przedstawiono również propozycję rozwinięcia tych metod.

The paper presents the problems pertaining to the estimate of the glide angle of flying objects. The author focused particularly on the methods of estimating the glide angle, which use the measurement of the linear velocity constituents of the object in the system associated with the ground and the angles of the object orientation. Both those measurements are available in the inertia navigational system, with one of them, the measurement of velocity being also available in the system of satellite navigation. The concept of applying the inertia and satellite navigation to estimate the glide angle has been presented. The comparison of methods of glide angle estimate was performed on the basis of registration of flight parameters of an airplane “Mewa” (Seagull). The proposal how to develop the above mentioned methods has also been presented.