Wyniki wyszukiwania - BazTech

1

Supervisory fault tolerant control of the GTM UAV using LPV methods

Péni T., Vanek B., Szabó Z., Bokor J.

International Journal of Applied Mathematics and Computer Science

|

2015

|

Vol. 25, no. 1

117--131

EN

A multi-level reconfiguration framework is proposed for fault tolerant control of over-actuated aerial vehicles, where the levels indicate how much authority is given to the reconfiguration task. On the lowest, first level the fault is accommodated by modifying only the actuator/sensor configuration, so the fault remains hidden from the baseline controller. A dynamic reallocation scheme is applied on this level. The allocation mechanism exploits the actuator/sensor redundancy available on the aircraft. When the fault cannot be managed at the actuator/sensor level, the reconfiguration process has access to the baseline controller. Based on the LPV control framework, this is done by introducing fault-specific scheduling parameters. The baseline controller is designed to provide an acceptable performance level along all fault scenarios coded in these scheduling variables. The decision on which reconfiguration level has to be initiated in response to a fault is determined by a supervisor unit. The method is demonstrated on a full six-degrees-of-freedom nonlinear simulation model of the GTM UAV.

2

An SFDI observer-based scheme for a general aviation aircraft

Ariola M., Mattei M., Notaro I., Corraro F., Sollazzo A.

International Journal of Applied Mathematics and Computer Science

|

2015

|

Vol. 25, no. 1

149--158

EN

The problem of detecting and isolating sensor faults (sensor fault detection and isolation—SFDI) on a general aviation aircraft, in the presence of external disturbances, is considered. The proposed approach consists of an extended Kalman observer applied to an augmented aircraft plant, where some integrators are added to the output variables subject to faults. The output of the integrators should be ideally zero in the absence of model uncertainties, external disturbances and sensor faults. A threshold-based decision making system is adopted where the residuals are weighted with gains coming from the solution to an optimization problem. The proposed nonlinear observer was tested both numerically on a large database of simulations in the presence of disturbances and model uncertainties and on input-output data recorded during real flights. In this case, the possibility of successfully applying the proposed technique to detect and isolate faults on inertial and air data sensors, modelled as step or ramp signals artificially added to the real measurements, is shown.

3

A safe supervisory flight control scheme in the presence of constraints and anomalies

Franzè G., Furfaro A., Mattei M., Scordamaglia V.

International Journal of Applied Mathematics and Computer Science

|

2015

|

Vol. 25, no. 1

39--51

EN

In this paper the hybrid supervisory control architecture developed by Famularo et al. (2011) for constrained control systems is adopted with the aim to improve safety in aircraft operations when critical events like command saturations or unpredicted anomalies occur. The capabilities of a low-computational demanding predictive scheme for the supervision of non-linear dynamical systems subject to sudden switchings amongst operating conditions and time-varying constraints are exploited in the flight control systems framework. The strategy is based on command governor ideas and is tailored to jointly take into account time-varying set-points/constraints. Unpredictable anomalies in the nominal plant behaviour, whose models fall in the category of time-varying constraints, can also be tolerated by the control scheme. In order to show the effectiveness of the proposed approach, simulations both on a high altitude performance demonstrator unmanned aircraft with redundant control surfaces and the P92 general aviation aircraft are discussed.

4

Projektowanie praw sterowania lotem grupowym bezzałogowych aparatów latających

Ambroziak L., Gosiewski Z.

Zeszyty Naukowe Politechniki Rzeszowskiej. Mechanika

|

2014

|

z. 86 [290], nr 1

17--26

PL

Bezzałogowe aparaty latające (BAL) są obecnie wykorzystywane przez człowieka do różnorodnych zadań militarnych i cywilnych. Możemy tutaj wymienić m. in. zadania takie jak zwiad i rozpoznanie nad terytorium wroga, ocena szkód po działaniach wojennych, kontrolowanie ruchu ulicznego, patrolowanie granic państwa, monitorowanie upraw rolniczych, zliczanie dzikiej zwierzyny na dużych obszarach leśnych oraz wiele innych. Wszystkie te zadania mogą zostać wykonane szybciej i efektywniej przez grupę BAL połączonych wspólnym prawem sterowania. Implementacja praw sterowania lotem grupowym powinna być poprzedzona wnikliwą analizą tworzonego algorytmu sterowania oraz jego licznymi badaniami symulacyjnymi pozwalającymi na weryfikację proponowanego podejścia. W artykule przedstawiono problem sterowania lotem grupowy BAL. Zaprezentowano opracowaną metodę sterowania lotem grupowym BAL opartą o układ Leader/Follower. W oparciu o założony model dynamiki pojedynczego obiektu (mikro-samolotu) zbudowano model symulacyjny w środowisku Matlab/Simulink z użyciem przyborników Control, Flight Dynamics and Control oraz Aerospace. Pokazane zostały matematyczne podstawy tej metody oraz zaprezentowano proces projektowania praw sterowania grupą BAL. Następnie dokonano weryfikacji zaprojektowanych praw sterowania. Przeprowadzono szereg badań symulacyjnych a ich wyniki zaprezentowano w formie wykresów przedstawiających przebiegi czasowe parametrów nawigacyjnych Leader’a oraz Follower’a (prędkość, kierunek, wysokość, tor lotu, profil lotu). Uzyskane wyniki pozwalają ocenić słuszność przyjętego procesu projektowania praw sterowania oraz ich efektywność a także możliwość implementacji na komputerze pokładowym mikro-samolotu.

EN

Unmanned flying machines (UFM) are currently used by people for a variety of military and civilian tasks. For example, here can be mentioned such tasks as reconnaissance and exploration of the territory of the enemy, damage assessment after the hostilities, traffic control, patrolling the country borders, monitoring of agricultural crops, counting wild animals over large areas of forest and many others. All these tasks can be performed faster and more efficiently by a UFM formation together with a common control law. Implementation of control laws of formation flight should be preceded by a thorough analysis of the created control algorithm, and simulation study that allows to verify the proposed approach. The article presents the problem of flight control of UFM formation. The developed method of the flight control of UFM formation flight based on the Leader/Follower configuration is presented. Based on the established model of the dynamics of a single object (micro-aircraft) the simulation model was built in Matlab/Simulink environment using Control, Flight Dynamics and Control, and Aerospace toolboxes. The mathematical basis of this method and the designing process of UFM formation control laws have been presented. Then, a verification of designed control laws has been done. A series of simulation tests and their results are presented in the form of charts showing waveforms of both Leader’s and Follower's navigational parameters (speed, direction, altitude, flight path, flight profile). The obtained results allow to evaluate correctly the accepted design process of control laws and its effectiveness and the ability to implement on the on-board computer of the micro-plane.

5

Impulsowe systemy sterowania lotem pocisków beznapędowych i bomb lotniczych

Głębocki R.

Prace Naukowe Politechniki Warszawskiej. Mechanika

|

2013

|

z. 254

3--150

PL

Niniejsza monografia poświęcona jest zagadnieniom sterowania pocisków artyleryjskich i bomb lotniczych. Przedstawiono w niej zagadnienia związane z zastosowaniem niekonwencjonalnej metody impulsowego sterowania poprzez oddziaływanie bezpośrednio na środek ciężkości obiektu latającego (oś działania siły sterującej przechodzi przez środek ciężkości obiektu) nie posiadającego własnego napędu. Przez sterowanie impulsowe rozumiemy tu sterowanie poprzez krótkotrwałe impulsy siły ciągu wytworzone przez silniki układu wykonawczego sterowania. Impulsy te skierowane są prostopadle do osi głównej symetrii obiektu sterowania i wzdłuż osi przechodzącej przez jego środek ciężkości. Metoda ta jest jednym z rozwiązań, jakie można zastosować do sterowania małych, nie posiadających napędu, (beznapędowych) obiektów latających takich jak wspomniane pociski artyleryjskie i bomby lotnicze. Znajduje ona również zastosowanie do sterowania obiektów większych, poruszających się z dużymi prędkościami (powyżej 5 Ma), jak np. pociski do zwalczania rakiet balistycznych. Zaletą takiej metody jest brak elementów ruchomych na pokładzie obiektu sterowanego i co za tym idzie wzrost niezawodności działania systemów sterowania i dużo mniejsze zapotrzebowanie na energię układu wykonawczego sterowania. Ponadto, metoda ta pozwala na bardzo istotne zwiększenie szybkości reakcji systemu sterowania oraz zmniejszenie czasu reakcji obiektu sterowanego na bodźce sterujące. W przedstawianej monografii jest kompleksowo analizowany cały system sterowania. Oprócz metody działania układu wykonawczego sterowania omówiono układy nawigacji i naprowadzania na cel, możliwe do zastosowania w bombach lotniczych i pociskach artyleryjskich, szczególnie moździerzowych. Pokazano również zastosowania podobnych metod w pociskach antyrakietowych. Następnie przeprowadzono analizę zaproponowanych rozwiązań. Posłużono się tu metodą, w której system badany jest jako całość, a nie jedynie jego poszczególne elementy. Treść monografii zawiera doświadczenia i wyniki wieloletnich badań autora nad układami sterowania pocisków i rakiet. W pierwszej części niniejszej monografii przedstawiono zagadnienie impulsowego gazodynamicznego układu wykonawczego sterowania dla osiowosymetrycznych obiektów latających. W metodzie tej pocisk lub bomba jest sterowany poprzez oddziaływanie sił sterujących wzdłuż osi przechodzącej przez jego środek ciężkości, za pomocą zestawu rakietowych silników korekcyjnych. Zestaw ten może składać się z kilkunastu niewielkich silników jednorazowych na paliwo stałe lub silnika z zestawem dysz generującego kolejne impulsy. Proces sterowania składa się z kolejnych krótkich impulsów sterujących. Kierunek wektora siły ciągu silników sterujących jest prostopadły do głównej osi symetrii obiektu. W takim rozwiązaniu, układ wykonawczy sterowania, złożony z silników wytwarzających impulsy sterujące, najpierw wywołuje zmianę ruchu środka ciężkości obiektu, głównie kierunku wektora jego prędkości. Skutkiem zmiany kierunku wektora prędkości obiektu jest jego obrót wokół środka ciężkości i zmiana położenia przestrzennego. W monografii przedstawiono metodę sterowania, model obiektu sterowanego impulsowo oraz wybrane wyniki systemów sterowania obiektów latających tego typu. Bardzo ważnym zagadnieniem jest zapewnienie stateczności obiektu sterowanego. W opisywanym systemie należy dążyć do konstrukcji jak najbardziej statecznej statycznie i dynamicznie. Przeprowadzono również analizę układów wykonawczych sterowania stosowanych do naprowadzania pocisków beznapędowych i bomb lotniczych, w tym istniejących już konstrukcji z gazodynamicznym sterowaniem impulsowym. W kolejnych częściach niniejszej monografii przedstawiono wyniki prac badawczych i rozwojowych prowadzonych przez autora nad możliwymi do zastosowania, w tak sterowanych obiektach, układami naprowadzania. Omówiono metody dostosowane do współpracy z impulsowym układem wykonawczym sterowania. W przypadku pocisku moździerzowego przedstawiono układ oparty na linijkowym detektorze podczerwieni wirującym wraz z obiektem. Dla przypadku bomby lotniczej omówiono układ oparty o zintegrowane systemy nawigacji inercjalnej wraz ze wskazaniami GPS. Obu wspomnianym obiektom (pociskowi moździerzowemu i bombie lotniczej) przypisano różne metody naprowadzania, aby pokazać możliwości współpracy impulsowego układu wykonawczego sterowania z różnymi układami naprowadzania oraz różnymi obiektami sterowania. W pocisku, naprowadzanym przez głowicę śledzącą wyposażoną w detektor podczerwieni, obszar obserwacji jest skanowany raz w trakcie obrotu obiektu. Na podstawie informacji z niego uzyskanych, algorytm sterujący rozwiązuje zadanie spotkania obiektu sterowanego z celem. Następnie jest podejmowana decyzja o uruchomieniu kolejnego impulsu sterującego. Proces sterowania ma miejsce jedynie w ostatniej stromotorowej fazie lotu. Rozpoczęcie procesu śledzenia celu następuje na wysokości tysiąca metrów nad powierzchnią ziemi. Wysokość ta jest związana z zasięgiem obserwacji głowicy śledzącej obiektu. Omówiono proces tworzenia sygnału sterującego, w tym autorską metodę oceny położenia przestrzennego pocisku wirującego opartą na analizie danych pomiarowych przeprowadzonej z wykorzystaniem sztucznych sieci neuronowych. Kolejną część monografii poświęcono sterowaniu bomb lotniczych. Przedstawiono w niej działanie impulsowego układu wykonawczego sterowania z odmiennym niż standardowe układem nawigacji, w tym przypadku opartym na zintegrowanym układzie INS/GPS. Omówiono opracowaną pod kierunkiem autora metodę, naprowadzania bomb lotniczych zgodnie z zadanymi trajektoriami lotu. Celem jej zastosowania było uzyskanie jak najlepszych efektów sterowania przy zastosowaniu metod jak najprostszych i najmniej skomplikowanych obliczeniowo. W odróżnieniu od przypadku pocisku moździerzowego, zastosowana metoda nawigacji nie dąży do minimalizacji uchybu postrzegania celu zgodnie z zadanym prawem sterowania, ale jej zadaniem jest prowadzenie obiektu sterowania po zadanej trajektorii lotu. Jest ona wyliczana w momencie rozpoczęcia sterowanej fazy lotu tegoż obiektu. Omówiono też wyniki osiągane w warunkach pracy z rzeczywistymi urządzeniami pomiarowymi, ich zakłóceniami oraz w przypadku utraty sygnału GPS. Podsumowanie monografii zawiera wnioski z omawianych prac badawczych, a także uwagi autora dotyczące ewentualnych przyszłych zastosowań oraz kierunków rozwoju impulsowych metod sterowania. Odniesiono się także do możliwości zastosowania przedstawionych wyników badań w praktyce, w tym w wyrobach przemysłu krajowego.

EN

The present work focuses on the problem of control of artillery munitions and air bombs. The work describes a new unconventional method of impulse control of flying objects. In this method, the control force is exerted along the axis passing through the centre of gravity of the controlled object. The object does not have a propulsion engine. Impulse control are called short impulses of thrust, produced by the control engines set of the control operating system. These impulses are perpendicular to the main symmetry axis of the object. This method is one of the solutions that can be used to control small flying objects, without a marching rocket engine, such as artillery munitions and air bombs. The same method can also be used to control larger objects, moving with high speeds (above 5 Ma), such as interceptors to fight ballistic missiles. The advantage of this method is the lack of moving elements on board of the controlled object, increase of reliability of control and less demand for energy of the control operating system. The presented method allows for a significant increase in the rate of control system reaction and reduction of the response time and time shift of the controlled object control system. The book presents a comprehensive analysis of the control system. Instead of control effectors, the work discusses systems of navigation and guidance to the target, possibly for use in air bombs and artillery projectiles. The monograph presents the experience and the results of years of the author’s research activity on missile and rocket control systems. In the first part, the work presents the problem of gasodynamic impulse control operating system for axisymmetric fl ying objects. In this method, a missile or bomb is controlled by the forces directed along the axis passing through its centre of gravity, with a set of correction rocket engines. This set may consist of several small one-time-use solid-fuel engines. Correcting rocket engines are located in a cylindrical unit, arranged radially around the periphery. Each correction rocket engine can be fired individually only once in a selected radial direction. The control process consists of a sequence of short control impulses. The direction of the control engine thrust vector is perpendicular to the main axis of symmetry of the object. Classic methods of control of a flying object make assumptions that steering forces initially change the moment acting on an object, then this moment rotates the object around its gravity centre. Next, supporting surfaces get necessary angles of attack and produce steering forces. This way, the object is turned at first around the gravity centre, then this movement effects on the gravity centre velocity vector. In the presented method of a flying object control, we make assumptions that steering forces first exert an influence on the object gravity centre. Next, rotation around the gravity centre is an effect of gravity centre translation and aerodynamic interaction. This kind of solution gives more effective influence on the speed vector. The monograph presents: method of control, impulse-controlled object model and selected results of the control systems of this kind of flying objects. The following sections of the work present the results of research and development conducted by the author on guidance systems possible to use in such controlled objects. In the work, the guidance methods possible to use with impulse control system were presented. In the case of a mortar missile, the seeker is based on a line of infrared detectors fixed to the spinning object. In the case of an aerial bomb, the guidance system is based on a measured signal from an integrated INS/GPS. Both objects (mortar missile and air bomb) are assigned to different methods of guidance to show the possibilities of work of the impulse control operating system with various guidance systems and various control objects. The final part of the book contains a summary and conclusions of the research results and the author’s comments on possible future applications and developments of impulse control methods. Mentioned is also the possibility of application of these research results into practice, including in products of domestic industry.

6

Mikroprocesorowy, jednokanałowy, dwustanowy układ wykonawczy sterowania lotem przestrzennym

Vogt R., Adamski M.

Problemy Techniki Uzbrojenia

|

2011

|

R. 40, z. 117

79--86

PL

Przedstawiono zasady i podstawy teoretyczne działania jednokanałowego dwustanowego sterowania lotem przestrzennym obiektów. Układ wykonawczy, ze sterem gazodynamicznym lub parą sterów aerodynamicznych, działa skokowo i okresowo-zmiennie z częstością zależną od częstości obrotów pocisku wokół podłużnej osi symetrii. Podstawą sterowania są algorytmy przetwarzające wejściowe sygnały Ko i Kp sterujące kierunkiem i wysokością lotu na sygnał skokowo i okresowo zmienny sterujący położeniem sterów. Realizacja techniczna omawianego układu wykonywana jest cyfrowo, z zastosowaniem mikroprocesorów. Przedstawiono właściwości i ograniczenia omawianej metody w zastosowaniach praktycznych.

EN

There have been introduced principles and theoretical basis of applying the one-channel two-state control system for operating the object’s three-dimensional flight. Executive system with internal gas control vane or pair of external vanes operates impulsively and periodically variable with frequency dependent on projectile rotation frequency around its longitudinal axis. The basis of control are algorithms converting Ko and Kp input signals concerning flight direction and altitude into periodically variable impulse signal that controls steering vanes position. Discussed control system is technically realized digitally with use of microprocessors. Features and limitations of foregoing method in practical applicability have been presented.

7

Longitudinal motion control for flare phase of landing

Masłowski P.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2011

|

Nr 8 (217)

82-97

EN

The discussion presented in the paper is focused on selected problems of synthesis of automatic flight control law, designed especially for longitudinal motion control of a landing aircraft, when pursuing a flare manoeuvre, just before a touch-down. Some general aspects of control process, that is executed in such a case, are considered in order to disclose its predictive character. Novel solutions, developed in the Instytut Lotnictwa for on-board sub-systems, designed to measure/ estimate a rate-of-climb/descent flight parameter in such a manoeuvre, are also described in order to present their effectiveness and ‘new quality’ entered in control process. The discussion is illustrated by some results obtained by simulation with the mathematical model of Cessna 402C aircraft used as an example These results are proving the efficiency of proposed solutions and their potential for future research.

PL

Dyskusja przedstawiona w artykule koncentruje się wokół wybranych zagadnień syntezy praw sterowania automatycznego ruchem podłużnym lądującego samolotu, podczas manewru wyrównania poprzedzającego moment przyziemienia. omówiono niektóre ogólne aspekty procesu sterowania w takim przypadku, aby ujawnić jego predykcyjny charakter. Dyskusja nowych rozwiązań, rozwijanych w Instytucie Lotnictwa dla urządzeń pokładowych przeznaczonych do pomiaru/estymacji prędkości opadania/wznoszenia podczas wykonywania takiego manewru, podkreśla ich efektywność i „nową jakość’ wprowadzaną przez nie do procesu sterowania. Rozważania ilustruje kilka wyników obliczeń symulacyjnych, wykonanych dla modelu matematycznego samolotu Cessna 402C, który został wykorzystany jako przykład. Wyniki te potwierdzają poprawne działanie proponowanych rozwiązań i ich duży potencjał dla przeszłych badań.

8

Koncepcje rozwiązań wibracyjnych urządzeń manewrowych do sterowania lotem bezzałogowych modeli latających typu MAV

Ostapkowicz P.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2011

|

Nr 7 (216)

146-167

PL

W artykule przedstawiono koncepcje i rozwiązanie projektowe układów wibracyjnych turbulizatorów do generowania zaburzeń warstwy przyściennej na skrzydłach bezzałogowych modeli latających typu MAV. Pod uwagę brano układy typu makro, z elementami roboczymi w postaci wibrujących klap imembran. Jako źródła napędu zastosowano serwomechanizmy modelarskie i piezogeneratory. Opracowanie projektowe poprzedzono prezentacją kilkunastu koncepcji wstępnych takich układów, z omówieniem przyjętych założeń funkcjonalnych i konstrukcyjnych, analizą konstrukcji i podstawowymi obliczeniami kinematycznymi.

EN

In the paper conception and design solutions of systems with vibratory vortex generators to generate flow disturbance on the wings of unmanned aerial vehicles type MAVs (micro air vehicles) has been presented. Systems type macro, with elements in the form of vibrating flaps and membranes, are taken into account. As drive units, standard servo motors used in the model-making and piezo-actuators, were used. Preliminary the conceptions of such systems with vibratory vortex generators and next the design solution of such system have been showed. Additionally, accepted functional and constructional assumptions, analysis of elaborated construction and basic kinematic calculations have been also presented.

9

Design concept of a law-cost, long-endurance unmanned aerial vehicle

Kozuba J., Muszyński T.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2011

|

Nr 8 (217)

65-81

EN

The aim was to design a mini UAV with a flight endurance over 24 hours, payload of 6 kg and the construction price to 30000$. The take off of UAV is accomplished solely by using a launching pad, for the landing a parachute is needed. The landing-gear was not taken into account which allowed for minimizing the aerodynamic drag. Special attention was paid to aerodynamics concept and efficiency of power plant. The reduction of the battery mass was considered by using a generator motor for in-flight charging and the possibility of supporting the internal engine by the same generator motor during take-off or in case of emergency.

PL

Artykuł zawiera analizę ankiety przeprowadzonej wśród potencjalnych polskich odbiorców BSL oraz projekt koncepcyjny BSL spełniający wymagania wynikające z ankiety. Podstawowym kryterium dla zastosowań nie militarnych została ekonomia dlatego też postawiono sobie za cel zaprojektowanie systemu bardziej wydajnego i tańszego niż dotychczas stosowane rozwiązania, z uwzględnieniem eksploatacji i amortyzacji. W artykule przeanalizowano kilka zaawansowanych technologicznie koncepcji BSL o dużej długotrwałości lotu, możliwości techniczne wykorzystania ich w Polsce, w odniesieniu do warunków pogodowych, ceny wyprodukowania oraz kosztów późniejszej eksploatacji. Po wstępnej analizie podjęto próbę optymalizacji klasycznych koncepcji już istniejących i projektowanych UAV wyposażonych w konwencjonalny napęd śmigłowy z użyciem silnika tłokowego. Szczególną uwagę poświęcono aerodynamice oraz systemowi transmisji danych, zastosowano nowatorską koncepcję dwóch anten radiowych -dookólnej do transmisji przy bliskich odległościach oraz sterowanej tylko w płaszczyźnie poziomej anteny kierunkowej dla przesyłu danych przy większych odległościach od odbiorników.

10

Automatic predictive control for terrain-following flight

Masłowski P.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2011

|

Nr 8 (217)

98-109

EN

Problems discussed in this article are focused on automatic, predictive flight control laws for low - altitude, terrain – following flights. The solution proposed below is based on simple idea of sliding horizon algorithm used for the reference signal anticipation. Longitudinal motion of the aircraft is considered to study the automatically controlled ‘Nap of the Earth’ (NoE) flight, which is performed by the UAV (Unmanned Aerial Vehicle) or by the manned aircraft operating in ‘UAV mode’ (e.g. for some emergency reasons). Control law is synthesised by extending typical altitude controller algorithm with the additional control loop, designed to follow after predicted flight trajectory angle. This angle is computed by on-line analysis of terrain profile ahead of the aircraft. The necessary data describing this profile is assumed to be obtained by an appropriate opto – electronic or radar – type device, the aircraft is equipped with, or by estimation techniques based on satellite navigation integrated with digitised map of terrain stored in autopilot’s memory. The final solution is tested by computer simulations, where the model of small UAV (the mass about 20 - 30 kg) is used as an example. Obtained results prove the efficiency of proposed solution and its potential to be used in terrain awareness and obstacle avoidance systems.

PL

Problemy omawiane w artykule skupiają się wokół praw automatycznego, predykcyjnego sterowania lotem na małej wysokości ze śledzeniem profilu terenu. Zaproponowane rozwiązanie wykorzystuje prosty algorytm z przesuwającym się horyzontem predykcji, umożliwiający antycypowanie sygnału zadanego. Model ruchu podłużnego samolotu został wykorzystany do badań automatycznie sterowanego lotu na małej wysokości, wykonywanego przez samolot bezzałogowy (UAV) lub przez samolot z załogą ale poruszający się jako bezzałogowy (na przykład z powodu wystąpienia sytuacji awaryjnej). Prawo sterowania zostało zaprojektowane jako rozszerzenie typowego regulatora wysokości lotu przez dodanie do niego dodatkowej pętli sprzężenia zwrotnego, zaprojektowanej tak, by zrealizować śledzenie przewidywanego kąta toru lotu. Kąt ten jest wyliczany poprzez analizę on line kształtu profilu terenu przed samolotem. Przyjmuje się, że niezbędne dane opisujące ten profil są uzyskiwane przez odpowiednie urządzenia pokładowe, optoelektroniczne lub radarowe, albo metodami estymacji bazującymi na nawigacji satelitarnej zintegrowanej z cyfrową mapą przechowywaną w pamięci autopilota. Ostateczne rozwiązanie zostało przetestowane podczas badań symulacyjnych, w których wykorzystano jako przykład model matematyczny małego samolotu bezzałogowego (UAV) o masie ok. 20-30 kg. Otrzymane rezultaty potwierdziły poprawne działanie proponowanego rozwiązania i możliwość wykorzystania go w układach antykolizyjnych i ostrzegających o bliskości ziemi.

11

Analiza koncepcji sterowania lotem bezzałogowych modeli latajacych typu MAV z wykorzystaniem urzadzeń manewrowych umieszczonych na krawędzi natarcia skrzydeł

Ostapkowicz P.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2011

|

Nr 7 (216)

126-145

PL

W artykule dokonano analizy koncepcji sterowania lotem bezzałogowych modeli latających typu MAVs (micro air vehicles) z wykorzystaniem urządzeń manewrowych w postaci generatorów wirów krawędziowych (leading edge vortex generators). Omówiono zagadnienia związane z siłą nośną, siłą oporu i wpływem prędkości lotu na charakterystyki aerodynamiczne skrzydeł oraz zagadnienia dotyczące klasycznego sterowania lotem modeli typu MAV i ich stateczności. Dokonano analizy istniejących rozwiązań generatorów wirów krawędziowych, a jej celem było przygotowanie podstaw i założeń do opracowania rozwiązań projektowych takich układów.

EN

In the paper conceptions of flight control of the unmanned aerial vehicles type MAVs (micro air vehicles) by using maneuvering devices in the form of vortex generator systems located on area closed to the wing leading edge has been analyzed. The problems, related to the lift force, the drag force and influence of the flight speed on aerodynamic characteristics of wings as well as, related to classical flight control of aircrafts type MAVs and their flight stability has been discussed. The aim of performed analysis of existing solutions was to prepare basis and assumptions for elaboration of design solutions for such systems with active vortex generators.

12

Obszar osiągalności układu sterowania ruchem samolotu w obecności zakłóceń

Ćwiklak J., Krasoń E.

Zeszyty Naukowe / Wyższa Szkoła Oficerska Sił Powietrznych

|

2006

|

Nr 1

26--36

13

Problem planowania lotów z uwzględnieniem pustych przelotów statków powietrznych

Malarski M.

Zeszyty Naukowe. Transport / Politechnika Śląska

|

2005

|

z. 58

273-278

PL

Problem planowania lotów jest jednym z zadań przydziału. W planowaniu lotów samolotów brane są pod uwagę dane dotyczące obsług technicznych i parametrów eksploatacyjnych samolotów oraz ograniczenia pojemności zatłoczonych portów lotniczych (sloty). W artykule podano pewną wersję algorytmu planowania lotów uwzględniającego zakłócenia, ograniczenia ruchowe i puste przeloty.

EN

The flight planning problem is in fact a form of the generalized scheduling problem. Aircraft flight planning should account for maintenance requirements and operational characteristics of different types of aircraft, as well as capacity constraints at busy airports (i.e. available slots). This paper contains some version of an algorithm of the flight planning in the exploitation cycle, taking into account susceptibility to disturbance and empty flights.

14

Sterowanie prędkością i kątem toru lotu samolotu w ruchu podłużnym

Czyba R., Błachuta M.

Zeszyty Naukowe. Automatyka / Politechnika Śląska

|

2003

|

z. 138

75-90

PL

W pracy przedstawiono koncepcję sterowania wysokością lotu modelu samolotu oraz przeanalizowano właściwości takiego układu. Głównym celem pracy jest synteza podukładu sterowania modelu samolotu, zapewniającego kontrolę prędkości lotu oraz pośredniego sterowania wysokością lotu, poprzez kąt toru lotu. W artykule przedstawiono opis metody kontrakcji dynamicznej DCM (ang. Dynamic Contraction Method), zaprezentowano zadanie sterowania, przedstawiono etapy projektowania regulatorów oraz omówiono trudności i ograniczenia, jakie wystąpiły przy projektowaniu i modelowaniu złożonych struktur. W procesie projektowania i symulacji rozważono regulację ciągłą. W końcowym etapie wykonano szereg symulacji w układzie zamkniętym z zaprojektowanym układem sterowania DCM.

EN

In the paper the synthesis of the longitudinal movement control of an aircraft based on the Dynamic Contraction Method is presented. The main goal of the design is to provide the speed as well as ascent and descent control which is treated as an indirect altitude control. The description of DCM method was included, and the control task was introduced with the stages of regulators design for the aircraft model. The difficulties and obstacles that occurred in complex structures design and modeling were discussed. Finally, the results of simulations performed in the closed-loop system with DCM structure were presented.

15

Mikrosamoloty - nowe wyzwania dla aerodynamiki i mechaniki lotu sterowanego

Lasek M., Pietrucha J., Sibilski K., Złocka M.

Zeszyty Naukowe Politechniki Rzeszowskiej. Mechanika

|

2001

|

z. 56[186], t.2

435-442

PL

W pracy zostały przedstawione problemy związane z projektowaniem miniaturowych obiektów latających (tzw. mikrosamolotów, skrót MSy). Omówiono wyjątkowe możliwości takich obiektów, szczególnie w kontekście misji specjalnych. Programy badań przy projektowaniu MSów koncentrują się na zrozumieniu mechanizmów lotu ptaków i owadów oraz na stworzeniu materiałów inteligentnych umożliwiających lot w skali mikro. Praca poświęcona jest głównie nurtowi pierwszemu. Duży nacisk położono tutaj na zagadnieniach modelowania matematycznego opływu i ruchu.

EN

In the paper problems connected with construction of so-called MA Vs (Micro Air Vehicles) are presented. Extraordinary possibilities of such objects, particularly in the context of special missions, are discussed. Research programmes for the construction of MA Vs concentrate on understanding the mechanisms of birds and insects flight, and on creating smart structures, which would enable flight in micro-scale, The paper is sacrificed mainly the first current. Mathematical modelIing problems of flow and motion is emphasised.

16

Longitudinal flight stability control during changing the sweep-back angle of wing by neural fuzzy-control

Ormos L.

Zeszyty Naukowe Politechniki Rzeszowskiej. Mechanika

|

2001

|

z. 56[186], t.1

95-101

EN

The stability along the three axis depends on the position of gravity centre and aerodynamic lift centre, the sweep-back angle, the temporary incidence angle of aircraft, the angle of bank, the flight speed, the altitude, the thrust power, the construction, etc. This paper includes an analysis of longitudinal stability control focused on the effects of changing sweep-back angle of wing. The applied analytic method is the catastrophe theory by Thom, which provides opportunity to realize a real-time control of longitudinal stability during the move of wings. Thom's theory is a powerful tool to describe by mathematical equations the influences of changing the sweep-back angle of wing. As these influences are changing quickly and flight situation is affected by other parameters too, so a neural control system could supervise all the effects and their causalities. The control system based on neural network can be used for communication between the different sections of aircraft. All the elementary neurons are composed into a communication system. Stability control might be made either by the pilot or the fuzzy-control. The task of fuzzy-control is to choice the suitable parameters and to modify it for setting the stability of flight.

17

Analiza możliwości wykorzystania układów awioniki w badaniach własności lotnych śmigłowców

Gajda K., Narkiewicz J.

Zeszyty Naukowe Politechniki Rzeszowskiej. Mechanika

|

2001

|

z. 56[186], t.2

317-324

PL

W celu określenia własności lotnych śmigłowców, a więc takich parametrów jak odpowiedź na sterowanie, moc oraz czułość sterowania, konieczne jest przeprowadzenie szeregu badań w locie, w których mierzone są parametry lotu: prędkość i wysokość lotu, ich gradienty, kąty pochylenia, przechylenia i odchylenia, oraz podłużne i poprzeczne przemieszczenie śmigłowca. Wyznaczenie niektórych z tych parametrów umożliwiają nam właśnie układy awioniki śmigłowca. W referacie przedstawiono analizę możliwości wykorzystania przyrządów awioniki do określania własności lotnych. Jest to pierwszy etap prac prowadzących do opracowania metodyki i układów pomiarowych badań w locie bez wykorzystywania metod wizualnych (układ kamer) oraz dodatkowych układów związanych z pomiarem parametrów lotu.

EN

To determine helicopter flying qualities, flight tests are necessary during which the quantities determining helicopter flight such as: position, velocity, altitude and attitude are measured. Some of these quantities are measured by avionic instruments. In the paper possibility of application of avionics instruments to measure these quantities during flight tests is analyzed. Accuracy the measures is performed to obtain results according to ADS-33.

18

Najważniejsze kierunki rozwoju technologii i badań naukowych w lotnictwie

Goraj Z., Domański R., Loroch L., Olejnik A., Olszewski R., Piwek K., Skorski W., Tomczyk A., Żmudziński J.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2000

|

Nr 3-4 (162-163)

3-10

PL

W artykule podano równania przetwarzania dla dwóch wersji przetworników indukcyjnościowych. Pierwsza wersja dotyczy przetworników jednocewkowych, druga natomiast dwucewkowych. Przedstawione charakterystyki umożliwiają projektowanie przetworników indukcyjnościowych w kształcie cewek krótkich do pomiaru przewodności elektrycznej metodą bezstykową. Dla wersji jednocewkowej przeprowadzono weryfikację doświadczalną.

EN

In this paper important trends of the world aerospace technology and corresponding research have been outlined. The current state and expectations seen from the Polish perspective are also included in this text. Some selected design and research projects, either recently completed or now being under development are also presented. Some manufacturing capabilities and chances of Polish aerospace industry have been pointed out. The authors suggest that Polish aerospace companies have to look for the so-called "marked niches" to be successful in a very strong international aerospace competition. Facilities and human resources at Polish research institutes and universities, dealing with the aerospace are shortly presented. The authors represent various universities, institutions, military bodies and industrial companies, however all the opinions presented here have reflected their own point of view and are not the official positions of these institutions.

19

Zastosowanie nowych mikroprocesorów 8-bitowych z pamięcią flash do konstrukcji układów sterujących lotem programowym pocisku

Stępniak S.

Problemy Techniki Uzbrojenia

|

1998

|

R. 27, nr 66

157--170

PL

W pracy przedstawiono zalety nowych mikroprocesorów z pamięcią flash, możliwość ich użycia do konstrukcji układów strujących lotem pocisku. Omówiono sposób realizacji projektu oprogramowania mikroprocesora, środowisko programowe i narzędzia wykorzystane podczas uruchamiania sterownika mikroprocesorowego. Przedstawiono wykonany i uruchomiony model sterownika oraz strukturę programu w języku C.