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

Znaleziono wyników: 15

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

help Ogranicz wyniki do:
first rewind previous Strona / 1 next fast forward last
1
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.
2
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.
3
Badania układu ABS w warunkach laboratoryjnych
Paprzycki I., Skorupka Z.
Logistyka
|
2014
|
nr 6
8331--8338
PL
Układy przeciwpoślizgowe ABS należą do komponentów lotniczych odpowiadających za bezpieczeństwo samolotów oraz ich pasażerów. Z tego względu, a także w wyniku ogólnych regulacji lotniczych, każdorazowe wprowadzenie prototypu takie układu wymaga przeprowadzenia prób laboratoryjnych wykazujących zasadność i poprawność użytych rozwiązań. Niezależnie od wymogów prawnych badania układu przeciwpoślizgowego ABS przeprowadza się w celu optymalizacji i wykrycia błędów konstrukcyjnych na etapie poprzedzającym kosztowne i niebezpieczne badania w locie (przeprowadzane na docelowym samolocie). Próby laboratoryjne pozwalają na symulację warunków użytkowania niemożliwych do osiągnięcia podczas prób w locie ze względu na potencjalne niebezpieczeństwo dla samolotu i załogi, a także ze względu na statystyczną rzadkość ich występowania. W niniejszej pracy autorzy opisują metodykę, cel i otrzymane przykładowe wyniki prób laboratoryjnych lotniczego układu ABS przeprowadzonych w Laboratorium Badań Podwozi Lotniczych Instytutu Lotnictwa w Warszawie.
EN
Anti-Lock Braking Systems (ABS) are one of the aircraft components which are responsible for its and passenger’s safety. Due to this fact and aviation regulations, every time new prototype system is introduced, it is needed to perform full spectrum of laboratory tests proving legitimacy and correctness of used solutions. Laboratory tests of new aircraft equipment should be done not only due to regulations but also in order to optimize and detect possible design flaws before flight tests (both expensive and dangerous) could be performed. Laboratory test can be done with parameters not available during flight tests due to possible danger of such tests and statistical rarity of their occurrence in other cases. In this article, authors want to describe methodology, aim and show examples of obtained results of aviation Anti-Lock System which were performed in Landing Gear Laboratory of Warsaw Institute of Aviation (Laboratorium Badań Podwozi Lotniczych Instytutu Lotnictwa w Warszawie).
4
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.
5
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.
6
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.
7
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.
8
Automatyczne sterowanie samolotem na trajektorii przestrzennej
Pieniążek J.
Zeszyty Naukowe Politechniki Świętokrzyskiej. Mechanika
|
2004
|
Z. 80
379-384
PL
W artykule przedstawiono metodę wykorzystania opisu trajektorii przestrzennej w układzie sterowania automatycznego samolotem przy zastosowaniu wzorców Freneta. Dla ilustracji pokazano wyniki przykładowej próby symulacyjnej lotu po zadanej trajektorii krzywoliniowej i porównano z przebiegiem regulacji występującym po nakazaniu przesunięcia bocznego bez zmiany kursu.
EN
The method of using Frenet equations for conversion of the trajectory description to the form usable by the unmanned aircraft control system is presented in the paper. For purpose of presentation two simulation two simulation tests are executed. Tests results shows that controller track the curve in the aircraft state space and the presented method make control on the curve similar like stabilisation of a straight line.
9
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.
10
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.
11
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.
12
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.
13
Content available System zobrazowania badawczego urządzenia symulującego lot śmigłowca
Ćwik A., Salamon M., Satała W., Szymański A.
Biuletyn Instytutu Automatyki i Robotyki
|
2004
|
R. 10, nr 21
105-127
PL
W artykule przedstawiono opis systemu zobrazowania Badawczego Urządzenia Symulacyjnego (BUS) przeznaczonego do analizy zachowania się w trakcie lotu śmigłowca jednowirnikowego. Prace nad systemem prowadzone były w ramach grantu KBN realizowanego w Wydziale Mechatroniki WAT. Zespół autorski odpowiedzialny był za projekt i implementację podsystemów związanych ze zobrazowaniem, rejestracją i odtwarzaniem przebiegu lotu. W wyniku prowadzonych prac system został uruchomiony, przetestowany i zainstalowany na stanowisku laboratoryjnym wyposażonym w makietę kabiny śmigłowca.
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.
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.