PL
 |
EN
Preferencje help
Polish version English version Język
Widoczny [Schowaj] Abstrakt
Liczba wyników

Znaleziono wyników: 33

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
System jakości na przykładzie zharmonizowanych Europejskich Wymagań Zdatności do Lotu Wojskowych Statków Powietrznych
Klimaszewski S., Szawłowski S.
Problemy Jakości
|
2018
|
R. 50, nr 9
85--91
PL
Celem artykułu jest przedstawienie podstawowych wymagań dla systemu jakości w kontekście nowych zharmonizowanych Europejskich Wymagań Zdatności do Lotu Wojskowych Statków Powietrznych (EMAR) oraz identyfikacja źródeł potencjalnych problemów związanych z systemem jakości wymaganym przez poszczególne EMARy. Wykorzystano metodę badawczą w postaci krytycznej analizy aktów normatywnych, wymagań oraz literatury przedmiotu. W opracowaniu zaprezentowano ekwiwalentność europejskich cywilnych przepisów i wojskowych wymagań zdatności do lotu statków powietrznych. Omówiono wykorzystywane w praktyce sposoby implementacji wymagań EMAR w narodowych przepisach zdatności do lotu wojskowych statków powietrznych. Dokonano przeglądu wymagań odnośnie systemu jakości w stosunku do organizacji zaangażowanych w zapewnienie początkowej i ciągłej zdatności do lotu wojskowych statków powietrznych. Wykazano aktualność problematyki i jej istotne znaczenie w przededniu implementacji w Polsce wymagań EMAR, z punktu widzenia zapewnienia bezpieczeństwa i zdatności do lotu w lotnictwie wojskowym oraz interesu krajowych przedsiębiorstw i organizacji zaangażowanych w projektowanie, produkowanie, obsługiwanie, zarządzanie ciągłą zdatnością do lotu oraz szkolenie personelu technicznego na rzecz lotnictwa wojskowego.
EN
The aim of the article is to present the basic requirements for the quality system in the context of the new harmonized European Military Airworthiness Requirements (EMAR) and identification of sources of potential problems related with the quality system required by individual EMARs. The research method used in this paper is an analysis of normative acts, requirements and the literature of the subject. The study presents the equivalence of European civil regulations and military airworthiness requirements for aircrafts. Practical methods of implementing EMAR requirements in the national military airworthiness standards were discussed. The requirements regarding the quality system were reviewed in relation to organizations involved in ensuring the initial and continuing airworthiness of military aircrafts. Timeliness and significance of the topic on the eve of implementing the EMAR has been demonstrated from the point of view of ensuring safety and airworthiness in military aviation and the interest of domestic enterprises and organizations involved in the design, production, maintenance, continuing airworthiness management and technical staff training for military aviation.
2
Content available remote Value-focused thinking model to evaluate SHM system alternatives from military end user requirements point of view
Klimaszewski S.
Prace Naukowe Instytutu Technicznego Wojsk Lotniczych
|
2016
|
nr 39
21--32
EN
The article describes Value-Focused Thinking (VFT) model developed in order to evaluate various alternatives for implementation of Structural Health Monitoring (SHM) system on a military aircraft. Four SHM system alternatives are considered based on: visual inspection (current approach), piezoelectric (PZT) sensors, Fiber Bragg Grating (FBG) sensors and Comparative Vacuum Monitoring (CVM) sensors. A numerical example is shown to illustrate the model capability. Sensitivity analyses are performed on values such as Cost, Performance, Aircraft Availability and Technology Readiness Level in order to examine influence of these values on overall value of structural state of awareness provided by particular SHM system alternative.
3
Content available remote Model podejmowania decyzji w oparciu o wartości służący ocenie wariantów systemu monitorowania stanu technicznego struktury statków powietrznych z punktu widzenia wymagań użytkownika wojskowego
Klimaszewski S.
Prace Naukowe Instytutu Technicznego Wojsk Lotniczych
|
2016
|
nr 39
5--19
PL
Niniejszy artykuł opisuje model podejmowania decyzji w oparciu o wartości (ang. Value-Focused Thinking – VFT) opracowany w celu oceny różnych wariantów wdrożenia systemu monitorowania stanu technicznego struktury (ang. Structural Health Monitoring – SHM) wojskowego statku powietrznego. Rozpatruje się cztery warianty wspomnianego systemu (SHM) oparte na: kontroli wzrokowej (aktualne podejście), czujnikach piezoelektrycznych (PZT), czujnikach światłowodowych z siatką Bragga (FBG) i czujnikach próżniowych (Comparative Vacuum Monitoring – CVM). Przedstawiono przykład numeryczny w celu zilustrowania możliwości modelu. Analizy wrażliwości są wykonane dla takich wartości jak koszt, wydajność, dostępność statku powietrznego oraz poziom gotowości technologicznej (Technology Readiness Level – TRL), aby zbadać wpływ tych parametrów na całkowitą wartość informacji z zakresu stanu technicznego struktury dostarczanych przez określony wariant systemu SHM.
4
Content available Fatigue Cracks Detection using PZT Transducers under the Influence of Uncertain Environmental Factors
Dziendzikowski M., Klimaszewski S., Dragan K.
Fatigue of Aircraft Structures
|
2016
|
Iss. 8
111-115
EN
This paper presents technique for qualitative assessment of fatigue crack growth monitoring, utilizing guided elastic waves generated by the sparse PZT piezoelectric transducers network in the pitch – catch configuration. Two Damage Indices (DIs) correlated with the total energy received by a given sensor are used to detect fatigue cracks and monitor their growth. The indices proposed carry marginal signal information content in order to decrease their sensitivity with respect to other undesired non-controllable factors which may distort the received signal. The reason for that is to limit the false calls ratio which besides the damage detection capability of a system, plays a crucial role in applications. However, even such simplified damage indices can alter over a long term, leading to the misclassification problem. Considering a single sensing path, it is very difficult to distinguish whether the resultant change of DIs is caused by a damage or due to decoherence of these DIs. Therefore, assessment approaches based on threshold levels fixed separately for DIs obtained on each of the sensing paths, would eventually lead to a false call. An alternative approach is to compare changes of DIs for all sensing paths. Developing damage distorts the signal only for the sensing paths in its proximity. In order to decrease the misclassification risk, a method of compensating such DIs drift is proposed. The main features and damage detection capabilities of this method will be demonstrated by conducting a laboratory fatigue test of an aircraft panel. The proposed approach has been verified on a real structure during fatigue test of a helicopter tail boom.
5
Content available remote Opis propagacji pęknięć zmęczeniowych w materiale łopat śmigłowców wycofanych z eksploatacji
Kłysz S., Lisiecki J., Klimaszewski S., Leski A., Gmurczyk G., Bochenek D., Bąkowski T.
Prace Naukowe Instytutu Technicznego Wojsk Lotniczych
|
2013
|
nr 32
75--91
PL
Przedstawiono wyniki badań i opisu analitycznego prędkości rozwoju pęknięć zmęczeniowych w materiale próbek pobranych z dźwigarów łopat wirników nośnych śmigłowców Mi-2 i Mi-8 pozyskanych z łopat wycofanych z eksploatacji. Analizę rozwoju pęknięć przeprowadzono z wykorzystaniem równania NASGRO da/dN = f(K).
6
Content available remote Badania modeli kaset ochronnych rejestratora katastroficznego
Lisiecki J., Błażejewicz T., Klimaszewski S., Kłysz S.
Prace Naukowe Instytutu Technicznego Wojsk Lotniczych
|
2013
|
nr 32
113--121
PL
W artykule przedstawiono badania modeli kaset ochronnych lotniczego rejestratora katastroficznego z zastosowaniem kilku wariantów farb ogniochronnych, materiałów termoizolacyjnych i materiałów z przemianą fazową endotermiczną PCM (Phase Change Materials). Do wykonania modeli kaset zastosowano farby ogniochronne: rozpuszczalnikową i chemoutwardzalną, płyty termoizolacyjne: włóknistą i mikroporowatą oraz substancje PCM.
7
Content available remote Badania materiałów ogniochronnych i termoizolacyjnych na osłonę termiczną kasety ochronnej rejestratora katastroficznego
Lisiecki J., Błażejewicz T., Klimaszewski S., Kłysz S.
Prace Naukowe Instytutu Technicznego Wojsk Lotniczych
|
2013
|
nr 32
123--136
PL
W artykule przedstawiono sposób badania farb ogniochronnych i materiałów termoizolacyjnych przeznaczonych do zastosowań w technice lotniczej, np. do ochrony elementów konstrukcyjnych czy rejestratorów katastroficznych przed działaniem pożaru. Przedstawiono wyniki badania próbek typu sandwich w postaci modelu jednej ściany kasety, w których zastosowano farby ogniochronne: rozpuszczalnikową i chemoutwardzalną oraz płyty termoizolacyjne: włóknistą i mikroporowatą.
8
Content available Modified hagg and sankey metod to estimate the ballistic behaviour of lightweight metal/composite/ceramic armour and a fuselage skin of an aircraft
Klimaszewski S., Woch M.
Journal of KONES
|
2012
|
Vol. 19, No. 2
245-252
EN
Hagg and Sankey method assesses the functionality of containment rings, which prevent perforation of an aircraft's elements from turbine engine disc fragments after disc burst. However, the method assumption was based on studies of mechanism of destruction of ballistic shields made of among others ceramics, by small arms bullets. The hard ceramic facing of the ballistic shield blunts the projectile and breaks up the projectile's hard core used for armour piercing. As an impact result, a conoid of finely pulverized ceramic dust is formed, absorbing energy in the formation process. The dust, containing the remnants of the projectile's energy hits the backing, but is now spread over a larger area. With backings made of fibre, energy is absorbed in stretching, breaking and delamination. With backings made of ductile metal, energy is absorbed in elastic deformation. Modification of the method consisted of taking into account the stratification of the ceramic-metal composite and the occurrence of an aircraft stiffened skin, in order to better assess the effectiveness of ballistic shields. The concept of estimating the resistance was based on the described destruction mechanism, where the object of analysis is a metal containment ring with an additional ceramic protective ballistic shield. A comparison of two scenarios- with and without an additional 2 mm aluminum alloy skin was taken into account. For this particular scenario, results were sufficient for both of the two analyzed endurance criteria.
9
Content available remote Structural health monitoring and damage detection of the helicopter main rotor blades with the structure integrated sensors
Dragan K., Klimaszewski S., Dziendzikowski M.
Journal of KONBiN
|
2011
|
No. 1 (17)
85--96
EN
For the few last year enormous grow of the interest has been observed for continuous condition monitoring of aerospace structures with the use of structural health monitoring techniques SHM. Such systems use ‘physics’ of NDT for data acquisition with the use of so called “smart layers”. These “smart layers” are based on sensor networks distributed in the structure of the object under the monitoring. That approach enable condition monitoring with the use of different diagnostic techniques. In the article brief description of such techniques as well as methods of signal assessment for the aerospace application will be delivered.
PL
W ciągu ostatnich lat na świecie obserwuje się znaczący wzrost trendu monitorowania struktur konstrukcji lotniczych, z wykorzystaniem metod ciągłego nadzoru określanych mianem SHM. System monitorowania stanu technicznego określany jako (Structural Health Monitoring - SHM) bazuje na wykorzystaniu fizyki metod badań nieniszczących w celu akwizycji danych za pomocą ‘struktur inteligentnych’. ‘Struktury inteligentne’ wykorzystują sieć czujników rozmieszczonych na badanym obiekcie umożliwiając monitorowanie stanu struktury z wykorzystaniem różnych metod diagnostycznych. W artykule przedstawione zostanie taka technika w oparciu o czujniki PZT (piezoelektryczne), ich przydatność i zalety, oraz metody klasyfikacji i oceny sygnału, jak również zostaną omówione przykłady wykorzystania takich sieci czujników w konstrukcjach lotniczych w tym stosowane przez ITWL.
10
Content available remote Analiza żywotności bojowej śmigłowca
Wiśniewski J. H., Woch M., Klimaszewski S.
Journal of KONBiN
|
2011
|
No. 4 (20)
37--46
PL
Celem pracy jest wstępna analiza podatności na uszkodzenia w warunkach bojowych śmigłowca Mi-17 dla wybranych scenariuszy oddziaływań bojowych. Została przedstawiona analiza postaci i skutków uszkodzeń zespołów i instalacji w warunkach bojowych z określeniem prawdopodobieństwa zestrzelenie śmigłowca pod warunkiem trafienia w niego. W niniejszej pracy przedstawiono zarys teoretyczny metod obliczania prawdopodobieństwa zestrzelenia statku powietrznego w zależności od konfiguracji elementów krytycznych oraz liczby postrzałów. Prawdopodobieństwa te zostały obliczone dla konkretnego modelu obrazującego śmigłowiec Mi-17. W wyniku przeprowadzonej analizy możliwe było, dla przyjętych środków rażenia, określenie ww. prawdopodobieństw i skutków uszkodzeń bojowych. Wyniki te mogą stanowić wyjściową bazę przy opracowywaniu nowej uzbrojonej wersji śmigłowca.
EN
The work provides a preliminary breakdown susceptibility analysis for a Mi-17 helicopter in combat conditions. An analysis of breakdown forms and consequences for helicopter sections and installations in battle conditions including probability of being shot down when hit was made. The article presents a theoretical outline for calculation methods on helicopter kill probability in case of being shot, depending on critical element configuration and number of hits. The probability figures have been calculated for a specific model describing a Mi-17 helicopter. As a result of the conducted analysis it was possible to determine, for a specified weapon caliber, probabilities and effects of receiving combat damage. These results can be used as a starting point for developing a new armed version of the helicopter.
11
Content available Identyfikacja potencjału operacyjnego operatora środka transportu
Szpytko J., Jaźwiński J., Woźniak D., Klimaszewski S.
Biuletyn Wojskowej Akademii Technicznej
|
2011
|
Vol. 60, nr 1
179-194
PL
Pod pojęciem identyfikacji stanu zdatności operatora środków transportu rozumiemy relacje C ⊂ W (zbiór cech C zawiera się w zbiorze wymagań W). Cechy mogą być zdeterminowane - c, zmienne losowe - C, procesy losowe - C(t). Wymagania mogą być zdeterminowane - w, zmienne losowe W, procesy losowe W(t). Zbiór cech i zbiór wymagań wyznaczają dziewięć różnych relacji. W artykule omówiono możliwe relacje, podając ich modele matematyczne oraz interpretację.
EN
Under the notion of identification of the ability state of the operator type transportation system we understand the relations C ⊂ W (the set of characteristics C is included in the set of requirements W). The characteristics can be: determined - c, random variables - C, random processes - C(t). The operation requirements of the man-device set can be: determined - w, random variables W, random processes W(t). The set of characteristics and the set of requirements determine nine different relations. All the relations have been considered in the paper, as well as their mathematical models and interpretation have been given.
12
Content available remote Zarys probabilistycznej metody określenia trwałości zmęczeniowej wybranych elementów konstrukcji statku powietrznego dla zachowania wymaganego poziomu bezpieczeństwa lotów
Żurek J., Tomaszek H., Klimaszewski S., Zieja M.
Prace Naukowe Instytutu Technicznego Wojsk Lotniczych
|
2010
|
nr 27
165-183
PL
W artykule przedstawiono zarys probabilistycznej metody wyznaczania trwałości zmęczeniowej elementu konstrukcji statku powietrznego dla przyjętego poziomu bezpieczeństwa lotów. W prezentowanej metodzie wykorzystane są: - eksploatacyjne widmo obciążenia elementu konstrukcyjnego statku powietrznego, - zależność Parisa określająca prędkość propagacji pęknięcia zmęczeniowego w ujęciu deterministycznym, - równanie różnicowe do charakterystyki narastania pęknięcia w ujęciu probabilistycznym, - funkcja gęstości narastania długości pęknięcia elementu w postaci rozwiązania równania Fokkera-Plancka. Otrzymane wyniki pozwoliły na wyznaczenie postaci funkcji gęstości czasu (nalotu) niezbędnego do przekroczenia dopuszczalnej długości pęknięcia. Mając wyznaczoną tę funkcję, określono niezawodność elementu, którą następnie wykorzystano do wyznaczenia trwałości zmęczeniowej elementu konstrukcji. Rozpatrzono dwa przypadki rozwiązania, zależne od współczynnika m występującego we wzorze Parisa, tzn. dla m = 2 i m [nie równe] 2.
13
Content available remote A probabilistic method of determining fatigue lives of some selected structural components of an aircraft to maintain the required flight safety level - an outline
Żurek J., Tomaszek H., Klimaszewski S., Zieja M.
Prace Naukowe Instytutu Technicznego Wojsk Lotniczych
|
2010
|
nr 27
185-202
EN
The paper has been intended to outline a method of determining fatigue life of a structural component of an aircraft for some assumed flight safety level. What has been used in the method in question are as follows: - Operation-effected spectrum of loading an aircraft's structural component, - The Paris relationship that determines fatigue-crack propagation rate approached in a deterministic way, - A difference equation to describe the crack growth by means of a probabilistic approach, - A density function of crack growth in a structural component in the form of a solution to the Fokker-Planck equation. The results gained allowed of finding the density function of time (i.e. flying time) indispensable to exceed the permissible crack length. With this function determined, one could determine reliability of the component to be then used to find fatigue life of this structural component. Two solutions have been given consideration, both depending on the m coefficient in the Paris relationship, i.e. for m = 2 and m [not equal] 2.
14
Content available remote A probabilistic method of determining fatigue lives of some selected structural components of an aircraft to maintain the required flight safety level - an outline
Tomaszek H., Żurek J., Klimaszewski S., Zieja M.
Journal of KONBiN
|
2010
|
No. 2-3 (14-15)
421-436
EN
The paper has been intended to outline a method of determining fatigue life of a structural component of an aircraft for some assumed flight safety level. The results gained allowed of finding the density function of time (i.e. flying time) indispensable to exceed the permissible crack length. With this function determined, one could determine reliability of the component to be then used to find fatigue life of this structural component. Two solutions have been given consideration, both depending on the m coefficient in the Paris relationship, i.e. for m = 2 and m ? 2.
PL
W artykule przedstawiony zostanie zarys probabilistycznej metody wyznaczania trwałości zmęczeniowej elementu konstrukcji statku powietrznego wyznaczonej dla przyjętego poziomu bezpieczeństwa lotów. Otrzymane wyniki pozwoliły na wyznaczenie postaci funkcji gęstości czasu (nalotu) niezbędnego do przekroczenia dopuszczalnej długości pęknięcia. Mając wyznaczoną tą funkcję określono niezawodność elementu, którą następnie wykorzystano do wyznaczenia trwałości zmęczeniowej elementu konstrukcji. Rozpatrzono dwa przypadki rozwiązania zależne od współczynnika m występującego we wzorze Parisa tzn. dla m=2 i m?2.
15
Content available remote A probabilistic method of determining fatigue life of a structural component using the Paris formula and the probability density function of time of exceeding the boundary condition - an outline
Tomaszek H., Klimaszewski S., Zieja M.
Scientific Problems of Machines Operation and Maintenance
|
2009
|
Vol. 44, nr 3
63-75
EN
An attempt has been made to present a probabilistic method to determine fatigue life of an aeronautical structure's component by means of a density function of time a growing crack needs to reach the boundary condition. It has been assumed that in a component of a structure given consideration there is a small crack that grows due to fatigue load affecting it. After having reached the boundary value the component in question loses its usability. Time of the crack growth up to the boundary value is termed a fatigue life of the component. From the aspect of physics, the propagation of a crack within the component, if approached in a deterministic way, is described with the Paris's relationship for m = 2. To model the fatigue crack growth, a difference equation has been applied, for which the Fokker-Planck equation has been derived to be then followed with a density function of the growing crack. The in this way, the determined density function of the crack length has been applied to find density function of time of reaching the boundary condition. This function has been used in the present paper to determine the randomly approached fatigue life of a component of a structure.
PL
W artykule podjęto próbę przedstawienia probabilistycznej metody wyznaczenia trwałości zmęczeniowej elementu konstrukcji lotniczej korzystając z funkcji gęstości czasu osiągania stanu granicznego przez narastające pęknięcie. Przyjęto, że w elemencie konstrukcji jest małe pęknięcie, które wzrasta pod wpływem obciążenia zmęczeniowego. Po osiągnięciu wartości granicznej element konstrukcyjny traci przydatność do użycia. Czas narastania pęknięcia do wartości granicznej określony jest jako trwałość zmęczeniowa elementu. Od strony fizycznej narastanie pęknięcia elementu w ujęciu deterministycznym określane jest przez zależność Parisa dla m = 2. Do modelowania wzrostu pęknięcia zmęczeniowego wykorzystano równanie różnicowe, z którego otrzymano równanie Fokkera-Plancka, a następnie funkcję gęstości narastającego pęknięcia. Określoną w ten sposób funkcję gęstości długości pęknięcia wykorzystano do wyznaczenia funkcji gęstości czasu osiągania stanu granicznego. Ta funkcja w niniejszej pracy posłużyła do określenia trwałości zmęczeniowej elementu konstrukcji w ujęciu losowym.
16
Content available remote Zarys metody wyznaczania trwałości zmęczeniowej elementów konstrukcji z wykorzystaniem funkcji gęstości czasu przekraczania stanu granicznego
Tomaszek H., Klimaszewski S., Zieja M.
Prace Naukowe Instytutu Technicznego Wojsk Lotniczych
|
2009
|
nr 25
129-142
PL
Niniejszy artykuł jest rozwinięciem pracy [5] przedstawionej na konferencji "35th Internatio-nal Scientific Congress on Powertrain and Transport Means - European KONES 2009". W artykule podjęto próbę wyznaczenia trwałości zmęczeniowej elementu konstrukcji lotni-czej, korzystając z funkcji gęstości czasu osiągania stanu granicznego przez narastające pęknięcie. Przyjęto, że w elemencie konstrukcji jest małe pęknięcie, które wzrasta pod wpływem obciążenia zmęczeniowego. Po osiągnięciu wartości granicznej element kon-strukcyjny traci przydatność do użycia. Czas narastania pęknięcia do wartości granicznej określony jest jako trwałość zmęczeniowa elementu. Od strony fizycznej narastanie pęk-nięcia elementu w ujęciu deterministycznym określane jest przez zależność Parisa dla m = 2. W pracach [3, 4] określono funkcję gęstości długości pęknięcia elementu konstrukcji oraz, wykorzystując ją, określono rozkład czasu osiągania stanu granicznego. Funkcja ta w niniejszym artykule posłużyła do określenia trwałości zmęczeniowej elementu konstrukcji w ujęciu losowym.
17
Content available remote A method of determining fatigue life of a structural component using the probability density function of time of exceeding the boundary condition - an outline
Tomaszek H., Klimaszewski S., Zieja M.
Prace Naukowe Instytutu Technicznego Wojsk Lotniczych
|
2009
|
nr 25
143-156
EN
The article is development of the paper [5] presented on 35th International Scientific Con-gress on Powertrain and Transport Means - European KONES 2009. An attempt has been made to present a probabilistic method to determine fatigue life of an aeronautical struc-ture's component by means of a density function of time a growing crack needs to reach the boundary condition. It has been assumed that in a component of a structure given consideration there is a small crack that grows due to fatigue load affecting it. After having reached the boundary value the component in question loses its usability. Time of the crack growth up to the boundary value is termed a fatigue life of the component. From the aspect of physics, the propagation of a crack within the component, if approached in a deterministic way, is described with the Paris's relationship for m = 2. In papers [2, 3] was found density function of the crack length and has been applied to find density function of time of reaching the boundary condition. This function has been used in the present paper to determine the randomly approached fatigue life of a component of a structure.
18
Content available A probabilistic method of determining fatigue life of a structural component using the paris formuła and the probability density function of time of exceeding the boundary condition - an outline
Tomaszek H., Klimaszewski S., Zieja M.
Journal of KONES
|
2009
|
Vol. 16, No. 3
431-438
EN
An attempt has been made to present a probabilistic method to determine fatigue life of an aeronautical structure's component by means of a density function of time a growing crack needs to reach the boundary condition. It has been assumed that in a component of a structure given consideration there is a small crack that grows due to fatigue load affecting it. After having reached the boundary value the component in question loses its usability. Time of the crack growth up to the boundary value is termed a fatigue life of the component. From the aspect of physics, the propagation of a crack within the component, if approached in a deterministic way, is described with the Paris 's relationship for m = 2. To model the fatigue crack growth a difference equation has been applied, from which the Fokker-Planck equation has been derived to be then followed with a density Junction of the growing crack. The in this way found density function of the crack length has been applied to find density Junction of time of reaching the boundary condition. This function has been used in the present paper to determine the randomly approached fatigue life of a component of a structure. The present paper has been prepared for the case there is coefficient m = 2 in the Paris formula. With the in the paper presented scheme, one can find fatigue life of the structure's component for the case m not equal to 2.
19
Content available The Fatigue Life Assessment of PZL-130 Orlik Structures Based on Historical Usage Data
Leski A., Klimaszewski S., Kurdelski M.
Fatigue of Aircraft Structures
|
2009
|
Iss. 1
131--139
EN
Material fatigue is the basic factor limiting aircraft's durability. It comes from the fact that changing loads affect aircraft structure as well as from the fact that aircraft’s mass restrictions do not allow for diminishing stress to the level when material fatigue does not occur. Estimating fatigue durability of a particular structure as well as its actual fatigue damage degree is possible when the history of loads affecting the structure is known. Accuracy of loads monitoring influences the accuracy of indicated fatigue wear. In case of older structures, which have been maintained according to safe life principle, the number of hours have been commonly used as a fatigue wear indicator. After aircraft structure reaches flying time estimated by the produces, it is considered as fatigue wear and it is no longer in service. In case of a lack of results of loads spectrum measurements, results of tests conducted for other aircraft (of similar structure and assignment) can be used. For this purpose, average loads spectrum has been elaborated for particular aircraft groups, for example, HELIX, FELIX, FALSTAFF, ENSTAFF, TWIST(10). In the case of small aircraft, the data from FAA (2) report have been often used. This article describes the way of fatigue wear estimation for PZL-130 Orlik aircraft on the basis of historical data from flight recorders.
20
Content available remote Selected issues concerning preparation for the monitoring and detection of fatigue fractures in elements of aircraft construction
Tomaszek H., Klimaszewski S., Jasztal M.
Scientific Problems of Machines Operation and Maintenance
|
2008
|
Vol. 43, nr 3
33-45
EN
All accepted and applied strategies concerning the operation of aircraft oblige engineering services to monitor fatigue fractures of aircraft construction. Fatigue fractures belong to a dangerous type of damages. Engineering services are to detect fractures before reaching the admissible length, which is determined by taking flight safety into consideration. Detection of a fracture results in the necessity of an engineering interference preventing a catastrophic failure. The article presents selected issues concerning preparation for the monitoring and detection of fatigue fractures in elements of aircraft construction. The article stresses the prognosis of the development of a fracture.
PL
Wszystkie przyjęte i stosowane strategie eksploatacji statków powietrznych zobowiązują służby techniczne do kontroli konstrukcji statku pod kątem istnienia pęknięć zmęczeniowych. Pęknięcia zmęczeniowe są niebezpiecznym rodzajem uszkodzeń i zadaniem służb technicznych jest ich wykrycie przed osiągnięciem dopuszczalnej długości określonej z uwzględnieniem bezpieczeństwa lotów. Wykrycie pęknięcia pociąga za sobą konieczność interwencji technicznej uniemożliwiającej powstanie uszkodzenia katastroficznego. W artykule przedstawiono wybrane problemy z zakresu przygotowania do wykrywania pęknięć zmęczeniowych elementów konstrukcji statku powietrznego, zwracając głównie uwagę na prognozę rozwoju pęknięcia.
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.