Wyniki wyszukiwania - BazTech

1

Design and Optimisation of Fuel Tanks for BWB Configurations

Goraj Z.

Archive of Mechanical Engineering

|

2016

|

Vol. LXIII, nr 4

605--617

EN

This paper describes assumptions, goals, methods, results and conclusions related to fuel tank arrangement of a flying wing passenger airplane configuration. A short overview of various fuel tank systems in use today of different types of aircraft is treated as a starting point for designing a fuel tank system to be used on very large passenger airplanes. These systems may be used to move fuel around the aircraft to keep the centre of gravity within acceptable limits, to maintain pitch and lateral balance and stability. With increasing aircraft speed, the centre of lift moves aft, and for trimming the elevator or trimmer must be used thereby increasing aircraft drag. To avoid this, the centre of gravity can be shifted by pumping fuel from forward to aft tanks. The lesson learnt from this is applied to minimise trim drag by moving the fuel along the airplane. Such a task can be done within coming days if we know the minimum drag versus CG position and weight value. The main part of the paper is devoted to wing bending moment distribution. A number of arrangements of fuel in airplane tanks are investigated and a scenario of refuelling – minimising the root bending moments – is presented. These results were obtained under the assumption that aircraft is in long range flight (14 hours), CL is constant and equal to 0.279, Specific Fuel Consumption is also constant and that overall fuel consumption is equal to 20 tons per 1 hour. It was found that the average stress level in wing structure is lower if refuelling starts from fuel tanks located closer to longitudinal plane of symmetry. It can influence the rate of fatigue.

PL

W pracy przedstawiono założenia, cele, metody, wyniki i wnioski dotyczące układu zbiorników paliwowych dla projektu samolotu pasażerskiego w konfiguracji BWB, t.j. kadłuba przechodzącego płynnie w skrzydło. Zamieszczono krótki przegląd współczesnych układów zbiorników paliwowych, które mogą stanowić punkt wyjściowy do projektu systemu paliwowego dla dużych samolotów pasażerskich. Takie systemy powinny umożliwiać przepompowywanie paliwa w celu zachowania położenia środka masy samolotu w akceptowalnych granicach, ze względu na warunki równowagi oraz stateczności samolotu. Wraz ze wzrostem prędkości środek parcia przesuwa się do tyłu samolotu i dla zachowania równowagi podłużnej zmianie ulega wychylenie sterów wysokości, trymera lub tzw. elewonów. Aby uniknąć nadmiernego wzrostu oporów wyważenia paliwo powinno być przepompowywane ze zbiorników położonych z przodu do zbiorników położonych w tylnej części samolotu. W tym celu obliczono zmianę oporu minimalnego w funkcji położenia środka masy i ciężaru samolotu. Główna część pracy jest poświęcona analizie rozkładu momentów gnących skrzydła w funkcji wypełnienia zbiorników paliwowych. Zbadano kilkanaście różnych wariantów wypompowywania paliwa ze zbiorników umieszczonych w skrzydle i zminimalizowano wartości momentów gnących u nasady skrzydła. Optymalizacje przeprowadzono przy założeniu, że samolot wykonuje długotrwały lot (14 godzin), ze współczynnikiem siły nośnej CL = 0:279 i przy stałym jednostkowym zużyciu paliwa (SFC = 20 ton na 1 godz = const). Stwierdzono, że średni poziom naprężeń w strukturze dźwigara głównego skrzydła jest najmniejszy jeżeli wypompowywanie paliwa rozpocznie się od zbiorników zlokalizowanych jak najbliżej pionowej płaszczyzny symetrii samolotu, czyli u nasady skrzydeł. Minimalizacja naprężeń może mieć istotny wpływ na zmniejszenie zmęczenia dźwigarów.

2

Strukturalny model dyskretny samolotu bezzałogowego i jego zastosowanie w rozwiązywaniu wybranych zagadnień aerosprężystości

Goraj Z., Olejnik A., Rogólski R.

Mechanik

|

2011

|

R. 84, nr 7(CD)

527-544

PL

Praca jest poświęcona wybranym aspektom projektowania bezzałogowego samolotu klasy Medium Range (MR) PW-141 SAMONIT, którego demonstrator technologii powstał w latach 2007-2010 w Politechnice Warszawskiej w ramach projektu badawczego rozwojowego finansowanego przez MNiSW (R10/010/02). Projekt rozwijano m.in. z udziałem ITL WAT. Przedstawiono dyskretny model strukturalny płatowca do analiz MES. Wirtualny model konstrukcji cienkościennej zbudowano, wykorzystując preprocesor Patran w oparciu o model geometryczny zaadaptowany z systemu CAD. Na potrzeby modelu opracowano zestaw wirtualnych złożeń materiałowych symulujących kompozytowe własności konstrukcji. Wykonano analizę stacjonarnych obciążeń aerodynamicznych obejmującą wyznaczenie obwiedni obciążeń w locie oraz ich rozkład na płatowcu. W tym drugim przypadku wykorzystano program VORLAX, bazujący na metodzie siatki wirowej dla opływów poddźwiękowych. Dla ekstremalnych przypadków obciążenia wykonano modelowe analizy statyczne w programie MD Nastran. Wyniki przedstawiono w formie warstwicowych rozkładów przemieszczeń i naprężeń. Przeprowadzono również wstępne obliczenia dynamiczne struktury obejmujące analizę drgań własnych i flatteru (metoda siatki dipoli), przy czym uwzględniono jedynie symetryczne postacie ruchu.

EN

The work is devoted to the MR-class UAV PW-141 SAMONIT, which was prototyped in WUT in years 2007-20010 in the framework of R&D project under the Polish Ministry of Science and Higher Education (R10/010/02), with participation of MUT. In the paper the structural discrete model for FE aeroelastic analysis was presented. The numerical thin-walled discrete model of the aeroplane was developed in MSC Patran on the base of surface geometric model imported from the CAD system. The set of virtual material models were prepared which was used to simulate structural properties of composite airframe. The flight loads analysis was performed, that means flight envelope and stationary load distribution. Airload calculations were carried out using VORLAX programme, based on Vortex Lattice Method for subsonic airflow. For some extreme external load cases of the envelope the load distribution was determined and the series of numerical static calculations were performed using MD Nastran. The results were presented in form of the stress and displacement distribution maps. The preliminary dynamic structural calculations were carried out too, including normal modes and flutter analysis (Doublet Lattice Method), but the symmetrical movement was only investigated – also using MD Nastran.

3

Struktury kompozytowe w lotnictwie

Goraj Z.

Prace Naukowe Politechniki Warszawskiej. Mechanika

|

2007

|

z. 219

31--44

PL

Przedstawiono wybrane zagadnienia związane z projektowaniem samolotów pasażerskich nowej generacji z dużym udziałem materiałów kompozytowych. Pokazano elementy projektu koncepcyjnego samolotu klasy BWB (latające skrzydło) oraz kilka konfiguracji klasycznych samolotów charakteryzujących się powiększonym komfortem kabin pasażerskich. Przeanalizowano zalety zastosowań materiałów kompozytowych w porównaniu do tradycyjnie stosowanych stopów aluminiowych. Prace te są fragmentem projektu FP6-NACRE, finansowanego przez Komisję Europejską.

EN

The paper presents selected design aspects of new generation passenger airplanes for which composite materials are extensively used. Some phases of conceptual project design of a passenger flying wing (BWB) and the traditional airplane configuration of increased passenger comfort are shown and discussed. Advantages and drawbacks of application of composite materials versus traditional aluminium alloys are compared. All these research and results are part of the FP6 NACRE project, financially supported by European Commission, with Warsaw University of Technology as one of 36 partners.

4

Load composite structure in aeronautical engineering

Goraj Z.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2007

|

Nr 4(191)

13-32

EN

This paper presents selected design issues related to new generation passenger aircraft projects with high share of composite materials. Among projects being now in progress there are a Blended Wing Body configuration (BWB) and a number of classical configuration characterised by very high comfort for passengers. Advantages and disadvantages of composite material being used in aircraft structures have been discussed.

PL

Przedstawiono wybrane zagadnienia związane z projektowaniem samolotów pasażerskich nowej generacji z dużym udziałem materiałów kompozytowych. Pokazano elementy projektu koncepcyjnego samolotu klasy BWB (latające skrzydło) oraz kilka konfiguracji klasycznych samolotów charakteryzujących się powiększonym komfortem kabin pasażerskich. Przeanalizowano zalety zastosowań materiałów kompozytowych w porównaniu do tradycyjnie stosowanych stopów aluminiowych.

5

Techniques and critical technologies applied for small and mini uavs - state of the art and development perspectives

Goraj Z., Szender M.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2005

|

Nr 4 (183)

41-49

EN

The technology and techniques applied in small and mini Unmanned Arial Vehicles derive from full scale UAV and flying model technology. Requirement for the technology applied is based on high reliability request linked with limited dimensions and take-off weight. Airframe structures, propulsion systems and take-off and landing techniques are described in this paper. Analysis of strength and weaknesses and development perspectives of these techniques are presented also. The paper describes briefly the control systems, flight data acquisition units and telemetry links.

PL

Technika i technologia wykorzystywana w małych i miniaturowych UAVs pochodzi z pełno wymiarowych obiektów UAV i techniki modeli latających. Wymagania stosowanej technologii są oparte na żądaniach osiągnięcia wysokiej niezawodności połączonych z niedużymi wymiarami obiektu i jego małą masą startową. Artykuł opisuje konstrukcje płatowców, zespołów napędowych oraz techniki startu i lądowania. W artykule zawarta jest również analiza silnych i słabych punktów tych technik oraz perspektywy ich rozwoju. Artykuł opisuje pokrótce systemy sterowania, systemy zbierania danych lotnych oraz łącza telemetryczne.

6

Aircraft fuel systems and their influence on stability margin

Goraj Z., Zakrzewski P.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2005

|

Nr 4 (183)

29-40

EN

This paper reviews modern fuel tank systems, mainly adopted either for combat or passenger airplanes. Two important issues are addressed in the paper - an influence of fuel tanks location on the airplane trimming and longitudinal stability. It is shown that moving the fuel towards the wing tips results in a decrease of stability margin (if wings are swept back) or in an increase of stability margin (if wings are swept forward). Changing the CG position also influences on trim condition and can change elevator deflection and the overall efficiency. Examples of solutions applied for real aircraft are included into analysis. An example of fuel tanks arrangement proposed for PW-114 HALE UAV configuration, is shown and discussed.

PL

Artykuł omawia nowoczesne układy paliwowe, instalowane w samolotach wojskowych i cywilnych. Artykuł porusza dwa problemy - wpływ położenia zbiorników paliwa na wyważenie samolotu i jego stateczność podłużną. Wykazano, że przemieszczenie paliwa w kierunku końcówek skrzydła zmniejsza zapas stateczności (dla skrzydeł skośnych do tyłu) lub zwiększa zapas stateczności (dla skrzydeł skośnych do przodu). Zmiana położenia środka ciężkości wpływa również na warunki wyważenia samolotu i mogą zmienić zakres wychyleń stera wysokości i sprawność ogólną samolotu. Analiza zawiera przykłady zastosowań w rzeczywistych konstrukcjach lotniczych. Pokazano i omówiono konfigurację położenia zbiorników paliwa dla samolotu PW-114 HALE UAV.

7

Wyzwania projektowe towarzyszące nowej generacji samolotów bezzałogowych

Goraj Z., Frydrychewicz A.

Zeszyty Naukowe Politechniki Świętokrzyskiej. Mechanika

|

2004

|

Z. 80

161-168

PL

W artykule przedstawiono wybrane elementy procesu projektowania samolotu bezzałogowego na przykładzie PW-114 przeznaczonego do lotów patrolowych na dużych wysokościach. Jako funkcję celu przyjęto koszt, niezawodność i wielozadaniowość.

EN

Selected design activity undertaken within the CAPECON project and devoted to development of HALE UAV being proposed for long endurance flights, has been presented. The main goal in this design process are economic effectiveness, safety and a universal, multirole electronic buys, well prepared for various sensors and different missions. The conceptual project has been developed at Warsaw University of Technology. Preliminary design is in progress now and in many aspects is support by other consortium partners, especially by IAI and ONERA. Project CAPECON No GRD1-2001-40162 supported by European Union.

8

Projektowanie zespołów głównych samolotów bezzałogowych w systemie UNIGRAPHICS

Hernik B., Gadomski J., Frydrychewicz A., Goraj Z.

Zeszyty Naukowe Politechniki Świętokrzyskiej. Mechanika

|

2004

|

Z. 80

205-210

PL

W artykule przedstawiono wybrane zagadnienia związane z zastosowaniem systemu UNIGRAPHICS do projektowania powierzchni bryły płatowca oraz modelowania bryłowego zespołów i podzespołów. Przedstawiono sposób opisu brył, wykorzystanie modułu złożeń oraz zasady modyfikacji. Opisano także możliwość wykorzystania wygenerowanej geometrii przez inne programy obliczeniowe.

EN

This paper presents a design procedure undertaken during development of unmanned aerial vehicles PW-103 & PW-114 at Warsaw University of Technology using UNIGRAPHICS by the research team headed by Prof. Zdobyslaw Goraj within the V FR of European Union in the CAPECON programme. UNIGRAPHICS enables the modeling of separate subsystems and a simple verification if these subsystems fit one the other when integrated. Output data is compatible with an input data needed for an advanced aerodynamic software, for example with the VSAERO input data.

9

Projekt samolotu Male UAV o podwyższonym poziomie niezawodności

Goetzendorf-Grabowski T., Frydrychewicz A., Goraj Z., Suchodolski S.

Zeszyty Naukowe Politechniki Świętokrzyskiej. Mechanika

|

2004

|

Z. 80

155-160

PL

W artykule przedstawiono założenia projektowe samolotu MALE UAV o podwyższonej niezawodności. Zamieszczono kolejne wersje rozwojowe projektu CAPECON wykonywanego w Politechnice Warszawskiej w ramach V PR UE. Partnerami w projekcie CAPECON są największe europejskie firmy lotnicze (EADS, Eurocopter, Agusta, IAI), instytuty badawcze (ONERA, DLR, NLR) oraz Politechniki (Turyńska, Neapolitańska oraz Bolońska).

EN

Initial requirements for MALE UAV design of an increased reliability have been presented. The successive design phases of PW-103 have been shown and described. This unmanned aircraft has been designed in Warsaw University of Technology within the framework V of European Union. The foreign partners in this project are the key aeronautical player in the Europe, namely EADS, Eurocopter, Agusta, IAI, SSC, ONERA, DLR, NLR, Torino University, Napoli University, Bologne University and others. Project CAPECON No GRD1-2001-40162 supported by European Union.

10

Obliczenia aerodynamiki samolotów bezzałogowych z wykorzystaniem pakietu VSAERO

Figat M., Goetzendorf-Grabowski T., Goraj Z.

Zeszyty Naukowe Politechniki Świętokrzyskiej. Mechanika

|

2004

|

Z. 80

125-130

PL

Praca przedstawia zastosowanie pakietu VSAERO, opartego na klasycznej metodzie panelowej wzbogaconej o model warstwy przyściennej, do obliczeń charakterystyk aerodynamicznych samolotów bezzałogowych. Zawiera obliczenia przykładowe realnych samolotów w klasie MALE i HALE.

EN

This paper presents application of VSAERO package, based on classical panel method and enhanced on boundary layer method, to calculate aerodynamic characteristics of unmanned aircraft. Included computational examples present both MALE & HALE aircraft developed in WUT.

11

Analiza i optymalizacja struktury samolotów bezzałogowych

Gadomski J., Goraj Z., Hernik B.

Zeszyty Naukowe Politechniki Świętokrzyskiej. Mechanika

|

2004

|

Z. 80

143-148

PL

Opracowanie przedstawia metody projektowania i obliczania numerycznego wykorzystane podczas konstruowania struktury nośnej samolotów bezzałogowych PW-103 MALE i PW-114 HALE opracowanych przez zespół kierowany przez prof. dr hab. inż. Zdobysława Goraja z Wydziału MEiL Politechniki Warszawskiej.

EN

This paper presents a design effort undertaken during development of a load structure of unmanned aerial vehicles PW-103 & PW-114 at Warsaw University of Technology by the research team headed by Prof. Zdobyslaw Goraj within the V FR of European Union in the CAPECON Project - No GRD1-2001-4016.

12

High altitude long endurance unmanned aerial vehicle of a new generation - a design challenge for a low cost, reliable and high performance aircraft

Goraj Z., Frydrychewicz A., Świtkiewicz R., Hernik B., Gadomski J., Goetzendorf-Grabowski T., Figat M., Suchodolski S.

Bulletin of the Polish Academy of Sciences. Technical Sciences

|

2004

|

Vol. 52, nr 3

173-194

EN

This paper describes a design process of HALE PW-114 sensor-craft, developed for high altitude (20 km) long endurance (40 h) surveillance missions. Designed as a blended wing (BW) configuration, to be made of metal and composite materials. Wing control surfaces provide longitudinal balance. Fin in the rear fuselage section together with wingtips provide directional stability. Airplane is equipped with retractable landing gear with controlled front leg that allows operations from conventional airfields. According to the initial requirements it is twin engine configuration, typical payload consists of electro-optical/infra-red FLIR, big SAR (synthetic aperture radar) and SATCOM antenna required for the longest range. Tailless architecture was based on both Horten and Northrop design experience. Global Hawk was considered as a reference point - it was assumed that BW design has to possess efficiency, relative payload and other characteristics at least the same or even better than that of Global Hawk. FLIR, SAR and SATCOM containers were optimised for best visibility. All payload systems are put into separate modular containers of easy access and quickly to exchange, so this architecture can be consider as a "modular". An optimisation process started immediately when the so-called "zero configuration", called PW-l11 was ready. It was designed in the canard configuration. A canard was abandoned in HALE PW-113. Instead, new, larger outer wing was designed with smaller taper ratio. New configuration analysis revealed satisfactory longitudinal stability. Calculations suggested better lateral qualities for negative dihedral. These modifications, leading to aerodynamic improvement, gave HALE PW-114 as a result. The design process was an interdisciplinary approach, and included a selection of thick laminar wing section, aerodynamic optimisation of swept wing, stability analysis, weight balance, structural and flutter analysis, many on-board redundant systems, reliability and maintability analysis, safety improvement, cost and performance optimisation. Presented paper focuses mainly on aerodynamics, wing design, longitudinal control and safety issues. This activity is supported by European Union within V FR, in the area Aeronautics and Space.

13

Badanie wpływu charakterystyk aerodynamicznych samolotu na obciążenie aerodynamiczne usterzenia poziomego w wybranych manewrach

Sznajder J., Goraj Z.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2001

|

Nr 4 (167)

54-61

PL

W pracy wyznaczono charakterystyki oraz pochodne aerodynamiczne samolotu transportowego M-28 stosując metodę panelową niskiego rzędu oraz metody inżynierskie (ESDU). Na przykładzie otrzymanych wyników przedyskutowano ograniczenia obu metod. W celu wskazania tych charakterystyk, których błąd ma największy wpływ na obciążenia usterzenia, przeprowadzono symulację wybranych manewrów symetrycznych. Do symulacji wybrano manewry stanowiące elementy profilu obciążeń w badaniach zmęczeniowych samolotu: wejście w obszar podmuchu o profilu zdefiniowanym wg przepisów FAR oraz wychylenie steru wysokości zgodnie z zadaną funkcją. Porównano przebiegi czasowe obciążeń wyznaczone dla charakterystyk wyznaczonych przy pomocy metody panelowej oraz dla charakterystyk wyzanczonych metodami inżynierskimi. Przedyskutowano otrzymane wyniki.

EN

In this paper the aerodynamic characteristics and stability derivatives of a transport airplane M-28 were calculated using low order panel method and engineering methods (ESDU). The constraints of both methods were shown using the obtained results. In order to point-out the characteristics, for which the errors in their values have the greatest influence on the calculated tail surface loading, simulations of two "symmetrical" manouvers were conclucted. The manouvers chosen for the simulations were ones, which are part of the flight profile in the structural fatique tests: entering the gust area with gust profile defined according to the FAR regulations, and a manouver resultingfrom elevator deflection according to a defined time fumction. The time of change of the tail surface loading were compared for the aerodynamic characteristics determined using either of the methods.

14

Analiza skuteczności sterów lekkiego samolotu w korkociągu

Baron A., Goraj Z.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2001

|

Nr 4 (167)

45-53

PL

Artykuł skupia się głównie na eksperymentalnych badaniach korkociągowych prototypu I-23 lekkiego samolotu, zaprojektowanego i oblatanego i Instytucie Lotnictwa w Warszawie. Konstrukcja jest całkowicie kompozytowa, pposiada proste skrzydło i chowane podwozie. Układ aerodynamicany i system sterowania samolotu są klasyczne. Powierzchnia nośna wynosi 10m2, rozpiętość skrzydła 8.8m, max. masa startowa jest równa 1150kg. W pracy zawarto analizę i przedstawiono odpowiednie metody wyprowadzania samolotu z korkociągu, możliwe do rozważania na wczesnym etapie projektu samolotu. Zbadano trzy czynniki główne decydujące o charakterystykach korkociągowych lekkiego samolotu - względny rozkład masy pomiędzy skrzydło i kadłub, gęstość względną samolotu oraz konfigurację usterzenia. Wyznaczono tzw. współczynnik tłumienia usterzenia (TDPF) z uwzględnieniem tzw. nieosłoniętej powierzchni statecznika pionowego. Testy przeprowadzone na dużych kątach natarcia w tunelu aerodynamicznym na modelu samolotu w skali 1:3 pokazały, że nie ma różnic pomiędzy skutecznością steru kierunku w obecności i pod nieobecność usterzenia poziomego.

EN

This paper focuses mainly on the experimental and in-flight spin investigationsfor an executive lightairplane, named I-23 and built in Institute of Aviation. It is single-engine, all composite, straight wing, rectable undercarriage, conventional configuration and flight control system airplane. Gross wing area is 10m2, wing span - 8.8m, maximum take-off mass-1150kg. spin analysisand adequate treatment to spin recovery were considered earlyin the design stage. Very well known three principal factors,overriding importance in the spinning of light airplanes, were carefully investigated. among them were: the relative distribution of the mass of the airplane between the wing and fuselage, relative airplane density and the tail configuration. In setting up the tail-design requirements, the so-called taildamping power factor was computed using the unshieldedrudder volume coefficient and the tail-damping ratio. The wind tunnel tests, performed on the scaled (1:3) airplane model at high angles of attack showed that there were no differences between effectiveness of the rudder alone configuration (horizontal tail removed) and that of the full configuration (including horizontal tail).

15

Stability derivatives computed usinga panel method in the compressible, subcritical flow

Goraj Z., Sznajder J.

Research Bulletin / Warsaw University of Technology, Institute of Aeronautics and Applied Mechanics

|

2000

|

nr 10

131-138

EN

This paper presents an application of a low-order panel method to the stability analysis of an aircraft in steady flight. The aerodynamic coefficients and most of the stability derivatives determined using a low-order panel method with constant singularity distributions over flat panels. The stability derivatives were computed in terms of quotients of the increments of aerodynamic forces and moments to the increments of linear and angular velocities. Compressibility of the flow was taken into account using the Prandtl-Glauert geometry transformation. Stability derivatives with respect to the pitch and yaw were calculated using a cylindrical coordinate system. Eigenvalues of the natural of oscillations were determined, using a rigid-body model of the real aircraft. The influence of each stability derivative on the of eigenvalues individual modes was determined by means of evaluation of the sensitivity coefficients of all eigenvalues with respect to the nondimensional stability derivatives. The sensitivity coefficients of natural modes offer a quick assesment of the effect of small perturbations of selected stability derivatives, and hence, enable the assesment of the influence of variations of the designgeometric parameters on dynamic of an aircraft.

16

Extreme loads calculation following a sudden elevator deflection or vertical gust

Goraj Z., Sznajder J.

Research Bulletin / Warsaw University of Technology, Institute of Aeronautics and Applied Mechanics

|

2000

|

nr 10

121-130

EN

Each airplane is not only operated in a level steady flight, but also has to perform a number of manoeuvres. Even for airliner or transport airplane some of these manoeuvres can be rapid and it is the reason that extreme loads generated in such manoeuvres on the tailplane have to be calculated. These loads are responsible for the state of strain, elastic deflection, fatigue and other phenomena. Among different manoeuvres considered in this paper are motions following a sudden deflection of elevator and response to a vertical gust Airplane was assumed to be a rigid body of three degrees of freedom in symmetrical motion. The panel method was used to compute aerodynamic coefficients. Unsteady forces and pitching moment were computed using classical stability derivatives. Elevator deflection was of the step change type, gust was assumed to be either of the step change type or harmonic, with a gust cycle time corresponding to the time to travel a distance equal to 25 Mean Aerodynamic Chord. In all cases a jump type elevator deflection was assumed to last for 1 second, whilst the airplane response as observed for 3 seconds. The airplane motion, its velocities, accelerations and load acting on the tailplane were calculated by means of numerical integration of the ordinary differential equations of motion.

17

Application of the coupled Euler / flight dynamics model into analysisof a rapid pull-up manoeuvre

Goraj Z., Iglewski T.

Research Bulletin / Warsaw University of Technology, Institute of Aeronautics and Applied Mechanics

|

2000

|

nr 10

113-120

EN

The Eater flow model for in viscid, compressible gas and the aircraft flight dynamics model were coupled to analyse rapid pull-up manoeuvre. The Euler flow equations were used to obtain aerodynamic forces and moments acting on a simplified aircraft configuration, considered as a rigid body. The McCormack predictor-corrector scheme for a finite differences representation was used as a numerical method for solving the Euler flow equations. The second order artificial viscosity was introduced to improve convergence of the scheme. Far field boundary conditions in the Euler model were determined from the steady state conditions of in the horizontal flight. Aircraft components in the body frame of were computed having known the of attack of the aircraft and its speed. The air density and pressure correspond to the height. From the boundary condition on the wing surface it follows that local flow vector is tangent to the local surface. 225200 grid points in five connected structural grid blocks in computations. The flight dynamics equations of motion were used to describe the aiecraft dynamics. No additional aerodynamic derivatives were considered. Some dynamic phenomena and damping effects (including hysteresis) were taken into account. In the simulation process both models were used and coupled by means of the mutual data transfer process. Any change of flight conditions immediately influences on the flow. Initial conditions for the flight dynamics equations of motion were settled up coming from the solutionof the Euler flow model for several cases of stationary flow. Only symmetrical motion and symmetrical airflow were examined. This makes it possible to use a grid for half of the aircraft only. The influence of the horizontal tailplane and fuselage on the main wing flow was neglected. The results of simulation (including flight path history, surface loading, aerodynamic forces and moments) were compared to those of classical approach, obtained from pure flight dynamics equations of motion.

18

Zastosowanie modelu Eulera do wyznaczania kątów odchylenia strug za płatem

Iglewski T., Goraj Z.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2000

|

Nr 2 (161)

70-77

PL

Zastosowano przestrzenne równania Eulera do modelowania ruchu płynu nielepkiego wokół izolowanego płata. Przedstawiono sposób rozwiązywania tych równań metodą różnic skończonych na niejednorodenj siatce otaczającej opływany obiekt. Zaprezentowano możliwość stosowania siatek wieloblokowych jako sposób opisu skomplikowanych geometrii. Przedstawiono metodę łączenia siatek wieloblokowych. Równania Eulera wykorzystano do wyznaczania kąta odchylenia strug w przestrzeni za płatem. Otrzymane wyniki dla różnych geometrii porównano z wynikami z innych źródeł: tablic inżynierskich, wzorów analitycznych i danych eksperymentalnych.

EN

Three dimensional Euler equations in the conservative form were used to simulate flow field around separated wing. Finite-difference computation method, based on Mac Cormack technique for non-uniform, structured multiblock grig system is presented and applied to describe a wing of an arbitrary planform. This method was used to simulate downwash for several different wing configurations. Simulation results were compared to results from other sources as data sheets, analytical formulae and experimental data.

19

Najważniejsze kierunki rozwoju technologii i badań naukowych w lotnictwie

Goraj Z., Domański R., Loroch L., Olejnik A., Olszewski R., Piwek K., Skorski W., Tomczyk A., Żmudziński J.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2000

|

Nr 3-4 (162-163)

3-10

PL

W artykule podano równania przetwarzania dla dwóch wersji przetworników indukcyjnościowych. Pierwsza wersja dotyczy przetworników jednocewkowych, druga natomiast dwucewkowych. Przedstawione charakterystyki umożliwiają projektowanie przetworników indukcyjnościowych w kształcie cewek krótkich do pomiaru przewodności elektrycznej metodą bezstykową. Dla wersji jednocewkowej przeprowadzono weryfikację doświadczalną.

EN

In this paper important trends of the world aerospace technology and corresponding research have been outlined. The current state and expectations seen from the Polish perspective are also included in this text. Some selected design and research projects, either recently completed or now being under development are also presented. Some manufacturing capabilities and chances of Polish aerospace industry have been pointed out. The authors suggest that Polish aerospace companies have to look for the so-called "marked niches" to be successful in a very strong international aerospace competition. Facilities and human resources at Polish research institutes and universities, dealing with the aerospace are shortly presented. The authors represent various universities, institutions, military bodies and industrial companies, however all the opinions presented here have reflected their own point of view and are not the official positions of these institutions.

20

Fire fighting aircraft of medium capacity - from concept to design layout

Frydrychewicz A., Goraj Z., Ransom E., Wagstaff P.

Research Bulletin / Warsaw University of Technology, Institute of Aeronautics and Applied Mechanics

|

1998

|

nr 8

181-194

EN

This paper presents an evaluation of available aircraft types and demonstrates the lack of a low cost aircraft optimised for fighting forest fires, spreading viscous liquids for land reclamation and spraying pesticides over forest areas. It shows that among critical areas demanding special consideration are (1) the development of mathematical models for the water bomb/aircraft separation and the aircraft stability following separation, (2) the identification of parameters influencing the coherence of the water column, effectiveness of the water delivery for fire-fighting (3) choice of aircraft configuration and (4) hopper configuration. The main aerodynamic characteristics of the selected aircraft have been computed by means of panel methods. Design and numerical analysis has led to the selection of the biplane as the best aircraft and hopper configuration. Another important concept - developed at PZL-Okęcie and presented in this paper - consists in using parts of the design from existing aircraft. The pilot's cabin, the rear part of the fuselage with control surfaces and wings originate from the PZL-106 KRUK. This diminishes the cost of design and prototype construction as well as of the cost of the airplane production. It has been shown that an important cost factor in the operation of such a fire-fighting aircraft is the weight of the agent which may be carried for the same fuel consumption. This cost factor, representing the economical efficiency of a fire-fighting aircraft has been computed and compared for a number of fire-fighting aircraft. The design under consideration (called PZL-240 PELIKAN) has the above-mentioned factor equal to 14, whereas the average value for other aircraft is about 8.