Wyniki wyszukiwania - BazTech

1

Wpływ dynamiki samolotu i jego stanu lotu na bezpieczeństwo wykonania manewru ominięcia ruchomych przeszkód

Graffstein Jerzy

Pomiary Automatyka Robotyka

|

2022

|

R. 26, nr 1

33--39

PL

Właściwe określenie istotnych czynników wpływających na przebieg wyliczanego manewru uniknięcia kolizji z ruchomymi przeszkodami jest niezbędne w celu zapewnienia bezpiecznego ominięcia ruchomej przeszkody. Jednocześnie w trakcie manewru omijania wymagane jest zachowanie żądanej separacji między samolotem a przeszkodami. Przedmiotem pracy jest analiza sposobu w jaki czynniki wpływają na przebieg manewru antykolizyjnego z uwzględnieniem deformacji trajektorii i zmian przebiegu odległości samolotu od wykrytych przeszkód. Skupiono się na wewnętrznych oddziaływaniach, które wynikają z istotnych zmian zachowania się samolotu. Rozważania zostały zilustrowane wybranymi wynikami z symulacji komputerowych typowych manewrów ominięcia przeszkód, poddanych negatywnym wpływom wybranych czynników. Zaproponowano wytyczne, które powinny umożliwić przeciwdziałanie niekorzystnym oddziaływaniom na realizację wyliczonego manewru.

EN

The exact identification of essential factors affecting the course of evasive manoeuvre, that has been computed to avoid a collision with moving obstacles, is necessary to ensure a safe passing by a moving obstacle. At the same time, during the evasive manoeuvre the pre-defined separation between the airplane and obstacles is required. The matter of presented work is defined as the analysis of influence of factors on execution of anti collision manoeuvre taking into account deformation of flight trajectory and changes of time histories of distance from the airplane to detected obstacles. Attention has been focused on internal interactions, resulting from the essential changes of the airplane’s behaviour. Discussion has been illustrated by selected results of computer simulations, executed for typical manoeuvres performed to avoid obstacles, while affected by adverse impacts of selected factors. The appropriate guidelines have been proposed, that should counteract these adverse effects on realisation of computed manoeuvre.

2

Model mikroturbiny wiatrowej o regulowanym kącie ustawienia łopat

Chudzik Stanisław

Pomiary Automatyka Robotyka

|

2021

|

R. 25, nr 1

41--48

PL

W artykule przedstawiono wyniki pomiarów, których celem było zbadanie możliwości zwiększenia efektywności działania modelu mikroelektrowni wiatrowej przez zastosowanie zmiennego kąta ustawienia łopat. Badania przeprowadzono na stanowisku pomiarowym zbudowanym do realizacji prac nad opracowywanymi wstępnie projektami mikroelektrowni wiatrowych. Stanowisko umożliwia przeprowadzenie pomiarów związanych z doborem optymalnej geometrii śmigła oraz opracowaniem i testowaniem działania algorytmów optymalnego sterowania pracą mikroelektrowni. Omówiono podstawy fizyczne działania turbiny wiatrowej i sposoby optymalnego jej sterowania. Zakres przeprowadzonych badań obejmuje wykonanie pomiarów dla przypadku wybranej geometrii łopaty śmigła z możliwością zmiany jej kąta ustawienia. Jako generator zastosowano prądnicę prądu stałego z obciążeniem o charakterystyce nieliniowej w postaci ogniwa akumulatora Li-Po. Przedstawiono wyniki działania prostego algorytmu sterowania MPPT. Brak układów optymalnego sterowania pracą mikroelektrowni podyktowany jest ogólnym przekonaniem, o wysokich kosztach jego wytworzenia w stosunku do możliwej poprawy efektywności mikroelektrowni. Ponadto stosowane w praktyce sposoby sterowania większymi turbinami wiatrowymi o mocach przekraczających wartość kilkuset kilowatów nie są optymalne dla mniejszych turbin o mocach do 1 kW. Przeprowadzone badania koncentrowały się na określeniu możliwości zastosowania w elektrowniach wiatrowych o mocach do 1 kW, turbin o zmiennym kącie ustawienia łopat w zależności od jej prędkości obrotowej. W większych elektrowniach wiatrowych zmianę kąta ustawienia łopat stosuje się głównie do ograniczenia mocy turbiny przy dużej prędkości wiatru. W mikroelektrowniach wiatrowych takie rozwiązania, ze względów ekonomicznych, nie są stosowane. Jednak zastosowanie prostego mechanizmu zmiany kąta ustawienia łopat w zależności od prędkości obrotowej śmigła może zwiększyć efektywność pracy turbiny w szerszym zakresie prędkości wiatru. Niewielkie wymiary modelu badawczego pozwalają na szybkie i tanie opracowywanie wstępnych prototypów łopat turbiny dzięki możliwości wykorzystania technologii druku 3D.

EN

The article presents the results of research into the operation of a model of a wind micropower plant with a variable blade angle. The research was carried out on a miniature model of a measuring stand built for the purpose of carrying out work on pre-developed projects of wind micro power plants. The stand allows to carry out measurements related to the selection of the optimal propeller geometry, as well as the development and testing of algorithms for optimal control of the micropower plant. The physical basics of wind turbine operation and the methods of its optimal control are presented. The results of the performed measurements for the selected propeller blade geometry with the possibility of changing its setting angle are presented. A DC generator with a load with a non-linear characteristic in the form of a Li-Po battery cell was used. The results of operation of a simple MPPT control algorithm are presented. The lack of optimal control systems for the operation of micropower plants is dictated by the general belief that the costs of its production are high in relation to the possible improvement of the efficiency of micropower plants. Moreover, the practical methods of controlling larger wind turbines are not optimal for small and very small turbines. The conducted research focused on determining the possibility of using turbines with variable blade angles depending on its rotational speed. In larger wind farms, changing the blade angle is mainly used to limit the power of the turbine at high wind speeds. In micro wind power plants such solutions are not used for economic reasons. However, the use of a simple mechanism for changing the angle of the blades depending on the rotational speed of the propeller can increase the efficiency of the turbine in a wider range of wind speeds. The small dimensions of the research model allow for quick and cheap development of preliminary prototypes of turbine blades thanks to the possibility of using 3D printing technology.

3

Manewr omijania zagregowanej grupy przeszkód poruszających się w otoczeniu samolotu

Graffstein Jerzy

Pomiary Automatyka Robotyka

|

2021

|

R. 25, nr 1

5--12

PL

Sukces uniknięcia kolizji z ruchomymi przeszkodami zależy od rozwiązania najistotniejszych problemów takich jak: szybkie wykrycie przeszkód, sprawdzenie czy stanowią zagrożenie oraz podjęcie właściwej decyzji o sposobie ich ominięcia. Do podjęcia tej decyzji niezbędna jest właściwa identyfikacja rodzaju zagrożenia, w tym między innymi czy wykryte przeszkody należy potraktować jako jedną zagregowaną grupę. Do typowych przypadków zalicza się agregację ruchomych przeszkód poruszających się blisko siebie. Opisano sytuacje, gdy dołączeniu do grupy podlegają obiekty przemieszczające się w większej odległości od siebie. Zaprezentowano algorytm podejmowania decyzji przypisania (zagregowania) ruchomych przeszkód do danej grupy. Przedstawiono sposób wyliczania jej charakterystycznych parametrów. Omawiane zagadnienia zostały zilustrowane wynikami symulacji manewrów omijania zagregowanej grupy ruchomych przeszkód dla wybranych scenariuszy.

EN

Successful avoidance of a mid air collision with moving obstacles depends on solutions of some most essential problems, e.g.: quick detection of an obstacle, verification whether detected obstacle is a critical one and making right decision on evasive manoeuvre. This decision-making process requires an appropriate identification of a threat’s nature, including whether detected obstacles should be treated as one aggregated group. Aggregation of obstacles moving in short distance one to the other is a typical case. The paper addresses also the case of inclusion the obstacle to the group objects moving in longer distances one to the other. The algorithm used for deciding whether a moving obstacle should be added to (aggregated with) a given group has been presented. A method for computing its characteristic parameters has been presented too. Selected scenarios of avoiding the aggregated group of moving obstacles have been simulated and results obtained illustrates problems considered.

4

Koncepcja automatycznie sterowanego manewru omijania przeszkody poruszającej się w nieprzewidywalny sposób

Graffstein Jerzy

Pomiary Automatyka Robotyka

|

2020

|

R. 24, nr 1

61--66

PL

Do rozwiązania problemu unikania kolizji przez samolot w przestrzeni powietrznej niezbędne jest wykrycie przeszkody, sprawdzenie czy stanowi zagrożenie dla bezpieczeństwa samolotu oraz podjęcie właściwych decyzji o odpowiednim sposobie jej ominięcia. To wszystko są istotne fazy poprzedzające automatyczne ominięcie ruchomej przeszkody. W pracy zaprezentowano algorytm omijania ruchomej przeszkody o niedających się przewidzieć zmianach jej ruchu. Przedstawiono schemat logicznych działań mających na celu nie tylko bezpieczne uniknięcie kolizji z manewrującą przeszkodą, ale także powrót do lotu wzdłuż zaplanowanej przed startem trasy. Zaproponowaną metodę zilustrowano symulacyjnym przykładem automatycznego ominięcia wspomnianej przeszkody dla wybranego scenariusza.

EN

To solve the problem of aircraft avoiding collision, it is necessary to detect an obstacle, check if it poses a threat to the safety of the aircraft and make the right decisions about the appropriate way to bypass it. These are all important phases preceding the automatic bypassing of a moving obstacle. The work presents an algorithm for bypassing a moving obstacle with unpredictable changes in its movement. A diagram of logical actions was presented to not only safely avoid collision with a maneuvering obstacle, but also to return to flight along the route planned before the start. The proposed method is illustrated by a simulation example of automatically bypassing an obstacle for the selected scenario.

5

Analysis of the impact of the target illumination time on the effectiveness of the flight trajectory correction system

Kowaleczko Grzegorz, Pietraszek Mariusz, Słonkiewicz Łukasz

Journal of KONBiN

|

2019

|

Vol. 49, iss. 1

229--253

EN

This paper presents method of flight simulations for released laser guided bomb. Calculations were performed using six-degrees-of-freedom mathematical model of a bomb motion. Aerodynamics of the bomb was calculated using commercial software. Control laws were determined on the basis of signals detected by two pairs of laser sensors. Exemplary results of numerical calculations are submitted and conclusions focused on the main factors influencing on bombing accuracy are shown.

PL

W pracy przedstawiono metodę symulacji lotu bomby sterowanej laserowo. Obliczenia przeprowadzono za pomocą matematycznego modelu ruchu bomby o sześciu stopniach swobody. Aerodynamikę bomby obliczono za pomocą komercyjnego oprogramowania. Sygnały sterujące zostały określone na podstawie sygnałów wykrytych przez dwie pary czujników laserowych. Przedstawiono przykładowe wyniki obliczeń numerycznych i przedstawiono wnioski dotyczące głównych czynników wpływających na dokładność bombardowania.

6

Przykładowy algorytm automatycznego wyznaczania trasy przelotu w przestrzeni lotów swobodnych

Kopecki G., Pęczkowski M., Rogalski T.

Autobusy : technika, eksploatacja, systemy transportowe

|

2017

|

R. 18, nr 6

1219--1224, CD

PL

Obserwowany w ostatnich latach rozwój transportu lotniczego (załogowego oraz planowanego bezzałogowego [12]) powoduje, że liczba lotów obsługiwanych przez obecnie stosowany system planowania i kontroli przelotów IFR (Instrument Flight Rules - loty według wskazań przyrządów nawigacyjnych) zbliża się do swojej maksymalnej pojemności. Ośrodki naukowe, przewoźnicy, agencje odpowiedzialne za kontrolę ruchu lotniczego i podział przestrzeni lotniczej podejmują prace, w tym badania naukowe, zmierzające do zmiany sposobu organizacji ruchu lotniczego, którego ostatecznym celem ma być wprowadzenie przestrzeni lotów swobodnych [13]. Wspomniana zmiana wiąże się z koniecznością opracowania systemów, narzędzi w tym modeli i algorytmów umożliwiających automatyczne planowanie trasy przelotu jedynie na podstawie deklarowanych przez pilotów punktów początkowych i końcowych trasy. W artykule na tle obecnego sposobu organizacji przestrzeni powietrznej oraz obowiązujących procedur planowania i deklarowania lotu, przedstawiono propozycje wprowadzenia zmian w kierunku dostosowania obecnych rozwiązań do koncepcji funkcjonowania przestrzeni lotów swobodnych. Przedstawiono propozycję modelowania przestrzeni powietrznej oraz wykorzystujące te modele algorytmy automatycznego wyznaczania trasy przelotu samolotu przy założeniu, że jest to przestrzeń lotów swobodnych. Opisano również koncepcję zmian zarządzania przestrzenią powietrzną oraz zaproponowano metodę jej realizacji. Przy czym, na wstępie należy podkreślić, że praca nie przedstawia gotowego, szczegółowego rozwiązania. Skupia się na wskazaniu kierunku zmian, proponując kierunki poszukiwań i dalszych prac badawczych.

EN

A future growth of aviation transport is being started to be restricted by some existing, at this moment, regulations regarding airspace structure and flight planning rules. Aviation community has encountered some barrier stopping further development of this aviation industry's branch. the future development require some solutions improving system's capability and productivity must be found and deploy. There are national, European and worldwide scientific projects lunched to research new solutions which could improve the system. The paper presents a concept of some amendments into flight planning procedures and propose the algorithm of automatics route generation related to so called Free Routing Airspace idea. The paper doesn't provide full, deployment-ready instruction regulation but focuses on general trends and point some directions of future research.

7

Trajektoria dla wybranej klasy automatycznie sterowanych manewrów omijania ruchomej przeszkody

Graffstein J.

Pomiary Automatyka Robotyka

|

2016

|

R. 20, nr 4

15--21

PL

Z uwagi na bezpieczeństwo lotu istotne znaczenie ma przebieg trajektorii manewru omijania ruchomej przeszkody. W pracy zaproponowano metodę określenia kształtu trajektorii dla wybranej klasy złożonego manewru omijania. W jego przebiegu wyodrębniono następujące po sobie fazy: uniknięcie kolizji, ominięcie przeszkody oraz powrót do lotu wzdłuż odcinka przewidzianego w planie lotu. Wymienionym fazom zostały przyporządkowane fragmenty trajektorii o założonym kształcie. Przedstawiono metodę określenia warunków zagrożenia wystąpienia kolizji dla różnych scenariuszy ruchu obiektów. W tym celu określono warunki czasowe i geometryczne występujące we wzajemnych relacjach między samolotem i przeszkodą. Wykonano cyfrową symulację lotu we wcześniej wymienionych fazach manewru omijania dla wybranego scenariusza ruchu obiektów. Przedstawiono i omówiono wybrane wyniki numerycznych badań.

EN

Owing to flight safety, the shape of trajectory of the evasive manoeuvre, performed to avoid a moving obstacle, is of important meaning. In the article the method is proposed for determining the shape of flight trajectory contained in a selected class of complex evasive manoeuvres. In the course of the process the following phases of motion are identified: the collision avoidance phase, the passing by the obstacle phase, the phase of returning to the trajectory pre-determined in flight plan. The complex shaped segments of flight trajectory are assigned to these phases. The method capable to identify conditions of the occurrence of collision threat is presented. To define it, selected state variables of the aircraft and obstacle system and relationships linking them up, are used. Numerical flight simulations are completed to cover the aforementioned phases of evasive manoeuvre and selected scenarios of objects motion. Selected results of numerical investigations are presented and discussed.

8

Estimation of the accuracy of laser guided bomb

Kowaleczko G., Pietraszek M.

Journal of KONES

|

2016

|

Vol. 23, No. 3

271--279

EN

The main goal of the bomb release is to hit the target with a maximum accuracy. Therefore, special active control systems are utilized to improve this accuracy. Some of the most popular are semi-active laser systems of guidance. Selected target is pointed with high-intensity laser by an airborne or ground laser designator. The laser-guided bomb (LGB) tracks this target using on-board laser seeker and adjusts its trajectory. The main task of the control system is to steer the bomb in the way allowing fixing the reflected laser beam in the centre of photo sensor array. This keeps the bomb axis straight toward the target. The aim of this study is to identify factors influencing on the accuracy of the LGB. It was performed for the prototype of LGB, which was designed in the Air Force Institute of Technology. This is the modernized version of the classical LB-10M bomb. Originally, this bomb has only four rear stabilizers and it has been equipped with four additional fins (Fig. 1). These fins allow controlling the bomb's path in active way. Earlier studies have shown that this is the useful method of bomb control both in longitudinal and lateral motions. Analysis proved that range of the bomb can be effectively changed. This paper presents method of flight simulations for released LGB. Calculations were performed using sixdegrees- of-freedom mathematical model of the LB-10M bomb motion. Aerodynamics was calculated using commercial software. Control laws were determined based on signals detected by two pairs of laser sensors. Exemplary results of simulations are submitted and conclusions focused on the main factors influencing on bombing accuracy are shown.

9

Opracowanie i testy naziemnej stacji kontroli lotu BSP klasy mikro i mini

Grzybowski P., Kordos D., Rzucidło P.

Zeszyty Naukowe / Wyższa Szkoła Oficerska Sił Powietrznych

|

2015

|

Nr 1

51--61

PL

W artykule przedstawiono przenośny system umożliwiający planowanie i monitorowanie misji bezzałogowego aparatu latającego klasy mikro lub mini. System składa się z przenośnego mikrokomputera o wysokiej odporności środowiskowej, manipulatorów, dedykowanego oprogramowania opracowanego przez autorów referatu, pozycjonera anteny kierunkowej (lub rejestratora wideo), układów telemetrii, stacji meteorologicznej oraz układów zasilających. Opis systemu uzupełniono prezentacją procesów projektowania, realizacji oraz testów zintegrowanego układu interfejsów operatora. Testy wykonywano w warunkach laboratoryjnych (symulacje systemu BSP1 w trybie hardware in the loop), jak również w warunkach polowych. Próby terenowe prowadzano również w niekorzystnych warunkach pogodowych, chrakteryzujących się m.in.: temperaturą otoczenia -5°C, porywami wiatru dochodzącymi do ok. 60 km/h oraz słabymi opadami śniegu. Stację kontroli lotu testowano w lotach wykonywanych w trybie manualnym (sterowanie poprzez aparaturę RC2 , jak też manipulator NSKL3 ), w trybie stabilizacji wybranych parametrów lotu, jak też podczas lotów autonomicznych. Prowadzone testy dokumentowano w postaci fotograficznej, filmowej oraz poprzez rejestrację parametrów pracy systemu BSP (rejestrator pokładowy oraz rejestrator NSKL).

EN

The work presents the portable system of both micro and mini class capable of planning and monitoring unmanned aerial vehicle (UAV) mission. The system consists of a portable microcomputer characterized by high environmental resistance, keypads, dedicated software developed by the authors of the paper, a directional antenna positioner (or video recorder), telemetry systems, meteorological stations as well as power systems. The system description was supplemented by the presentation of processes of design, implementation and testing of the integrated system of operator’s interfaces. The tests were carried out in laboratory environment (simulations of the UAV system in the loop hardware mode), as well as in the field conditions. The field tests were carried out in adverse weather, with the ambient temperature of -5˚C, wind gusts of up to approximately 60 km/h and a weak snowfall. The flight control station was tested during flights performed in manual mode (with control via radio and Ground Flight Control Station manipulator), in the mode with selected flights parameters stabilised as well as in autonomous flights. The conducted tests were documented in the form of photographs, film as well as record of parameters of UAV system performance (through flight data recorder and Ground Flight Control Station recorder).

10

Naziemne stacje kontroli lotów bezzałogowych aparatów latających

Ogonowski K., Kulik T.

Zeszyty Naukowe / Wyższa Szkoła Oficerska Sił Powietrznych

|

2015

|

Nr 1

93--101

PL

W artykule przedstawiono wymagania stawiane Naziemnym Stacjom Kontroli Lotów do Bezzałogowych Aparatów Latających, a także ich wyposażenie. Dodatkowo poddano szczegółowej analizie ich działanie w czasie projektowania i wykonywania misji przez bezpilotowiec, a także podano kilka przykładów stacji wykorzystywanych przez Siły Zbrojne różnych państw.

EN

In the article there have been presented the requirements set on ground flight control stations for unmanned aerial vehicles as well as their equipment. Additionally, their performance was thoroughly analyzed during the design phase as well as during the implementation phase. Moreover, some examples of ground control stations used by Armed Forces of different countries have been given.

11

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.

12

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.

13

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.

14

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.

15

System ekspertowy w kontroli lotów – badania symulacyjne

Simiński R., Heflik T.

Studia Informatica

|

2011

|

Vol. 32, nr 2B

285-299

PL

Niniejszy artykuł prezentuje koncepcję, implementację oraz skrót badań symulacyjnych inteligentnego komponentu dedykowanego do wspomagania procesów decyzyjnych w kontroli lotów. Komponent ten został zrealizowany jako wbudowany system ekspertowy, zawierający regułową bazę wiedzy, wnioskowanie w przód oraz podsystem wyjaśnień. Dla potrzeb badań zostało zrealizowane środowisko symulacyjne. Przedstawiona praca zawiera niezbędne informacje wprowadzające, opis koncepcji, realizacji oraz symulacji.

EN

This paper presents the conception, realization and simulation study of intelligent component dedicated to aiding the decision making process in flight control. This component was implemented as embedded expert system containing rule knowledge base, forward inference engine and explanation module. The simulation environment was implemented for simulations. Presented work contains some necessary background information, description of conception, realization and simulation study of realized software.

16

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.

17

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.

18

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.

19

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.

20

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.