Wyniki wyszukiwania - BazTech

1

Analysis of selected parameters of the GPS receiver using the Sonex LL aircraft

Szkudlarz Henryk, Mądrzycki Przemysław, Karczmarz Dariusz, Gorczyca Joanna, Sułkowski Paweł, Puchalski Wojciech

Journal of KONBiN

|

2019

|

Vol. 49, iss. 1

175--207

EN

This article presents the preparation and performance of tests of a GPS receiver in terms of confirming the selected technical parameters. Due to impossibility to carry out the tests with the use of classic ground methods, an unconventional method that uses a Sonex LL air platform was developed.

PL

Niniejszy artykuł przedstawia przygotowania oraz realizację badań odbiornika GPS w zakresie potwierdzenia wybranych parametrów technicznych. Ze względu na brak możliwości przeprowadzenia badań klasycznymi metodami naziemnymi opracowano niekonwencjonalną metodę wykorzystującą platformę powietrzną Sonex LL.

2

Flight tests of turboprop engine with reverse air intake system

Idzikowski M., Miksa W.

Transactions on Aerospace Research

|

2018

|

Nr 3 (252)

30--39

EN

This work presents selected results of I-31T propulsion flight tests, obtained in the framework of ESPOSA (Efficient Systems and Propulsion for Small Aircraft) project. I-31T test platform was equipped with TP100, a 180 kW turboprop engine. Engine installation design include reverse flow inlet and separator, controlled from the cockpit, that limited ingestion of solid particulates during ground operations. The flight tests verified proper air feed to the engine with the separator turned on and off. The carried out investigation of the intake system excluded possibility of hazardous engine operation, such as compressor stall, surge or flameout and potential airflow disturbance causing damaging vibration of the engine body. Finally, we present evaluation of total power losses associated with engine integration with the airframe.

PL

Praca zawiera wybrane wyniki badań w locie zespołu napędowego samolotu I-31T, które uzyskano podczas realizacji europejskiego projektu badawczego ESPOSA (Efficient Systems and Propulsion for Small Aircraft). Samolot I-31T jako platforma badawcza był wyposażony w silnik turbośmigłowy typu TP100 o mocy startowej 180 kW. Projekt zabudowy silnika uwzględniał wlot powietrza o odwróconym przepływie i sterowany z kabiny separator ograniczający do minimum pochłanianie przez silnik obcych ciał podczas operowania samolotu na ziemi. Omawiane próby w locie miały na celu sprawdzenie prawidłowości zasilania silnika powietrzem poprzez układ wlotowy z separatorem wyłączonym i włączonym. Przeprowadzone badania układu wlotowy wykluczyły wystąpienie niebezpiecznych charakterystyk użytkowania silnika takich jak: przeciągniecie sprężarki, pompaż czy gaśnięcie oraz potencjalne zaburzenia przepływu powietrza w układzie, mogące powodować powstawanie szkodliwych drgań korpusu silnika. Przytoczono także wyniki oceny sumarycznych strat mocy silnika związanych z jego zabudową na płatowcu.

3

Ground and in-fligh testing of cooling efficiency of turboprop engine compartment

Idzikowski M., Miksa W.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2018

|

Nr 1 (250)

16--24

EN

This article presents selected results of I-31T propulsion tests, obtained in the framework of EU project ESPOSA (Efficient Systems and Propulsion for Small Aircraft). I-31T aircraft, as a testbed, was fitted with 180 kW turboprop engine TP100. The scope of the work include results of ground and in-flight tests of engine compartment cooling suitability. The purpose of the cooling tests was to prove that temperatures of the propulsion components are within limits set by the engine manufacturer for the engine type in the most disadvantageous conditions on the ground and in flight up to aircraft maximum altitude, maximum ambient temperature and after standard engine shutdown. Engine oil cooling is beyond the scope of this work.

PL

Praca zawiera wybrane wyniki badań w locie zespołu napędowego samolotu I-31T, które uzyskano podczas realizacji europejskiego projektu badawczego ESPOSA (Efficient Systems and Propulsion for Small Aircraft). Samolot I-31T jako platforma badawcza był wyposażony w silnik turbośmigłowy typu TP100 o mocy startowej 180 kW. W pracy przedstawiono wyniki prób na ziemi i w locie przeprowadzone pod kątem sprawdzenia prawidłowości chłodzenia przedziału silnika. Prezentowane badania prezentują przeprowadzone próby chłodzenia aby dowieść, że temperatury elementów zespołu napędowego utrzymywane są w zakresie ograniczeń, ustalonych dla tych elementów przez producenta silnika, w najbardziej niekorzystnych warunkach użytkowania na ziemi i w locie do maksymalnej wysokości lotu i w warunkach maksymalnej temperatury otaczającej atmosfery oraz po normalnym wyłączeniu silnika. Praca nie porusza tematu chłodzenia oleju silnika. Słowa kluczowe: samolot lekki, badania w locie, zabudowa silnika turbośmigłowego, integracja silnika turbośmigłowego z płatowcem, chłodzenie przedziału silnika.

4

Badanie wpływu wartości kąta skoku ogólnego łopat wirnika nośnego na właściwości lotne wiatrakowca

Cieślak S.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2015

|

Nr 4 (241)

42--53

PL

Powszechnie użytkowane na świecie wiatrakowce wyposażone są najczęściej w wirniki nośne, których kąt skoku ogólnego pozostaje niezmienny w czasie lotu. Jego wartość dobierana jest zwykle dla danego typu konstrukcji na etapie projektowania oraz w czasie prób w locie i musi być na tyle uniwersalna, aby umożliwiała loty i manewrowanie wiatrakowca w pełnym zakresie warunków eksploatacji. W niniejszej pracy przeprowadzono analizę wyników badań w locie, których celem była ocena wpływu wartości kąta skoku ogólnego na parametry pracy huśtawkowego autorotacyjnego wirnika nośnego oraz właściwości lotne wiatrakowca. Badania wykonano dla trzech wariantów wirnika nośnego o różnych wartościach kąta skoku ogólnego. Dla wszystkich wirników wykonano loty według zdefiniowanego programu prób obejmującego określone manewry. Zarejestrowane dane podzielono na grupy odpowiadające poszczególnym stanom lotu. Podczas opracowania wyników analizom poddano m.in. zakresy prędkości obrotowych wirnika w locie, prędkość wznoszenia i opadania a także wartość osiąganego współczynnika obciążeń. Wykonane badania mogą posłużyć jako źródło danych wykorzystywanych do projektowania nowych wirników autorotacyjnych i doboru ich parametrów konstrukcyjnych w celu uzyskania optymalnych rozwiązań.

EN

Gyroplanes that are commonly used in the world are mostly equipped with rotors in which blade pitch angle remains fixed during the flight For the particular type of structure this value is usually selected at the design stage and during the flight tests and it must be universal enough to enable flights and maneuvering of gyroplane in the full range of operating conditions. This paper analyzes the results of the flight tests aimed to evaluate influence of rotor blade pitch angle on work of the autorotation teetering rotor and gyroplane flight properties. The tests were performed for three variants of the rotor with different values of the blade pitch angle. For all rotors flights were made according to a described test program comprising the defined maneuvers. The recorded data were divided into groups corresponding to the various cases of flight. While elaborating the results it was analyzed, among other things, rotation speed ranges of the rotor in flight, rate of climb and descent as well as value of the maneuvering load factor. Performed research can be used as source of data to design new autorotation rotors and to selection of their construction parameters to achieve optimal solutions.

5

Wybrane problemy badań nahełmowego systemu wyświetlania parametrów lotu SWPL-1 Cyklop

Michalak S., Borowski J., Szelmanowski A.

Zeszyty Naukowe Politechniki Rzeszowskiej. Mechanika

|

2013

|

z. 85[288], nr 3

297--306

PL

W opracowaniu przedstawiono zakres i wybrane problemy badań nahełmowego systemu wyświetlania parametrów lotu SWPL-1 Cyklop. Zaprezentowany system współpracuje z wieloma pokładowymi układami i głównie z nich uzyskuje informację o parametrach lotu podlegających zobrazowaniu. Informacja do systemu jest przekazywana w postaci sygnałów analogowych oraz sygnałów binarnych. W układzie dopasowania sygnałów następuje standaryzacja sygnałów do postaci akceptowanej przez komputery graficzne. Badania zostały przeprowadzone w czasie wdrożenia wymienionego systemu na śmigłowcu Mi-17. Badania obejmują zakres wykonany przez producenta systemu, akredytowane laboratorium oraz zespół badawczy z udziałem przedstawicieli użytkownika. Obejmują one badania istotnych parametrów wyszczególnionych w wymaganiach użytkownika systemu. Wykonano zarówno badania naziemne, jak i badania w locie. Śmigłowiec Mi-17 z zabudowanym systemem przeszedł pomyślnie wszystkie etapy badań; nahełmowy system wyświetlania parametrów lotu SWPL-1 Cyklop został wdrożony do eksploatacji.

EN

In the paper the range and some selected problems of testing of the SWPL-1 Cyklop displaying the flight parameters have been presented. Presented system cooperates with many on-board systems and allows to obtain information about the flight parameters subjected to imaging. Information is transmitted to the system in the form of analog and binary signals. Signals are standardized into form accepted by graphic computers by the signal fitting system. The tests were carried out while implementing the helmet-mounted display SWPL-1 Cyklop into the Mi-17 helicopter. The researches were focused on the testing range carried out by the manufacturer system, the accredited laboratory, and the research team, including the end user's representatives. the research scope includes the significant parameters specified in the system user requirements. Both ground-based and flight tests were carried out. At present, the Mi-17 helicopter with the SWPL-1 Cyklop system built in has successfully completed all stages of the testing work. The helmet-mounted display system SWPL-1 Cyklop has been introduced into the service.

6

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.

7

Wybrane problemy badań w locie bezpilotowych aparatów latających

Tomczyk A.

Zeszyty Naukowe Politechniki Świętokrzyskiej. Mechanika

|

2004

|

Z. 80

455-460

PL

W artykule przedstawiono doświadczenia zespołu badawczego Katedry Awioniki i Sterowania Politechniki Rzeszowskiej w zakresie badań w locie bezpilotowych aparatów latajacych. Omówiono zakres badań i podstawowe wymagania dotyczące systemu pomiaru i rejestracji sygnałow oraz analizy wyników lotów próbnych. Zasygnalizowano mozliwość wystapienia nietypowych problemów technicznych na przykładzie realizacji lotów próbnych systemu sterowania i nawigacji APC-4 "SkyGuide".

EN

In this paper, some practical experiences of the research team of the Departament of Avionics an Control at Rzeszow University of Technology, in the field of unmanned aerial vehicls flights testing, are shortly presented. The range of flight tests, main properties of the test equipment, and general scheme of the flight testing results analysis system, are described. Selected non-typical technical problems were shown, that been observed during flight testing of the UAV navigation and flight control system APC-4 "SkyGuide".

8

Monitor magistrali CAN systemu pośredniego sterowania samolotem PZL-110

Rzucidło P.

Diagnostyka

|

2004

|

Vol. 31

37--42

PL

W eksperymentalnym systemie pośredniego sterowania SPS-1 samolotem PZL-110 "Koliber" zastosowano magistralę danych CAN. Pozwala ona na wymianę informacji pomiędzy poszczególnymi urządzeniami. Monitorowanie pakietów danych pojawiających się na magistrali może być bardzo pomocne w trakcie badań pojedynczych urządzeń, podczas integracji systemu, badań laboratoryjnych jak i w trakcie prób w locie. W niniejszym opracowaniu przedstawiono narzędzie do monitorowania magistrali CAN, które rozwijano równolegle z systemem pośredniego sterowania samolotem i wykorzystywano w kolejnych etapach prac nad nim. Głównym elementem systemu monitorującego jest oprogramowanie. Pozwala ono nie tylko na podgląd, rejestrację i wstępną obróbkę danych lecz również umożliwia sterowanie poszczególnymi urządzeniami, symulację wybranych modułów sprzętowych i diagnostykę magistrali.

EN

The CAN data bus was used in the project of the experimental Fly-by-Wire control system (SPS-1) mounted on the board of PZL-110 "Koliber" general aviation aircraft. This solution allows to free communication between individual modules of system. Monitoring of the bus state and data frames is useful during particular hardware tests, system integration, laboratory and in-flight tests. This report intends to present specific monitor tool developed simultaneously to SPS-1. Main part of CAN monitoring system is software. It realizes acquisition, visualization and conversion of booked data. Beside of it CAN Monitor controls and simulates selected modules of SPS-1 system and it works as the bus diagnostics tool.

9

Wyniki badań właściwości lotniczych śmigłowców w kontekście wymogów zastosowań specjalnych

Bereżański J.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2001

|

Nr 2-3 (165-166)

7--18

PL

Publikacja dotyczy wyników pracy realizowanej przez Instytut Lotnictwa we współpracy z "PZL-Świdnik" S.A., przy udziale m.in. specjalistów z Akademii Obrony Narodowej, Wojskowej Akademii Technicznej i przedstawicieli użytkowników śmigłowców w Polskich Siłach Zbrojnych, jako projekt badawczy finansowany przez Komitet Badań Naukowych. Głównym celem badań jest powiększenie obszaru eksploatacji smigłowca PZL Sokół poprzez wykorzystanie rezerw tkwiących w układzie pilot-śmigłowiec tak, aby umożliwić użytkowanie śmigłowca w zakresie jego granicznych możliwości manewrowych, przy jednoczesnym zachowaniu kontrolowanego poziomu bezpieczeństwa, zarówno doraźnego - związanego z aktualnie wykonywanym zadaniem, jak również bezpieczeństwa konstrukcji związanego z jej żywotnością. Wyniki badań znajdą zatem adresata zarówno w obszarze eksploatacji cywilnej, jak i militarnej.

EN

The paper presents the results of Committee of Scientific Research grant, performed by the team of specialists from Institute of Aviation, PZL-Świdnik, Academy of National Defense and Military Technical Academy with the cooperation of helicopter users in military service. The main gool of the research were methods of extending the PZL-Sokół helicopter flight envelope by using reserves in pilot - airframe system. This extension will allow controlled, safe helicopter pilotage in extreme maneuverability border with controlled airframe safety, confirmed by the definition of airframe lifespan. Results of the research are addresses to military and civil PZL-Sokół helicopter users.