Preferencje help
Widoczny [Schowaj] Abstrakt
Liczba wyników

Znaleziono wyników: 37

Liczba wyników na stronie
first rewind previous Strona / 2 next fast forward last
Wyniki wyszukiwania
help Sortuj według:

help Ogranicz wyniki do:
first rewind previous Strona / 2 next fast forward last
1
PL
W artykule zaprezentowano wybrane wyniki badań laboratoryjnych bezszczotkowego silnika z magnesami trwałymi przeznaczonego do napędu hybrydowego samolotu bezzałogowego. Maszyna bezszczotkowa z magnesami trwałymi zaprojektowana została pod kątem pełnienia funkcji rozrusznika, silnika oraz generatora. W warunkach laboratoryjnych wyznaczono przykładowe charakterystyki statyczne oraz napięcia indukowane w badanej maszynie. Wyznaczono parametry ruchowe silnika w pełnym zakresie zmiany momentu obciążenia. Zarejestrowano przykładowe przebiegi czasowe prądów i napięć. Zamieszczono wnioski wynikające z badań prototypu silnika.
EN
In the paper, chosen laboratory test results of brushless motor with permanent magnets for hybrid unmanned aerial vehicle were presented. The brushless motor with permanent magnets was designed to operate as engine starter, motor and generator. Static characteristics and induced voltages in the machine were determined in the laboratory conditions. Dynamic parameters of the motor in the whole range of torque change were determined. Waveforms of currents and voltages were registered. Finally, conclusions were drawn.
PL
W napędzie hybrydowym czas pracy maszyny elektrycznej ograniczony jest pojemością zastosowanej baterii akumulatorów. Po wyczerpaniu się baterii akumulatorów maszyna może pełnić rolę generatora lub pozostawać w stanie w którym traktowana może być tylko jako element układu mechanicznego. W przypadku kiedy silnik spalinowy posiada niezbędny nadmiar mocy wyjściowej możliwa jest praca generatorowa maszyny elektrycznej. Narzuca to jednak pewne ograniczenia co do możliwości wydawania określonej mocy z generatora przy uwzględnieniu punktu pracy silnika spalinowego. Na bazie wykonanego prototypu zaprezentowano wybrane wyniki badań laboratoryjnych bezszczotkowej maszyny elektrycznej z magnesami trwałymi. Zamieszczono wnioski dotyczące analizowanej pracy generatorowej.
EN
In a hybrid drive, an operation time of an electric machine is limited by capacity of accumulators. When an accumulator is unloaded, the electric machine can operate as a generator or can be only one of the elements of a mechanical system. In the case when a combustion engine has enough excess of output power, generating operation of electric machine is possible. However, it imposes some restrictions on a generation of output power at taking into account working point of a combustion engine. Based on the designed prototype, chosen results of laboratory tests of brushless electric machine with permanent magnets were presented. Finally, conclusions concerning analysed generating operation were drawn.
3
Content available remote Koncepcja hybrydowego układu zasilania napędu elektrycznego motoszybowca
PL
Motoszybowce są rozwiązaniem pozwalającym częściowo uniezależnić się od typowych problemów występujących podczas lotów szybowcem. Jednak najważniejszą zaletą motoszybowca jest możliwość samodzielnego startu. Takiej możliwości nie posiadają klasyczne szybowce. Zastosowanie silnika elektrycznego napędzającego śmigło daje taką możliwość. Jednak typowym problemem z którym należy się zmierzyć jest dobór pojemności baterii akumulatorów. Autorzy proponują koncepcję zasilania hybrydowego napędu elektrycznego. W koncepcji zasilania hybrydowego przewidziano zastosowanie stosu ogniw paliwowych jako podstawowego źródła zasilania pozwalającego na utrzymanie motoszybowca na pułapie przelotowym przez określony czas. Bateria akumulatorów pełni rolę bufora który ma dostarczać dodatkową energię podczas startu motoszybowca. W artykule zaprezentowano wybrane wyniki badań stosów ogniw paliwowych przewidzianych do zastosowania w hybrydowym układzie zasilania motoszybowca.
EN
The motor gliders are a solution which allow partially eliminating typical problems which occur during flights of classic gliders. Nevertheless, the ability of self-launching is the biggest advantage of the motor gliders and classic gliders don not have such ability. An electric motor which drives a propeller gives such possibility. However, a selection of accumulators capacity is a typical problem which should be tackled. Authors propose the concept of supply method of hybrid electric drive where a fuel cell is used as a primary source of energy which allows maintaining the motor glider on a specified altitude during specified time period. Accumulators are an additional source of energy to deliver missing energy during a motor glider launch. In the paper, chosen results of tests of fuel cells for hybrid supply system of motor glider were presented.
PL
Punkt komutacji poszczególnych tranzystorów w układzie zasilającym silnika BLDC uzależniony jest od momentu przecięcia się przebiegów napięć indukowanych przewodowych. Pomiędzy punktami komutacji napięcie indukowane powinno mieć wartość stałą. Przy takim punkcie komutacji tętnienia wytwarzanego momentu elektromagnetycznego powinny być najmniejsze. W praktyce określona wartość napięcia zasilającego, moment obciążenia oraz praca z dużą prędkością obrotową mają wpływ na czas narastania i zanik prądu w uzwojeniach silnika, powodując jego wydłużanie. W konsekwencji prowadzi to do ograniczania wartości wytwarzanego momentu elektromagnetycznego. Dodatkowo w niektórych aplikacjach, z uwagi na zmieniające się warunki pracy (np. zmniejszające napięcie zasilające baterii akumulatorów), tak określony kąt załączenia może uniemożliwić utrzymanie zadanej mocy na wale silnika. W pracy dokonano analizy wpływu zmiany wartości kąta załączenia na właściwości silnika. Na bazie modelu symulacyjnego pokazano wpływ zmiany wartości kąta załączenia na wytwarzaną wartość średnią momentu elektromagnetycznego. W warunkach laboratoryjnych dokonano weryfikacji praktycznej. Zamieszczono wnioski.
EN
Switching point of particular transistors in BLDC power converter depends on the intersection moment of induced line voltages. When taking dependence of trapezoidal induced voltage on commutation point, then this voltage should be constant. At this commutation point, ripple of generated electromagnetic torque should be the smallest. In practice, specified supply voltage, load torque and high-speed operation affect rise time and decay of current in motor windings causing extension of rise time. In consequence, it leads to decrease of generated electromagnetic torque. In some applications, defined in such way turn-on angle cannot be able to keep set motor power due to change of working conditions (e.g. decrease of battery voltage). In the paper the analysis of influence of turn-on angle on motor properties was conducted. The influence of turn-on angle on average electromagnetic torque was shown based on the simulation model. A practical verification was made in the laboratory conditions. Conclusions were placed.
5
Content available remote A review of selected alternative propulsion systems for UAV applications
EN
The development of alternative propulsion systems in the recent years was a domain of automotive industry. However, a technological progress made within this branch allows looking forward to implementing such solutions in other application domains, particularly in aviation. The paper presents an overview of selected alternative power sources and nonconventional propulsion systems meant for aerial applications, being investigated at Rzeszow University of Technology.
PL
Rozwój alternatywnych systemów napędowych był w ostatnich latach domeną przemysłu motoryzacyjnego. Jednakże postęp techniczny, jaki obserwujemy w tej dziedzinie pozwala spodziewać się, że takie rozwiązania pojawią się w innych dziedzinach, zwłaszcza w lotnictwie. W artykule przedstawiono przegląd wybranych alternatywnych źródeł energii i niekonwencjonalnych systemów napędowych przeznaczonych dla zastosowań w lotnictwie, badanych w Politechnice Rzeszowskiej.
PL
W artykule przedstawiono model masowy oraz model zużycia paliwa zespołu napędowego samolotu wielozadaniowego. Oba modele na potrzeby artykułu powiązano z parametrami termogazodynamicznymi obiegu silnika. Wprowadzono pojęcie wskaźnika jednostkowej masy silnika jako sumy masy silnika i masy paliwa odniesionych do ciągu silnika w tzw. punkcie obliczeniowym. Zbadano jaki wpływ na zmianę wskaźnika masy mają wielkości definiujące punkt obliczeniowy (wysokość lotu, prędkość lotu). Zbadano również jak na przykładzie przyjętego modelu zmienia się wskaźnik masy gdy zmienia się (na etapie projektowania)parametry obiegu silnika jak: spręż sprężarki, temperatura spalin przed turbiną, stopień podziału strumienia. Uwzględniono również wpływ długotrwałości lotu samolotu, na charakterystyki masowego modelu obliczeniowego. Ustalono, że dla tzw. misji długotrwałych minimum wskaźnika masowego znajduje się blisko tzw. sprężu ekonomicznego, a dla misji krótkotrwałych przesuwa się w kierunku sprężu optymalnego. Bardzo ważnym wnioskiem jest stwierdzenie, że najlepsze wartości parametrów termogazodynamicznych obiegu silnika mają mniejsze wartości niż te, które charakteryzują jednostkowe zużycie paliwa, co ma istotne znaczenie dla wyboru parametrów optymalnych silnika. Wskaźnik całkowitej sumarycznej masy jednostkowej silnika jest jednym z kryteriów optymalizacji parametrów obiegu silnika z punktu widzenia wykonywanej misji lotniczej.
EN
The presented model of the masses of the engine, and the fuel consumption model which are the functions of thermodynamic parameters were described in the article. In the paper specific total engine mass index was introduced. This index is equal to total engine-fuel mass divided by thrust in design point. Impact of the choice of the design point (Mach velocity and altitude H) on the total mass index of the engine and the fuel used up was presented for different airplane mission. The next problem is to find those thermodynamics parameters (compression ratio, turbine inlet total temper-ature, bypass ratio) which give minimum of total mass of engine and consumed fuel for different airplane missions. A very important parameter that plays the part in fuel consumption is airplane flight time. For long-lasting mission minimum of specific mass is occurs for compression ratio near his economic value (for specific fuel consumption). For short missions minimum of specific mass occurs for smaller compression ratio (near 20-30), but greater than for those giving maximum specific thrust. A little change in minimum value of specific mass gives a big difference in compression ratio. The most important conclusion is that the best thermodynamics parameters from minimum mass criterion are less than for minimum specific fuel consumption. Specific total engine-fuel mass is a very important figure of merit for parameters optimization at the first step of aircraft engines design.
PL
Czas przebywania obiektu latającego w powietrzu zależy zarówno od rodzaju zastosowanego napędu oraz rodzaju źródła zasilania. Klasyczne akumulatory elektrochemiczne pomimo zwiększenia ich energii właściwej w ostatnich latach nie zapewniają podstawowego wymogu jakim jest długi czas przebywania w powietrzu. Alternatywą są ogniwa paliwowe. Omówiono podstawowe właściwości analizowanych źródeł zasilania. Zamieszczono charakterystyki obciążeniowe wybranych klasycznych źródeł zasilania jak również ogniwa paliwowego. W warunkach laboratoryjnych wyznaczono charakterystyki mechaniczne oraz sprawności silnika zasilanego z różnych źródeł. Dokonano analizy wpływu rodzaju źródła zasilającego na właściwości bezszczotkowego silnika prądu stałego z magnesami trwałymi.
EN
The residence time of the flying object in the air depends both on the type of propulsion and the type of the power source. Classical electrochemical batteries, in spite of the increase of specific energy, have not provided in recent years the basic requirement such as a long residence time in the air. The fuel cells are an alternative. In the paper the basic properties of the analyzed sources of power were analyzed. The load characteristics of the selected traditional power sources as well as the fuel cell were featured. In the laboratory conditions the mechanical characteristics were determined as well as the efficiency of the motor supplied from a variety of sources. An analysis of the impact of the type of power source on the characteristics of the brushless permanent magnet DC motor was done.
PL
Kąt załączenia poszczególnych tranzystorów w układzie zasilającym silnika BLDC uzależniony jest od momentu przecięcia się przebiegów przewodowych napięć indukowanych. Jest to najkorzystniejszy moment na komutację prądów. W niektórych aplikacjach z uwagi na zmieniające się warunki pracy (np. zmniejszające napięcie zasilające baterii akumulatorów) tak określony kąt załączenia może uniemożliwić utrzymanie zadanej mocy na wale silnika. W pracy dokonano analizy wpływu zmiany wartości kąta załączenia na właściwości silnika. Na bazie modelu symulacyjnego pokazano wpływ zmiany wartości kąta załączenia na wytwarzaną wartość średnią momentu elektromagnetycznego. W warunkach laboratoryjnych dokonano weryfikacji praktycznej. Zamieszczono wnioski.
EN
A turn-on angle of individual switching transistors in BLDC supply system depends on the intersection of induced line voltage waveforms. This time is the most profitable for current switching. In some applications, defined in such a way, turn-on angle can’t be able to keep set motor power due to change of working conditions (e.g. decrease of battery voltage). In the paper the analysis of influence of turn-on angle on motor properties was conducted. The influence of turn-on angle on average electromagnetic torque was shown based on the simulation model. A practical verification was done in the laboratory conditions. Conclusions were placed.
PL
W publikacji przedstawiono analizę rozwiązania konstrukcyjnego maszyny BLDC przeznaczonej do napędu hybrydowego bezzałogowego statku powietrznego. Projektowana maszyna elektryczna powinna spełniać kilka funkcji tj. rozrusznika, generatora, silnika. Minimalizacja masy silnika elektrycznego wymusza zastosowanie konstrukcji z wirnikiem zewnętrznym. Stosunkowo niska wartość napięcia zasilającego wymaga stosowania połączeń równoległych w obrębie jednego pasma. Przy doborze rozpiętości kątowej magnesów trwałych analizowano nie tylko wpływ na wytwarzany moment zaczepowy, moment elektromagnetyczny, napięcie indukowane, ale również na prądy wyrównawcze wynikające z zastosowanej konfiguracji uzwojeń stojana. Wyznaczono przebiegi czasowe prądów, napięć oraz momentu elektromagnetycznego dla wybranego punktu pracy silnika. Zamieszczono wnioski dotyczące analizowanej konstrukcji.
EN
In the paper an analysis of brushless DC motor designated to drive of hybrid unmanned aerial vehicle was presented. Designed electric motor should fulfil several functions i.e. starter, generator or motor. Minimization of motor weight force using the motor construction with outer rotor. Relatively low supply voltage values require using parallel connections within a single phase. With the selection of angular permanent magnets span not only the influence on cogging torque, electromagnetic torque, induced voltage as well the influence on equalizing currents resulted from used stator winding configuration were analyzed. Waveforms of currents, voltages and electromagnetic torque for chosen motor working point were determined. Conclusions for the analyzed motor construction were placed.
10
Content available remote Studies of the permanent magnet DC machine
EN
A hybrid drive of an unmanned aerial vehicle uses two mechanically coupled drives. In one of the drives, an electrical machine is used. Its role is not only limited to a motoring operation, e.g. during achieving the flight ceiling. The electric machine changes its operation into generating after reaching the flight ceiling, this allows not only meeting current electrical energy demands but also battery recharging. This paper presents the results of laboratory tests of a BLDC machine in motoring and generating operation. Mechanical characteristics of the motor for different supply voltages and external characteristics for generator were determined. The possible energy conversion efficiencies for both motoring and generating operations were determined.
PL
Napęd hybrydowy bezzałogowego aparatu latającego wykorzystuje dwa napędy sprzężone ze sobą mechanicznie. W jednym z napędów stosuje się maszynę elektryczną. Jej rola nie ogranicza się tylko do pracy silnikowej w trakcie np. osiągania pułapu przelotowego. Po osiągnięciu pułapu przelotowego maszyna elektryczna przechodzi w stan pracy generatorowej, umożliwiając nie tylko pokrywanie bieżącego zapotrzebowania na energię elektryczną, ale również doładowywanie baterii akumulatorów. W niniejszym artykule przedstawiono wyniki badań laboratoryjnych maszyny prądu stałego z magnesami trwałymi w zakresie pracy silnikowej i prądnicowej. W wyniku badań wyznaczono charakterystyki mechaniczne badanej maszyny przy pracy silnikowej dla różnych napięć zasilających oraz wyznaczono charakterystyki zewnętrzne maszyny pracującej w zakresie pracy generatorowej. Określono możliwe do osiągnięcia sprawności przetwarzania energii w obu stanach pracy.
PL
W napędzie hybrydowym bezzałogowego aparatu latającego stosowane są dwa napędy sprzężone ze sobą mechanicznie. Jednym z napędów jest maszyna elektryczna. W przeciwieństwie do silnika spalinowego, który jest tylko i wyłącznie elementem napędowym, maszyna elektryczna w zależności od przyjętego trybu pracy musi pełnić rolę prądnicy. W publikacji przedstawiono wyniki badań laboratoryjnych maszyny prądu stałego z magnesami trwałymi w zakresie pracy silnikowej i prądnicowej. W wyniku badań wyznaczono charakterystyki mechaniczne badanej maszyny dla różnych napięć zasilających oraz wyznaczono charakterystyki zewnętrzne maszyny pracującej jako generator.
EN
In the hybrid drive of unmanned aerial vehicle are used two drives coupled mechanically. In one of the drive the electric motor is used. Unlike an internal combustion engine which is the only element of the drive, the electric motor, depending on a mode of operation must also act as a generator. In the paper were presented results of laboratories studies of permanent magnet DC motor in motoring and generation mode. As a result of conducted studies mechanical characteristics of examined DC motor were determined for various supply voltages and also external characteristics for machine working in generation mode were determined.
Logistyka
|
2014
|
nr 6
11421--11430
PL
Zasięg samolotu stanowi jedno z najważniejszych kryteriów oceny własności osiągowych samolotu. Na potrzeby prezentowanej pracy zbudowano model matematyczny samolotu (wielozadaniowego), oraz napędzającego go silnika (dwuprzepływowy, dwuwirnikowy z mieszalnikiem strumieni). Do analizy zasięgu wybrano tzw. klasyczny model Bregueta oraz zasięg umowny. Modele ten zmodyfikowano do postaci uwzględniającej charakterystyki silnika, przedstawione w postaci bezwymiarowej. Celem badań symulacyjnych było ustalenie wpływu parametrów silnika (geometrycznych i termodynamicznych) na zasięg samolotu, realizowany głównie w warunkach lotu poddźwiękowego i naddźwiękowego ( dodatkowo na różnych wysokościach). Wskazanie, które z tych warunków mogą mieć istotny wpływ na wybór punktu obliczeniowego ( tj. punktu, który determinuje wymiary geometryczne silnika) dla silnika jest trudne, gdyż brak jest jednoznacznego wskazania, które stany lotu stanowią największy udział w całej misji lub misjach. Przyjęto, że parametrem, który w istotny sposób wiąże geometrię silnika z modelem zasięgu jest tzw. bezwymiarowy współczynnik geometrii silnika, będący stosunkiem pola powierzchni na wlocie do silnika odniesionego do powierzchni skrzydła samolotu. Wykazano, że dla różnych parametrów obiegu silnika można wskazać taką wartość bezwymiarowego współczynnika geometrii, który maksymalizuje zasięg samolotu. Uzyskane wyniki pokazują przeciwstawne wymagania odnośnie do geometrii silnika dla lotu poddźwiękowego i naddźwiękowego. Na tej podstawie przedstawiono sposób ustalenia rozwiązania kompromisowego dla spełnienia wymagań stawianych przez samolot wielozadaniowy.
EN
Aircraft range is one of the most important criteria of the assessment of the performance properties of an aircraft. For the needs of the paper the mathematical model of an aircraft (multi-purpose aircraft) and the engine which propels the aircraft was built ( turbofan, tandem motor with jet mixer). For the analysis it was chosen so-called typical Breguet model and the conventional range. The models were modified as they should consider the characteristics of the engine in the non-dimensional form. The aim of the simulation research was to discuss the influence of the engine parameters (geometrical and thermodynamic) on the aircraft range, realized mainly in the conditions of subsonic and supersonic conditions. The decision which of these conditions can have a significant influence on the selection of the calculating point (i.e. the point which determines the geometrical dimensions of the engine) is difficult as there is no clear direction which aircrafts make up the important share in a mission or missions. It was decided that the parameter which connects the engine geometry with the range model is so-called non-dimensional coefficient of engine geometry which is the relation of the area on the inlet to the engine related to the wing area of the aircraft. It was shown that for various parameters of the engine cycle it is possible to show such a value of the non-dimensional coefficient of geometry which maximizes the aircraft range. The results obtained show opposite requirements as for the engine geometry for the subsonic and supersonic flight. On this basis the compromise solution was proposed to fulfill the requirements of the multi-purpose aircraft.
Logistyka
|
2014
|
nr 6
11431--11438
PL
W artykule przedstawiono jeden ze sposobów oceny jakości doboru parametrów silnika dwuprzepływowego do samolotu wielozadaniowego. Przyjęto, że kryterium oceny wynika z energochłonności lotu. Zdefiniowano kryteria energochłonności zasięgu jako stosunek sumy energii doprowadzonej do samolotu na etapach napędzanych do pokonanej przez samolot w trakcie misji odległości. Drugie kryterium energochłonności jednostkowej rozumie się stosunek energochłonności ruchu do iloczynu masy samolotu i drogi przebytej w trakcie elementarnego odcinka (etapu) lotu. Korzystając z opracowanych modeli zespołu napędowego (dwuprzepływowy, turbinowy silnik odrzutowy z mieszalnikiem strumieni i dopalaczem), samolotu (znane charakterystyki aerodynamiczne i masowe) wyznaczono zakresy ciągu niezbędnego do lotu i rozporządzalnego silnika dla każdego etapu misji: startu, wznoszenia, przelotu poddźwiękowego i naddźwiękowego, zakrętu z różnym współczynnikiem przeciążenia. Na przykładzie trzech wybranych misji samolotu (NNN, WNW, WWW) modele energochłonności misji. Dla przyjętych zakresów zmian parametrów obiegu porównawczego silnika turbinowego zbadano przebieg kryteriów energochłonności. Stwierdzono, że dla przyjętych danych najbardziej energochłonna misja jest misja typu NNN, przy czym wzrost sprężu i stopnia dwuprzepływowości zmniejszają energochłonność misji.
EN
In the article there was presented a quality assessment of parameters selection of bypass turbine engine for a multipurpose aircraft. It was assumed that the assessment criterion results from the energy-consumption of a flight. The criteria of energy-consumption range were defined as the relation of sum of energy supplied to the aircraft on the driven stages to the distance during a mission. The second criterion of unitary energy-consumption is defined as the relation of the movement energy-consumption to the product of the aircraft mass and the route during the elementary stage of the flight. With the use of the already worked out models of the power unit (bypass turbine engine with jet mixer and afterburner) of an aircraft (already known mass and aerodynamic characteristics) there were determined the ranges of thrust which are indispensable for a flight and available for the engine at each stage of the mission: take off, climb, subsonic and supersonic flight and turn with different overload factor. On the example of three chosen aircraft missions ( Lo-Lo-Lo, Hi-Lo-Hi and Hi-Hi-Hi ) the models of mission energy-consumption were developed. For the accepted change ranges of the comparative cycle parameters of the turbine engine the run of energy-consumption was tested. It was stated that for the assumed data the most energy-consuming mission is Lo-Lo-Lo, wherefore the increase of the compression and the rate of bypass reduces the energy-consumption of the mission.
EN
The paper presents selected issues concerning alternative power sources and propulsion systems meant for unmanned aerial vehicles (UAVs). The implementation of new propulsions in aviation is a laborious and long-term process, mostly due to safety and economical restrictions and requirements. Broadly, exploited solutions known from automotive industry may serve as a basis for development in aerospace technology, but cannot be applied without considering specific technical aspects (related to aircraft technology and flying objects physics). These aspects are mentioned in the text and some issues concerning suitability of types of aircraft are described. The paper presented contains a review of research on non-conventional propulsion systems for UAVs, conducted in Rzeszow University of Technology. Selected results of the research 􀣓 the fuel cell and the solar-cell UAVs and the aerial hybrid-electric drive test stand are shown in adequate pictures. The small-unmanned flying objects seem to be an accurate basis for such research. They allow reducing costs and improving safety in comparison to full-scale manned aircraft. They are also much quicker in manufacturing and easier to maintain and repair. Moreover, due to their various applications they may comprise the target market for this kind of propulsions. In particular, the issues of parallel hybrid-electric propulsions, fuel cell and solar-cell-assisted systems with appropriate examples are mentioned in the paper..
EN
The problem of design parameters selection of the turbine engine is the most important task at the preliminary design stage of the multi-purpose aircraft. A special feature of the multi-purpose aircraft mission is a sudden (even pulse) weight change, especially its decrease as a result of discharge of cargo bombing or rockets due to the ammunition consumption during air combat manoeuvring. In this article the attempt to use economic and mass criteria to assess the impact of the type of air missions on the choice of the design parameters of the engine was done. As the design, parameters there were selected the following measures: compression ratio, the turbine temperature and the bypass ratio. A mathematical model of the engine – aircraft – air task system was built (taking into account the flight conditions, the mission elements – the subsonic and supersonic flight, flight time, thermo-gas-dynamic and mass model of the engine). The model enables to conduct the simulation research of the complex flight missions and their assessment on the basis of the constructed criteria. The model includes a parametric description of physical processes in the turbofan engine, thereby allowing a direct assessment of the impact of the selection of engine parameters on the effectiveness of the mission. The paper presents the results of calculations according to the classical criteria (e.g. kilometre fuel consumption, specific fuel consumption of the engine). New criteria for evaluation were presented; they are the energy efficiency of complex mission of an aircraft and the relative total and specific fuel consumption. The values of circuit parameters that need to be taken as design constraints for the engine to allow the implementation of the aviation missions were determined. The results are shown in an illustrative way on the number of graphs.
PL
W pracy zamieszczono wyniki badań laboratoryjnych zaprojektowanego i wykonanego przez autorów silnika BLDC przeznaczonego do hybrydowego napędu równoległego dla bezzałogowego aparatu latającego. Wyznaczono pomiarowo charakterystyki mechaniczne badanego silnika oraz jego sprawność przy różnych wartościach napięć zasilających wynikających z założeń projektowych. Wyznaczono również charakterystyki regulacyjne silnika.
EN
The research results of designed BLDC motor for parallel drive of a hybrid unmanned aerial vehicle have been presented in the paper. Mechanical characteristics of examined motor and its efficiency at various supply voltage resulting from design assumptions have been determined. Regulation characteristics of motor have been also determined.
PL
Ogniwa paliwowe są nowoczesnym źródłem zasilania. W ostatnim czasie prowadzone są intensywne prace związane z zastosowaniem ogniw paliwowych w różnic aplikacjach. Jedną z tych aplikacji jest napęd małego bezzałogowego aparatu latającego Charakterystyka wyjściowa ogniwa paliwowego charakteryzuje się stosunkowo dużą zmiennością napięcia wyjściowego. Wymaga to dopasowania napięcia zasilającego silnik do możliwości ogniwa paliwowego oraz jego wydajności prądowej. W ramach niniejszej pracy przeprowadzono badania silników elektrycznych przewidzianych do napędu małego bezzałogowego aparatu latającego. Badania przeprowadzono przy zasilaniu ze źródła stabilizowanego oraz z ogniwa paliwowego dedykowanego do zasilania silnika elektrycznego.
EN
Fuel cells are a modern source of supply. An intensive works connected with application fuel cells in various application were recently conducted. One of this application is a drive of a small unmanned aerial vehicle. The output characteristic of fuel cell has relatively large variation of the output voltage. It cause the necessity to fit the supply voltage to possibilities of fuel cell and its current efficiency. Studies of electric motors intended to drive of small unmanned aerial vehicle were performed. Studies were performed by supply from stabilized source and from fuel cell intended to supply the electric motor.
EN
The aim of the article is to find the relationship and dependencies between the mission parameters of the multi-role aircraft (altitude, flight velocity, thrust load) and the parameters that define the flow of the turbofan engine. The conclusions of these studies are relevant at the stage of preliminary engine design. There was built the model of thermal cycle of low bypass. The model of an airplane was simplified to its aerodynamic characteristics. The mission was divided into air tasks (stages) such as a take-off, a climb at a certain velocity, sub and supersonic flight and maneuvers (i.e. turn). Dimensionless energy criteria binding both the engine and aircraft parameters were introduced. There were conducted the simulation studies of the model airplane-engine mission to show the part of the mission that "dimensions " the engine. The results were limited to the presentation of the impact of circuit parameters such as T3, π, μ on the defined criteria. The calculations were carried out for a number of selected missions defined in the literature as Loll, HiLoHi and HiHiHi. The comparison of the energy requirements of these missions was done. There were pointed out these criteria of the mission evaluation that may affect making decisions at early design stages. There were designated the areas of design variability in an engine meeting the criteria for energy mission. The advantage of this model is universal character of dimensionless criteria, whereas the disadvantage is the need to build complex models of the engine and the assumption at the outset aerodynamic characteristics of the aircraft. The originality of the presented solution is to show an alternative, unconventional approach to the design process (not as so far) the engine itself but the entire aviation system.
19
EN
The problems of turbofan engines development is briefly discussed in the beginning. Next the conception of turbofan engine with two combustors is presented, and an engine thermodynamic cycle is analysed. The proposed engine it is a modification of the contemporary turbofan engine by addition of another combustor. First one is classical combustor located between high pressure compressor and turbine. Second one is located between high pressure turbine and low pressure turbine. This conception allows to lower the high pressure turbine inlet temperature. The second combustor increases energy of gasses inflow the low pressure turbine to the sufficient level for fan drive. The results of numerical analysis are used to show performance of the proposed engine and to present their advantages with compare to the classical turbofan engine construction. Then some other positive aspects of two combustors engine are discussed. It refers to possibilities of pollution emission reduction and overhauling period increasing and engine life time extension. On the other hand some aspects of engine hot elements (turbine) production simplification and cost reduction is analysed. In the next chapter the problems of the proposed engine technical realization are discussed. The summary and conclusions are presented in the last part of article.
EN
The problem described in the paper concerns the selection strategy of the so-called calculation point of the turbofan engine of the multi-task aircraft already at the stage of preliminary design of the aircraft and aircraft engine as a system. A multi-task airplane during each mission needs to perform a series of tasks with different levels of power utilization, while changing the mass, at different altitudes and flight velocities. There was defined the criterion of the LoLoLo mission based on an assessment of mission energy consumption. The calculation results were presented from the point of view of the influence of thermo-gas-dynamic parameters of the comparative cycle circulation (such as compression, turbine inlet temperature, the degree of streams distribution) on the criterion of energy resources usage. The presented criterion allows to make a correct selection of parameters of thermodynamic cycle from the viewpoint of energy possibilities of an aircraft and a mission.
PL
Problem przedstawiony w artykule dotyczy strategii wyboru tzw. punktu obliczeniowego silnika systemu lotniczego. Samolot wielozadaniowy podczas każdej misji musi wykonać cały szereg zadań, różniących się poziomem wykorzystania mocy, przy zmieniającej się masie własnej, na różnych wysokościach i prędkościach lotu. Zdefiniowano kryterium oceny misji typu LoLoLo w oparciu o ocenę energochłonności misji. Wyniki obliczeń przedstawiono z punktu widzenia wpływu parametrów termogazodynamicznych obiegu porównawczego (jak spręż, temperatura przed turbiną, stopień podziału strumieni) na kryterium wykorzystania zasobów energetycznych. Przedstawione kryterium pozwala dokonac prawidłowości wyboru parametrów obiegu termodynamicznego z punktu widzenia możliwości energetycznych samolotu i misji.
first rewind previous Strona / 2 next fast forward last
JavaScript jest wyłączony w Twojej przeglądarce internetowej. Włącz go, a następnie odśwież stronę, aby móc w pełni z niej korzystać.