Fractional-Order Discrete-Time Laguerre Filters: A New Tool for Modeling and Stability Analysis of Fractional-Order LTI SISO Systems

This paper presents new results on modeling and analysis of dynamics of fractional-order discrete-time linear time-invariant single-input single-output (LTI SISO) systems by means of new, two-layer, “fractional-order discrete-time Laguerre filters.” It is interesting that the fractionality of the filters at the upper system dynamics layer is directly projected from the lower Laguerre-based approximation layer for the Grünwald-Letnikov difference. A new stability criterion for discrete-time fractional-order Laguerre-based LTI SISO systems is introduced and supplemented with a stability preservation analysis. Both the stability criterion and the stability preservation analysis bring up rather surprising results, which is illustrated with simulation examples

Feasibility study and design of cherenkov-type detectors for measurements of fast electrons within tokamaks

The paper presents feasibility and design studies of the Cherenkov-type detectors designed for measurements of energetic electrons within tokamak devices. The technique in question enables the identification of electron beams, the determination of their spatial distribution, as well as the measurements of their temporal characteristics. On the basis of the presented analyses, i.e. heat transfer studies, a prototype of the Cherenkov measuring head has been designed, constructed and tested within CASTOR tokamak. Obtained experimental results demonstrated that relatively intense Cherenkov signals appear particularly during the final phase of the discharge, when the expanding plasma column reaches the detector.З’ясовуються можливості застосування та розрахунку детекторів Черенкова для реєстрації високоенергетичних електронів в токамаках. Метод, що розглядається, дозволяє виявляти електронні пучки, визначати їх просторовий розподіл, а також вимірювати їх часові характеристики. На основі проведеного аналізу, тобто вивчення теплопередачі, був розроблений та виготовлений прототип вимірювальної головки детектора Черенкова, який було випробувано на токамаці CASTOR. Одержані експериментальні результати показують, що досить інтенсивні сигнали з датчика Черенкова виникають, зокрема, на останній стадії розряду, коли плазмовий шнур, що розширюється, торкається детектора.Исследуются возможности применения и расчёта детекторов Черенкова для регистрации высокоэнергетических электронов в токамаках. Рассматриваемый метод позволяет идентифицировать электронные пучки, определять их распределение в пространстве, а также измерять их временные характеристики. На основе представленного анализа, то есть изучения теплопередачи, разработан и изготовлен прототип измерительной головки детектора Черенкова, который был испытан на токамаке CASTOR. Полученные экспериментальные результаты показывают, что довольно интенсивные сигналы с датчика Черенкова появляются, в частности, на конечной стадии разряда, когда расширяющийся плазменный шнур касается детектора

Simulation prediction of helicopter flight over terrain obstales

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

Simulation investigation of rotor loads and blade deformations in steady states and at boundaries of helicopter flight envelope

Results of calculation of the helicopter main rotor loads and deformations of rotor blades are presented. The simulations concern level flight states and cases of boundary flight envelope such as wind gust, dive recovery and pull-up manoeuvre. The calculations were performed for data of the three-bladed articulated rotor of light helicopter. The method of analysis assumes modelling the rotor blades as elastic axes with sets of lumped masses of blade segments distributed along radius of blade. The model of deformable blade allows flap, lead-lag and pitch motion of blade including effects of out-of-plane bending, in-plane bending and torsion due to aerodynamic and inertial forces and moments acting on the blade. Equations of motion of rotor blades are solved applying Runge-Kutta method. Parameters of blade motion, according to Galerkin method, are considered as a combination of assumed torsion and bending eigen modes of the rotor blade. The rotor loads, in all considered cases of flight states, are calculated for quasi-steady conditions assuming the constant value of the following parameters: rotor rotational speed, position of the main rotor axis in air and position of swashplate due to rotor axis which defines the collective and cyclic control pitch angle of blades. The results of calculations of rotor loads and blade deflections are presented in form of timeruns and as distributions on rotor disk due to blade elements radial and azimuthal positions. The simulation investigation may help to collect data for prediction the fatigue strength of blade applying results for steady flight states and for definition the extreme loads for boundaries of helicopter flight envelope

A SIMULATION ANALYSIS OF BEHAVIOUR OF SHIP-BORNE HELICOPTER MAIN ROTOR DUE TO SHIP MOTION

The paper presents a simulation method of analysis of the couplings between rotor blades motion and helicopter fuselage standing on ship deck at the phase of take-off or landing when whirling rotor generates thrust less than weight of the helicopter. The oscillating motion of the ship deck due to waves is considered. The physical model includes the helicopter fuselage treated as the stiff body supported by units of springs and dampers corresponding to landing gear characteristics. The rotor blades are modelled by elastic axes with distributed lumped masses of blade segments. The equations of fuselage and rotor blades motion are solved applying Runge-Kutta method. According to the Galerkin method, parameters of rotor blades motion are assumed as a resultant combination of considered blade torsion and bending eigen modes. Data of the light helicopter with three-bladed rotor are applied for the simulation of the rotorcraft behaviour aboard the ship. The calculations concerning helicopter standing on the fixed plane and on oscillating ship deck show influence of ship movement on fuselage motion and rotor blades deflections, flapping, and lead-lag motion. Moreover, simulations show influence of the side wind and control of the rotor swash-plate deflections. The additional unit of blade eigen modes and frequencies is applied to model the blade hitting to the flapping limiter, which can occur at the low rotation speed of the rotor. Temporary contact of the articulated blade with limiter changes its boundary conditions, which can rapidly increase the blade bending moments. The simulation method enables to determine conditions of safe operations of ship-borne helicopters without exceeding the limits and generating the excessive blade loads

Eksperymentalne i symulacyjne określenie wielkości obciążeń układu sterowania wirnikiem śmigłowca

Paper presents measured data of ILX-27 helicopter test in hover condition compared to simulation calculations concerning loads of a rotor control system. Used computing program for rotor loads calculation comprises a model of rotor blade treated as a elastic axis with a set of lumped masses. The results of simulation calculations also include predicted level of rotor control system loads for some other than hover states of flight.Przedstawiono porównanie wyników pomiarów z prób w zawisie śmigłowca ILX-27 oraz obliczeń symulacyjnych dotyczących obciążeń układu sterowania wirnikiem nośnym. Do obliczeń użyto program komputerowy do wyznaczania obciążeń wirnika śmigłowca z uwzględnieniem odkształcalności łopat. Obliczeniowo wyznaczono poziom obciążeń układu sterowania wirnikiem w wybranych stanach lotu śmigłowca

Porównanie własności wirnika nośnego śmigłowca przy różnej sztywności połączenia łopaty z głowicą wirnika

The paper presents results of simulation calculations concerning an influence of stiffness of blade-hub connection on rotor loads and blades deflections in hover, level flight and pull up maneuver. The three versions of rotor are considered with articulated, elastic and stiff connections of blades and hub. The blades with the same distributions of stiffness, mass and the same aerodynamic characteristics are applied for all rotor cases. The rotor loads are calculated applying Runge-Kutta method to solve the equations of motion of deformable blades. According to the Galerkin method, the parameters of blades motion are treated as combination of considered blade bending and torsion eigen modes. The results of calculations indicate for possibility to generate the greater rotor control moments and to improve helicopter maneuverability in the case of applying the non-changed blade of articulated rotor combined with elastic rotor hub.W pracy przedstawiono wyniki obliczeń symulacyjnych dotyczących wpływu sztywności połączenia łopat z głowicą na poziom obciążeń wirnika i odkształceń łopat w warunkach zawisu, lotu poziomego i wyrwania. Przyjęto trzy wersje wirnika nośnego z przegubowym, sprężystym i sztywnym połączeniem łopat i głowicy. Dla wszystkich przypadków wirnika przyjęto łopaty identycznym rozkładzie sztywności, mas i charakterystyk aerodynamicznych. Obciążenia wirnika nośnego wyznaczano rozwiązując metodą Runge-Kutta równania ruchu odkształcalnych łopat z uwzględnieniem metody Galerkina, gdzie parametry ruchu łopat traktowano jako złożenie giętnych i skrętnych postaci własnych łopat. Wyniki symulacyjne wskazują na możliwość generacji większych momentów sterujących wirnika i poprawę manewrowości śmigłowca w przypadku zabudowy niezmienianej łopaty wirnika przegubowego w zespole z głowicą sprężystą

A simulation analysis of behaviour of ship-borne helicopter main rotor due to ship motion

The paper presents a simulation method of analysis of the couplings between rotor blades motion and helicopter fuselage standing on ship deck at the phase of take-off or landing when whirling rotor generates thrust less than weight of the helicopter. The oscillating motion of the ship deck due to waves is considered. The physical model includes the helicopter fuselage treated as the stiff body supported by units of springs and dampers corresponding to landing gear characteristics. The rotor blades are modelled by elastic axes with distributed lumped masses of blade segments. The equations of fuselage and rotor blades motion are solved applying Runge-Kutta method. According to the Galerkin method, parameters of rotor blades motion are assumed as a resultant combination of considered blade torsion and bending eigen modes. Data of the light helicopter with three-bladed rotor are applied for the simulation of the rotorcraft behaviour aboard the ship. The calculations concerning helicopter standing on the fixed plane and on oscillating ship deck show influence of ship movement on fuselage motion and rotor blades deflections, flapping, and lead-lag motion. Moreover, simulations show influence of the side wind and control of the rotor swash-plate deflections. The additional unit of blade eigen modes and frequencies is applied to model the blade hitting to the flapping limiter, which can occur at the low rotation speed of the rotor. Temporary contact of the articulated blade with limiter changes its boundary conditions, which can rapidly increase the blade bending moments. The simulation method enables to determine conditions of safe operations of ship-borne helicopters without exceeding the limits and generating the excessive blade loads

Obraz obciążeń i odkształceń łopaty wirnika nośnego smigłowca w wybranych stanach lotu

Paper contains a calculated range of helicopter rotor loads and deformations of the rotor blades which can occur within the flight envelope in different states: hover, level flight, autorotation, pull-up. The rotor loads were determined by using a computer simulating program including the model of the deformable rotor blade. The equations of motion of the rotor blade were solved by applying Galerkin's method. The results of calculations were presented in the form of plots showing time-run of the loads and the distributions of deformations due to the blade azimuth position on the rotor disk.Praca obejmuje określenie poziomu zmian obciążeń wirnika nośnego i odkształceń łopat występujących w różnych warunkach lotu możliwych do wystąpienia w granicach obwiedni stanów lotu śmigłowca: zawis, lot poziomy, autorotacja, wyrwanie. Wartości obciążeń elementów wirnika wyznaczono symulacyjnie z zastosowaniem programu komputerowego uwzględniającego model odkształcalnej łopaty. Do rozwiązania równań ruchu łopat wykorzystano metodę Galerkina. Wyniki obliczeń przedstawiono w formie wykresów pokazujących rozkłady obciążeń i odkształceń

Symulacyjne badania dynamiki i eksploatacji śmigłowca z zastosowaniem sieci neuronowych

The work presents results of simulation investigations of dynamics of a helicopter and loads on its main (lifting) rotor, as well as some operational situations like power failure and defects of rotor blades. A package of software has been elaborated which enables the analysis of work of deformable blades. This package contains some additional procedures to construct model of atmosphere turbulence, influence of the elastic rotor support and effect of operation of the turbine power unit. Simulation programs have been used to generate data later applied for training (process of teaching) neural networks. Presented are results of functioning of neural networks in performing the following tasks: recongnizing rotor blade defects, establishing the height reserve for continuation of flight in case of partial power unit failure and assessing the magnitude of selected components of rotor blade loads.W pracy przedstawiono wyniki badań symulacyjnych dotyczących dynamiki śmigłowca, obciążeń wirnika nośnego, stanów lotu w przypadku awarii napędu oraz uszkodzeń łopat wirnika. Opracowano pakiet oprogramowania umożliwiający analizę pracy odkształcalnych łopat wirnika uzupełniony dodatkowymi procedurami modelującymi turbulencję atmosfery, wpływ sprężystego podparcia wirnika oraz turbinowy zespół napędowy. Programy symulacyjne użyto do generacji danych, wykorzystanych następnie do treningu sieci neuronowych. Przedstawiono wyniki działania sieci neuronowych do następujacych zadań: rozpoznawanie uszkodzeń łopat wirnika, wyznaczanie zapasu wysokości do manewru kontynuacji lotu przy częściowej awarii napedu oraz oszacowanie wielkości wybranych składowych obciążenia łopat wirnika