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

Znaleziono wyników: 12

Liczba wyników na stronie
first rewind previous Strona / 1 next fast forward last
Wyniki wyszukiwania
help Sortuj według:

help Ogranicz wyniki do:
first rewind previous Strona / 1 next fast forward last
1
Content available Multirotor platform with sensory head for measurement of selected air parameters
Jabłoński K., Czyba R., Grychowski T., Wiora J., Janik M., Łomnicka N., Galeja M.
Journal of KONES
|
2017
|
Vol. 24, No. 1
179--187
EN
In this article, a project of an unmanned aerial system designed for monitoring of air pollution is presented. The system consists of an autonomous unmanned aerial vehicle (UAV) equipped with a measurement head with sensors of chemical and physical properties of atmospheric air, and a ground control station arranged to store and display the collected data. The head contains modern sensors selective to the most important components of air in view of environmental pollution. Measurement data are acquired locally as well as transmitted wirelessly to a ground station. The UAV can be programmed to a particular measurement missions. The ground station dispose of a software for flight control and for visualisation of measurement results on-line. In this paper, an architecture of the entire system, a data processing performing by each subsystem, and communication methods between them are presented. This paper also includes a specification of sensors with their principles of operation, description of their metrological properties and the way, in which they are implemented in the designed electrical circuits. Results of preliminary tests in a laboratory and in a field, during a short flight, are also presented.
2
Content available remote Komputerowe wspomaganie w procesie modelowania akumulatorów litowo- -polimerowych
Pietraszek S, Czyba R, Błotnicki W, Szafrański G
Mechanik
|
2012
|
R. 85, nr 7CD
775--782
PL
W artykule omówiono tematykę komputerowego wspomagania dla procesu modelowania akumulatorów litowo-polimerowych w kontekście elementów zasilających m.in. takie systemy, jak bezzałogowe obiekty latające (BOL). Przedstawione prace mają prowadzić do badań, w wyniku których można określić pozostałą ilość ładunku elektrycznego w pakiecie zasilającym tzw. „state of charge”. Stanowi to podstawę do szacowania pozostałego czasu, w którym aparat latający wykonuje działania operacyjne. Tematyka podejmowana w niniejszej pracy skupia się wokół tworzenia rozwiązań programowych w środowisku LabVIEW wspomagających pozyskiwanie danych pomiarowych na potrzeby późniejszej analizy i implementacji algorytmów dla rozwiązań technicznych projektowanych układów autopilotów.
EN
In this paper we focus on the computer aided process of modeling lithium-polymer batteries, which can be used as a power supply source for unmanned aerial vehicles (UAVs). The idea of this work leads to state of charge (SOC) estimation that is necessary to have a complete information about remaining time of possible UAV’s operation. Topics that are covered in this article concern the software which is based on the LabVIEW platform and is specially design for the date acquisition and analysis that can provide hardware implementation for autopilots algorithms in future.
3
Content available remote Zastosowanie metody kontrakcji dynamicznej w sterowaniu bezzałogowym obiektem latającym typu quadrotor
Czyba R., Szafrański G.
Zeszyty Naukowe Politechniki Rzeszowskiej. Mechanika
|
2011
|
z. 83(279), nr 3
15-25
PL
W artykule przedstawiono syntezę podukładu stabilizacji i regulacji położenia kątowego platformy latającej VTOL (ang. Vertical Take Off and Landing) typu quadrotor. Głównym celem pracy jest zastosowanie metody kontrakcji dynamicznej DCM (ang. Dynamic Contraction Method) do sterowania bezzałogowym obiektem latającym oraz sprawdzenie realizowalności takiego sterowania na obiekcie rzeczywistym. W pracy przedstawiono model dynamiki quadrotora, a następnie omówiono zastosowane prawo sterowania. W kolejnej części przedstawiono strukturę układu regulacji oraz omówiono budowę stanowiska testowego. Zaprezentowano wyniki przeprowadzonych doświadczeń, które wykonano w układzie zamkniętym z zaprojektowanym układem sterowania.
EN
The problem of attitude stabilization and robust regulation of an indoor unmanned aerial vehicle, known as a quadrotor, is considered. This paper presents the design of continuous-time controller based on Dynamic Contraction Method. The control task is formulated as a tracking problem of Euler angles, where desired output transients are accomplished in spite of incomplete information about varying parameters of the system and external disturbances. The resulting controller is a combination of a low-order linear dynamical system and a subsystem which accomplishes an algorithm of quadrotor control. The experiment results for tracking a reference signal are presented, and confirm the effectiveness of the proposed method and theoretical expectations.
4
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.
5
Content available remote Komputerowe wspomaganie w procesie identyfikacji i modelowania układu napędowego bezzałogowej platformy latającej typu VTOL
Czyba R., Błotnicki W., Szafrański G.
Mechanik
|
2011
|
R. 84, nr 7(CD)
167-174
PL
W artykule przedstawiono proces komputerowo wspomaganego modelowania dynamiki bezzałogowej platformy latającej typu VTOL (ang. Vertical Take Off and Landing), wzbogacony o identyfikację dynamiki układu napędowego. W procesie identyfikacji wykorzystano środowisko LabVIEW wraz z kartą pomiarową firmy National Instruments. Przedstawiono również prototyp stanowiska do pomiaru siły ciągu jednostek napędowych. W ostatniej części zaprezentowano przykładowe wyniki pomiarów siły ciągu z przeprowadzonego eksperymentu oraz omówiono możliwości rozbudowy stanowiska.
EN
In this paper we present the computer-aided modeling of the dynamics for the vertical take-off and landing platform enhanced with the identification process of the propulsion systems. General concept of the laboratory test bed prototype together with hardware solution has been described and analyzed. The identification process is based on the LabVIEW software jointly with the National Instruments data acquisition card. Finally in the last section the functionality of the laboratory setup and exemplary results are shown. The possibilities of the further prototype development are contained in the summary of this paper.
6
Content available remote Zastosowanie pochodnych wyższego rzędu w sterowaniu modelem śmigłowca małych rozmiarów
Czyba R.
Zeszyty Naukowe Politechniki Rzeszowskiej. Mechanika
|
2007
|
z. 71 [238]
69-76
PL
W artykule przedstawiony jest proces syntezy sterowania ruchem modelu śmigłowca małych rozmiarów HIROBO SST-Eagle2-GS LONG, będący przedmiotem badań w Zakła­dzie Sterowania i Robotyki. W pracy wiele uwagi poświęcono na prezentację algorytmu regulacji, sformułowano zadanie sterowania i przedstawiono etapy projektowania regulatorów dla opracowanego modelu symulacyjnego śmigłowca. Omówiono również ograniczenia, jakie wystąpiły podczas projektowania złożonych struktur, a także sposób rozwiązania zaistniałych problemów. W końcowym etapie przedstawiono wyniki symulacji, które wykonano w układzie zamkniętym z zaprojektowanym układem sterowania.
EN
In the paper an effective synthesis method of flight control system for a model-scale helicopter HIROBO SST-Eagle2-GS LONG is discussed. The control algorithm based on two ideas: first - the use of high gain in feedback to suppress the disturbances or varying parameters; second - the use of the higher order output derivatives in the feedback loop. This approach and structure of the control system is the implementation of the model reference control. The structure of the paper is as follows. First, a mathematical description of the helicopter model is introduced. Section 3 includes a background of the discussed method and the method itself are summarized. The next section contains the design of the controller, and finally the results of simulations performed in closed loop system are shown.
7
Content available remote Implementacja sterowania krzepkiego na laboratoryjnym modelu śmigłowca
Czyba R., Serafin M.
Zeszyty Naukowe Politechniki Rzeszowskiej. Mechanika
|
2007
|
z. 71 [238]
77-84
PL
Celem niniejszej pracy jest opis zastosowania metody kontrakcji dynamicznej do syntezy sterownia położeniem kątowym rzeczywistego obiektu, którym jest laboratoryjny model śmigłowca Humusoft CE150. W pracy przedstawiono model dynamiki śmigłowca i wskazano na nieliniowości tkwiące w obiekcie regulacji. Następnie omówiono metodę kontrakcji dynamicznej, która może być stosowana dla obiektów nieliniowych i niestacjonarnych. Zrealizowanie pracy wymagało zaprojektowania i zaimplementowania regulatorów w środowisku Matlab - RealTime Toolbox, oraz analizy i oceny właściwości uzyskanych rozwiązań. W końcowym etapie zaprezentowano wyniki przeprowadzonych doświadczeń, które wykonano w układzie zamkniętym z zaprojektowanym układem sterowania.
EN
The main aim of the paper is an application of the Dynamic Contraction Method (DCM) to the synthesis of a control system for a real physical object - a helicopter laboratory model HUMUSOFT CE150. The proposed method is applied to control of the helicopter model, which is treated as a multivariable, nonlinear time-varying system with significant crosscoupling. The control task is formulated as a tracking problem of output variables, where decoupled output transients are accomplished in spite of incomplete information about varying parameters of the system and external disturbances. This approach and structure of the control system is the implementation of the model reference control with the reference model transfer function which is equal to the inverse of the controller "dy-namics". It becomes that the proposed method is insensitive to external disturbances and plant parameter changes, and hereby possess a robustness aspects. The structure of the paper is as follows. First, a mathematical description of the helicopter model is introduced. Section 3 includes a background of the discussed method and the method itself are summarized. The next section contains the design of the controller, and finally the results of experiments are shown.
8
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.
9
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.
10
Content available remote Koncepcja sterowania ruchem przestrzennym modelu smolotu z wykorzystaniem metody kontrakcji dynamicznej
Czyba R., Błachuta M.
Zeszyty Naukowe Politechniki Rzeszowskiej. Mechanika
|
2001
|
z. 56[186], t.1
55-62
PL
Celem artykułu jest prezentacja syntezy układu sterowania modelu samolotu w oparciu o metodę kontrakcji dynamicznej (Dynamic Contraction Method - DCM). Zastosowana metoda pozwala na kształtowanie pożądanych przebiegów wyjść dla obiektów nieliniowych i niestacjonarnych przy założeniu, że informacja o zmieniających się parametrach układu i zewnętrznych zakłóceniach jest niekompletna. Przedstawiono opis dynamiki lotu samolotu i wskazano na nieliniowości tkwiące w modelu oraz zdefiniowano warunki wyważania. Omówiono metodę kontrakcji dynamicznej, określono zadanie sterowania oraz przedstawiono etapy projektowania regulatorów dla modelu samolotu klasy F-16. W końcowym etapie zaprezentowano wyniki symulacji lotów z układem sterowania DCM.
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. The applied DCM method allows to create the expected outputs for non-linear and non-stationary objects in spite of 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. The paper was organized as follows. First, the aircraft model was introduced, then the conditions for the steady-state flight were defined and the trim algorithm was presented. The next part included a broad description of DCM method, which was used for the controI system design. Finally, the results of simulations performed for the closed-loop system with a DCM controller were presented.
11
Sterowanie ruchem przestrzennym modelu samolotu z wykorzystaniem metody kontrakcji dynamicznej
Czyba R., Błachuta M.
Zeszyty Naukowe. Automatyka / Politechnika Śląska
|
2001
|
z. 133
83-105
PL
Artykuł dotyczy syntezy sterowania ruchem modelu samolotu w przestrzeni 3D metodą kontrakcji dynamicznej DCM (ang. Dynamie Contraction Method). W pracy przedstawiono opis metody, zaprezentowano zadanie sterowania oraz przedstawiono etapy projektowania regulatorów dla przykładowego modelu samolotu klasy F-16. Omówiono również trudności i ograniczenia, jakie wystąpiły przy projektowaniu i modelowaniu złożonych struktur, a także sposób rozwiązania zaistniałych problemów. W końcowym etapie zaprezentowano wyniki symulacji, które wykonano w układzie zamkniętym z układem sterowania DCM. Pokazano również możliwość kształtowania dynamiki wielkości zadawanej.
EN
In the paper the synthesis of a spatial movement control of aircraft model based on the Dynamic Contraction Method is presented. The description of DCM method was included, and the control task was introduced with the stages of regulators design for the exemplary F-16 aircraft model. The difficulties and obstacles that occurred in complex structures design and modeling were discussed as well as the ways to solve the existing problems. Finally, the results of simulations performed in the closed-loop system with DCM structure were presented. The possibility to create the dynamics of set value is also discussed.
12
Równania dynamiki i warunki wyważania w ruchu przestrzennym modelu samolotu
Czyba R.
Zeszyty Naukowe. Automatyka / Politechnika Śląska
|
2001
|
z. 133
63-82
PL
W pracy przedstawiono opis dynamiki lotu samolotu z uwzględnieniem ruchu postępowego i obrotowego oraz aerodynamiki. Wskazano na nieliniowości tkwiące w równaniach dynamiki ciała sztywnego, jak i w aerodynamice samolotu. Następnie zdefiniowano warunki wyważania, a więc sposób określania ustalonego stanu lotu oraz przedstawiono realizację numerycznego algorytmu wyważania dla modelu samolotu F-16 w środowisku Matlab. Wyniki symulacji lotu w układzie otwartym zaprezentowano dla wartości zmiennych stanu i sterowania uzyskanych z aplikacji komputerowej programu wyważania.
EN
In the paper the dynamics flight aircraft description is presented, including translatory and rotational movement with aerodynamics. The presence of nonlinearities in the rigid body dynamic equations and aircraft aerodynamic is introduced. Next a steadystate flight conditions are determined by solving the nonlinear state equations. A solution to the problem is obtained by using a numerical minimization algorithm. For the aircraft model F-16 the numerical trim algorithm of Matlab package is presented. The results are illustrated by example outcomes of the trimmer program.
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.