Informacja

Drogi użytkowniku, aplikacja do prawidłowego działania wymaga obsługi JavaScript. Proszę włącz obsługę JavaScript w Twojej przeglądarce.

English (EN)·Polski (PL)·Yкраїнський (UK)
Przejdź do strony domowej biblioteki Centralna Biblioteka Wojskowa Link otwiera się w nowym oknie Logo biblioteki Prolib Integro - strona głównaCentralna Biblioteka Wojskowa

Wyszukujesz frazę "flight simulation" wg kryterium: Temat

  Lista filtrów
Wyrównaj
Wyświetlanie 1-15 z 35
Tytuł:
Określanie warunków początkowych do symulacji lotu pocisków artyleryjskich
Specifying the Initial Conditions to Simulate the Flight of Artillery Shells
Autorzy:
Baranowski, L.
Surma, Z.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/403255.pdf
Data publikacji:
2014
Wydawca:
Wojskowa Akademia Techniczna im. Jarosława Dąbrowskiego
Tematy:
mechanika
warunki początkowe
pocisk moździerzowy
symulacja lotu
mechanics
initial conditions
mortar grenade
flight simulation
Opis:
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.
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.
Źródło:
Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa; 2014, 5, 1 (15); 51-58
2081-5891
Pojawia się w:
Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Use of Standard Meteorological Messages to Simulate the Flight of 35 mm TP-T Projectile Under Actual Conditions
Wykorzystanie standardowych komunikatów meteorologicznych do symulacji lotu 35 mm pocisku TP-T w warunkach rzeczywistych
Autorzy:
Baranowski, Leszek
Leciejewski, Zbigniew
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/403570.pdf
Data publikacji:
2019
Wydawca:
Wojskowa Akademia Techniczna im. Jarosława Dąbrowskiego
Tematy:
standard meteorological message
METB
METCM
Meteo11
meteoaverage
projectile flight simulation
standardowy komunikat meteorologiczny
meteośredni
symulacja lotu pocisku
Opis:
The paper presents a method of using actual atmosphere parameter data contained in meteorological messages, necessary for numerical calculation of a spin-stabilised projectile trajectory. Three standard meteorological messages are considered: message METB3 compliant with STANAG 4061, message METCM compliant with STANAG 4082, and message METEO11, so called meteoaverage, currently used in the Polish Armed Forces. The purpose of verifying the correctness of the prepared algorithms of using meteorological messages, a computer program simulating the flight of the 35 mm TP-T anti-aircraft projectiles under actual atmospheric conditions was developed, and appropriate calculations were performed.
W artykule przedstawiono sposób wykorzystania danych o rzeczywistych parametrach atmosfery, zawartych w komunikatach meteorologicznych, niezbędnych do numerycznego obliczenia toru lotu pocisku stabilizowanego obrotowo. Rozpatrzono trzy standardowe komunikaty meteorologiczne: komunikat METB3 zgodny ze Stanagiem 4061, komunikat METCM zgodny ze Stanagiem 4082 oraz komunikat METEO11 tzw. meteośredni, stosowany aktualnie w Wojsku Polskim. Celem sprawdzenia poprawności opracowanych algorytmów wykorzystania komunikatów meteorologicznych opracowano program komputerowy symulacji lotu 35 mm pocisku przeciwlotniczego TP-T w rzeczywistych warunkach atmosferycznych i dokonano stosownych obliczeń.
Źródło:
Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa; 2019, 10, 1 (35); 59-74
2081-5891
Pojawia się w:
Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Prediction of the dynamic characteristics and control of aircraft in prescribed trajectory flight
Autorzy:
Blajer, W.
Graffstein, J.
Krawczyk, M.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/280601.pdf
Data publikacji:
2001
Wydawca:
Polskie Towarzystwo Mechaniki Teoretycznej i Stosowanej
Tematy:
inverse dynamics
inverse simulation control
prescribed trajectory flight
Opis:
A unified and general approach to modeling and simulation of aircraft prescribed trajectory flight is presented in the paper. The program of motion is composed of a specified trajectory in space (two constrains on the aircraft position), a required fuselage attitude with respect to the trajectory, and optionally, elevator and rudder deflections and thrust changes, a tangent realization of the trajectory constrains arises, which yields two additional constraints on the fuselage attitude (which thus becomes fully specified). The govering equations of the programmed motion are developed in the form of differential-algebraic equations, and a method of solving the equations is proposed. The solution consist of variations of the aircraft state variables and the required control that ensures realization of the prescribed motion program. This gives a unique opportunity to study simulated control strategies and evaluate feasibility of modeled aircraft mission. Some results of numerical simulations are reported.
Predykcja własności dynamicznych i sterowania samolotem w ruchu programowym po założonej trajektorii. W pracy przedstawione jest uogólnione i zmodyfikowane podejście do modelowania i symulacji programowego ruch samolotu. Program ruchu budowany jest za pomocą założonej trajktorii przestrzennej (dwa warunki więzów nakładane na położenie samolotu), narzuconych zmian konfiguracji płatowca względem tej trajektorii oraz, opcjonalnie, zmian prędkości lotu. W przypadku samolotu sterowanego klasycznie za pomocą wychyleń powierzchni sterowych (lotek oraz sterów wysokości i kierunku) oraz zmiany siły ciągu, realizacja więzów trajektorii lotu jest styczna, co implikuje dwa dodkowe warunki na zmiany konfiguracji płatowca względem trajektorii. W ten sposób zmiany konfiguracji kątowej płatowca stają się w pełni określone (zaprogramowane). Równania ruchu programowego generowane są w postaci równań różniczkowo-algebraicznych. Proponowana jest metoda numerycznego rozwiązania tych równań. Jako rozwiązania są zmiany w czasie zmiennych stanu ruchu samolotu oraz przebiegi sterowania samolotem wymagane dla ścisłej realizacji więzów programowych. Otwiera to nowe możliwości analizy symulowanych manewrówsamolotu oraz oceny ich realizowalności. Przytaczne są wybrane wyniki symulacji numerycznej.
Źródło:
Journal of Theoretical and Applied Mechanics; 2001, 39, 1; 79-103
1429-2955
Pojawia się w:
Journal of Theoretical and Applied Mechanics
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Model mikroturbiny wiatrowej o regulowanym kącie ustawienia łopat
Model of a Wind Turbine with Variable Blade Angle
Autorzy:
Chudzik, Stanisław
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/2068641.pdf
Data publikacji:
2021
Wydawca:
Sieć Badawcza Łukasiewicz - Przemysłowy Instytut Automatyki i Pomiarów
Tematy:
mikroelektrownia wiatrowa
stanowisko pomiarowe
kąt ustawienia łopat
sterowanie
optymalizacja
collision avoidance
evasive manoeuvre
flight control
numerical simulation
Opis:
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.
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.
Źródło:
Pomiary Automatyka Robotyka; 2021, 25, 1; 41--48
1427-9126
Pojawia się w:
Pomiary Automatyka Robotyka
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Automatic control of an aircraft flying a turn
Autorzy:
Cichoń, M.
Maryniak, J.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/280576.pdf
Data publikacji:
2000
Wydawca:
Polskie Towarzystwo Mechaniki Teoretycznej i Stosowanej
Tematy:
automatic control system
autopilot
co-ordinated turn
flight simulation
Opis:
Co-ordination of a turn is a complex case. Correct turn is done with such a bank that the resultant force of centrifugal and gravity forces will be in the symmetry plane of the aeroplane. The paper deals with a general mathematical model of an aeroplane in spatial flight. The following problems have been analysed: characteristic parameters of a correct turn, general physical and mathematical control model, approved steering principles and block schema of the equipment. The most important thing is a correct choice of the control system and suitable amplification factors. The autopilot contains four channels, which can control the flight thanks to deflection of the height control surface, direction control surface, ailerons and the engine control lever. Results of the research were obtained by means of numerical simulation of complete model of dynamics of an aeroplane with automatic control system, on the basis of a programme written in the calculation environment of MATLAB package, and were presented in graphic forms.
Automatyczne sterowanie lotem samolotu w zakręcie. Koordynacja zakrętu jest sprawą złożoną. Prawidłowy zakręt powinien być wykonany przy takim przechyleniu, aby wypadkowa siły ciężkości i siły odśrodkowej leżała w płaszczyźnie symwtrii samolotu. W pracy pokazano ogólny model matematyczny samolotu sterowanego w locie przestrzennym. Przedstawiono charakterystyczne parametry zakrętu prawidłowego, ogólny model fizyczny i matematyczny sterowania, postać przyjętych praw sterowania oraz schemat blokowy urządzenia. Najważniejszy jest prawidłowy dobór układu sterowania i odpowiednich współczynników wzmocnienia. Przyjęto, że badany autopilot jest czterokanałowy, mogący sterować lotem za pomocą wychylenia steru wysokości, steru kierunku, lotek i dźwigni sterowania silnikami. Wyniki badań uzyskano w wyniku symulacji numerycznej pełnego modelu dynamiki samolotu z układem automatycznego sterowania w oparciu o program napisany w środowisku obliczeniowym pakietu MATLAB. Zostały one przedstawione w postaci graficznej.
Źródło:
Journal of Theoretical and Applied Mechanics; 2000, 38, 4; 929-945
1429-2955
Pojawia się w:
Journal of Theoretical and Applied Mechanics
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Numerical simulation of the aircraft flight after encountering a microburst windshear
Autorzy:
Deptuła, R.
Maryniak, J.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/280555.pdf
Data publikacji:
2001
Wydawca:
Polskie Towarzystwo Mechaniki Teoretycznej i Stosowanej
Tematy:
flight dynamics
flight simulation
Opis:
A physical and mathematical modelling of the microburst effect on aircraft behaviour is presented in the paper. Dynamics equations of the aircraft motion are derived in a plane-fixed co-ordinate system using the Boltzmann-Hamel formalism for material systems with holonomic constraints. The aircraft is treated as a six-degree-of-freedom rigid body. For calculating of aerodynamic forces and moments the rules of quasi-stationary aerodynamics were employed. The windshear velocity field is described by the 3D mathematical Bray' model which was applied basing on the meteorogical data resulting from the Joint Airport Weather Studies Project. The influence of local parameters of the microburst was introduced into the equations of flying object motion in terms of three instananeous linear components of wind velocity and the three angular ones. Computations were made taking the PZL I-22 "Iryda" as a test aircraft.
Symulacja numeryczna lotu samolotu po przejściu przez podmuch typu "microburst". W pracy przedstawiono fizyczne i matematyczne modelowanie wpływu podmuchu microburst na dynamikę samolotu. Dynamiczne równania ruchu obiektu wyprowadzono w układzie sztywno związanym z samolotem, stosując zapis Boltzmanna-Hamela dla układów mechanicznych o więzach holonomicznych. Samolot potraktowano jako bryłę sztywną o sześciu stopniach swobody. Symulację wykonano dla fazy lotu poziomego z trzymanymi sterami. Obliczenia zmian sił aerodynamicznych i momentów sił aerodynamicznych wykonano w oparciu o aerodynamike quasistacjonarną. Pole prędkości podmuchu microburst opisano w pełni trójwymiarowym modelem matematycznym Braya, opracowanym na bazie danych meteorologicznych z projektu badawczego Joint Airport Weather Studies z 1982 roku w USA. Wpływ parametrów lokalnych pola wiatru w równaniach ruchu obiektu latającego uwzględniono przez trzy chwilowe liniowe składowe wektora prędkości podmuchu i trzy chwilowe kątowe składowe tegoż wektora. W pracy przeanalizowano zachowanie się samolotu po przelocie mimośrodowym przez obszar podmuchu dla różnych parametrów charakteryzujących uskok wiatru. Wykazano, że składowa pionowa prędkości wiatru nie musi być wielka, aby zagrozić bezpieczeństwu lotu. Jako samolot testowy wybrano PZL-I 22 "Iryda".
Źródło:
Journal of Theoretical and Applied Mechanics; 2001, 39, 1; 51-63
1429-2955
Pojawia się w:
Journal of Theoretical and Applied Mechanics
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Numeryczne modelowanie rozpływu spalin w strumieniu zawirnikowym podczas zawisu śmigłowca
Numerical model of exhaust expansion in rotor wake vortex during vertical helicopter flight
Autorzy:
Fijałkowski, S.
Kania, M.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/213267.pdf
Data publikacji:
2011
Wydawca:
Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
Tematy:
cyfrowa symulacja przepływów
numeryczne modelowanie rozpływu spalin
zawis śmigłowca
numerical simulation of fluid flow
rotor wake vortex
helicopter flight
Opis:
W artykule przedstawiono model numeryczny i wyniki symulacji rozpływu spalin odpływających z silników napedowych w manewrze zawisu śmigłowca, z różnymi prędkościami wiatru bocznego. Symulację przeprowadzono z wykorzystaniem modelu numerycznego i oprogramowania ANSYS FLUENT. Obliczenia symulacyjne przeprowadzono na przykładzie zawisu śmigłowca PZL W3A Sokół.
The paper presents the 3D model and simulation for exhaust gases expansion in vertical helicopter flight with different side wind speeds. The ANSYS FLUENT and CFD software were used to develop the model and simulations. The simulation were done for the PZL W-3A "Sokół" in vertical flight.
Źródło:
Prace Instytutu Lotnictwa; 2011, 12 (221); 71-88
0509-6669
2300-5408
Pojawia się w:
Prace Instytutu Lotnictwa
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Assumptions of the joined wing flying model programme
Założenia do projektu modelu latającego w układzie połączonych skrzydeł
Autorzy:
Galiński, C.
Hajduk, J.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/213619.pdf
Data publikacji:
2015
Wydawca:
Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
Tematy:
joined wing
CFD
simulation
wind tunnel tests
flight tests
dynamically scaledmodel
demonstrator
skrzydło zespolone
symulacja
testy w tunelu aerodynamicznym
próby w locie
model dynamicznie podobny
Opis:
Joined wing configuration is considered as a candidate for future airplanes. Potentially it should allow reducing both empty weight and drag of the airplane. Both effects can reduce the fuel consumption thus decreasing operational costs and greenhouse gasses emission. However this configuration is very difficult to apply due to the aerodynamic coupling and static indeterminacy. This paper presents the research project taken to expand the knowledge concerning this configuration. Its novel version with front wing at the top of the fuselage will be investigated in details. The paper describes assumptions of the project, the following steps and expected results.
Joined wing to perspektywiczna konfiguracja samolotu. Jej zastosowanie powinno pozwolić na redukcję zarówno masy własnej samolotu, jak i jego oporu. Dzięki temu oczekuje się zmniejszenia zużycia paliwa, a co za tym idzie obniżenia kosztów eksploatacji i zmniejszenia emisji gazów cieplarnianych. Jednakże stosowanie tej konfiguracji jest utrudnione ze względu na sprzężenia aerodynamiczne i statyczną niewyznaczalność konstrukcji. Ten artykuł przedstawia projekt podjęty w celu poszerzenia wiedzy na temat tej konfiguracji samolotu. W szczególności badana będzie jego nowa wersja, z przednim skrzydłem w układzie górnopłata. Artykuł opisuje założenia projektu, kolejne kroki jego realizacji oraz spodziewane efekty.
Źródło:
Prace Instytutu Lotnictwa; 2015, 1 (238); 7-21
0509-6669
2300-5408
Pojawia się w:
Prace Instytutu Lotnictwa
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
System pionowego startu rakiety z wykorzystaniem sterowania gazodynamicznego
Missile vertical launch system with reaction control jets
Autorzy:
Głębocki, R.
Jacewicz, M.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/235084.pdf
Data publikacji:
2018
Wydawca:
Wojskowy Instytut Techniczny Uzbrojenia
Tematy:
rakieta
symulacja lotu
sterowanie gazodynamiczne
missile
flight simulation
reaction control system
Opis:
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.
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.
Źródło:
Problemy Techniki Uzbrojenia; 2018, 47, 145; 25-46
1230-3801
Pojawia się w:
Problemy Techniki Uzbrojenia
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Dynamika statku powietrznego i fotela katapultowego w układzie przestrzennym
Aircraft and ejection seat dynamics in three-dimensional space
Autorzy:
Głowiński, S.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/312018.pdf
Data publikacji:
2013
Wydawca:
Instytut Naukowo-Wydawniczy "SPATIUM"
Tematy:
samolot
modelowanie procesu katapultowego
fotel katapultowy
katapultowanie
MATLAB/Simulink
trajektoria lotu fotela katapultowego
ejection simulation modelling
aircraft
MATLAB Simulink
ejection seats
catapulting trajectory of ejection seat
flight dynamics
Opis:
Artykuł przedstawia model matematyczny dynamiki statku powietrznego i fotela katapultowego. Przeprowadzono symulację wybranego typu fotela katapultowego z uwzględnieniem zmiany masy pilota i prędkości lotu statku powietrznego przy wykorzystaniu pakietu MATLAB ze szczególnym uwzględnieniem przelotu nad statecznikiem pionowym samolotu.
Paper discussed the mathematical model of dynamics of the aircraft and ejection seat. The numerical simulation on the selected type of ejection seat in function of pilot mass and speed of aircraft by using MATLAB package with a particular focus on the vertical stabilizer plane was studied.
Źródło:
Autobusy : technika, eksploatacja, systemy transportowe; 2013, 14, 3; 173-181
1509-5878
2450-7725
Pojawia się w:
Autobusy : technika, eksploatacja, systemy transportowe
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Modelowanie katapultowania w układzie przestrzennym
The mathematical modeling of spatial ejection
Autorzy:
Głowiński, S.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/312013.pdf
Data publikacji:
2013
Wydawca:
Instytut Naukowo-Wydawniczy "SPATIUM"
Tematy:
samolot
dynamika lotu
modelowanie procesu katapultowego
fotel katapultowy
katapultowanie
trajektoria lotu fotela katapultowego
ejection simulation modelling
aircraft
ejection seats
catapulting trajectory of ejection seat
flight dynamics
Opis:
Artykuł przedstawia metodykę postępowania przy określaniu układów współrzędnych w procesie katapultowania. Poprzez właściwe i jednoznaczne stosowanie oznaczeń istnieje możliwość jasnego określania położenia fotela katapultowego względem samolotu i względem ziemi. O ile w przypadku układu symetrycznego zadanie nie jest trudne, w przestrzeni dochodzą kąty ślizgu i przechylenia oraz siły i momenty, które mają decydujący wpływ na trajektorię fotela. Autor poprzez wprowadzenie dodatkowych układów współrzędnych oraz określenie macierzy transformacji pomiędzy tymi układami, ujednolica stosowane oznaczenia i zwraca uwagę na związki pomiędzy prędkościami liniowymi i kątowymi tych układów.
The paper presents the methodology followed for determination of coordinate systems in the ejection process. The using of appropriate and clear signs it is possible to clearly determining of the position of the ejection seat relativity the plane and the ground. While in the case of the symmetrical task is not difficult in space come sliding and tilting angles and the forces and moments that have a decisive influence on the trajectory of the seat. Author by introducing additional coordinate systems and to determine the transformation matrix between the two systems, standardizes used signs and draws attention to the relationship between linear and angular velocities of these systems.
Źródło:
Autobusy : technika, eksploatacja, systemy transportowe; 2013, 14, 3; 115-122
1509-5878
2450-7725
Pojawia się w:
Autobusy : technika, eksploatacja, systemy transportowe
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Badania lotu przeciwpancernego pocisku kierowanego Pirat z funkcją „top attack”
Investigations of the PIRAT Anti-tank Guided Missile Flight with the „Top attack” Function
Autorzy:
Gołoś, Damian
Zawada, Paweł
Noga, Janusz
Motyl, Krzysztof
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/27314944.pdf
Data publikacji:
2023
Wydawca:
Wojskowa Akademia Techniczna im. Jarosława Dąbrowskiego
Tematy:
sterowanie lotu pocisku rakietowego
symulacja komputerowa
przeciwpancerny pocisk kierowany
naprowadzanie laserowe
missile flight control
computer simulation
anti-tank guided missile
laser guidance
Opis:
W niniejszej pracy przedstawiono budowę i zasadę działania przeciwpancernego pocisku kierowanego Pirat z funkcją „top attack”. Pocisk przeszedł pomyślnie testy na stanowisku laboratoryjnym oraz testy poligonowe. Przedstawiono również wyniki badań symulacyjnych lotu pocisku Pirat, które porównano z wynikami badań poligonowych. Badania symulacyjne przeprowadzono w oparciu o opracowany model matematyczno-fizyczny pocisku. Uzyskane wyniki potwierdzają poprawność założeń i charakterystyk przyjętych w modelu symulacyjnym.
The paper presents the structure and principle of operation of the PIRAT anti-tank guided missile (ATGM) with the „top attack” function. PIRAT is a light anti-tank missile guided to the target using Semi-Active Laser Homing (SALH) method. A system maximum range is 2500 m. The missile has successfully passed laboratory and field tests. The results of the PIRAT missile flight simulation tests have been presented and compared with the results of field tests. The simulation tests were carried out on the basis of the created mathematical and physical models of the missile. The obtained results confirm the correctness of the assumptions and characteristics adopted for the simulation model. A distance between a missile launcher and a target during field test, presented in the paper, was 2400 m. Missile behaviour in flight was consistent with the simulation results, what is shown in figures 9, 10, and 11. The velocity of the projectile throughout the flight was sufficient to provide adequate control force. The velocity vector of the projectile at the moment of impact with the target is inclined to the horizontal plane at an angle of -26ᵒ. Approximately 0.2 s before missile hitting the target, an inclination angle of the projectile body was -35ᵒ. This is due to high value of control command signal developed by the autopilot at that moment. In the actual moment of missile hitting, the target value of control command signal was low causing a change of an inclination angle of the projectile body up to the value of -23ᵒ. It is advisable to modify the PIRAT’s missile control algorithm to increase an inclination angle of the velocity vector at the moment of missile hitting the target, as well as to increase an angle of inclination of the missile body when it hits the target.
Źródło:
Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa; 2023, 14, 3 (53); 9--24
2081-5891
Pojawia się w:
Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Practical aspects of identification of the aerodynamic characteristics
Praktyczne uwagi w identyfikacji charakterystyk aerodynamicznych
Autorzy:
Goszczyński, J. A.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/280394.pdf
Data publikacji:
2006
Wydawca:
Polskie Towarzystwo Mechaniki Teoretycznej i Stosowanej
Tematy:
dynamika lotu
model nieliniowy
symulacja lotu
identyfikacja charakterystyk aerodynamicznych
dynamics of flight
non-linear model
flight simulation
aerodynamic characteristics identification
Opis:
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.
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.
Źródło:
Journal of Theoretical and Applied Mechanics; 2006, 44, 1; 31-50
1429-2955
Pojawia się w:
Journal of Theoretical and Applied Mechanics
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
An evasive manoeuvre, automatically controlled to avoid the one of a group of many obstacles moving in a vicinity of flying airplane
Automatycznie sterowany manewr omijania jednej spośród grupy przeszkód poruszających się w otoczeniu lecącego samolotu
Autorzy:
Graffstein, J.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/222249.pdf
Data publikacji:
2017
Wydawca:
Akademia Marynarki Wojennej. Wydział Dowodzenia i Operacji Morskich
Tematy:
obstacle avoidance
anticollision systems
computer simulation
flight dynamics
unikanie przeszkód
systemy antykolizyjne
symulacja komputerowa
dynamika lotu
Opis:
Detection of a collision threat and an appropriate decision on passing by an obstacle are necessary for solving the problem of collision avoidance in case of aircraft motion within the airspace. In the article a method for detecting a threat of collision with the obstacle is presented for the case of many moving objects appearing within the neighbourhood of the aircraft. The analysis of an algorithm for making a preliminary decision on avoiding a collision with more than one moving obstacle was carried out. The shape of a class of evasive trajectories was proposed, and its reliability was proved. Numerical simulations of flight were completed for the considered type of aircraft in aforementioned conditions. The scope of these simulations covered all phases of obstacle avoiding manoeuvre, including a return to a straight-line part of flight trajectory pre planned before the start.
Do rozwiązania problemu unikania przeszkód przez poruszający się samolot w przestrzeni powietrznej niezbędne jest wykrycie zagrożenia kolizji oraz podjęcie właściwej decyzji o sposobie ominięcia przeszkody. W artykule przedstawiono sposób wykrywania niebezpieczeństwa zderzenia z przeszkodą dla przypadku, gdy w otoczeniu samolotu znajduje się wiele ruchomych obiektów. Przeprowadzono analizę algorytmu podejmowania wstępnych decyzji o sposobie unikania kolizji z więcej niż jedną ruchomą przeszkodą. Zaproponowano kształt klasy trajektorii manewru omijania i potwierdzono jej wykonalność na drodze symulacji numerycznej. Wykonano symulację numeryczną lotu przyjętego typu samolotu we wspomnianych warunkach. Zakres tych symulacji obejmował wszystkie fazy manewru omijania przeszkody, włącznie z powrotem do prostoliniowego odcinka lotu, stanowiącego fragment trasy zaplanowanej przed startem.
Źródło:
Zeszyty Naukowe Akademii Marynarki Wojennej; 2017, R. 58 nr 2 (209), 2 (209); 39-49
0860-889X
Pojawia się w:
Zeszyty Naukowe Akademii Marynarki Wojennej
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Analysis of selected variables characterising the manoeuvre for moving obstacle avoidance
Analiza wybranych zmiennych charakterystycznych dla manewru omijania ruchomej przeszkody
Autorzy:
Graffstein, J.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/222264.pdf
Data publikacji:
2015
Wydawca:
Akademia Marynarki Wojennej. Wydział Dowodzenia i Operacji Morskich
Tematy:
obstacle avoidance
anticollision systems
computer simulation
flight dynamics
omijanie przeszkód
systemy antykolizyjne
komputerowa symulacja
dynamika lotu
Opis:
The article is focused on the results of analysis aimed at selected variables, which are found to be important for the automatic flight control in case of passing by a moving obstacle. Considerations are focused on parameters describing an aircraft — moving obstacle system. Numerical simulation of the selected anti-collision, automatically controlled manoeuvre has been carried out. On the basis of this example, the effect has been analysed that parameters, found to be necessary for the realisation of such a manoeuvre, exert on state variables and variables describing the relations between discussed objects. The results obtained can be treated as the source of information opening the deeper insight into a behaviour of the controlled aircraft in case of known scenario of obstacle’s motion.
W artykule przedstawiono wyniki analizy wybranych zmiennych istotnych z punktu widzenia automatycznego sterowania samolotem podczas omijania ruchomej przeszkody. Rozważania dotyczyły przebiegu parametrów opisujących układ samolot — ruchoma przeszkoda. Przeprowadzono numeryczną symulację wybranego automatycznie sterowanego manewru antykolizyjnego. Na tym przykładzie przeanalizowano wpływ parametrów niezbędnych do jego realizacji na zmienne stanu lotu samolotu i zmienne opisujące wzajemne relacje omawianych obiektów. Uzyskane wyniki stanowią źródło informacji pozwalających na lepsze zrozumienie zachowania sterowanego samolotu dla znanej konfiguracji ruchu przeszkody.
Źródło:
Zeszyty Naukowe Akademii Marynarki Wojennej; 2015, R. 56 nr 2 (201), 2 (201); 13-21
0860-889X
Pojawia się w:
Zeszyty Naukowe Akademii Marynarki Wojennej
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Wyświetlanie 1-15 z 35

Ta witryna wykorzystuje pliki cookies do przechowywania informacji na Twoim komputerze. Pliki cookies stosujemy w celu świadczenia usług na najwyższym poziomie, w tym w sposób dostosowany do indywidualnych potrzeb. Korzystanie z witryny bez zmiany ustawień dotyczących cookies oznacza, że będą one zamieszczane w Twoim komputerze. W każdym momencie możesz dokonać zmiany ustawień dotyczących cookies