Wyniki wyszukiwania - BazTech

1

Śmigłowiec PZL SW-4 dla Sił Zbrojnych Rzeczypospolitej Polskiej jako efekt współpracy Departamentu Polityki Zbrojeniowej MON i PZL Świdnik S. A.

Lisowski D.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2006

|

Nr 1-2 (184-185)

106-108

PL

W artykule opisano śmigłowiec PZL SW-4 w wersji łączniwej i do szkolenia jako efekt współpracy z DPZ MON. Przedstawiono główne cechy konstrukcyjne i funkcjonalne w odniesieniu do bazowego śmigłowca PZL SW-4.

EN

In the article, the liaison and trainer versions of the PZL SW-4 helicopter are presented as the effect of cooperation with the Department of Weaponry Policy (DPZ) of the Ministry of Defense. The main design and functional attributes are presented in relation to the base PZL SW-4 helicopter.

2

Metody określania niebezpiecznych stref H-V dla śmigłowca PZL SW-4

Kazulo Z.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2006

|

Nr 1-2 (184-185)

130-139

PL

Zgodnie z wymaganiami przepisów lotniczych (np. FAR-27), dla każdego typu certyfikowanego śmigłowca muszą być określone niebezpieczne strefy H-V, w obszarze których producent nie zapewnia bezpieczeństwa po awarii silnika. Określenie granic strefH-V wymaga od producenta śmigłowca odpowiednich prób. Szczególnie określenie górnej granicy stref H-V stanowi poważny problem ze względu na duży stopień ryzyka i możliwość uszkodzenia śmigłowca. Z tego powodu na etapie prób certyfikacyjnych (fabrycznych) śmigłowca SW-4 dla określenia górnej granicy strefy H-V użyto metody pośredniej nie wymagającej wykonywania lądowań autorotacyjnych po symulacji awarii silnika przeprowadzonej w obrębie przewidywanej granicy H-V. Jednak podczas walidacji polskiego certyfikatu śmigłowca PZL SW-4 EASA zażądała od PZL Świdnik demonstracji symulacji awarii silnika na granicach stref H-V kończonej lądowaniem autorotacyjnym. Wymusiło to na PZL Świdnik konieczność przeprowadzenia odpowiednich prób dla określenia (potwierdzenia) górnej granicy strefy H-V, których przebieg i wyniki są tematem niniejszego artykułu.

EN

In line with requirements set in aircraft regulations (for example FAR-27), for every type of certified helicopter the dangerous H-V zones, in which the manufacturer cannot guarantee safety after an engine faihire, must be set out. The defmition of the borders of the H-V zones requires corresponding tests to be carried out by the helicopter manufacturer. In particular, the evaluation of the upper border of the H-V zones poses a serious problem due to the high risk involved and the possibility of damage to the helicopter. For this reason, at the certification factory tests stage of the SW-4 helicopter, a simplified method, which did not reąuire autorotation landings to take place after an engine failure simulation carried out within the predicted H-V zone, was carried out to define the upper border of the H-V zone. During the validation of the Polish certificate for the PZL SW-4 however, a demonstration of an engine failure on the borders of the H-V zone folio wed by an autorotation landing was demanded by EASA. This forced on PZL Świdnik the urgency of carrying outcorresponding tests to confirm the upper border of the H-V zone, whose process and results are the subject of the article.

3

Podwozie płozowe SW-4

Sawczuk W.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2004

|

Nr 2-3 (177-178)

130-133

PL

W artykule opisano konstrukcję sprężystego podwozia płozowego śmigłowca SW-4 oraz nieliniowe metody obliczeniowe użyte podczas jego konstruowania. Obliczenia miały za zadanie wspomóc optymalny dobór konstrukcji ze względu na możliwość pochłonięcia przez podwozie energii podczas wszystkich warunków lądowania, uzyskanie minimalnego współczynnika obciążeń podczas lądowania. W analizach zastosowano programy metody elementów skończonych z nieliniowym modelem materiału i analizą dla dużych przemieszczeń oraz programy własne do symulacji zrzutów. Na etapie obliczeń wytrzymałości statycznej i dynamicznej konstrukcji podwozia płozowego użyto połączone obliczeniowo-testowe metody dowodzenia. Przedstawiono również ocenę wytrzymałości zmęczeniowej podwozia i uwagi wynikające z prób w locie i wstępnej eksploatacji podwozia płozowego.

EN

In the article the design of an elastic skid undercarriage of the SW-4 helicopter and nonlinear computational methods used for its designing are described. The purpose of calculations was to aid the optimum design of the structure considering the ability of energy absorption during landing in all possible conditions and obtaining a minimum load factor during landing. For analyses were applied finite element method programs with a nonlinear material model and high deflections analysis and author's own programs for drop simulation. In the stage of static and dynamic strength of the skid undercarriage design the united analytical-testing methods of authentication were applied. Evaluation of the undercarriage strength and conclusions resulting from flight tests and preliminary maintenance of the skid undercarriage are also presented.

4

Modelowanie ruchów kadłuba śmigłowca PZL SW-4 podczas uruchamiania silnika

Bronowicz J.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2004

|

Nr 2-3 (177-178)

139-143

PL

Podczas uruchomienia silnika zwykle śmigłowce doznają "kołysań" - ruchów podłużnych lub poprzecznych. Są to ruchy kadłuba na sprężystym podwoziu, które posiada również elementy tłumiące. Często ruchy te są znaczne i zależą od prędkości obrotowej wirnika. Można wyróżnić strefy prędkości obrotowej, przy których amplitudy ruchów są maksymalne. Największe amplitudy występują przy prędkościach obrotowych odpowiadających częstotliwościom drgań własnych kadłuba na podwoziu. Zwykle w zakresie prędkości obrotowych wirnika nośnego od 0 do prędkości obrotowej małego gazu na ziemi występują dwie najniższe częstotliwości drgań własnych, ale nie jest to regułą. Amplitudy drgań zależą od wielu parametrów konstrukcyjnych, od tempa narastania mocy silnika podczas uruchomienia, a także od położenia azymutalnego poszczególnych łopat w chwili rozpoczęcia rozruchu silnika. Do analizy ruchów kadłuba użyto modelu matematycznego rezonansu ziemnego uzupełnionego o człony bezwładnościowe wynikające z przyspieszeń kątowych łopat wirnika nośnego podczas rozruchu silnika. Sam przebieg narastania prędkości obrotowej wirnika w czasie (po uruchomieniu silnika) został przyjęty z pomiarów. Analizę wykonano metodą symulacyjną i ograniczono się do zbadania wpływu charakterystyki tłumików wahań łopat wirnika na wielkość amplitud drgań kadłuba.

EN

Usually within engine startup helicopters are subjected to "rocking" - longitudinal and transverse motions. They are motions of a fuselage on an elastic undercarriage, which has also damping elements. Often the motions are significant and depend on speed of rotor. Ranges of speed, at which amplitudes are maximal, can be distinguished. Highest amplitude appears at the rotational speed equal the natural frequency of the fuselage on the undercarriage. Usually two lowest natural frequencies appear in the range between zero and small run speed, however it is not a rule. Amplitudes of vibrations depend on many design parameters, on speed of engine power increase during startup, and also on azimuth position of particular rotor wings at the moment of the engine startup. For analysis of the fuselage motions a ground resonance model was used, which was supplemented with inertial elements resulting from angular acceleration of the main rotor wings during the engine startup. The time dependence of the rotor speed increase (after the engine startup) was taken from measurements. The analysis was performed with simulative method and was limited to investigation of the influence of the rotor wing dampers characteristics on the level of the fuselage vibrations amplitudes.

5

Lądowania autorotacyjne śmigłowca PZL SW-4 po całkowitej awarii napędu - próby w locie

Kamiński Z.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2004

|

Nr 2-3 (177-178)

175-179

PL

W artykule przedstawiono cechy śmigłowca PZL SW-4 związane z całkowitą awarią napędu a także metody i przebieg prób w locie dla uzyskania niezbędnych danych pozwalających opracować bezpieczne techniki lądowań autorotacyjnych. Dla użytkowników śmigłowców jednosilnikowych określenie stref niebezpiecznych H-V i opracowanie sposobów postępowania w przypadku awarii silnika w różnych fazach lotu jest zagadnieniem o podstawowym znaczeniu dla bezpieczeństwa lotów.

EN

In the article are presented features of the PZL SW-4 helicopter associated with the complete breakdown of the power unit and methodology of flight tests for obtaining the necessary data that enable to elaborate safe techniques of autorotation landings. Determination of dangerous H-V zones and elaboration of action methods in the case of engine breakdown during various stages of flight is a significant issue for safety of flights especially for users of one-engine helicopters.

6

Koncepcja wirnika dwuhuśtawkowego ze sprężystym połączeniem wału z głowicą śmigłowca

Greguła M.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2004

|

Nr 2-3 (177-178)

109-115

PL

W publikacji przedstawiona została koncepcja wirnika dwuhuśtawkowego ze sprężystym połączeniem wału z głowicą jako próba zastosowania jej na śmigłowcu PZL SW-4. Pokazano rozwiązanie huśtawkowe na tle innych obecnie istniejących rozwiązań piast wirników nośnych wykazując jego zalety oraz możliwości wyeliminowania niektórych wad dzięki zastosowaniu elementu sprężystego. Rozpatrzono kilka koncepcji rozwiązania konstrukcyjnego elementu sprężystego analizując możliwości zastosowania ich w nowoprojektowanej wersji wirnika nośnego. Przedstawiono także propozycje rozwiązania konstrukcyjnego piasty z elementem sprężystym. Zamieszczono ponadto wykresy osiągów oraz sterowności śmigłowca otrzymane na podstawie przeprowadzonych analiz odnośnie porównania rozwiązania obecnie istniejącego z nowym - dwuhuśtawkowym. Celem niniejszej pracy jest próba wykazania możliwości zastosowania rozwiązania dwuhuśtawkowego wirnika nośnego jako komplementarnego względem obecnie istniejących rozwiązań.

EN

This publication presents the conception of the see-saw /teetering/ helicopter main rotor (four main rotor blades creates two see-saw pairs) with the elastic element which connects shaft and main rotor head. This article is the study to check out the possibility of application this type of design in the PZL SW-4 helicopter. There were shown advantages and disadvantages of the see-saw main rotor in comparison to other designs. One proved that the elastic element that connects shaft and rotor head allows to eliminate many disadvantages of this type of main rotor. Several versions of elastic element were considered and the possibility of its utilization in the main rotor of the SW-4 helicopter was analysed. Design of the new main rotor with the elastic element was presented as well as diagrams of performance and controllability which compare the present and the future version. The purpose of this article is to verify the possibility of using two pairs of see-saw main rotor in the medium weight helicopter (for example SW-4). It was proved that this new design can be alternatively and complementarily used in comparison to contemporary ones.

7

Próby prototypu śmigłowca PZL-SW4 dla określenia maksymalnej prędkości lotu

Bubień W.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2002

|

z. 1-2 (168-169)

152-156

PL

W artykule - na przykładzie prac certyfikacyjnych śmigłowca SW-4 - jest omówiona metodyka prób naziemnych i w locie dla określenia prędkości maksymalnej, z zachowaniem odpowiedniego poziomu bezpieczeństwa. Opisane badania zostały zakończone w lutym 2001 r.

EN

The methodology of on-ground and in-flight tests for determination of maximum speed maintaining the adequate flight safety on the basis of certification works of SW-4 helicopter is presented in the article. The described tests were finished in February 2001.

8

Próby instalacji paliwowej śmigłowca PZL SW-4 potwierdzające spełnienie wymagań wspólnych przepisów lotniczych JAR-27

Kwiecień A.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2002

|

z. 1-2 (168-169)

138-140

PL

Instalacja paliwowa statku powietrznego jest jednym z ważniejszych układów wpływających na bezpieczeństwo lotu. Referat zawiera opis płatowcowej instalacji paliwowej na przykładzie jednosilnikowego śmigłowca PZL SW-4 oraz zakres prób: stoiskowych zespołów instalacji, naziemnych i w locie kompletnej instalacji, które są niezbędne do potwierdzenia zgodności z wymaganiami bezpieczeństwa lotu zawartymi we Wspólnych Przepisach Lotniczych JAR 27.

EN

A fuel system of an airship is one of most important systems having influence on flight safety. The paper includes the description of the airframe fuel system on the basis of the PZL SW-4 one-engine helicopter and the range of the following tests: rig tests of the installation elements, on-ground and in-flight tests of complete installation. The tests are necessary to confirm the compliance with the requirements of flight safety included in the JAR 27 Common Aircraft Regulations.

9

Projekt konstrukcyjny nowej ulepszonej piasty wirnika nośnego do śmigłowca SW-4

Machaj P.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2002

|

z. 1-2 (168-169)

125-132

PL

W publikacji zamieszczono wyniki prac nad projektem przegubowej piasty WN, której łopaty zamocowane są na przegubach elastomerowych. Ponadto koncepcję rozwiązania poprzedzono przeglądem typowych rozwiązań konstrukcyjnych piast wirników nośnych śmigłowców obecnie eksploatowanych. Przedstawione wykresy wytrzymałościowe elementów piasty wykonano na podstawie obliczeń programem ALGOR. Propozycja przedstawiona w artykule dotyczy trzyłopatowego wirnika nośnego śmigłowca PZL SW-4.

EN

Results of the works performed within the project of the WN hub, blades of which are fitted on elastomeric articulation joints. Moreover the idea of the solution is prelude by the review of typical design solutions of helicopters main rotor hubs, which are used nowadays. The presented strenght diagrams have been performed on the basis of ALGOR program calculations. The proposal reviewed in the paper concerns three-bladed main rotor of the PZL SW-4 helicopter.