Wyniki wyszukiwania - BazTech

1

Tests of a final control element in flight tests of a ground-to-ground missile search support system

Kołodziej Maciej, Kindracki Jan, Mężyk Łukasz, Kozłowska Sylwia, Wacko Krzysztof, Woźniak Przemysław, Zdybał Dominik

Materiały Wysokoenergetyczne

|

2023

|

T. 15

131--137

EN

Searches for test flight missiles are usually based on data collected and transmitted by the on-board telemetry system of the missile. If this fails, the chances of finding the missile’s landing site are significantly reduced. To provide an emergency solution, work has been undertaken to develop a search support system. Its role as a final control element is performed by an ejector using an explosive material capable of propelling loads containing devices which facilitate finding the missile’s touchdown point. The research conducted on the system included the selection of the mass of black powder required to perform the task, testing of the design solutions and measuring the ejection velocity of the loads. Four different amounts of black powder were tested. The results obtained showed some potential for the proposed solution.

PL

Poszukiwania pocisków rakietowych, wystrzeliwanych do lotów testowych, odbywają się zwykle w oparciu o dane zgromadzone i przekazane przez układ telemetrii znajdujący się na pokładzie rakiety. W przypadku jego awarii, szanse znalezienia miejsca lądowania pocisku znacznie maleją. Aby zapewnić rozwiązanie awaryjne, podjęto prace nad systemem wspomagania poszukiwań. Rola członu wykonawczego jest w nim realizowana przez wyrzutnik wykorzystujący materiał wybuchowy, zdolny do miotania ładunków zawierających urządzenia ułatwiające odnalezienie miejsca przyziemienia pocisku. Wykonane badania nad układem obejmują dobór ilości prochu czarnego, umożliwiającej wykonanie zadania, testy rozwiązań konstrukcyjnych oraz ocenę prędkości wylotowej ładunków. Przetestowano cztery różne naważki prochu czarnego jako materiału napędowego. Uzyskane wyniki pokazały pewien potencjał zaproponowanego rozwiązania.

2

Projekt rozpoznawczego bezzałogowego statku powietrznego

Kachel Stanisław, Okoń Tomasz, Frant Michał, Majcher Maciej

Journal of KONBiN

|

2022

|

Vol. 52, iss. 3

187--200

PL

W pracy przedstawiono proces projektowania bezzałogowego statku powietrznego klasy Micro, od analizy dynamicznie rozwijającego się rynku i stanu Sił Zbrojnych RP po wykonanie obiektu i jego oblot. Określono możliwości i ograniczenia stosowania miniaturowych BSP na współczesnym polu walki. Dobrano napęd w oparciu o badania na hamowni oraz wyposażenie awioniczne na bazie łatwo dostępnych na rynku komponentów. Obiekt następnie został wykonany i oblatany. W trakcie prób w locie zweryfikowano osiągi statku powietrznego i porównano je z założeniami. Wykazano, że opracowany obiekt jest w stanie spełnić powierzone mu zadania rozpoznawcze, zachowując jednocześnie założoną prostotę konstrukcji oraz niski koszt wykonania i obsługi.

EN

The paper presents the process of designing an unmanned Micro class aircraft, from the analysis of the dynamically developing market and the condition of the Polish Armed Forces to construction of objects and flight test. The possibilities and limitations of using miniature UAVs on the modern battlefield were determined. For the designed UAV the propulsion was selected based on tests carried out on the engine test bench. The avionics equipment was selected based on components readily available on the market. The object was then made and inspected in flight. During the flight tests, the aircraft performance was verified and compared with the assumptions. It has been shown that the developed object is able to fulfill the reconnaissance tasks entrusted to it, while maintaining the assumed simplicity of construction and low cost of execution and service.

3

Operation and reliability of an onboard GNSS receiver during an in-flight test

Krasuski Kamil, Bakuła Mieczysław

Zeszyty Naukowe. Transport / Politechnika Śląska

|

2021

|

z. 111

75--88

EN

This article presents and describes the operational capabilities of an onboard GNSS receiver to determine the reliability of the in-flight navigation parameters. An analysis was made of the operation reliability of an autonomous single-frequency Thales Mobile Mapper receiver in air navigation as compared to the technical operation of a dual-frequency Topcon HiperPro receiver. To this end, this work contains a comparison of the aircraft flight navigation parameters based on readings obtained from the Thales Mobile Mapper and Topcon HiperPro receivers. In particular, the comparison concerned the reliability of coordinate determination and flight speed parameters of an aircraft. The research experiment was conducted using a Cessna 172 aircraft, a property of the Military University of Aviation in Dęblin, Poland. Technical operation of the GNSS satellite receivers was tested in the flights of the Cessna 172 aircraft around the EPDE military airport in Dęblin. Based on the results obtained from the tests, it was found that the operational reliability of the Thales Mobile Mapper in the operational phase of the in-flight test ranged from -3.8 to +6.9 m in the XYZ geocentric frame and from -2.2 to +8.1 m in the BLh ellipsoidal frame, respectively. On the other hand, the accuracy of the Cessna 172 aircraft positioning when using the Thales Mobile Mapper receiver was higher than 1.7 m in the XYZ geocentric frame and higher than 2 m in the BLh ellipsoidal frame, respectively. Furthermore, the reliability of the Cessna 172 flight speed determination was from -3.4 to +2.4 m/s.

4

Designating the error of vertical coordinate of aircraft position in the GPS system

Kirschenstein Małgorzata, Krasuski Kamil, Goś Artur

Zeszyty Naukowe. Transport / Politechnika Śląska

|

2020

|

z. 108

85--94

EN

This article presents the results of research concerning the determination of an error of the vertical position of an aircraft during a flight, taking into account, the flight altitude and the values of the ZTD tropospheric product. In particular, this work focuses on the impact of an error in designating the ZTD tropospheric product on the correct determination of a flight altitude. The authors of this work performed a scientific experiment for research data of two flights made by a Cessna 172 around the aerodrome in Dęblin. This article shows the findings of the tropospheric ZTD product specified for the singlefrequency SPP positioning method and dual-frequency PPP positioning method. Based on the obtained results, it was discovered that the error of the ZTD tropospheric delay causes an altitude error from 0.08 m at the zenith angle equal to 80o even to 0.79 m at the zenith angle equal to 85o.

5

Monitoring the vector error between a reference station and a GNSS on-board receiver in the GBAS system in the Polish air transport

Kirschenstein Małgorzata, Krasuski Kamil, Goś Artur

Journal of KONBiN

|

2020

|

Vol. 50, iss. 3

67--77

EN

The article presents research results concerning the determination of the vector error between a reference station and the GNSS on-board receiver in the GPS satellite measurements for GBAS system, taking into account the ZTD troposphere delay parameter. Based on the conducted studies, it was found that the highest value of the vector error between a reference station and the GNSS on-board receiver can exceed 0.18 m, for a distance of over 40 km and the ZTD value equalling to 2428.1 mm. The error results of vector measurement can be used in the RTK-OFT differential technique in the GBAS system.

PL

Artykuł przedstawia wyniki badań dotyczących określenia błędu wektora pomiędzy stacją referencyjną a pokładowym odbiornikiem GNSS w pomiarach satelitarnych GPS dla systemu wspomagania GBAS, przy uwzględnieniu parametru opóźnienia troposferycznego ZTD. Na podstawie przeprowadzonych badań stwierdzono, że najwyższa wartość błędu wektora pomiędzy stacją referencyjną a pokładowym odbiornikiem GNSS wynosić może ponad 0,18 m, przy odległości ponad 40 km i wartości ZTD równej 2428,1 mm. Wyniki błędu pomiaru wektora mogą zostać wykorzystane w zastosowaniu techniki różnicowej RTK-OTF w systemie GBAS.

6

System do pomiaru obciążeń eksploatacyjnych w elementach struktury samolotu Su-22UM3K

Nowakowski M., Jakielaszek Z.

Journal of KONBiN

|

2015

|

No. 1 (33)

135--150

PL

Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych prowadzi od lat prace badawczo-rozwojowe mające na celu określenie stopnia wyeksploatowania statków powietrznych. W pracy przedstawiono nowatorski system pomiarowo-rejestrujący do zbierania informacji o obciążeniach eksploatacyjnych występujących w elementach struktury samolotu Su-22UM3K. Badania obciążeń w wybranych elementach konstrukcji płatowca samolotu Su-22UM3K przeprowadzono z wykorzystaniem systemu pomiarowego KAM-500. W opracowaniu systemu wykorzystano modułową budowę co pozwala na zmianę konfiguracji systemu zgodnie z potrzebą zadania pomiarowego. Badania w locie obciążeń obejmowały elementy zadań występujące w programie szkolenia lotniczego na samolocie Su-22UM3K w celu dostarczanie informacji o rzeczywistym profilu eksploatacji oraz określenie reprezentatywnych tensometrycznych kanałów pomiarowych w dalszej eksploatacji samolotu.

EN

Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych has for years been engaged in research and development (R&D) aimed at the determination of wear-and-tear level that particular aircraft suffer from. The paper has been intended to present an innovative measuring-and-recording system to collect information on service loads that arise in structural components of the Su-22UM3K aircraft. Research work into loads in some selected structural components of the Su-22UM3K has been carried out with the KAM-500 measuring system applied. Modular design has been used to develop the system. This, in turn, allows of changes in the system’s configuration, according to what a measuring task requires. The flight testing of loads has covered items of tasks included in the flying training program for the Su- 22UM3K to collect/deliver data on an actual service profile and to determine representative strain-gauge measuring channels to be utilized in further aircraft’s service.

7

Application of the modified blade element method for propeller blade design on high-speed helicopter X3

Karczewski M., Eglin P.

Zeszyty Naukowe. Cieplne Maszyny Przepływowe - Turbomachinery / Politechnika Łódzka

|

2014

|

nr 145

63--64

EN

The X3 helicopter is the experimental demonstrator of the H3 compound helicopter concept (High speed Hybrid Helicopter) developed by Airbus Helicopter and intended to operate at cruise speeds of about 113 m/s (220 kt). It is equipped with short fixed wings and two side-mounted propellers. Usually, fixed-wing propellers are sized to optimize the power consumption in cruise flight. In the case of a compound helicopter, some other flight cases such as hover and descent in autorotation also have to be considered. The geometrical criteria to satisfy all flight regimes may be contradicting what implies a compromise and a new approach to the propeller design. This paper presents the different steps of X3 propellers design from novelty theoretical Blade Element Method studies confirmed by CFD, experimental and flight tests.

8

Badania układu ABS w warunkach laboratoryjnych

Paprzycki I., Skorupka Z.

Logistyka

|

2014

|

nr 6

8331--8338

PL

Układy przeciwpoślizgowe ABS należą do komponentów lotniczych odpowiadających za bezpieczeństwo samolotów oraz ich pasażerów. Z tego względu, a także w wyniku ogólnych regulacji lotniczych, każdorazowe wprowadzenie prototypu takie układu wymaga przeprowadzenia prób laboratoryjnych wykazujących zasadność i poprawność użytych rozwiązań. Niezależnie od wymogów prawnych badania układu przeciwpoślizgowego ABS przeprowadza się w celu optymalizacji i wykrycia błędów konstrukcyjnych na etapie poprzedzającym kosztowne i niebezpieczne badania w locie (przeprowadzane na docelowym samolocie). Próby laboratoryjne pozwalają na symulację warunków użytkowania niemożliwych do osiągnięcia podczas prób w locie ze względu na potencjalne niebezpieczeństwo dla samolotu i załogi, a także ze względu na statystyczną rzadkość ich występowania. W niniejszej pracy autorzy opisują metodykę, cel i otrzymane przykładowe wyniki prób laboratoryjnych lotniczego układu ABS przeprowadzonych w Laboratorium Badań Podwozi Lotniczych Instytutu Lotnictwa w Warszawie.

EN

Anti-Lock Braking Systems (ABS) are one of the aircraft components which are responsible for its and passenger’s safety. Due to this fact and aviation regulations, every time new prototype system is introduced, it is needed to perform full spectrum of laboratory tests proving legitimacy and correctness of used solutions. Laboratory tests of new aircraft equipment should be done not only due to regulations but also in order to optimize and detect possible design flaws before flight tests (both expensive and dangerous) could be performed. Laboratory test can be done with parameters not available during flight tests due to possible danger of such tests and statistical rarity of their occurrence in other cases. In this article, authors want to describe methodology, aim and show examples of obtained results of aviation Anti-Lock System which were performed in Landing Gear Laboratory of Warsaw Institute of Aviation (Laboratorium Badań Podwozi Lotniczych Instytutu Lotnictwa w Warszawie).

9

Integrated modular measurement system for in-flight tests

Kopecki G., Rzucidło P.

Diagnostyka

|

2014

|

Vol. 15, No. 1

53--60

EN

During the development of the aircraft structure, test flights are indispensible. In some experiments additional sensors are mounted, which often leads to certain technical problem. In particular, changes of the structure are necessary and additional costs are generated. Therefore, advanced measurement methods enabling an analysis of several parameters without adding special sensors are developed. One of the projects focused on problems of measurement during the flight is the AIM2 project in the frames of FP7. During research mobile optical measurement systems and application rules are developed As described in references [1, 2], the AIM project – Advanced In-flight Measurement Techniques – focused on the application of modern optical measurement techniques in industrial wind tunnels for the purpose of flight testing. Possibilities to measure wing and rotor deformation, surface pressure distribution, heat distribution and flow velocity fields in a non-intrusive way and with a minimal sensor setup were presented in the AIM project. Also, the most important challenges connected with industrial implementation of methods demonstrated in the AIM project were taken into consideration. The research is being continued in AIM² project. AIM2 aims at the development of measurement methods for easy and typical applications to inflight testing with industrial requirements. In order to test the optical measurement methods, additional flight data are required. The data required are angular rates in the body frame, Euler angles, accelerations, IAS, TAS, altitude. This article describes a system which is used in the project for additional data measurements. The whole system will be mounted on the board of the PW-6 glider.

PL

Podczas prac projektowo-rozwojowych powiązanych z projektowaniem konstrukcji lotniczych, niezbędne jest wykonanie prób w locie. Niektóre testy wymagają montażu dodatkowych czujników, co często jest powodem różnego typu problemów technicznych. Często w takich sytuacjach niezbędne są zmiany w strukturze konstrukcji, co generuje dodatkowe koszty. Dlatego rozwijane są metody umożliwiające analizę różnego typu parametrów, które nie wymagają montażu dodatkowych sensorów. Jednym z projektów, który koncentruje się na problematyce pomiarów podczas prób w locie jest projekt AIM2, realizowany w ramach 7 Programu Ramowego Unii Europejskiej. Podczas badań, rozwijane są mobilne optyczne systemy pomiarowe oraz ich aplikacje. Jak opisuje bibliografia [1, 2], projekt AIM - Advanced In-flight Measurement Techniques koncentrował się na zastosowaniu w badaniach w locie współczesnych technik pomiarowych, które są stosowane podczas badań w tunelach aerodynamicznych. W projekcie AIM, przy minimalnym zestawie czujników oraz bez ingerencji w strukturę konstrukcji, zostały zaprezentowane możliwości pomiaru deformacji skrzydła oraz wirnika, rozkładu ciśnień na powierzchni, rozkładu ciepła oraz prędkości przepływu. W ramach projektu AIM przeanalizowano również najważniejsze wyzwania związane z implementacją przemysłową demonstrowanych metod. Badania są kontynuowane w ramach projektu AIM². Projekt ten ma na celu rozwój metod pomiarowych w celu ułatwienia ich stosowania podczas badań w locie, zgodnie z wymaganiami przemysłowymi. W celu testów metod optycznych, wymagane są dodatkowe dane pomiarowe: prędkości kątowe w układzie współrzędnych związanym z samolotem, kąty Eulera, przyspieszenia, prędkości lotu IAS oraz TAS, wysokość. Niniejszy artykuł opisuje system, który użyty został w projekcie dla celów pomiaru dodatkowych danych. System jest wykorzystywany podczas prób na pokładzie szybowca PW-6.

10

On board data acquisition system with intelligent transducers for unmanned aerial vehicles

Rochala Z.

Archives of Transport

|

2011

|

Vol. 23, iss. 4

521-529

EN

This report presents conc1usions from research project no. ON50900363 conducted at the Mechatronics Department, Military University of Technology in the years 2007-2010. As the main object of the study involved the preparation of a concept and the implementation of an avionics data acquisition system intended for research during flight of unmanned aerial vehicles of the mini class, this article presents a design of an avionics system and describes equipment solutions of a distributed measurement system intended for data acquisition consisting of intelligent transducers. The data collected during a flight controlled by an operator confirmed proper operation of the individual components of the data acquisition system.

PL

W referacie przedstawiono wnioski z prowadzonego w Zakładzie Awioniki i Uzbrojenia Lotniczego Wydziału Mechatroniki Wojskowej Akademii Technicznej w latach 2007-2010 projektu badawczego nr ON50900363. Ponieważ głównym celem pracy było opracowanie koncepcji i realizacja systemu akwizycji danych przeznaczonego do badań w locie bezpilotowych statków powietrznych klasy "mini" w artykule zaprezentowano projekt systemu awionicznego oraz opisano rozwiązania sprzętowe rozproszonego systemu pomiarowego służącego do akwizycji danych z przetworników inteligentnych. Zgromadzone podczas lotu sterowanego przez operatora dane potwierdziły poprawności działania poszczególnych składowych systemu akwizycji danych.

11

Iskra II - a scaled remotely piloted vehicle research program

Szender M.

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

|

2001

|

nr 12

105-108

EN

Cost effective and low risk research methods, employing small-scale Remotely Piloted Vehicles (RPV), are becoming an important part of the airplane design process. The research program into a powered RPV is being initiated at Warsaw University of Technology on a 1/5 scale model of the ISKRA II airplane to collect the flight data at low and high angles of attack. The similarity criterion employed and RPV dimensions will be discussed. The stages of the program, description of the vehicle considered, propulsion system, launch and landing techniques and air-data collecting system will be presented, as well Also, a method for verification of the expected results will be discussed.

12

Flight test investigations of aerodynamic features of the manoeuvrable jet trainer YAK/AEM-130

Matveev A., Popovich K.

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

|

2001

|

nr 12

1-6

EN

To investigate some special aerodynamic features of the new manoeuvrable Jet Trainer Yak/A EM-130 Demonstrator (see Fig. 1) unique flight tests were performed in the years 1999(1) and 2000. The aircraft is equipped with the two PSLM DV-2 turbofan engines, each of them being rated at 2200 kg, and the normal take off weight of the aircraft is 7000 kg. The aerodynamic configuration is characterised by the moderate aspect ratio wing equal to 4 and the leading edge swept angle equal to 31 deg. with a camber changmg by means of leading and trailing edge flaps and strakes optimised for medium and high angles of attack (AOAs). The aircraft presents some interesting design features: the maximum design AOA=40 deg., capability of combining operational characteristics common to modern fighters; such as the optimum point performance speed at M=0.75-0.8 and the low speed performance typical for a basic trainer. The aircraft was built at the Yakovlev Design Bureau and it is on a flight test stage now. The AOA envelope including AOAs up to 42 deg. for a speed up to M=0.4 and AOAs up to 15 deg. for M=O.85 has been investigated. The paper presents some results of the aerodynamic investigations, which were necessary for solving the problems appearing during flight tests.