Wyniki wyszukiwania - Biblioteka Nauki

1

Analiza skuteczności sterów lekkiego samolotu w korkociągu

100%

Baron A. , Goraj Z.

|

tom Nr 4 (167)

45-53

PL

Artykuł skupia się głównie na eksperymentalnych badaniach korkociągowych prototypu I-23 lekkiego samolotu, zaprojektowanego i oblatanego i Instytucie Lotnictwa w Warszawie. Konstrukcja jest całkowicie kompozytowa, pposiada proste skrzydło i chowane podwozie. Układ aerodynamicany i system sterowania samolotu są klasyczne. Powierzchnia nośna wynosi 10m2, rozpiętość skrzydła 8.8m, max. masa startowa jest równa 1150kg. W pracy zawarto analizę i przedstawiono odpowiednie metody wyprowadzania samolotu z korkociągu, możliwe do rozważania na wczesnym etapie projektu samolotu. Zbadano trzy czynniki główne decydujące o charakterystykach korkociągowych lekkiego samolotu - względny rozkład masy pomiędzy skrzydło i kadłub, gęstość względną samolotu oraz konfigurację usterzenia. Wyznaczono tzw. współczynnik tłumienia usterzenia (TDPF) z uwzględnieniem tzw. nieosłoniętej powierzchni statecznika pionowego. Testy przeprowadzone na dużych kątach natarcia w tunelu aerodynamicznym na modelu samolotu w skali 1:3 pokazały, że nie ma różnic pomiędzy skutecznością steru kierunku w obecności i pod nieobecność usterzenia poziomego.

EN

This paper focuses mainly on the experimental and in-flight spin investigationsfor an executive lightairplane, named I-23 and built in Institute of Aviation. It is single-engine, all composite, straight wing, rectable undercarriage, conventional configuration and flight control system airplane. Gross wing area is 10m2, wing span - 8.8m, maximum take-off mass-1150kg. spin analysisand adequate treatment to spin recovery were considered earlyin the design stage. Very well known three principal factors,overriding importance in the spinning of light airplanes, were carefully investigated. among them were: the relative distribution of the mass of the airplane between the wing and fuselage, relative airplane density and the tail configuration. In setting up the tail-design requirements, the so-called taildamping power factor was computed using the unshieldedrudder volume coefficient and the tail-damping ratio. The wind tunnel tests, performed on the scaled (1:3) airplane model at high angles of attack showed that there were no differences between effectiveness of the rudder alone configuration (horizontal tail removed) and that of the full configuration (including horizontal tail).

2

Wykorzystanie magistrali CAN w systemie pośredniego sterowania samolotem lekkim

75%

Pieniążek J. , Rzucidło P.

Szybkobieżne Pojazdy Gąsienicowe

|

2007

|

tom nr 2 (22)

91--98

PL

W artykule zaprezentowano rozwiązanie magistrali komunikacyjnych systemu SPS-1, które zostało zrealizowane jako projekt badawczy i przetestowane na samolocie PZL-110 „Koliber”. Struktura systemu sterowania samolotem bazuje na szybkiej magistrali CAN, którą zastosowano do komunikacji pomiędzy trzema komputerami sterującymi, urządzeniami pomiarowymi, jednostką sterującą pracą zespołu napędowego, sterownicą oraz pulpitem operatora. Dodatkowo zastosowano niezależną, zdwojoną wolną magistralę w podukładzie pozycjonowania płaszczyzn sterowych. W niniejszym opracowaniu przedstawiono również narzędzie do monitorowania magistrali CAN, które rozwijano równolegle z systemem pośredniego sterowania samolotem i wykorzystywano w kolejnych etapach prowadzonych nad nim prac. Głównym elementem systemu monitorującego jest oprogramowanie. Pozwala ono nie tylko na podgląd, rejestrację i wstępną obróbkę danych, lecz również umożliwia sterowanie poszczególnymi urządzeniami, symulację wybranych modułów sprzętowych oraz diagnostykę poszczególnych magistral.

EN

The solution of data transmission buses for purposes of SPS-1 indirect flight control system was presented in this work. SPS-1 was realized as research project and has been tested on the board of PZL-110 “Koliber” aircraft. The structure of control system bases on high-speed CAN bus, which has been applied for data transmission between three flight computers, measurement units, thrust control unit, side stick and operator console. Doubled low-speed CAN bus was applied for control surfaces actuation system additionally. The tool for monitoring of CAN buses has been also presented in this paper. CAN Monitor application was being developed simultaneously with indirect flight control system and utilized during particular levels of development. The main part of monitoring system is software. It allows for visualization, recording and preliminary data analysis as well as control of particular devices, simulation of selected devices and diagnostics of CAN buses.

3

Warunki realizacji lotu automatycznego po trajektorii przestrzennej

75%

Pieniążek J.

Zeszyty Naukowe Politechniki Rzeszowskiej. Mechanika

|

2004

|

tom z. 63 [213], t.2

535--542

PL

W referacie zaprezentowane zostały zagadnienia związane z automatyczną realizacją przelotu po trajektorii zadanej geometrycznie w przestrzeni trójwymiarowej. Dla samolotu o klasycznej konfiguracji warunki realizowalności przelotu po trajektorii zadanej związane są zarówno z kształtem trajektorii, z właściwościami układu sterowania oraz własnościami dynamicznymi samolotu. Przeprowadzona została analiza opisywanych w literaturze metod sterowania oraz wykonano próby symulacyjne dla zilustrowania jak poszczególne elementy układu sterowania wpływają na jakość sterowania na trajektorii.

EN

In the paper some problems connected with automatic flight on the trajectory circumscribed in the 3D space are raised. In the case of classical aircraft, trajectory shape and control system properties are the conditions for successful and precision flight. Selected methods of control are analysed with connection to distinguished trajectory classes taking into account continuity. For the purpose of presentation some test results are presented. These results show the main feature of two control schemes. They are feed-forward control added to multi-feedback structure and the advance of control signal strategy in case of dis-continuity of aircraft state, which results from the trajectory description.

4

Manewry przechylające animalopterów bez lotek

75%

Marusak A. , Pietrucha J. , Sibilski K.

|

tom z. 15

227-231

PL

Omawiana jest możliwość kształtowania sprężystych skrzydeł machających w celu wykonywania manewru przechylania w szerokim zakresie ciśnień dynamicznych, ale bez użycia lotek. Zaproponowano w tym celu dwie metody: 1) technikę sterowania łopatą wirnika nośnego śmigłowca; 2) metodę opartą na kinematyce mechanizmu wieloczłonowego. W metodzie pierwszej skręcanie sprężyste realizowane jest za pomocą piezoelektryków umieszczonych w strukturze skrzydła, które mają generować odpowiednie siły sterujące. W metodzie "kinematycznej" pożądany kształt skrzydła uzyskuje się poprzez dobór odpowiednich połączeń struktury skrzydła.

EN

An approach of deforming a flexible flapping wing to achieve a specified roll rate at dynamic pressures without ailerons is examined. To achieve this goal the two following methods are proposed: 1) the elastic twist is achieved by providing a system actuating elements distributed within the internal substructure of the wing to provide control forces; 2) a method based on a multibody system's kinematics. In the first method piezoelectric elements have been extensively used to control the shape of a beam. In the "kinematic" method the desired shape of the wing is achieved by choosing proper connections of the wing structure.

5

Wyznaczanie sterowania samolotu na podstawie zarejestrowanych przyspieszeń liniowych i kątowych

63%

Pyrz J. , Maryniak J.

|

1999

|

tom z. 10

255-260

PL

W pracy przedstawiono metodę wyznaczania kątów wychyleń powierzchni sterowych oraz sterowania zespołem napędowym na podstawie zarejestrowanych przyspieszeń liniowych i kątowych samolotu. Przyspieszenia działające na samolot zostały wyznaczone w drodze symulacji numerycznej lotu samolotu, przy z góry zadanym sterowaniu powierzchniami sterowymi oraz obrotami silnia. Następnie przy pomocy poniżej zaprezentowanej metody przeprowadzono próbę odtworzenia tych sterowań. Obliczenia zostały wykonane na przykładzie samolotu 1-22 Iryda M93 jako obiekcie testowym.

EN

In this paper was presented method of the computations of an airplane controls based on recorded linear and angular accelerations. The airplane's accelerations were calculated by the numerical simulation of flight for known controls. These controls were trial to reconstruct by presented method. Calculations were made for 1-22 Iryda M93 aircraft as test object.

6

Prawa sterowania jako kinematyczne związki uchybów zadanych i realizowanych parametrów ruchu obiektów latających. Część I w sterowaniu samolotami

63%

Maryniak J. , Ładyżyńska-Kozdraś E. , Deptuła R. , Cichoń M.

|

tom z. 20

501-510

PL

Przedstawione ogólne prawa sterowania obiektów latających jako kinematyczne związki uchybów zadanych i realizowanych parametrów lotu w kanałach: przechylania, pochylania, odchylania oraz prędkości. Współczynniki wzmocnień w prawach sterowania dobierano stosując całkowe kryterium minimum kwadratów różnic parametrów zadanych i realizowanych. Prawa sterowania potraktowano jako nieholonomiczne więzy nałożone na lot obiektu stosując analityczne równania mechaniki Maggi i Boltzmanna-Hamela. Należy zauważyć, że zależnie od postawionego zadania i rodzaju obiektu latającego, dokonuje się odpowiedniej redukcji i przystosowania praw sterowania. Na podkreślenie zasługuje jednakowa skuteczność przedstawionej metody, poparta przykładami badania wybranych obiektów testowych: samolotów, rakiet, śmigłowców i torped.

EN

General control laws of flying objects have been presented in the paper, having a form of kinematical relations between the deviations of the present parameters and those revealed in a real flying object motion that emerge from the bank, pitch, yaw and speed channels, respectively. The gain coefficient appearing in the control laws were chosen using the integral equation of minimum of square difference between the present and current parameters. The control laws considered as non-holonomic constraints imposed on flying object motion were analysed using the Maggi and Boltzmann-Hamel equations of analytical mechanics. It is worthwhile to note that, depending on the problem posed as well as on the sort of flying object the control laws can be reduced and adapted suitably. It should be emphasized that the method remains efficient enough despite the sort of flying object considered, what can be easily seen from the test cases presented; i.e., aircraft, missiles and helicopters, respectively.

7

Fault tolerant control using Gaussian processes and model predictive control

63%

Yang X. , Maciejowski J. M.

|

tom Vol. 25, no. 1

133--148

EN

Essential ingredients for fault-tolerant control are the ability to represent system behaviour following the occurrence of a fault, and the ability to exploit this representation for deciding control actions. Gaussian processes seem to be very promising candidates for the first of these, and model predictive control has a proven capability for the second. We therefore propose to use the two together to obtain fault-tolerant control functionality. Our proposal is illustrated by several reasonably realistic examples drawn from flight control.

8

Numeryczne modelowanie trajektorii lotu za pomocą funkcji sklejanych piątego stopnia

63%

Blajer W. , Kosma Z. , Krawczyk M. , Graffstein J.

|

tom z. 15

29-34

PL

Trajektoria lotu szkicowana jest za pomocą kolejnych punktów w przestrzeni, a następnie interpolowana/aproksymowana z wykorzystaniem wielomianowych funkcji sklejanych piątego stopnia. Opracowano efektywne algorytmy budowania takich funkcji sklejanych, a następnie konstruowania równań trajektorii lotu w funkcji współrzędnej łukowej. Modele te budowane są dla symulacji ruchu i sterowania samolotem w locie programowym wzdłuż żądanej trajektorii.

EN

The trajectory is first sketched by a succession of points in space, and then interpolated/approximated by using 5th-order spline functions. Novel, effective algorithms are developed for designing such spline functions and converting them into appropriate trajectory equations in terms of the arc length parameter. The formulations are used for the determination of aircraft motion characteristics and control in prescribed trajectory flight.