Temat: flight simulation - Katalog OPAC zbiorów

Skocz do pozycji: 1.

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

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 2.

Tytuł:: Identification of the aircraft control basing on the linear and angular accelerations recorder
Autorzy:: Pyrz, J.
Maryniak, J.
Powiązania:: https://bibliotekanauki.pl/articles/279813.pdf
Data publikacji:: 2000
Wydawca:: Polskie Towarzystwo Mechaniki Teoretycznej i Stosowanej
Tematy:: flight dynamics
flight control
flight simulation
Opis:: A method for identification of the aircraft control based on the recorded linear and angular accelerations is presented in the paper. The aircraft accelerations have been calculated by means of numerical simulation of a flight for specified deflections of the control surfaces. these values have been also applied to reconstruction of the manual control. The computations were made for the I-22 IRYDA M93 aircraft.
Wyznaczanie sterowania samolotu na podstawie zarejestrowanych przyspieszeń liniowych i kątowych. 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 silnika. Nastepnie, wykorzystując tą samą metodę, przeprowadzono próbę odtworzenia tych sterowań. Obliczenia zostały wykonane na przykładzie samolotu I-22 Iryda M93 jako obiekcie testowym.
Źródło:: Journal of Theoretical and Applied Mechanics; 2000, 38, 1; 157-165
1429-2955
Pojawia się w:: Journal of Theoretical and Applied Mechanics
Dostawca treści:: Biblioteka Nauki

Artykuł

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 3.

Tytuł:: An improved numerical approach for inverse simulations of aircraft manoeuvres
Autorzy:: Kowaleczko, G.
Powiązania:: https://bibliotekanauki.pl/articles/280603.pdf
Data publikacji:: 2001
Wydawca:: Polskie Towarzystwo Mechaniki Teoretycznej i Stosowanej
Tematy:: inverse simulation
flight dynamics
Opis:: Method of spatial manoeuvres modelling based on solving the inverse problem of dynamics is presented in this paper. A detailed description of the inverse problem solution is shown. To illustrate the method, results of numerical simulations for two selected manoeuvres are also included.
Modyfikacja numeryczna symulacji odwrotnej manewrów statków powietrznych. W pracy przedstawiono metodę numerycznej symulacji manewrów przestrzennych statków powietrznych. Metoda ta oparta jest rozwiązaniu zagadnienia odwrotnego. Bazuje ona na linearyzacji problemu wokół bieżącego położenia w przestrzeni stanów. Pokazano wyniki symulacji "beczki" wykonywanej przez samolot oraz "wyskoku do zawisu" realizowanego przez śmigłowiec. W drugim przypadku wyniki symulacji porównano z zapisami parametrów lotu zarejestrowanymi w czasie wykonywania takiego manewru.
Źródło:: Journal of Theoretical and Applied Mechanics; 2001, 39, 1; 65-78
1429-2955
Pojawia się w:: Journal of Theoretical and Applied Mechanics
Dostawca treści:: Biblioteka Nauki

Artykuł

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 4.

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

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 5.

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

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 6.

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

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 7.

Tytuł:: Tiltrotor modelling for simulation in various flight conditions
Modelowanie tiltrotora dla symulacji w różnych stanach lotu
Autorzy:: Miller, M.
Narkiewicz, J.
Powiązania:: https://bibliotekanauki.pl/articles/280682.pdf
Data publikacji:: 2006
Wydawca:: Polskie Towarzystwo Mechaniki Teoretycznej i Stosowanej
Tematy:: symulacje
kontrola lotów
tiltrotor
modele statków powietrznych
rotorcraft
flight control
simulation
Opis:: A computer model of a tilt-rotor has been developed for calculating performance, simulating flight and investigating stability and control. The model is composed of a fuselage, wings, an empennage, engine nacelles and rotors. Tiltrotor equations of motion have been obtained by summing up inertia, gravity and aerodynamic loads acting on each part of the aircraft. Aerodynamic loads at wings, empennage and rotor blades have been calculated using a quasisteady model. For rotor induced velocity, the Glauert model has been used. The influence of the rotor inflow wing and empennage aerodynamic loads has been found using the actual value of induced velocity. The computer program of tilt-rotor model has been developed in the MatLab environment. The sub-programs for load calculation have been supplemented by modules for calculation of trim states and stability and control matrices. During the first stage of model investigation, steady flight conditions were calculated, which gave insight into rotorcraft behaviour and model quality.
Opracowano symulacyjny model statku powietrznego typu tiltrotor przeznaczony do symulacji lotu oraz analizy osiągów, stabilności i sterowania. Model wiropłata złożony jest z kadłuba, usterzenia ogonowego, gondoli silnikowych i wirników. Równania ruchu zostały uzyskane przez sumowanie obciążeń od sił bezwładności, grawitacyjnych i aerodynamicznych działających na każdy element statku powietrznego. Obciążenia aerodynamiczne skrzydeł, stateczników i łopat wirników zostały obliczone z zastosowaniem quasistacjonarnego modelu opływu. Do wyznaczania prędkości indukowanej wirników zastosowano model Glauerta. Wpływ strumienia zawirnikowego na skrzydła i stateczniki jest obliczany z wykorzystaniem aktualnej wartości prędkości indukowanej wirników. Program do modelowania wiropłata został opracowany w środowisku MatLab. Program zbudowany jest z modułów obliczeń obciążeń poszczególnych elementów wiropłata, które wykorzystywane są również do wyznaczania warunków lotu ustalonego, stateczności i sterowności. Podczas pierwszego etapu badań wyznaczono warunki ustalonego lotu tiltrotora w różnych konfiguracjach, co pozwoliło zbadać zachowanie i potwierdzić poprawność modelu
Źródło:: Journal of Theoretical and Applied Mechanics; 2006, 44, 4; 881-906
1429-2955
Pojawia się w:: Journal of Theoretical and Applied Mechanics
Dostawca treści:: Biblioteka Nauki

Artykuł

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 8.

Tytuł:: Analiza numeryczna właściwości numerycznych siatkowego pocisku wirującego
Numerical analysis of dynamic characteristics of spin deployed net round
Autorzy:: Mazur, P.
Kupidura, P.
Powiązania:: https://bibliotekanauki.pl/articles/236182.pdf
Data publikacji:: 2009
Wydawca:: Wojskowy Instytut Techniczny Uzbrojenia
Tematy:: symulacja lotu
analiza numeryczna
flight simulation
numerical analysis
Opis:: W artykule przedstawiono wybrane założenia konstrukcyjne, krótki opis budowy, przyjętą metodykę i wyniki numerycznej symulacji lotu wirującego pocisku siatkowego do prototypowego naboju granatnikowego 40 x 46 mm SR. Nabój aktualnie znajduje się w fazie badań w Wojskowej Akademii Technicznej.
The main construction requirements, short technical specification and description of numerical method used for spin deployed net grenade flight simulation and some obtained results as well are included into this paper. The grenade, designed for prototype 40 x 46 mm SR grenade round, is currently being tested in Military University of Technology.
Źródło:: Problemy Techniki Uzbrojenia; 2009, R. 38, z. 109; 157-165
1230-3801
Pojawia się w:: Problemy Techniki Uzbrojenia
Dostawca treści:: Biblioteka Nauki

Artykuł

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 9.

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

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 10.

Tytuł:: Symulacyjne określanie parametrów przelotu śmigłowca ponad przeszkodą
Simulation prediction of helicopter flight over terrain obstales
Autorzy:: Stanisławski, J.
Powiązania:: https://bibliotekanauki.pl/articles/213019.pdf
Data publikacji:: 2011
Wydawca:: Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
Tematy:: symulacja
parametry przelotu
śmigłowiec
simulation
helicopter flight over terreain obstales
Opis:: Zadania stawiane załogom śmigłowców często wymagają wykonywania lotów na małej wysokości. Duże prawdopodobieństwo napotykania przeszkód terenowych wpływa na podnoszenie poziomu ryzyka lotów w bliskości powierzchni terenu. Pokładowy układ wspomagania pilota wyznaczający w przyśpieszonej skali czasu dystans niezbędny do przeprowadzenia manewru przeskoku ponad przeszkodą może przyczynić się do zwiększenia marginesów bezpieczeństwa w lotach śmigłowców w pobliżu ziemi. Opracowano oprogramowanie umożliwiające symulacyjne wyznaczanie sposobu przeprowadzenia przeskoku śmigłowca ponad przeszkodą z określeniem dystansu niezbędnego do wykonania manewru. Opisano model dynamiki lotu śmigłowca z wyróżnionymi fazami składowymi manewru. Działania pilota modelowano w sposób pośredni wyznaczając w kolejnych krokach czasowych zmiany przyspieszeń śmigłowca możliwe do zrealizowania bez przekraczania przyjętych ograniczeń konstrukcyjnych i eksploatacyjnych. Przedstawiono wyniki obliczeń dotyczących przeprowadzenia manewru przeskoku z ograniczeniem chwilowej wysokości lotu w zadanym zakresie przewyższenia ponad przeszkodą.
Helicopter mission often demands flying at low altitude where possibility of collision with terrain obstacles is high. Onboard device detecting the obstacle and predicting in advance time distance necessary to perform manoeuvre of flying above the obstacle could help the pilot to preserve margin of safety flight. Computer program for calculation of helicopter flight path and demanded control was prepared. Results of simulation concerning helicopter flights over the obstacles were presented.
Źródło:: Prace Instytutu Lotnictwa; 2011, 10 (219); 297-314
0509-6669
2300-5408
Pojawia się w:: Prace Instytutu Lotnictwa
Dostawca treści:: Biblioteka Nauki

Artykuł

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 11.

Tytuł:: Mathematical modeling, simulation and identification of micro coaxial helicopter
Autorzy:: Muhammad, H.
Thien, H. P.
Mulyanto, T.
Powiązania:: https://bibliotekanauki.pl/articles/246636.pdf
Data publikacji:: 2012
Wydawca:: Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych
Tematy:: micro coaxial helicopter
mathematical modelling
flight simulation
parameter identification
Opis:: Micro Coaxial Helicopter with compact size and vertical takeoff ability offers a good Micro Aerial Vehicle (MAV) configuration to handle indoor mission such as search, rescue and surveillance. An autonomous MAV helicopter equipped with micro vision devices could provide more information of the scene, in which the human present is risky. Toward an autonomous flight, mathematical model of the helicopter should be obtained before controller design takes place. This paper will discuss the mathematical modelling, simulation and identification of a micro coaxial helicopter. The mathematical model of the micro coaxial helicopter will be presented, in which total forces and moment are expressed as a Taylor series expansion as function of the state and control variables. The mathematical model will be used to simulate the helicopter responses due to control input. The simulation was used to obtain better understanding of the characteristics of the helicopter before flight test program are performed. Flight test program dedicated to identify the parameter of the micro coaxial helicopter have been carried out. The micro coaxial helicopter was instrumented with sensory system to measure some input and output variables. The use of Kalman filter to estimate the state and total least squares to estimate the aerodynamic parameter of micro coaxial helicopter based on the flight test data will be presented. Some identification results and model validation will be given in this paper.
Źródło:: Journal of KONES; 2012, 19, 2; 353-364
1231-4005
2354-0133
Pojawia się w:: Journal of KONES
Dostawca treści:: Biblioteka Nauki

Artykuł

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 12.

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

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 13.

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

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 14.

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

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 15.

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

Zmień widok

na półce

Informacja

Wyszukujesz frazę "flight simulation" wg kryterium: Temat

Źródło danych

Dostawca treści

Kolekcja

Rok wydania

Wydawca

Temat

Autor

Typ dokumentu

Język