Ograniczanie wyników
Czasopisma help
Autorzy help
Lata help
Preferencje help
Widoczny [Schowaj] Abstrakt
Liczba wyników

Znaleziono wyników: 98

Liczba wyników na stronie
first rewind previous Strona / 5 next fast forward last
Wyniki wyszukiwania
Wyszukiwano:
w słowach kluczowych:  helicopter
help Sortuj według:

help Ogranicz wyniki do:
first rewind previous Strona / 5 next fast forward last
1
Content available Performance of quiet helicopter
EN
Noise generated by helicopters is one of the main problems associated with the operation of rotorcrafts. Requirements for reduction of helicopter noise were reflected in the regulations introducing lower limits of acceptable rotorcraft noise. A significant source of noise generated by helicopters are the main rotor and tail rotor blades. Radical noise reduction can be obtained by slowing down the blade tips speed of main and tail rotors. Reducing the rotational speed of the blades may decrease rotor thrust and diminish helicopter performance. The problem can be solved by attaching more blades to main rotor. The paper presents results of calculation regarding improvement of the helicopter performance which can be achieved for reduced rotor speed but with increased number of rotor blades. The calculations were performed for data of hypothetical light helicopter. Results of simulation include rotor loads and blade deformations in chosen flight conditions. Equations of motion of flexible rotor blades were solved using the Galerkin method which takes into account selected eigen modes of the blades. The simulation analyzes can help to determine the performance and loads of a quiet helicopter with reduced rotor speed within the operational envelope of helicopter flight states.
PL
Hałas generowany przez śmigłowce jest jednym z głównych problemów związanych z eksploatacją wiropłatów. Wymagania ograniczenia hałasu śmigłowców znalazły odzwierciedlenie w przepisach zakładających zmniejszenie hałasu wytwarzanego przez wiropłaty. Znaczącym źródłem hałasu generowanego przez śmigłowce są łopaty wirnika nośnego oraz śmigła ogonowego. Znaczące obniżenie hałasu może być uzyskane w wyniku zmniejszenia prędkości końcówek łopat wirnika i śmigła ogonowego. Zmniejszenie prędkości obrotowej łopat pociąga za sobą spadek wytwarzanego ciągu wirnika i zmniejszenie osiągów śmigłowca. Rozwiązaniem problemu może być zastosowanie większej liczby łopat wirnika. W pracy przedstawiono obliczeniowe wyniki dotyczące możliwych do uzyskania osiągów śmigłowca przy obniżonej prędkości obrotowej wirnika i zwiększonej liczbie łopat. Obliczenia przeprowadzono dla danych masowych hipotetycznego śmigłowca lekkiego. Wykonano symulacyjne obliczenia obciążeń wirnika i odkształceń łopat w kilku stanach lotu śmigłowca rozwiązując równania ruchu elastycznych łopat wirnika z zastosowaniem metody Galerkina przy uwzględnieniu wybranych postaci własnych łopat. Uwzględniono możliwość regulacji obrotów wirnika w zależności od stanu lotu. Przeprowadzone analizy mogą znaleźć zastosowanie przy określaniu parametrów wirnika cichego śmigłowca ze zmniejszoną prędkością wirnika dla obwiedni stanów lotu śmigłowca.
EN
This article contains a description and analysis of the hypothetical application of the inland barge as an "aircraft carrier" with observation aircraft, both manned helicopters and unmanned drones. The equipment of the barge would include the infrastructure of aircraft servicing, storage and social space. This is the first presentation of such an idea in Polish literature and a continuation of previous researches on drones by the same author.
EN
According to the applicable regulations, in the case of a decision on the location of an investment consisting in the construction and commissioning of a helicopter landing field, it is necessary to carry out an environmental impact assessment. At the same time, due to the emission of noise related to the expected change of acoustic climate parameters, the indicators required under the applicable law related to building acoustics and also impact of vibration on the structure of buildings should be taken into account. The article discusses particular groups of issues related to the assessment of the impact of helicopter landing field on the environment and the hospital building. On the basis of the presented results of analyzes, a postulate concerning the necessity of introducing a comprehensive assessment methodology, including specific groups of issues, was formulated.
EN
The paper presents simulation method and results of calculations determining behavior of helicopter and landing site loads which are generated during phase of the helicopter take-off and landing. For helicopter with whirling rotor standing on ground or touching it, the loads of landing gear depend on the parameters of helicopter movement, occurrence of wind gusts and control of pitch angle of the rotor blades . The considered model of helicopter consists of the fuselage and main transmission treated as rigid bodies connected with elastic elements. The fuselage is supported by landing gear modeled by units of spring and damping elements. The rotor blades are modeled as elastic axes with sets of lumped masses of blade segments distributed along them. The Runge-Kutta method was used to solve the equations of motion of the helicopter model. According to the Galerkin method, it was assumed that the parameters of the elastic blade motion can be treated as a combination of its bending and torsion eigen modes. For calculations, data of a hypothetical light helicopter were applied. Simulation results were presented for the cases of landing helicopter touching ground with different vertical speed and for phase of take-off including influence of rotor speed changes, wind gust and control of blade pitch. The simulation method may help to define the limits of helicopter safe operation on the landing surfaces.
PL
W pracy przedstawiono metodę symulacyjną wyznaczania obciążeń lądowiska generowanych przez podwozie śmigłowca w fazie startu lub lądowania. Przy wirującym wirniku wielkość obciążenia podwozia śmigłowca może zmieniać się w zależności od parametrów ruchu śmigłowca w momencie zetknięcia podwozia z podłożem, sterowaniem kątem nastawienia łopat, wystąpieniem podmuchów. Rozważany model fizyczny śmigłowca składa się z kadłuba i przekładni głównej traktowanych jako ciała sztywne połączone elementami sprężystymi. Kadłub podparty jest na podwoziu modelowanym przez układ elementów sprężystych i tłumiących. Łopaty wirnika nośnego zastąpiono osiami elastycznymi z rozmieszczonymi wzdłuż nich masami skupionymi segmentów łopat. Do rozwiązania równań ruchu modelu śmigłowca zastosowano metodę Runge-Kutta. Zgodnie z metodą Galerkina przyjęto, że parametry ruchu odkształcalnych łopat można traktować jako złożenie uwzględnianych giętnych i skrętnych postaci własnych. Do obliczeń symulacyjnych wykorzystano dane hypotetycznego śmigłowca lekkiego. Przedstawiono symulacyjne wyniki dotyczące zachowania się śmigłowca w trakcie zetknięcia się z podłożem oraz dotyczące zmian obciążeń wirnika i podwozia przy wystąpieniu podmuchów lub wprowadzeniu sterowaniu skokiem łopat wirnika nośnego. Metoda symulacyjna może być przydatna przy określeniu granic bezpiecznej eksploatacji śmigłowca.
5
Content available Simulation of boundary states of helicopter flight
EN
Results of simulation of main rotor blade loads and deformations, which can be generated during boundary states of helicopter flight, are presented. Concerned cases of flight envelope include hover at maximum height, level flight at high velocity, pull-up manoeuvres applying cyclic pitch and mixed collective and cyclic control. The simulation calculations were executed for data of light helicopter with three-bladed articulated rotor. For analysis, the real blades are treated as elastic axes with distributed masses of blade segments. The model of deformable blade allows for out-of-plane bending, in plane bending, and torsion. For assumed flight state of helicopter, the equations of rotor blades motion are solved applying Runge-Kutta method. According to Galerkin method, for each concerned azimuthal position of blade the parameters of its motions are assumed as a combination of considered bending and torsion eigen modes of the blade. The loads of rotor blades generated during flight depend due to velocity of flight, helicopter mass, position of rotor axis in air and deflections of swashplate that correspond to collective and cyclic pitch angle applied to rotor blades. The results of simulations presenting rotor loads and blade deformations are shown in form of timeruns and as plots of rotor-disk distributions. The simulations of helicopter flight states may be useful for prediction the conditions of flight-tests without exceeding safety boundaries or may help to define limitations for manoeuvre and control of helicopter.
EN
The article discusses the method of modelling of the helicopter main rotor aerodynamic loads during steady state flight and manoeuvres. The ability to determine these loads was created by taking into account the motion of each blade relative to the hinges and was a result of the applied method of aerodynamic loads calculating. The first part of the work discusses the basic relationships that were used to build the mathematical model of helicopter flight. The focus was also on the method of calculating of the aerodynamic forces generated by the rotor blades. The results of simulations dedicated to the "jump to hover" manoeuvre were discussed, showing the possibilities of analysing aerodynamic loads occurring in unsteady flights. The main rotor is considered separately in an “autonomous” way and treated as a source of averaged forces and moments transferred to the hub. The motion of individual blades is neglected, and their aerodynamic characteristics are radically simplified. The motion of individual blades is neglected, and their aerodynamic characteristics are radically simplified. This can lead to significant errors when attempting to model dynamic helicopter manoeuvres. The more complex model of helicopter dynamics is discussed.
EN
The article presents the analysis of anomaly of rotor dynamics in ultra-light helicopter - Robinson R22. Robinson R22 is two-seat, two-blade main rotor and single-engine helicopter, well known as simple and common used aircraft because of low price and high availability. At the same time, large number of accidents and strictly defined rules (recommended piloting technique) and weather condition for safe flight show disadvantages of Robinson R22. The reason for considering this topic is the analysis of different flight properties and helicopter behaviour as well as easy entering into dangerous flight manoeuvre. In the article different flight properties and loss of control during the pull-up, manoeuvre or vertical gusts of wind and mast bumping accidents were analysed. Analysis shows that problem may be caused by construction of three-hinged rotor hub, designed and patented by F. Robinson. Article presents model of rotor hub and review of main rotor and rotor hub construction in light helicopters. Because of number of accidents, caused by the unusual behaviour of Robinson R22, restrictive pilotage rules were introduced: prohibition of flight in certain weather conditions, the necessity of attending additional training conducted by trained instructors. To reduce the probability of an accident a special instruction for specific Robinson R22 properties was created. Moreover, the statistics of accidents resulting from loss of control and review of legal changes caused by Robinson R22 accidents are presented.
EN
The fatigue test was carried out on an element of a rotor blade removed from the Mi-2 helicopter. The purpose of the test was to check the fatigue strength of the repaired rotor blade. Metal composite rotor blades have a metal spar in the form of a box and the trailing sections in the form of metallic honeycomb sandwich panels. The trailing sections are bonded to the spar. The repair had been carried out at the point where the trailing section became debonded from the spar at the Air Force Institute of Technology in Warsaw using a methodology developed for carrying out repairs of rotor blades’ damage. All types of the Mi family helicopters are equipped with metal composite rotors blades. Depending on MTOW (Maximum Take-Off Weight) and destination of helicopters, blades differ in dimensions, but their design solutions are practically the same. For this reason, the developed repair methodology can be used for all characteristic rotor blades structures for Mi helicopters. The fatigue test was performed at the Łukasiewicz - Institute of Aviation in Warsaw, using a hydraulically driven fatigue machine. The fatigue test was carried out by performing over 1.1 million load cycles. In repair places, upon completion of fatigue testing, no damage was found.
9
Content available Modernizacja Sił Powietrznych Federacji Rosyjskiej
PL
Artykuł zawiera informacje dotyczące modernizacji rosyjskich sił powietrznych. Informacje dotyczą bieżącej realizacji założonych celów w zwiększaniu potencjału myśliwców, bombowców, samolotów specjalistycznych i transportowych, a także śmigłowców bojowych, ich obecnego stanu i planów rozwojowych na najbliższe kilkanaście lat.
EN
The paper contains information about the modernization of the Russian Air Forces. The information provided to the current implementation of the assumed goals in increasing the potential of fighters, bombers, specials and transports aviations as well as combat helicopters, their current status and development plans in the next dozen years.
PL
Przedstawiono sylwetkę inżyniera Franka N. Piaseckiego i jego pionierskie osiągnięcia w budowie śmigłowców. W roku 2010 odsłonięta została w Filadelfii tablica poświęcona temu wybitnemu amerykańskiemu konstruktorowi polskiego pochodzenia.
EN
The figure of engineer Frank. N. Piasecki and his pioneering achievements in the construction of helicopters are presented. In 2010, a plaque dedicated to this outstanding American designer of Polish descent was unveiled in Philadelphia.
EN
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.
PL
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.
12
Content available remote Polish experience from the operation of helicopters under harsh conditions
EN
The result of operating the military helicopters in a dusty environment is a loss of performance and premature failures of gas paths of the engines. The efficient protection of the power plant against dust ingestion is tough, especially in the desert. The article summarises the experience accumulated while operating the military helicopters under harsh conditions in Poland and during foreign missions. There were characterised the types of conducted missions, operated helicopters, protection methods of engines and common failures. It was stated that the performance of TV3-117 engines and their particle separation systems was insufficient in the mountains and on the desert (Iraq and Afghanistan). The deterioration of gas paths resulted in the loss of helicopters’ performance and substantially contributed to the few aircraft incidents. The experience gained during foreign missions is used in training the crews and ground personnel and in the programmes of modernisation and renewal of the helicopter fleet.
PL
Wynikiem użytkowania śmigłowców wojskowych w warunkach zapylenia jest zmniejszenie osiągów i przedwczesne uszkodzenia traktów gazowych silników. Skuteczna ochrona zespołu napędowego przed pyłem jest bardzo trudna, szczególnie w terenie pustynnym. W artykule zebrano doświadczenia z użytkowania śmigłowców wojskowych w trudnych warunkach w kraju i na misjach zagranicznych. Scharakteryzowano rodzaje wykonywanych misji, stosowane typy śmigłowców, metody ochrony silników i typowe uszkodzenia. Stwierdzono, że osiągi stosowanych silników rodziny TV3-117 i ich systemów odpylania były niewystarczające w warunkach górskich i pustynnych (misje w Iraku i Afganistanie). Deterioracja traktów gazowych silników spowodowała zmniejszenie osiągów śmigłowców i istotnie przyczyniła się do kilku incydentów lotniczych. Doświadczenia zdobyte w trakcie misji zagranicznych są wykorzystywane przy szkoleniu załóg i personelu technicznego oraz w programach modernizacji i wymiany floty śmigłowców.
13
Content available remote Sposoby zabudowy silnika tłokowego przeciwsobnego do śmigłowca
PL
W artykule przedstawiono podział śmigłowców, ukazano również, jak na przestrzeni lat zmieniały się rozwiązania konstrukcyjne dotyczące napędu w śmigłowcach. W pracy przedstawione są również rodzaje silników tłokowych z naciskiem na zastosowanie ich w konkretnych modelach śmigłowców. Najszczegółowiej opisany został silnik przeciwsobny o przeciwległym ułożeniu cylindrów, a także przedstawiono szczegółowy opis wad oraz zalet tego silnika, przykłady zastosowań silnika w śmigłowcach. W części projektowej pracy ukazana została geometria oraz dokumentacja techniczna silnika przeciwsobnego ROTAX 914.
EN
The article presents classification of helicopters as well as how the propelling module design of a helicopter has been changing over the years. The paper contains the presentation of piston engines, with emphasis on their use in particular models. The most detailed description refers to the boxer engine with opposite cylinder position, containing also a complete list of its advantages and disadvantages. It also presents the helicopters in which this type of an engine was used. The project part of the paper presents the boxer engine ROTAX 914 geometry with its technical specification.
EN
The paper presents the heavy lifting modification of radio controlled T-Rex 700 DFC PRO helicopter which was originally designed as acrobatic machine. The purpose of designing machine like this is a need for a cheap and reliable machine specifically designed to carry weights for research and development purposes. Thanks to its design there is a possibility to attach to it a measuring apparatus, modules like auto-pilot, and weights. It can be also used to test wide range of rotors and other components which makes it very universal research tool. To achieve those goals the whole frame and landing gear has been redesigned using NX 11 CAD/CAM/CAE to achieve desired cargo space and weight distribution. Additionally the tail has been lengthened to allow use of the rotors with bigger diagonal. All the applied changes has been made to increase the machine payload. The designed elements were fabricated and the helicopter has been tested in flight. During the test flights several performance parameters were measured.
PL
Artykuł niniejszy prezentuje modyfikację do wersji udźwigowej zdalnie sterowanego śmigłowca T-REX 700 PRO DFC, oryginalnie zbudowanego do akrobacji lotniczych. Celem powstania modyfikacji jest zapotrzebowanie na tanie i niezawodne maszyny bezzałogowe do przenoszenia ładunków zarówno dla celów badawczych jak i komercyjnych. Konstrukcja zmodyfikowanego śmigłowca umożliwia przenoszenie aparatury pomiarowej, modułów dodatkowych (np. autopilota) i ładunków. Maszyna ta może być również użyta jako stanowisko testowe dla wirników nośnych i innych podzespołów. Aby spełnić te wymagania rama nośna śmigłowca oraz podwozie zostały przeprojektowane z wykorzystaniem technik CAD/CAM/CAE aby zapewnić uzyskanie odpowiednich przestrzeni ładunkowych oraz właściwe rozmieszczenie wyposażenia. Dodatkowo belka ogonowa została wydłużona, co pozwala na zastosowanie dłuższych łopat wirnika nośnego. Wykonane zmiany doprowadziły do znacznego powiększenia przenoszonego ładunku użytecznego. Zaprojektowane elementy zostały wykonane i przebudowany śmigłowiec został przetestowany w locie. Podczas prób mierzone były podstawowe parametry osiągowe śmigłowca.
EN
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.
EN
Helicopters, in comparison to other aircrafts, have much lower flight speeds and manoeuvrability, which makes them easy targets for actual combat assets like ground to air or air-to-air infrared-guided missiles. Current techniques aim to increase the combat effectiveness and lifetime of military helicopters performing combat missions by reducing the possibility of their detection on battlefield, thereby increasing their flight time without fire attack and reduce effects of potential strike. When designing new helicopter types, especially for combat applications, it is essential to pay enormous attention to infrared emissions of the solid parts composing the helicopter’s structure, as well as to exhaust gases egressing from the engine’s exhaust system. Due to their high temperature, exhaust gases, egressed to the surrounding are a major factor in infrared radiation emission level and, in consequence, detectability of a helicopter performing air combat operations. This article presents the possibility to decrease the infrared radiation level that is emitted to the environment by helicopter in flight, by cooling hot exhaust in special ejective cooler. Article presents also the exhaust cooler operation principles and results of numeric analysis of concept exhaust cooler adapted to cooperate with PA-10W turbine engine. Numeric analysis presented promising results in decreasing the infrared emission level by PA W-3 helicopter in flight, as well as increasing its stealth properties.
17
Content available remote Eksploatacja techniczna śmigłowca SW-4
PL
Od wielu lat bardzo zauważalny stał się rozwój światowego lotnictwa zarówno wojskowego, jak i cywilnego. Miarą tego postępu była budowa, osiągi nowych statków powietrznych (SP) oraz koszty i czas ich eksploatacji. Przez lata dążono do skonstruowania SP o bardzo wyrafinowanych konstrukcjach, bardzo wysokim współczynniku niezawodności oraz prostocie obsługi. Niniejszy artykuł poświęcony jest śmigłowcowi SW-4 „Puszczyk”, służącemu w strukturach Sił Powietrznych jako śmigłowiec szkolny. Autor przedstawia jego eksploatację techniczną i konstrukcję.
EN
The development of global aviation, both military as well as civilian has been no- ticeable for many years. The construction, performance of new types of aircraft, the cost and time of their operation were the measure of this development. The constructors have striven to design aircraft characterized by sophisticated structure, very high coefficient of reliability and simplicity of use. The article is dedicated to the helicopter Sw-4 “Puszczyk” (Tawny Owl), used in Polish Airforce as a training helicopter. The author presents its technical operation and design.
EN
The article presents the results of a laboratory gear stage with regard to deepening its consumption. In addition, the study looked at the construction of the transmission gearbox of a military helicopter, according to the basic kinematic results of the analysis of vibroacoustic signals, in order to determine the diagnostic criteria for the assessment of the technical condition of a military helicopter’s transmission gearbox.
19
Content available Helicopter UAV fuselage bulkhead modelling
EN
This article deals with the design of helicopter UAV airframe components. There is a description of UAV airframe design modelling involving already existing components in three-dimensional (3D) form. The modelling methodology focuses in detail on proposed bulkheads by using “top-downbottom-up” methodology. In conclusion, there is a brief description of all proposed bulkheads and an outline of possible solutions for how to design airframe stringers.
PL
W artykule przedstawiono przykład zastosowania profilu lotniczego nowej generacji w konstrukcji łopat wirnika ogonowego śmigłowca typu Mi-2. Obecnie w kilku krajach podejmuje się próby modernizacji tego wywodzącego się z lat 60-tych XX wieku śmigłowca i dostosowania go do dzisiejszych standardów. Modernizacja obejmuje głównie zespół napędowy i awionikę. Standardowe, dwułopatowe śmigło ogonowe śmigłowca Mi-2 zostało zaprojektowane w oparciu o symetryczny profil lotniczy NACA0012. Wraz ze wzrostem mocy silników w zmodernizowanych wersjach śmigłowca, ciąg generowany przez standardowe śmigło ogonowe Mi-2 okazuje się niewystarczający do zapewnienia pełnej kontroli kierunkowej śmigłowca w niektórych warunkach lotu. Zastosowanie odpowiednio dobranego profilu lotniczego umożliwia opracowanie nowego śmigła o nieco zwiększonej sile ciągu. Pozwoli to na rozwiązanie problemu niewystarczajacej siły ciągu do sterowania kierunkowego bez konieczności przebudowy układu sterowania, napędu i struktury belki ogonowej śmigłowca. W analizach wykorzystano opracowany w Instytucie Lotnictwa profil lotniczy ILT212. Profil zaprojektowano jako dedykowany do warunków pracy śmigieł ogonowych współczesnych śmigłowców z wykorzystaniem najnowszych numerycznych metod obliczeniowych i optymalizacyjnych. Przeprowadzono obliczeniowe analizy porównawcze osiągów śmigła ogonowego z łopatami bazującymi na profilach NACA0012 i ILT212. Dwułopatowe, kompozytowe śmigło ogonowe o zewnętrznej geometrii identycznej ze śmigłem standardowym, z łopatami zaprojektowanymi na bazie profilu lotniczego ILT212, może być interesującą ofertą dla producentów zmodernizowanych wersji śmigłowca Mi-2.
XX
The article presents an example of application of modern, new generation airfoil in design of Mi-2 type helicopter tail rotor blades. Currently several countries are trying to modernize this helicopter, which derived from the '60s of the twentieth century, and bring it up to today's standards. Modernization process includes mainly the power unit and avionics. Standard dual blades tail rotor for Mi-2 helicopter has been designed based on a symmetrical airfoil NACA0012. With the increase of engines power in modernized versions of the helicopter, the thrust generated by the standard Mi-2 tail rotor appears to be insufficient to provide full directional control of the helicopter in certain flight conditions. The use of properly selected airfoil allows the development of a new rotor with a slightly increased thrust. This could solve the problem of not enough thrust for directional control without need to rebuild the control system, drive and the structure of the tail boom of the helicopter. The study was made with the use of ILT212 airfoil, which was designed in the Institute of Aviation. The airfoil was designed as dedicated for the working conditions of the tail rotor blades of modern helicopters, with the use of the latest numerical computational and optimization methods. The simulation was made by resolving Navier Stokes equations by finite volume method with use of Moving Mesh and Moving Reference Frame techniques. A hover was chosen as flight condition of helicopter for comparison of performance of the tail rotor blades with airfoils NACA0012 and ILT212. New dual blades composite tail rotor with the external geometry identical to the standard Mi 2 tail rotor, designed with the airfoil ILT212 could be an interesting offer for manufacturers of modern versions of Mi-2 helicopter.
first rewind previous Strona / 5 next fast forward last
JavaScript jest wyłączony w Twojej przeglądarce internetowej. Włącz go, a następnie odśwież stronę, aby móc w pełni z niej korzystać.