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

Znaleziono wyników: 18

Liczba wyników na stronie
first rewind previous Strona / 1 next fast forward last
Wyniki wyszukiwania
help Sortuj według:

help Ogranicz wyniki do:
first rewind previous Strona / 1 next fast forward last
1
Kryteria certyfikacji wojskowych statków powietrznych w świetle zharmonizowanych Europejskich Wojskowych Wymagań Zdatności do Lotu (EMAR)
Sajda K., Kurdelski M.
Problemy Jakości
|
2018
|
R. 50, nr 9
33--38
PL
Celem artykułu jest przedstawienie kryteriów certyfikacji zdatności do lotu wojskowych statków powietrznych w świetle zharmonizowanych Europejskich Wojskowych Wymagań Zdatności do Lotu (EMAR). Realizację celu oparto o badania literatury przedmiotu. Obecnie każdy kraj Unii Europejskiej ma własny wojskowy system bezpieczeństwa lotniczego, dlatego kryteria certyfikacji zdatności do lotu są również indywidualnie określane. Próbę ujednolicenia stanowi inicjatywa EDA polegająca na opracowaniu europejskich wojskowych kryteriów certyfikacji zdatności do lotu (EMACC). W artykule przybliżono proces certyfikacji wojskowych statków powietrznych według wymagań EMAR i skrótowo porównano go z analogicznym procesem cywilnym. Zaprezentowano również zasady opracowywania podstawy certyfikacji na bazie EMACC.
EN
The purpose of the article is to present military airworthiness certification criteria in light of the European Military Airworthiness Requirements (EMAR). The research method is based on the literature of the subject. Nowadays, since European countries operate military aviation systems independently from each other, airworthiness certification criteria are defined independently as well. Development of European Military Airworthiness Certification Criteria (EMACC), being an EDA initiative, is an effort to unify the system. The article addresses certification process in accordance with EMAR with brief comparison to analogous commercial process. The certification base development process based on the EMACC is also presented.
2
Content available Introduction of an Individual Aircraft Tracking Program for the Polish Su-22
Reymer P., Kurdelski M., Leski A., Leśniczak A., Dziendzikowski M.
Fatigue of Aircraft Structures
|
2017
|
Iss. 9
101--108
EN
The Su-22 fighter-bomber is a military aircraft used in the Polish Air Force (PLAF) since the mid 1980’s. By decision of the Ministry of National Defence Republic of Poland, the assumed service life for this type of aircraft was prolonged up to 3200 flight hours based on the Full Scale Fatigue Test (FSFT) results. The FSFT was conducted using the real load profile defined during the Operational Load Monitoring Program (OLM) and the 3200 hour service life was also based on this load profile. In order to assure safe operation of all the 18 Su-22 aircraft, the Individual Aircraft Tracking program was introduced. The program was based on the results of the FSFT as well as the analysis of the flight parameters recorded by the THETYS onboard flight recorder. In this paper, the authors present the methodology, assumed fatigue hypothesis and preliminary results of the IAT program for the Polish Su-22.
3
Content available The Verification of the Technical Conditions of a Combat-Trainer Jet’s Airframe
Kurdelski M., Stefaniuk M., Zieliński W., Bartoszek T.
Fatigue of Aircraft Structures
|
2015
|
Iss. 7
34--40
EN
The combat-trainer jet aircraft is an important element in the process of fighter pilot training. This type of aircraft provides a means of transition from basic training on low-speed propeller trainers to piloting high-speed and highly maneuverable fighter aircraft. Nowadays, in Poland, the PZL TS-11 “ISKRA” jet trainers, designed in 1960s, are employed for training purposes. Because of financial considerations this trainer hasn’t been yet replaced by modern aircraft that conforms to current specifications and needs. As is the case with other aircraft in service of the PLAF, the TS-11 fleet has a large reserve of remaining Hourly Service Life (HSL). This opens an opportunity to extend the Calendar Service Life (CSL), so as it matches the HSL. To this end, a series of technical and research activities needed to be undertaken. The Air Force Institute of Technology is conducting the necessary verification of airframe structural conditions in cooperation with the Military Aviation Works No. 1 J.S.C. (branch in Dęblin) responsible for the overhaul and repair operations. The AFIT’s activities in this program include: • deformation analysis of the selected surface areas of the wing and the fuselage; • assessment of hidden corrosion in riveted joints; • non-destructive testing of selected riveted joints. This paper describes the deformation analysis. As of today, the first stage of the deformation inspection has been completed. At this stage, baseline surface measurements were obtained. Further inspections shall be performed cyclically. The future measurements will be used to establish the areas that deform due to the aircraft operation.
4
Content available The Definition of the Load Spectrum for SU-22 Fighter-Bomber Full Scale Fatigue Test
Reymer P., Kurdelski M., Leski A., Jankowski K.
Fatigue of Aircraft Structures
|
2015
|
Iss. 7
28--33
EN
The Su-22 fighter-bomber is a military aircraft used in the Polish Air Force since the mid 1980’s. By the decision of the Polish Ministry of Defense the predicted service life for this type of aircraft will be extended to 3200 flight hours. Due to the fact that some aircraft were nearing the end of the service life guaranteed by the manufacturer, the actual service life, determined based on the flight profile in the Polish Air Force, had to be validated. Consequently, the Full Scale Fatigue Test (FSFT) had to be carried out in order to verify that the required service life was attainable. This article describes the process of preparation of the load spectra used in the Su-22 FSFT. Due to the fact that the Su-22 has a variable sweep wing the whole test was divided into three Stages (landing, flight and flap loads) carried out at different wing sweep angles (30°/45°/30°). The spectra were developed using the historical data gathered from Flight Data Recorders (FDR), strain signals acquired during the Operational Load Monitoring program (OLM) and aerodynamic calculations.
5
Content available Reliability at the checkpoints of an aircraft supporting structure
Woch M., Kurdelski M., Matyjewski M.
Eksploatacja i Niezawodność
|
2015
|
Vol. 17, no. 3
457--462
EN
For complex systems, such as the structure of an aircraft, the implementation of prognostic and health management techniques can effectively improve system performance. This paper presents some recent results of research on risk assessment for aircraft structures and intends to show the procedures of reliability calculation for a point of aircraft structure as an object under investigation. In this paper, the ways to determine failure rate and failure probability at the location of interest have been presented based on the example of the PZL-130 TC II ORLIK aircraft structure. The results can be applied to optimize the process of aircraft flight authorization, while ensuring safety during operations.
PL
W przypadku złożonych systemów, jakim jest struktura samolotu wdrożenie technik prognostycznych oraz zarządzania czasem zdatności do eksploatacji może skutecznie poprawić wydajność systemu. Celem publikacji jest przedstawienie metody oceny niezawodności konstrukcji lotniczych oraz odpowiedniej procedury obliczeń wraz z ostatnimi wynikami badań. W niniejszej pracy określono chwilową intensywność uszkodzeń oraz prawdopodobieństwo awarii w wybranych miejscach struktury samolotu PZL130 TC II ORLIK. Uzyskane wyniki mogą być zastosowane do optymalizacji procesu dopuszczenia statków powietrznych do lotów, przy jednoczesnym zapewnieniu bezpieczeństwa ich eksploatacji.
6
Content available remote Evaluation of Steering Disks in Mi-17 and Mi-24 Helicopters by Means of the Fam-C Method
Kurdelski M., Gębura A.
Prace Naukowe Instytutu Technicznego Wojsk Lotniczych
|
2013
|
nr 33
127--158
EN
The paper deals with selected issues related to operation of steering disks designed for helicopters that are currently in operation of the Air Force of the Republic of Poland. The attempt is made to present a prediction of hazards to the transmission gear of that helicopter where the forecast is based on a theoretical analysis of mechanical phenomena as well as the statistical and diagnostic analyses. The major attention is paid to the opportunity to diagnose hazardous locations of the helicopter steering disk with use of a non-destructive FAM-C method originally developed by ITWL. The method is based on tracking of frequency modulation parameters generated by the on-board AC generator. The examination does not require the installation of any additional sensor since the transmission is subjected to neither additional load nor distortions of the rotation speed occur. The authors of this study disclosed the initial results from diagnostic measurements as well as snapshots taken during the disassembling of steering disks from Mi-24 and Mi-17 helicopters that were operated under heavy duty conditions of military missions in Iraq and Afghanistan. They also suggested an easy and cheap method for field checking of the steering disk bearing by photogrammetric measurements. It is also demonstrated that the method of diagnostic investigations can be also spread onto other helicopter makes and types.
7
Content available remote Diagnozowanie tarcz sterujących śmigłowców Mi-17 i Mi-24 metodą FAM-C
Kurdelski M., Gębura A.
Prace Naukowe Instytutu Technicznego Wojsk Lotniczych
|
2013
|
nr 33
95--125
PL
W publikacji przedstawiono wybrane problemy eksploatacyjne tarcz sterujących śmigłowców eksploatowanych w lotnictwie Sił Zbrojnych RP. Przedstawiono również prognozy zagrożeń dla zespołu transmisji tego śmigłowca, opartej na analizie teoretycznej zjawisk mechanicznych, jak również analizie statystycznej i diagnostycznej. Główną uwagę zwrócono na możliwości diagnozowania miejsc zagrożeń w tarczy sterującej śmigłowca nieinwazyjną metodą FAM-C, opracowaną w ITWL. Metoda ta jest oparta na śledzeniu parametrów modulacji częstotliwości generowanych przez prądnicę pokładową prądu przemiennego. Badanie to nie wymaga instalowania żadnych dodatkowych czujników, gdyż podczas pomiaru zespół transmisji nie doznaje żadnych dodatkowych obciążeń ani zniekształceń prędkości obrotowej. Autorzy w publikacji zaprezentowali wstępne wyniki pomiarów diagnostycznych oraz materiały z demontażu tarcz sterujących śmigłowców eksploatowanych w warunkach misji wojskowych w Iraku i Afganistanie, wykonanego na śmigłowcach Mi-24 oraz Mi-17. Zaproponowano także, zdaniem autorów, prostą i tanią metodę polowego sprawdzania łożyska głównego tarczy sterującej metodą pomiaru fotogrametrycznego. Autorzy wykazali, że metodologię badań diagnostycznych można i trzeba rozciągnąć na inne typy śmigłowców
8
Content available remote Wykorzystanie MES w analizie struktury nośnej platformy do przewozu uszkodzonego sprzętu transportem lotniczym
Motrycz G., Stryjek P., Leski A., Kurdelski M.
Czasopismo Techniczne. Mechanika
|
2012
|
R. 109, z. 4-M
283--291
PL
W artykule przedstawiono metodykę tworzenia modelu obliczeniowego platformy. Dokonano analizy sił działających na konstrukcję podczas pracy, określając metodą analityczną ich wartości. Opisano zastosowane uproszczenia modelu. Obliczenia wytrzymałościowe przeprowadzono z użyciem systemu MSC Patran. Wyznaczono stany wytężenia konstrukcji, ponieważ konstrukcja wykazywała w określonych miejscach niepokojące wartości naprężeń, dokonano jej przekonstruowania.
EN
The paper shows a methodology of the creation a numeric model of a platform. The analysis was made to the structure of the forces operating on the platform during drive. The value of the forces was quantify by analytical method. In the article was described simplistic model. The calculations of the mechanical tests were made using the system MSC Patran. Because the tension value of the construction in certain places was too high, there has been made some changes in the frame construction.
9
Szacowanie trwałości fragmentu struktury nośnej śmigłowca na podstawie obliczeń numerycznych
Leski A., Kurdelski M., Baraniecki R.
Przegląd Mechaniczny
|
2011
|
nr 4
36-41
PL
W artykule zaprezentowano sposoby wykorzystania elementów mechaniki pękania podczas eksploatacji statków powietrznych. Rejestracja parametrów lotu oraz wyniki pomiaru obciążeń struktury konstrukcji podczas lotu umożliwiają wykonanie symulacji numerycznych, w wyniku których możliwe jest oszacowanie trwałości elementów struktury statku powietrznego. Dzięki obliczeniom szybkości wzrostu długości pęknięcia możliwe jest wyznaczenie okresów, w których struktura powinna być poddana przeglądom technicznym zgodnie z zasadą "kontrolowanego uszkodzenia" eksploatacji statków powietrznych.
EN
There were presented directions for use some elements of fracture mechanics during exploitation of aircrafts. Flight data registration and the results of loads measurement of the aircraft structure during the flight allows on numerical simulations, as a result of which it is possible to estimate the durability of elements of the structure of the aircraft. With the calculations of growth rate of crack length is possible to determine the periods in which the structure should be subjected to technical survey in accordance with the principle of "controlled injury" of aircraft exploitation.
10
Content available Global FEM model of combat helicopter
Gmurczyk G., Reymer P., Kurdelski M.
Journal of KONES
|
2011
|
Vol. 18, No. 2
137-144
EN
Air structures like Mi-24 were designed in last decades of the XX century, when computer aided design was not available. Philosophy of the exploitation so-called "safe life" postulate exploitation is defined by the manufacturer time. Such attitude turned out very uneconomical because of the various profiles of the use of aircrafts. Extending the initial period of exploitation is a quite common way to extend an aircrafts' life. Such solutions are accepted in the majority of countries, even the richest. In order to obtain detailed geometry of the real structure reversed engineering techniques were used. The geometry was obtained using two methods: digital photogrammetry and optical scanning using ATOS scanner from GOM Company. Geometric model, which was used for numerical Finite Element Method model, was developed based on the data from measurements, available technical documentation and detailed inspection of the structure. Global FEM model is being used for finding critical elements of aircraft's structure. Structure elements such as stringers, ribs or frames were modelled using bar and beam elements with specially defined properties and cross sections. Structure elements which didn't take part in transferring the loads, but with significant mass were made in a simplified manner so that their weight in the model correspond to actual or were modelled as concentrated masses.
11
Content available Crack Growth Analysis of the Landing Gear Pull Rod of the Fighter Jet Aircraft
Kurdelski M., Leski A.
Fatigue of Aircraft Structures
|
2011
|
Iss. 3
64--73
EN
This paper describes the problem of searching for the causes of damage in the form of rupture of a strength member of the main landing gear. There have been two incidents noted which both occurred during hangar storage. It should be pointed out that the two occurrences mentioned concern a particular aircraft currently in operation, and that these incidents occurred a few days after the last flight. This article presents part of the investigation process needed to determine the causes of cracks in the test item. The crack growth analysis of the pull rod was performed using the NASGRO software. In order to perform the calculations, the information was gathered during previously conducted material studies and flight tests.
12
Content available The Cracks Propagation Calculations in the PZL-130 Orlik Structure
Kurdelski M., Obrycki Ł.
Fatigue of Aircraft Structures
|
2010
|
Iss. 2
59--68
EN
The article presents the results of research carried out under a research project on the evaluation of fatigue life. The subject of the analysis was the critical elements of the PZL-130 Orlik. The numerical crack growth analyses were performed using the NASGRO equation. The Orlik aircraft are mainly used for the basic pilot training in the Polish Air Force. Each airplane is equipped with a digital flight data recorder. The record of more than 36000 flight hours is the basis for numerical analysis of fatigue life.
13
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.
14
Content available Analiza numeryczna stanu naprężenia w klapie samolotu odrzutowego
Braniecki R., Kurdelski M., Leski A.
Acta Mechanica et Automatica
|
2008
|
Vol. 2, no. 1
5-8
PL
W artykule przedstawiono metodę analizy klapy samolotu myśliwsko-bombowego, która uległa uszkodzeniu podczas eksploatacji. Ponieważ uszkodzenie to było poważnym zagrożeniem dla bezpieczeństwa lotów, podjęto działania mające na celu określenie jego przyczyny i mechanizmu rozwoju. Przedstawiono fragment prac badawczych związany z procesem przygotowania i analizy modelu komputerowego. Model komputerowy wykonano z wykorzystaniem skanera optycznego ATOS III, który pozwalana automatyczny pomiar kształtu za pomocą dwóch kamer cyfrowych o wysokiej rozdzielczości. Wyniki pomiaru transferowane są następnie do środowiska MES, gdzie wykonuje się analizy wytrzymałościowe. Zakres obliczeń komputerowych obejmował statykę liniową. Wyniki pozwoliły na zweryfikowanie hipotez dotyczących mechanizmu uszkodzenia klapy.
EN
The analysis of an aircraft flap is presented in this paper. The analysis was carried out after a structural damage had been found in one operational aircraft. Because the damage could lead to an accident the research effort have been undertaken to find a cause and an mechanism of the damage. In the paper an fragment of whole analysis is presented. Authors described the technique of preparation computer-based model and FE calculations. The optical 3D scanner ATOSIII was used to capture the shape of the object. Measurement data was transferred to the FE software where the FE model was created and FE calculations were performed. The FE calculations included linear stress analysis. The obtained results supported the damage cause investigation.
15
Program zapewnienia integralności struktury samolotu jako praktyczne zastosowanie mechaniki pękania
Klimaszewski S., Kurdelski M., Leski A.
Zeszyty Naukowe Politechniki Świętokrzyskiej. Nauki Techniczne
|
2007
|
Z. 4
58-59
PL
Współczesne statki powietrzne charakteryzują się skończoną trwałością zmęczeniową. Obecnie problem trwałości zmęczeniowej dotyczy wszystkich samolotów zarówno cywilnych, jaki wojskowych. Ze względu na ewentualne skutki dla bezpieczeństwa statki powietrzne eksploatowane są w taki sposób, aby maksymalnie ograniczyć problem powstania uszkodzenia zmęczeniowego. Sposób podejścia do problemu ograniczonej trwałości statku powietrznego ewoluował wraz z rozwojem inżynierii materiałowej, mechaniki pękania i diagnostyki technicznej. Pierwotnie dominująca filozofia bezpiecznej trwałości (ang. safe life) zostaje wypierana przez podejście tolerowanego uszkodzenia (ang. damage tolerance). Zdecydowana większość obecnie projektowanych statków powietrznych powstaje według zasad damage tolerance.
EN
The modern maintenance of aircrafts makes use of achievements of the fracture mechanics. Forty years ago USAF introduced Aircraft Structural Integrity Program (ASIP). Other countries adopted ASIP to their fleet or build similar programs. Nowadays Polish Air Forces are facing with ASIP after purchasing of F-16’s. The ASIP consists of tasks witch enables to operate aircraft safely. Almost all ASIP tasks base on fracture mechanics principles and the correct predictions of crack growth and its validation by means of appropriate nondestructive techniques (NDT) is a key in this program.
16
Content available Numeryczne obliczenia trwałości zmęczeniowej głównego węzła mocowania skrzydła samolotu wojskowego
Kurdelski M., Baraniecki R., Leski A.
Biuletyn Wojskowej Akademii Technicznej
|
2006
|
Vol. 55, nr 4
113-125
PL
Celem pracy było oszacowanie trwałości zmęczeniowej węzłów siłowych skrzydła samolotu Su-22. Powyższy cel zrealizowano, wykonując kompleksowe badania obejmujące między innymi analizę profilu eksploatacji samolotów, pomiary tensometryczne podczas lotów oraz modelowanie numeryczne. W niniejszej pracy przedstawiono zarys działań realizowanych w poszczególnych fazach badań. Opisano zarówno stosowane metody obliczeniowe, jak i sprzęt pomiarowy. Obliczenia trwałości wykonano metodą krzywej S-N na podstawie rzeczywistego widma obciążeń, stanu naprężenia wyznaczonego podczas obliczeń numerycznych.
EN
Assessment of the fatigue life of the Su-22 wing-root joint was rhe purpose of the work. Numerous tasks have been carried out, e.g., operational profile analysis, flight tests, stress measurement, as well as numerical calculations. The general algorithm of this complex work was presented in this paper. The applied methods and instrumentation were described. Fatigue life calculations was carried out using idea of S-N safe curve based on the real load spectrum and on the stress distribution calculated by meas of FE technique.
17
Content available Numeryczne badanie wpływu zastrzału wzmacniającego podwozie na pierwotną konstrukcję śmigłowca morskiego
Szamborski P., Kurdelski M.
Biuletyn Wojskowej Akademii Technicznej
|
2006
|
Vol. 55, nr 4
101-111
PL
W artykule zaprezentowano opis prac związanych z numeryczną analizą elementów wzmacniających podwozie śmigłowca morskiego. Podczas eksploatacji śmigłowca stwierdzono odkształcenia konstrukcji względem pierwotnej geometrii, aby powstrzymać pogłębianie się tych zmian zaproponowano wprowadzenie zastrzałów. W pracy zaprezentowano wykorzystanie modelu globalnego i modeli lokalnych MES oraz sposób weryfikacji obliczeń numerycznych z wykorzystaniem pomiarów tensometrycznych.
EN
In this paper, numerical investigations of additional lending gear fastener on the original navy helicopter structure is presented. During the years of helicopters exploitation, their structures got same deformations comparing to the original shape. To prevent further deformation in the area close to the lending gear attachments, additional fasteners have been fixed. Numerical calculations were carried out to prove an idea of critical region strengthening. These calculations were complemented by strain measurements on the real helicopter.
18
Content available remote Wykorzystanie modelu komputerowego śmigłowca MI-14 w programie zwiększania resursu jego użytkownika
Leski A., Kurdelski M.
Prace Instytutu Lotnictwa
|
2004
|
Nr 2-3 (177-178)
180-185
PL
W pracy przedstawiono model globalny śmigłowca Mi-14. Omówiono sposób powstania modelu od pomiaru rzeczywistej konstrukcji do modelu zbudowanego z elementów skończonych. Podstawą do budowy modelu był pomiar fotogrametryczny jego geometrii. W artykule przedstawiono skalę dokładności odwzorowania rzeczywistej konstrukcji. Prezentowane przykłady pozwalają zorientować się o skali przyjętych uproszczeń w modelu. W dalszej części przedstawiono przykłady wykorzystania modelu do obliczeń stanu naprężenia struktury śmigłowca. Wymieniono również rodzaje przeprowadzonych analiz, w których wykorzystywany był model globalny śmigłowca.
EN
In this paper a global finite element model of the Mi-14 helicopter is presented. A way from a measurement of a real object to finite element model is described. A basis of the model was a photogrametric measurement. Presented examples can familiarize with assumptions and simplifications. In the end of the paper an example of a stress calculation using global FE model is discussed. Additionally others analyses performed with global FE model of Mi-14 helicopter are mentioned.
first rewind previous Strona / 1 next fast forward last
JavaScript jest wyłączony w Twojej przeglądarce internetowej. Włącz go, a następnie odśwież stronę, aby móc w pełni z niej korzystać.