Wyniki wyszukiwania - BazTech

1

Critical conditions for a simple axial geometry magnetron

Pieńkos T., Czarnecki M., Hałas S.

Elektronika : konstrukcje, technologie, zastosowania

|

2013

|

Vol. 54, nr 1

69-70

EN

We consider the so-called critical trajectory of an electron in cylindrical capacitor immersed in a homogeneous magnetic field of strength 8 parallel to the axis of the cylinder. The trajectory is calculated by computer simulation of electron motion. We demonstrate that the proper formula for m/e determination from the critical condition is [formula] cathode-anode voltage, b is the radius of anode and θ is a factor dependent on a/b (a is cathode radius) ratio. This factor is close to unity for a/b < 0.25, but rises rapidly for larger a/b values.

PL

W pracy rozpatrujemy tzw. Trajektorię krytyczną elektronu poruszającego się wewnątrz kondensatora cylindrycznego umieszczonego w jednorodnym polu magnetycznym o natężeniu ? równoległym do osi cylindra. Trajektoria jest obliczana metodą symulacji komputerowej z równań ruchu elektronu. Wykazaliśmy, że prawidłowy wzór na m/e wynikający z warunku krytycznego (odcięcie prądu elektronowego do cylindrycznej anody) ma [wzór] gdzie U jest napięciem krytycznym między katodą a anodą, b jest promieniem anody, a θ jest czynnikiem zależnym od stosunku a/b (a jest promieniem katody). Czynnik ten jest bliski jedności dla a/b < 0,25, lecz szybko rośnie dla większych wartości a/b.

2

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.

3

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.

4

Zarys metody szacowania eksploatacyjnej trwałości zmęczeniowej elementów konstrukcji lotniczych i jej weryfikacja doświadczalna

Tomaszek H., Żurek J., Kłysz S.

Prace Naukowe Instytutu Technicznego Wojsk Lotniczych

|

2008

|

nr 23

65-75

PL

W pracy podjęto próbę szacowania trwałości zmęczeniowej elementu konstrukcji i poddano ją weryfikacji w oparciu o badania doświadczalne próbek. Przyjęto zatem, że elementem konstrukcji jest badana próbka, a obciążenie eksploatacyjne jest symulowane w postaci zadanego schematu obciążenia. Parametry wykorzystywane w metodzie wyznaczono na podstawie analizy wyników badania próbek i własności zadanego widma obciążeń. Zastosowana metoda szacowania trwałości zmęczeniowej jest ujęciem probabilistycz-nym, bazującym na wzorze Parisa na prędkość propagacji pęknięcia i równaniach różni-cowych, z których po przekształceniu uzyskuje się równanie typu Fokkera-Plancka. Roz-wiązaniem tego równania jest poszukiwana funkcja gęstości długości pęknięcia, zależna od czasu eksploatacji obiektu lub liczby cykli obciążenia. Wykorzystując otrzymaną funkcję gęstości, określono zależność na prawdopodobieństwo nieprzekroczenia stanu granicznego (dopuszczalnego) długości pęknięcia w funkcji liczby cykli obciążenia. Otrzymaną zależność po unormowaniu zastosowano do oszacowania trwa-łości zmęczeniowej dla danych z badań doświadczalnych próbek ze stopu tytanu. W artykule przyjęto nomenklaturę lotniczą, zakładając, że badany element jest częścią statku powietrznego - dla wykazania możliwości konkretnej aplikacji opracowanego modelu.

EN

The study presents an attempt to estimate fatigue life of structural components with further verification of the applied method by means of testing the specimens taken. Therefore, it has been assumed that a specimen subjected to tests is a structural component of a real system, and operational loads have been simulated in the form of a predefined loading scheme. All parameters necessary for the method have been derived from the analyses of both the specimens subjected to tests and properties of the preset load spectrum. The applied method of fatigue life estimation represents a probabilistic approach based on the Paris formula for the crack growth rate, and on difference equations that after some transformation result in an equation of the Fokker-Planck type. A probability density func-tion of a crack length is a solution to this equation and depends on either the total time of operating the component in question or the number of load cycles applied. The probability density function of a crack length has been used to find out a formula for the probability of not exceeding the permissible crack length against the number of load cycles. The derived relationship has been applied after normalization to estimate fatigue life as based on results of experimental examination of specimens made from titanium alloy. The nomenclature of the aeronautical engineering is used throughout the paper due to the assumption that the component exposed to tests represents a part of an aircraft. This, in turn, has been intended to show some specific application(s) of the formulated model.