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

Znaleziono wyników: 23

Liczba wyników na stronie
first rewind previous Strona / 2 next fast forward last
Wyniki wyszukiwania
Wyszukiwano:
w słowach kluczowych:  obiekt latający
help Sortuj według:

help Ogranicz wyniki do:
first rewind previous Strona / 2 next fast forward last
1
Pomiar i estymacja kąta ślizgu
Popowski S., Dąbrowski W.
Zeszyty Naukowe / Wyższa Szkoła Oficerska Sił Powietrznych
|
2015
|
Nr 1
9--17
PL
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.
EN
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.
2
Optymalizacja trajektorii lotu samolotu w stanach awaryjnych przy wykorzystaniu algorytmów genetycznych
Kołodziejczyk R.
Logistyka
|
2015
|
nr 4
7667--7676, CD2
PL
Praca przedstawia metodę wyznaczania i optymalizacji trajektorii lotu obiektu latającego w sytuacjach awaryjnych i niebezpiecznych. Optymalizacja została przeprowadzona przy wykorzystaniu algorytmów genetycznych oraz porównana z inną metodą optymalizacji. Podejście do problemu wyznaczenia i optymalizacji trajektorii lotu przedstawione w niniejszej pracy może być z powodzeniem stosowane w różnych scenariuszach sytuacji awaryjnych. Wynika to z faktu, że algorytmy genetyczne są bardzo uniwersalne. Stosunkowo duża szybkość działania takich algorytmów pozwala na zaimplementowanie ich jako elementu pokładowego systemu wspomagania zarządzania lotem. Dzięki temu można w znacznym stopniu polepszyć bezpieczeństwo wykonywanych lotów i w sytuacjach stresujących odciążyć pilota samolotu, bądź operatora obiektu bezzałogowego. Ponadto na optymalizowaną trajektorie można nałożyć ograniczenia, które pozwolą na omijanie dużych skupisk ludzkich, dzięki czemu można minimalizować ryzyko jakie stanowi taki obiekt dla osób postronnych.
EN
The paper presents a method for determining and optimizing the trajectory of a flying object in emergencies and dangerous. Optimization was performed using genetic algorithms, and compared with another method of optimization. The approach to problem determination and optimization of trajectory presented in this work can be successfully applied in various scenarios of emergency. This is due to the fact that genetic algorithms are extremely versatile. The relatively high speed of such algorithms allows to implement them as part of the on-board flight management support system. This allows to greatly improve the safety of the flight and relieve pilot or operator in stressful situations. In addition to the optimized trajectories restrictions can be imposed that allow for avoiding large population centers, so you can minimize the risk posed by the flying object to the public.
3
Wpływ prędkości lotu entomoptera na generowane obciążenia aerodynamiczne
Czekałowski P., Sibilski K.
Modelowanie Inżynierskie
|
2012
|
T. 14, nr 45
206--212
PL
Przedstawiony artykuł ściśle nawiązuje do prac nad stworzeniem obiektu latającego, który generuje siłę nośną tak jak latające owady, czyli entomoptera. Przedstawiona praca dotyczy badań doświadczalnych prowadzonych na mechanizmie trzepoczącym pracującym w tunelu wodnym. Obiekt wyposażony jest w dwa skrzydła. Każde z nich może wykonywać dowolny ruch kulisty (obrót wokół punktu). Celem pracy było wyznaczenie maksymalnych prędkości lotu i uzyskiwanych wartości sił nośnych obiektu dla różnych sposobów ruchu skrzydeł. Eksperyment polegał na pomiarze sił hydrodynamicznych generowanych przez obiekt za pomocą wagi tensometrycznej. Ruch skrzydeł odbywał się w jednej płaszczyźnie. Parametrami doświadczenia były prędkość postępowa oraz kąt pochylenia płaszczyzny trzepotania. Uzyskane wyniki pozwalają na przewidzenie maksymalnej prędkości lotu rzeczywistego obiektu dla zadanego udźwigu, wskazują ewentualne sposoby poprawy osiągów. Dają również istotne informacje z punktu widzenia mechaniki lotu, a konkretnie stateczności podłużnej układu trzepoczącego. Artykuł oprócz analizy wyników eksperymentu zawiera także opis metodologii pomiarów.
EN
The article is close connected with building flying object, that fly like an insect (entomopter). Present work concerns on experimental investigations conducted on flapping mechanism in water tunnel. The object is dipterous. Each wing can perform various spherical motions (wing is rotated around point). The aim of work is to find maximal cruise flight speed and the way, how the lift force is changing due to this speed. The experiment consist of measurements of hydrodynamic forces generated by object. The motion of the wing in this case was two dimensional, it was rotated around two axis. Forward velocity and angle of inclination of flapping plane were parameters of the experiment. Test was performed for various pitch angle trajectories. In addition, pitching moment and lift force derivatives of the forward velocity were designated.
4
Walidacja statycznych i dynamicznych badań w tunelach aerodynamicznych instytutu lotnictwa przy użyciu modeli wzorcowych
Krzysiak A.
Modelowanie Inżynierskie
|
2012
|
T. 14, nr 45
150--155
PL
W praktyce badań tunelowych dla oceny poprawności uzyskiwanych wyników badań wykonuje się badania charakterystyk aerodynamicznych pewnych wybranych modeli, zwanych modelami wzorcowymi. Modele te charakteryzują się ściśle określoną znaną geometrią, a ich podstawowe charakterystyki aerodynamiczne udostępnione są w literaturze fachowej. W niniejszym pracy omówiono czynniki mające wpływ na jakość badań tunelowych, a także przedstawiono wyniki statycznych badań modelu wzorcowego ONERA M2 oraz wyniki statycznych i dynamicznych badań modelu profilu NACA 0012 i porównano je z wynikami prezentowanymi w literaturze.
EN
In a wind tunnel practice to assess the accuracy of the obtained results the tests of the aerodynamic characteristics of some selected models, called the calibration models, are carried out. These models are characterized by a known geometry and their aerodynamic characteristics are available in the literature. In this paper the factors that influence the quality of the wind tunnel tests are discussed and the results of static tests of calibration model ONERA M2 and the results of static and dynamic tests of the NACA 0012 airfoil model are presented. Obtained results are compared with the results presented in the literature.
5
Content available remote Szybkie prototypowanie elementów układu sterowania dla platformy latającej typu quadrotor
Czyba R., Szafrański G.
Zeszyty Naukowe Politechniki Rzeszowskiej. Mechanika
|
2011
|
z. 83(279), nr 3
5-14
PL
W artykule przedstawiono strukturę układu regulacji opartego na dyskretnej realizacji algorytmu PID oraz etapy projektowania poszczególnych elementów układu sterowania dla platformy latającej VTOL (ang. Vertical Take Off and Landing) typu quadrotor. Przedstawiono również koncepcję budowy układu pomiarowego orientacji przestrzennej opartą na zintegrowanym czujniku AHRS (ang. Attitude and Heading Reference System). W procesie projektowania wykorzystano środowisko Matlab/Simulink wraz z systemem mikroprocesorowym opartym na mikrokontrolerze z rodziny PowerPC. Rozwiązanie w takiej konfiguracji umożliwia szybkie prototypowanie (ang. Fast/Rapid Prototyping) układu sterowania dla zadania sformułowanego jako podukład stabilizacji kątowej. Prezentowane podejście umożliwia również efektywną weryfikację poprawnego działania pojedynczych podukładow warstwy sprzętowej, wchodzących w skład całego systemu sterowania platformy latającej. Istotą komputerowo wspomaganego projektowania układów sterowania (ang. Embedded System) jest możliwość wielokrotnej modyfikacji wirtualnego prototypu, z zagwarantowaniem poprawności kodu wykonywalnego przy jednoczesnym zachowaniu elementów składowych, takich jak: elementy napędowe, czujniki wraz z układami pomiarowymi. Co więcej, możliwa jest rozbudowa systemu wbudowanego w bardziej złożony, pełniący funkcję sterowania, nie tylko w warstwie bezpośredniej, ale również w warstwie nadrzędnej, dla bezzałogowych obiektów latających.
EN
In this paper we focus on the fast prototyping of the attitude stabilization control subsystem of an indoor unmanned aerial vehicle (UAV), known as a quadrotor. The attitude measurement circuit is based on the ADIS16400 sensor, which is a complete inertial system that includes a triaxial gyroscope, a triaxial accelerometer, and a triaxial magnetometer. The design and the initial realization of the control system on an experimental aerial platform have been described. The practical realization of the attitude stabilization system is an important step in the development process of a more advanced capabilities of autonomous flying vehicles. Thus, we use the fast prototyping method together with the Matlab/Simulink software and rapid prototyping kit based on the PowerPC microcontroller. User can manage the peripherals of the microcontroller and implement various of control and data processing algorithms by means of the Simulink block diagrams. The controller can be tuned in real-time simulations jointly with the real plant or its phenomenological model.
6
Content available Koncepcja i algorytm manewru ochrony obiektu latającego przed kolizją z napowietrzną linią przesyłową wysokiego napięcia
Koruba Z., Tuśnio J.
Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa
|
2011
|
Vol. 2, Nr 4 (6)
69-80
PL
W opracowaniu przedstawiono koncepcję, przybliżony model matematyczny i wstępne obliczenia dotyczące manewru chroniącego nisko latający aparat bezpilotowy lub samosterujący pocisk rakietowy przed kolizją z linią przesyłową lub innym napowietrznym urządzeniem elektroenergetycznym. Praca może być wstępem do prac konstrukcyjnych nad systemami sterowania wykorzystywanych podczas działań bojowych środków napadu powietrznego, a także w cywilnej technice lotniczej.
EN
In the paper are presented: the concept, approximate mathematical model and preliminary calculations of low-flying manoeuvre that protects the camera or missile before collision with an overhead high voltage transmission line or other electricity device. Presented work can be an introduction to construction works on the control systems used during the robbery of a combat aircraft as well as in civil aerospace.
7
Sterowanie przepływem na profilu przy użyciu oscylującej klapki
Krzysiak A.
Modelowanie Inżynierskie
|
2011
|
T. 11, nr 42
233-240
PL
Techniki aktywnego sterowania przepływem (Active Flow Control) na profilu są w ostatnich latach przedmiotem intensywnych badań w wielu ośrodkach naukowych na świecie. Jedną z tych technik jest aktywne sterowanie opływem profilu za pomocą klapki na krawędzi spływu. Taka klapka może być wykorzystywana zarówno jako podstawowy środek sterowania obiektem latającym, co dla przykładu od wielu lat ma miejsce na śmigłowcach firmy Kaman, jak i do sterowania dodatkowego. I tak od szeregu lat prowadzone są badania nad wykorzystaniem drgającej klapki umieszczonej na krawędzi spływu łopaty do poprawy własności aerodynamicznych śmigłowca poprzez zmniejszenie poziomu drgań łopaty, poprawę jego osiągów oraz obniżenie poziomu hałasu wirnika. W pracy przedstawiono rezultaty eksperymentalnych tunelowych badań wpływu drgającej klapki, umieszczonej na krawędzi spływu modelu profilu NACA 0012, na jego podstawowe charakterystyki aerodynamiczne. Oscylacje profilu miały za zadanie modelować w warunkach tunelowych zmiany kąta natarcia profilu łopaty śmigłowca w wyniku jej ruchów obrotowych w przegubach i dokoła osi wirnika.
EN
In the recent years, the techniques of active control of flow around airfoil are being investigated extensively by many research centres all over the world. One of the techniques consists in flow control by trailing edge flap. Such flap may be used as a basic helicopter control device (which is in used on Kaman helicopters for a long time), as well as for additional control. So, for many years the investigations of oscillating trailing edge flap application for helicopter aerodynamic characteristics improvement, by diminishing rotor blade vibration, improving performance and diminishing the rotor noise level have been conducted. In present paper the experimental test results of the influence of independently oscillating flap on aerodynamic characteristics of pitching airfoil NACA 0012 are presented. Airfoil oscillations simulate, in wind tunnel conditions, changes of blade airfoil angle of attack during its rotary motion.
8
Kryteria podobieństwa aeromechanicznego w tunelowych badaniach modeli wirników wiropłatowych statków powietrznych
Krysztofiak G.
Modelowanie Inżynierskie
|
2011
|
T. 11, nr 42
217-226
PL
Prawo podobieństwa aerodynamicznego jest podstawą aerodynamiki doświadczalnej. W laboratoriach aerodynamicznych badane są zazwyczaj niewielkie modele. Na podstawie wyników doświadczeń z tymi obiektami przewiduje się własności obiektu rzeczywistego. Praktyka wykazała, że wyniki doświadczalnych badań nie zawsze są zgodne z danymi uzyskiwanymi w rzeczywistych warunkach lotu. Przyczyną tego są różnice między opływem statku powietrznego podczas lotu a opływem jego modelu w warunkach laboratoryjnych. W celu wyeliminowania tych błędów konieczne jest spełnienie kryteriów podobieństwa.
EN
The article describes relationships and aerodynamic criteria of similarity in the wind tunnel test of the rotor models of the real rotary-wing aircraft. The law of similarity is the basis of the experimental aerodynamics. During the tunnel tests necessary aerodynamic characteristics of the model are determined, and then, after rescaling, results are translated to the real object scale. These studies (including the cost of a model design) are by the order of magnitude cheaper, as compared to the analogous, in many cases unfeasible tests of a real scale objects. Aerodynamic model tests performed during the design, allows to verify solutions and to make changes without fear of extending costs by changing the actual structure. The results of experimental studies of the rotors of the rotary-wing aircraft models are not always consistent with the data obtained in actual flight conditions. The reason is the difference between the flow around an rotary-wing aircraft during flight, and flow around the model in the laboratory. In order to eliminate these errors it is required to keep the relevant criteria, i.e. the geometric criterion (a test model keeps the actual scale to the real object), kinematic criterion and the dynamic criterion (consistency of dimensionless quantities of flow).
9
Sterowanie sterowcem z uwzględnieniem struktury napędów oraz tunelu błędu
Adamski W., Herman P.
Prace Naukowe Politechniki Warszawskiej. Elektronika
|
2010
|
z. 175, t. 2
413-422
PL
W artykule przedstawiono sposób generowania trajektorii z uwzględnieniem koncepcji tunelu błędu, gwarantującej śledzenie zadanej trasy z błędem nie większym niż założony, nawet w trudnych do przewidzenia warunkach otoczenia. W skrócony sposób przedstawiono model matematyczny kinematyki i dynamiki sterowców, wykorzystujący zapis w postaci wektorów przestrzennych oraz przetestowano symulacyjnie założenia teoretyczne. Model wykorzystany w symulacjach uwzględnia strukturę napędów w postaci dwóch silników symetrycznie umieszczonych po bokach obiektu.
EN
The article demonstrates how to generate the trajectory, taking into account the concept of the tunnel of error that ensures route trace with an error no greater than assumed, even in difficult to predict environmental conditions. Mathematical model of kinematics and dynamics using spatial vectors is presented in short. Theoretical assumptions are tested by simulation. The model used in the simulations takes into account the structure of the drives in the form of two engines placed symmetrically on the sides of the object.
10
Modelowanie i symulacja dynamiki lotu entomoptera
Jaroszewicz A.
Modelowanie Inżynierskie
|
2009
|
T. 7, nr 38
77-85
PL
W artykule została przedstawiona analiza sił aerodynamicznych oddziaływających na skrzydła owadów i ptaków, w odniesieniu do miniaturowego obiektu latającego - entomoptera. Całkowita siła aerodynamiczna jest równa sumie składowych sił ustalonych i quasi-ustalonych, generowanych w wyniku zjawisk związanych z niestacjonarnością przepływu na skrzydle entomoptera. Zaproponowany model dynamiczny ruchu skrzydła po wprowadzeniu sił aerodynamicznych może zostać wykorzystany do modelowania i symulacji dynamiki lotu obiektów wzorowanych na technice lotu owadów i ptaków.
EN
This paper describes recent results on the design and simulation of a flight dynamic Micromechanical Flying Insect (MFI), a 10-25 mm (wingtip-towingtip) device eventually capable of sustained autonomous fight. In particular, I provide a methodology to approximate the time-varying dynamics caused by the aerodynamic forces with a time-invariant model. The experimental results show a good agreement with published data and the aerodynamic model compares well with the experimental results.
11
Matematyczny opis kinematyki i dynamiki sterowca autonomicznego
Adamski W., Herman P., Kozłowski K.
Prace Naukowe Politechniki Warszawskiej. Elektronika
|
2008
|
z. 166, t. 1
245-254
PL
W artykule przedstawiono metody opisu modelu matematycznego sterowców. Wyjaśniono powody, dla których zainteresowano się tym zagadnieniem i przedstawiono możliwości zastosowania sterowców w najbliższej przyszłości. Następnie, przeanalizowano zagadnienia kinematyki oraz dynamiki tego typu obiektów przy wykorzystaniu formalizmu Newtona-Eulera. Opisano również efekt mas dodanych/wirtualnych, wykorzystywany do opisu oddziaływań aerodynamicznych w obiektach o dużej objętości. Model oddziaływania napędów przedstawiono dla czterech silników skierowanych w pozycji wyjściowej zgodnie z kierunkiem lotu.
EN
This paper presents methods of the description of the mathematical model of airships and clarify reasons for which they became a subject of interest. The article also presents possibilities of using airships in the near future. Furthermore, there are analysed problems of the cinematics and dynamics of this type of objects using the Euler-Newton formalism. It is also described an effect of added/virtual masses, used to describe aerodynamic influences in objeci with high volume. The model of influences of drives is presented for four engines originally directed in accordance direction of flight.
12
Content available remote Tani system łączności z ruchomym obiektem przy pomocy modemu
Grabowski T., Tarłowski K.
Zeszyty Naukowe Politechniki Rzeszowskiej. Mechanika
|
2007
|
z. 71 [238]
205-212
PL
W przypadku, gdy wymagania na szerokość pasma transmisji nie są zbyt wygórowane, i dopuszczalne są opóźnienia związane z dużym natężeniem ruchu w sieci, do dwustronnej komunikacji z małymi modelami latającymi można wykorzystać moduł telefonu komórkowego. Opisano próbę realizacji takiej komunikacji w oparciu o moduł telefonu komórkowego typu M1306B Fastrack firmy Wavecom. Przy użyciu standardowych komend AT pozwala on na wysyłanie i odbiór wiadomości SMS. Możliwe jest także wykonywanie operacji takich jak nadawanie i odbiór plików danych przy użyciu protokółu FTP, które bazują na aplikacji firmowej realizującej stos TCP/IP. Wykorzystując środowisko programistyczne Open AT można również pisać i kompilować własne programy aplikacyjne wgrywane do pamięci Flash modułu Fastrack. W referacie przedstawiono doświadczenia z zastosowaniem trzech wspomnianych wyżej metod przesyłania danych.
EN
In the case of not very excessive requirements for transmission bandwidth, and when some delay related to heavy network traffic is acceptable, it is possible to use a cellular phone module for bi-directional communication with small flying models. An attempt to realize such a communication based on Wavecom cellular phone module M1306B Fastrack has been described herein. The module allows sending and receiving SMS messages by means of standard AT commands, and, as long as firmware application with TCP/IP stack implementation is not replaced by the user application, it also allows such operations as sending and receiving data files with the use of FTP protocol. Employing software development environment (SDE) Open AT, it is also possible to write, compile and debug personal applications designed for downloading into the Flash memory of Fastrack modem. The paper presents the experiences with the three methods of data transmission mentioned above. They include sending the information derived from a data recorder's input to a cellular phone using of AT commands connected with SMS messages, sending files from standard PC input (console) to an FTP server by the use of AT# commands dealing with the firmware TCP/IP stack and automatic sending data files from a traffic counter to an FTP server, where transmission was controlled by the user application developed with the use of Open AT SDE.
13
Content available remote Rozmyty system ekspertowy wnioskujący decyzję autopilota
Basmadji F. L.
Zeszyty Naukowe Politechniki Rzeszowskiej. Mechanika
|
2007
|
z. 71 [238]
53-60
PL
System ekspertowy to nowoczesne narzędzie informatyczne wspomagające wnioskowanie decyzji na podstawie zgromadzonej wiedzy z danej dziedziny. Rozmyte systemy ekspertowe są to systemy, które stosują logikę rozmytą zamiast logiki Boole'a. Niniejsza praca proponuje metodykę rozwiązania zadania zrzutu ładunku na cel znajdujący się za przeszkodą zidentyfikowaną podczas lotu. Ta metodyka opiera się na wykorzystaniu rozmytego systemu ekspertowego wspomagającego wnioskowanie decyzji przez autopilota. Decyzja dotyczy wartości wychylenia steru wysokości oraz wartości przemieszczenia dźwigni sterowania ciągiem i jest wyprowadzana na podstawie wartości zmiennych stanu samolotu, konfiguracji terenu oraz lokalizacji celu. W pracy przedstawiono opracowany do tego celu system ekspertowy oraz wyniki otrzymane przy jego zastosowaniu. Na postawie przeprowadzonej analizy otrzymanych wyników można stwierdzić, że zastosowanie systemu ekspertowego daje dobre wyniki i znacznie ułatwia pomyślne wykonanie omówionego zadania.
EN
This paper proposes a methodology of performing the task of dropping air cargo on target located behind an obstacle detected during flight. This methodology uses fuzzy expert system that helps the autopilot in making its decision of deflecting elevator and changing throttle setting on the basis of flight parameters, terrain configuration and target location. The developed fuzzy expert system and the results of its application are presented in this paper. The obtained results are satisfying. This confirms that usage of expert system facilitates performing this task, and motivates for further work in this area.
14
Prawa sterowania jako kinematyczne związki uchybów zadanych i realizowanych parametrów ruchu obiektów latających. Część II sterowanie rakiet i śmigłowców
Maryniak J., Ładyżyńska-Kozdraś E., Deptuła R., Cichoń M.
Zeszyty Naukowe Katedry Mechaniki Stosowanej / Politechnika Śląska
|
2003
|
z. 20
511-522
PL
Przedstawione ogólne prawa sterowania obiektów latających jako kinematyczne związki uchybów zadanych i realizowanych parametrów lotu w kanałach: przechylania, pochylania, odchylania oraz prędkości. Współczynniki wzmocnień w prawach sterowania dobierano stosując całkowe kryterium minimum kwadratów różnic parametrów zadanych i realizowanych. Prawa sterowania potraktowano jako nieholonomiczne więzy nałożone na lot obiektu stosując analityczne równania mechaniki Maggi i Boltzmanna-Hamela. Należy zauważyć, że zależnie od postawionego zadania i rodzaju obiektu latającego, dokonuje się odpowiedniej redukcji i przystosowania praw sterowania. Na podkreślenie zasługuje jednakowa skuteczność przedstawionej metody, poparta przykładami badania wybranych obiektów testowych: samolotów, rakiet, śmigłowców i torped.
EN
General control laws of flying objects have been presented in the paper, having a form of kinematical relations between the deviations of the present parameters and those revealed in a real flying object motion that emerge from the bank, pitch, yaw and speed channels, respectively. The gain coefficient appearing in the control laws were chosen using the integral equation of minimum of square difference between the present and current parameters. The control laws considered as non-holonomic constraints imposed on flying object motion were analysed using the Maggi and Boltzmann-Hamel equations of analytical mechanics. It is worthwhile to note that, depending on the problem posed as well as on the sort of flying object the control laws can be reduced and adapted suitably. It should be emphasized that the method remains efficient enough despite the sort of flying object considered, what can be easily seen from the test cases presented; i.e., aircraft , missiles and helicopters, respectively.
15
Prawa sterowania jako kinematyczne związki uchybów zadanych i realizowanych parametrów ruchu obiektów latających. Część I w sterowaniu samolotami
Maryniak J., Ładyżyńska-Kozdraś E., Deptuła R., Cichoń M.
Zeszyty Naukowe Katedry Mechaniki Stosowanej / Politechnika Śląska
|
2003
|
z. 20
501-510
PL
Przedstawione ogólne prawa sterowania obiektów latających jako kinematyczne związki uchybów zadanych i realizowanych parametrów lotu w kanałach: przechylania, pochylania, odchylania oraz prędkości. Współczynniki wzmocnień w prawach sterowania dobierano stosując całkowe kryterium minimum kwadratów różnic parametrów zadanych i realizowanych. Prawa sterowania potraktowano jako nieholonomiczne więzy nałożone na lot obiektu stosując analityczne równania mechaniki Maggi i Boltzmanna-Hamela. Należy zauważyć, że zależnie od postawionego zadania i rodzaju obiektu latającego, dokonuje się odpowiedniej redukcji i przystosowania praw sterowania. Na podkreślenie zasługuje jednakowa skuteczność przedstawionej metody, poparta przykładami badania wybranych obiektów testowych: samolotów, rakiet, śmigłowców i torped.
EN
General control laws of flying objects have been presented in the paper, having a form of kinematical relations between the deviations of the present parameters and those revealed in a real flying object motion that emerge from the bank, pitch, yaw and speed channels, respectively. The gain coefficient appearing in the control laws were chosen using the integral equation of minimum of square difference between the present and current parameters. The control laws considered as non-holonomic constraints imposed on flying object motion were analysed using the Maggi and Boltzmann-Hamel equations of analytical mechanics. It is worthwhile to note that, depending on the problem posed as well as on the sort of flying object the control laws can be reduced and adapted suitably. It should be emphasized that the method remains efficient enough despite the sort of flying object considered, what can be easily seen from the test cases presented; i.e., aircraft, missiles and helicopters, respectively.
16
Content available remote Ocena możliwości pasywnej lokacji obiektów powietrznych w podczerwieni
Bielecki Z., Chrzanowski Z., Piotrowski J., Studencki M.
Problemy Techniki Uzbrojenia
|
1999
|
R. 28, z. 68
143--150
PL
W artykule przeprowadzono analizę możliwości lokacji obiektów powietrznych za pomocą pasywnych urządzeń pracujących w zakresie podczerwieni. Przedstawiono koncepcję urządzenia, analizę systemu śledzącego oraz wyniki obliczeń jego zasięgu uzyskane metodą symulacji komputerowej.
17
Content available remote Robust Quasi NID Aircraft 3D Flight Control Under Sensor Noise
Błachuta M.J., Yurkevich V.D., Wojciechowski K.
Zeszyty Naukowe Politechniki Rzeszowskiej. Mechanika
|
1998
|
z. 51[168], t.1
90-98
EN
In the paper the design of an aircraft motion controller based on the Dynamic Contraction Method is presented. The control task is formulated as a tracing problem for Euler angles, where the desired decoupled output transients are accomplished under assumption of high-level, high-frequency sensor noise and incomplete information about varying parameters of the system and external disturbances. 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.
PL
W artykule przedstawiono projektowanie regulatora lotu samolotu bazujące na Metodzie Kontrakcji Dynamicznej. Cel sterowania jest sformułowany jako problem nadążania dla kątów Eulera, przy czym pożądane rozsprzęgnięte przebiegi przejściowe są uzyskane przy założeniu wysokiego poziomu wysokoczęstotliwościowego szumu pomiarowego i niekompletnej informacji o zmieniających się parametrach układu i zewnętrznych zakłóceń. Uzyskany regulator posiada prostą postać i stanowi kombinację układu dynamicznego, o niskim rzędzie i macierzy, której elementy zależą nieliniowo od pewnych mierzalnych zmiennych.
18
Content available remote Reprezentatywny element zbioru macierzy stanu
Leszczyński J.
Zeszyty Naukowe Politechniki Rzeszowskiej. Mechanika
|
1998
|
z. 51[168], t.2
519-528
PL
W referacie przedyskutowano problem wyznaczenia "reprezentatywnej macierzy stanu" dla obiektu dynamicznego z modelem zawierającym niepewne lub niestacjonarne parametry lub (i) elementy nieliniowości. Przedstawiono propozycję rozwiązania tego problemu na podstawie założeń opracowanej przez autora analizy kwadratowej zbiorów macierzy. Uzyskiwane rezultaty pozwalają sądzić, że w niektórych sytuacjach - przy dopuszczalnym, podlegającym tu bezpośredniej ocenie, stopniu spójności właściwości analizowanego zbioru macierzy - metoda reprezentatywnej macierzy stanu może być względnie prostym, skutecznym narzędziem uzupełniającym analizy i projektowania układów dynamicznych.
EN
In the paper, the problem of determining "the representative state matrix" of various dynamic systems with non-stationary or uncertain parameters or nonlinear elements in the model structures is discussed. The proposal of solving this problem on the basis of the quadratic analysis of dynamic system [1,2] is presented.
19
Content available remote Prawa sterowania zastosowane w modelowaniu i symulacji automatycznie sterowanych obiektów latających
Maryniak J.
Zeszyty Naukowe Politechniki Rzeszowskiej. Mechanika
|
1998
|
z. 51[168], t.1
43-58
PL
W pracy przedstawiono prawa sterowania zastosowane w stabilizacji, sterowaniu, naprowadzaniu i nawigacji obiektów latających. Wprowadzono uchyb jako różnicę wynikającą z realizowanych parametrów lotu a zadanych. Zadane parametry lotu wprowadzone są do praw sterowania jako: parametry lotu ustalonego, wynikające z lotu celu przy stosowaniu rakiet samonaprowadzających się, parametrów ruchu wiązki śledzącej cel, programu lotu, osiągnięcia zadanego celu lub stanu lotu. Dla ogólnego modelu dynamiki obiektu sterowanego przedstawione zastosowania przykładowe dla szeregu obiektów latających i licznych stanów lotu.
EN
Control laws used to mathematical modelling of automatic controllable flying objects was presented in the paper. Application of control laws used to stabilisation, control, guidance and navigation of the flying objects as aircraft's, helicopters rockets etc. Control error was loading as difference between task and realisation of the flight parameters. Task parameters of the flight in the control laws are used as steady flight parameters - results from target flight (self-guidance missile - like „Sidewinder” AtA missile), motion parameters of the guided beam (three-point method - like „Roland” GtA missile), flight program, reach the target or achievement of flight state. Few examples (and numerical test results) of the general mathematical model of controllable (6DoF) flying object was presented in the paper. This work was supported by Polish State Committee of Scientific Research in 1997-2000 (grant no 9T12C 01813)
20
Content available remote Jednokanałowe nieciągłe sterowanie lotem przestrzennym obiektu
Vogt R., Madler J., Głębocki R.
Zeszyty Naukowe Politechniki Rzeszowskiej. Mechanika
|
1998
|
z. 51[168], t.1
203-210
PL
W referacie przedstawiono koncepcję oraz wyniki badań symulacyjnych jednokanałowego, nieciągłego sterowania lotem przestrzennym obiektów. System zawiera: głowicę śledzącą cel, blok uchybu, blok nawigacji i sterowania oraz blok wykonawczy sterowania. Podstawą głowicy śledzącej jest związany z wirującym pociskiem detektor linijkowy. Blok uchybu przetwarza nieciągły, impulsowy i skokowo - zmienny sygnał I o położeniu celu względem osi pocisku na sygnał ciągły ξ. Blok nawigacji i sterowania przetwarza ciągły - prognozowany sygnał uchybu na sygnał sterujący K umożliwiający naprowadzanie pocisku do śledzonego celu. Blok wykonawczy sterowania wytwarza moment sterujący, przy pomocy sterów aerodynamicznych, proporcjonalny do sygnału sterującego K w kierunku zgodnym z płaszczyzną obserwacji celu.
EN
Rapport explain conception and simulation research results of single channel, uncontinuos control of objects aerospace flight. System contains guiding head, navigation and control block, control execution block. The base of measurement head is line detector spinning with projectile. Error block convert uncontinous and impulse signal I, about goal orientation in relation to object main axis, to continuos signal ξ. Navigation and control block convert continuos-prognoses error signal to control signal K which make possible guiding missile to seek goal. Control execution block make moment of control force proportional to control signal K in direct according to goal observation plane.
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.