Wyniki wyszukiwania - BazTech

1

Summary of Failure Conditions Recorded in Selected Helicopters Operated by Army Air Corps

Leszczyński Tadeusz, Januszewski Daniel, Budzyński Adam

Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa

|

2024

|

Vol. 15, Nr 1 (55)

99--114

EN

This paper has been drawn up for the Air Operations Group and the Technical Maintenance Group of the 56th Air Force Base in Inowrocław (Poland). Its primary purpose is to compare the frequency of failure conditions and their impact on the safety of flights performed on Mi-24 and W-3PL helicopters. Special attention has been paid to the values of flight parameters recorded and any anomalies identified. The data were analyzed using the "Objective Record Analysis" software, with two aspects taken into consideration. The first aspect - failure conditions which do not affect flight safety, i.e. when the crew exceeded the permissible flight parameters for a given exercise, an interference took place, a calculation error occurred in the system or the equipment became uncalibrated. A total of 534 failure states were singled out, with 18% of them caused by the human factor. The remaining 82% occurred due to interference and errors in the recording system or due to an incorrect flight parameter recording process (with this factor remaining beyond the control of the flight crew or maintenance personnel). The second aspect focused on failure conditions having an impact on flight safety, i.e. when the crew exceeded the aircraft's operating envelope or damage to the aircraft's systems and components occurred. 1,075 states have been recorded, with safety violations caused by exceeding the aircraft’s operating limits accounting for 5% of them. Damage to aircraft systems and components was the root cause of the 95% of the failures (with emergency landings required in 6 cases). It was shown that 80% of the failure conditions studied occurred on the Mi-24, with the number of missions performed on this particular type being nearly twice as high as on the W-3PL. Analysis of the years to which the available data was related (2012-2016) has led to the conclusion that the number of flights performed and the number of failure conditions was on an increase. However, the share of failure conditions in the total number of flights decreased. Authors 1 and 2 serve in the 56th Air Force Base and were granted permission to access and publish the data presented in this paper.

PL

Praca powstała na potrzeby Grup Działań Lotniczych i Obsługi Technicznej 56. Bazy Lotniczej w Inowrocławiu. Celem jest porównanie występowania stanów awaryjnych i ich wpływ na bezpieczeństwo lotów podczas zadań lotniczych na śmigłowcach Mi-24 i W-3PL. Zwrócono uwagę na wartości rejestrowanych parametrów lotu i zauważone nieprawidłowości. Dane analizowano z zastosowaniem programu „Obiektywna Analiza Zapisu” na dwóch poziomach. Pierwszy - stany awaryjne bez wpływu na bezpieczeństwo lotów, gdy załoga przekroczyła dopuszczalne parametry lotu zadane w ćwiczeniu lub wystąpiło zakłócenie, błąd obliczeniowy w systemie lub rozkalibrowanie urządzeń. Wyróżniono 534 stany, gdzie 18% spowodował czynnik ludzki. Pozostałe 82% to zakłócenia i błędy systemu rejestracji oraz nieprawidłowy zapis parametrów lotu (na co nie miała wpływu załoga wykonująca lot, ani personel obsługujący). Drugi poziom to stany awaryjne z wpływem na bezpieczeństwo lotów, gdy załoga dopuściła się przekroczenia ograniczeń eksploatacyjnych SP lub wystąpiło uszkodzenie urządzeń i agregatów SP. Wyróżniono 1 075 stanów, gdzie naruszenie bezpieczeństwa przez przekroczenie ograniczeń eksploatacyjnych SP to 5%. Uszkodzenia urządzeń i agregatów SP to pozostałe 95% (6 przypadków doprowadziło do lądowania awaryjnego). Wykazano, iż 80% przebadanych stanów awaryjnych cechuje Mi-24, na którym wykonano prawie 2x więcej zadań niż na W-3PL. Analizując lata skąd pochodzą udostępnione dane (2012–2016) zauważono, że rosła liczba wykonywanych lotów i liczba stanów awaryjnych, jednakże udział procentowy stanów awaryjnych w całości lotów malał. Autorzy 1 i 2 pełnią służbę w 56. Bazie Lotniczej i otrzymali zgody na dostęp do omawianych danych oraz ich publikację.

2

Vibroacoustic Helicopter Impact on Elevated Helipad

Cieślak Sławomir, Krzymień Wiesław

Transactions on Aerospace Research

|

2023

|

Nr 1 (270)

1--9

EN

A helicopter landing and taking off on an elevated helipad is a source of noise that affects the environment and causes vibrations of the landing pad or the building infrastructure. Vibrations are also excited by the air stream flowing through the main rotor and transferred to the landing pad by contact of the helicopter chassis. Vibrations are transferred to the building through the structure of the helipad. Depending on the damping properties of the structure and the vibro-isolating elements used, vibrations can be felt in rooms used by people and also transmitted to devices located in the building. The subject of the study described in this paper is the vibroacoustic effects of an EC-135 helicopter on an elevated landing pad during landing, standstill with the propulsion system engaged and take-off. Measurements of vibrations and noise were made at points located both on the landing pad and in the building. The paper presents selected results of measurements in various phases of flight and helicopter manoeuvres. The frequency analyses of the fragment of the measurement data for the flight phase, in which the highest levels of impact were recorded, were also performed and included. The results are presented as graphs and annotated.

3

Functional assumptions for the “Helicopter Simulator for Police Aviation” acknowledgements

Struniawski Jarosław

Zeszyty Naukowe SGSP / Szkoła Główna Służby Pożarniczej

|

2022

|

Nr 82

141--152

EN

The article was written under the framework of the project entitled “Helicopter Simulator for Police Aviation” DOB-BIO10/07/01/2019 of a value of PLN 50 068 639, funded by the National Centre for Research and Development under the contest 10/2019. The system is being implemented by the consortium involving: the Police Academy in Szczytno (the leader of the project), the War Studies Academy and ETC-PZL Aerospace Industries Sp. z o.o. Abstract An analysis of training needs for the crews of police multi-purpose Black Hawk S70i helicopters serving in Polish Police Forces has been an impulse to attempt the construction of the simulation system within the research and development project financed by the National Centre for Research and Development entitled “Helicopter Simulator for Police Aviation” consisting of three components, i.e. a training stand for a pilot (cockpit), a stand for a cargo handler, a training stand for the police officers practicing the air drop operations. The simulator is supposed to provide an opportunity to execute drills of various emergency situations, which consequently will allow preparing the crews and technical personnel in the full range to perform the tasks as far as theoretical knowledge and practical skills are concerned. Replacing real exercises by training held in a virtual environment is expected to contribute to a decrease in costs to be incurred by Police and enhanced safety for any persons participating in the actions remaining the subject of the said trainings. The article presents the design assumptions that arise, among other things, from multidisciplinary research performed over the determination of the detailed training needs and equipment requirements with regards to the Full Flight Simulator. The said research was conducted in collaboration with the officers of the Police Aviation Board in the High Command of the Police Headquarters as well as the operators of the counter terrorism sub-units of Polish Police Forces.

PL

Analiza potrzeb szkoleniowych załóg policyjnych śmigłowców wielozadaniowych Black Hawk S70i służących w polskiej Policji stała się impulsem do podjęcia próby budowy systemu symulacyjnego w ramach projektu badawczo-rozwojowego finansowanego przez Narodowe Centrum Badań i Rozwoju pt. „Symulator Śmigłowcowy Lotnictwa Policyjnego”, składającego się z trzech komponentów, tj. stanowiska szkoleniowego dla pilota (kokpit), stanowiska dla ładowacza, stanowiska szkoleniowego dla policjantów ćwiczących operacje zrzutu. Symulator powinien umożliwić przećwiczenie różnych sytuacji awaryjnych, co w rezultacie pozwoli na przygotowanie załóg i personelu technicznego w pełnym zakresie do wykonywania zadań w zakresie wiedzy teoretycznej i umiejętności praktycznych Zastąpienie ćwiczeń rzeczywistych szkoleniami w środowisku wirtualnym przyczyni się do zmniejszenia kosztów ponoszonych przez Policję oraz zwiększenia bezpieczeństwa osób uczestniczących w działaniach pozostających w zakresie przedmiotowym tych szkoleń. W artykule przedstawiono założenia projektowe wynikające m.in. z interdyscyplinarnych badań nad określeniem szczegółowych potrzeb szkoleniowych i wymagań sprzętowych w odniesieniu do pełnego symulatora lotu. Badania te zostały przeprowadzone we współpracy z funkcjonariuszami Zarządu Lotnictwa Policji w Komendzie Głównej Policji oraz operatorami pododdziałów antyterrorystycznych polskiej Policji.

4

Measuring Exposure to High-Frequency Electromagnetic Fields Experienced by a Helicopter Crew During Flight

Michałowska Joanna, Puzio Łukasz, Tofil Arkadiusz, Pytka Jarosław

Transactions on Aerospace Research

|

2022

|

Nr 1 (266)

59--65

EN

High-frequency electromagnetic fields (EMF) can have a negative effect on both the human body and electronic devices. Monitoring and measurement of the electromagnetic field generated by devices is important from the point of view of environmental protection, the human body and electromagnetic compatibility. In this study, we tested the value of the electromagnetic field strength determined by the NHT3DL by Microrad with measurement probes during flights in the Robinson R44 helicopter. The reference point for the results obtained were the normative limits of the electromagnetic field permitted to affect the crew and passengers during flight. The maximum RMS values recorded during the measurements were E = 4.399 V/m in the 100 kHz-6.5 GHz frequency band and for the magnetic component H = 2.829 A/m in the 300 kHz-30 MHz frequency band. These results were passed to the Statistica 13.3 software for a detailed stochastic analysis of the values tested.

5

Wybrane wady sprzęgieł jednokierunkowych na przykładzie śmigłowca Mi-24 – przyczyny, skutki, diagnozowanie

Tokarski Tomasz, Obłąkowski Krzysztof, Parucki Janusz, Kucharzewski Tomasz, Kwiatkowski Tadeusz

Journal of KONBiN

|

2022

|

Vol. 52, iss. 1

87--105

PL

W pracy przedstawiono autorską metodę diagnozowania sprzęgieł jednokierunkowych śmigłowca Mi-24 na etapie wczesnego stadium ich zużywania, co jest trudne do wykrycia metodami tradycyjnymi (wibroakustycznymi). Metoda FAM-C oparta jest na analizie modulacji częstotliwości prądnicy pokładowej napędzanej z badanego zespołu napędowego. Umożliwia obserwację oddziaływania innych elementów mechanicznych na pracę tego sprzęgła: monitoruje praktycznie wszystkie obrotowe podzespoły statku powietrznego związane z przesyłem mocy mechanicznej. Celem pracy jest przegląd typowych uszkodzeń sprzęgieł jednokierunkowych w układzie napędowym śmigłowców, przedstawienie metody FAM-C jako podstawowej na etapie wczesnego diagnozowania tych uszkodzeń oraz potwierdzenie jej skuteczności na podstawie przytoczonych wyników.

EN

This manuscript describes the proprietary method of diagnosing one-way clutches of Mi-24 at their earlier wearing stage, which is challenging to diagnose with traditional methods (vibroacoustic). The FAM-C method is based on the analysis of frequency modulation of the on-board generator driven from the examined power unit. It enables to observe the influence of other mechanical elements on the operation of this clutch: it monitors all rotary subassemblies of aircraft connected with mechanical power transmission. The manuscript aims to review the typical defects of one-way clutches in helicopter propulsion systems, describe the FAM-C method as a basic method at the early diagnosing stage and confirm its efficiency based on the provided results.

6

Urządzenie LUZES jako platforma eksperymentalna do badań uszkodzeń dla metody FAM-C

Gębura Andrzej, Obłąkowski Krzysztof, Parucki Janusz, Kucharzewski Tomasz, Kwiatkowski Tadeusz

Journal of KONBiN

|

2022

|

Vol. 52, iss. 4

153--165

PL

W artykule przedstawiono badania podstawowych wad mechanicznych przeprowadzone autorską metodą FAM-C na stanowisku badawczym powstałym na bazie urządzenia LUZES. W warunkach laboratoryjnych zamodelowano uszkodzenia mechaniczne, takie jak: przekoszenie połączeń, mimośrodowość połączeń, zwiększone luzy obwodowe, zwiększone luzy międzyzębne i inne. Postawiona została teza, że badania wykonane na prostym urządzeniu typu LUZES umożliwią przeniesienie doświadczeń na bardziej skomplikowany zespół napędowy śmigłowców. Celem jest wczesne diagnozowanie uszkodzeń tych napędów.

EN

This article addresses studies of basic mechanical defects conducted with the proprietary FAM-C method on a test bench created on the basis of ground power unit LUZES. The following mechanical defects were modelled in laboratory conditions: skewed connections, eccentricity of connections, increased circumferential clearance, increased intertooth clearance, etc. The thesis was put forward that tests on LUZES equipment enable to transfer experience onto the more complex helicopter power unit. The aim is the early defect detection of these units.

7

An assessment of the transient effect on helicopter main rotor stability and power demand

Raczyński Radosław, Siadkowska Ksenia, Ścisłowski Karol, Wendeker Mirosław

Combustion Engines

|

2022

|

R. 61, nr 4

23--28

EN

The researched object is a helicopter main rotor with blades of variable geometric twist characteristics. Variable torsion refers to systems of actuators made of shape memory alloys. The presented numerical analyses allow for evaluating both the dynamics of the rotor in transient states, i.e. in the zone between the static phase and the full activation phase and the impact of the change on the pulsation of the amplitude of the necessary power generated by the rotor corresponding the flight state, and thus covering the demand by the disposable power generated by the engine. This study follows a methodology of numerical analyses based on Multi Body Dynamics and the Finite Element Method and uses fluid mechanics elements and algorithms to analyze lift generation, compiled in a single computational environment referring to the same period of time.

8

Optimal controller design for a birotor helicopter

Nekrouf Sadek, Chekroun Soufyane

Przegląd Elektrotechniczny

|

2021

|

R. 97, nr 11

93--96

EN

Robust control problem for a two degree of freedom (2-DOF) lab helicopter is investigated. The helicopter dynamics involves nonlinearity, uncertainties, and coupling. A new high performance bounded (HPB) linear quadratic regulator control law has been presented that extends classical LQR by providing faster settling times, eigenstructure to optimize its performance, and has much quicker computation times than classical LQR. The robust compensator is designed to restrain the effects of uncertainties, nonlinear properties, and disturbances. The simulation results on the 2-DOF lab helicopter demonstrate the effectiveness of the proposed control strategy.

PL

Zbadano problem solidnego sterowania helikopterem laboratoryjnym o dwóch stopniach swobody (2-DOF). Dynamika helikoptera obejmuje nieliniowość, niepewności i sprzężenie. Przedstawiono nowe prawo sterowania liniowym regulatorem kwadratowym o wysokiej wydajności (HPB), które rozszerza klasyczną LQR, zapewniając szybsze czasy ustalania, strukturę własną w celu optymalizacji jego działania i ma znacznie szybsze czasy obliczeń niż klasyczne LQR. Wytrzymały kompensator jest przeznaczony do ograniczania skutków niepewności, właściwości nieliniowych i zakłóceń. Wyniki symulacji na śmigłowcu laboratoryjnym 2-DOF pokazują skuteczność proponowanej strategii kontroli.

9

Review of Modern Helicopter Constructions and an Outline of Rotorcraft Design Parameters

Kachel Stanisław, Rogólski Robert, Kocjan Jakub

Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa

|

2021

|

Vol. 12, Nr 3 (45)

27-52

EN

This work contains the results of a modern helicopter construction analysis. It includes the comparison of almost seventy rotorcraft constructions in terms of size in line with EASA requirements – large and small helicopters. The helicopters are also divided because of a mission purpose. The proposed division for large aircrafts is: transport, multipurpose, attack and for small aircrafts: observation, training, and utility. The aircraft construction features are described. Average dimension values of airframes and rotors are shown. Helicopter rotor arrangements are presented in terms of an operational purpose. Next, the rotorcraft design inputs are described. The mathematical formulas for design inputs are given. The ratios are calculated and gathered for the compared aircrafts. Correlation between the analysed parameters is presented on charts. Design inputs are also presented in the paper as a function of MTOW. The function trends are determined to provide an evaluation tool for helicopter designers. In addition, the parameters are presented as possible optimisation variables.

PL

Praca zawiera wyniki analizy współczesnych konstrukcji śmigłowcowych. Obejmuje porównanie prawie siedemdziesięciu konstrukcji wiropłatów podzielonych ze względu na rozmiar: zgodnie z wymaganiami EASA – duży i mały śmigłowiec. W ramach rozmiaru statki powietrzne zostały podzielone ze względu na cel misji. Proponowany podział dla dużych śmigłowców to: transportowe, wielozadaniowe i szturmowe, natomiast dla małych: obserwacyjne, szkoleniowe, użytkowe. Wyszczególniono najważniejsze cechy konstrukcyjne wiropłata. W pracy zaprezentowano średnie wartości wymiarów płatowców i wirników. Przedstawiono również układ wirników śmigłowca pod kątem przeznaczenia operacyjnego. Finalnie opisano parametry projektowe przydatne w projektowaniu wstępnym. Parametry opisano za pomocą wzorów matematycznych oraz dla każdego z nich zaprezentowano na wykresie zebrane dane statystyczne. W artykule pokazano zależność parametrów w funkcji maksymalnej masy startowej statków powietrznych. Wyznaczono trendy w celu dostarczenia narzędzi do oceny projektowanych śmigłowców. Dodatkowo przedstawiono możliwość wykorzystania parametrów jako zmiennych optymalizacyjnych.

10

Awaria śmigła ogonowego śmigłowca Mi-24 w efekcie długotrwałego oddziaływania przestrzennego sprzężenia rezonansowego

Kowalczyk Henryk, Gębura Andrzej, Tokarski Tomasz, Kwiatkowski Tadeusz

Journal of KONBiN

|

2021

|

Vol. 51, iss. 4

11--24

PL

Najważniejszym elementem wpływającym na bezpieczeństwo lotu śmigłowca są zespoły nośno-napędowe. Wykorzystywanie do ich diagnozowania powszechnych technik wibroakustycznych często nie przynosi zadowalających efektów. Szczególnie trudne jest wykrywanie przestrzennych sprzężeń rezonansowych, które mogą powodować bardzo niebezpieczne, gwałtowne urwania elementów. W artykule opisano specyficzny mechanizm powstawania i pogłębiania się rezonansu oraz skutki sprzężeń rezonansowych dwóch podzespołów. Do ich monitorowania zaproponowano autorską metodę FAM-C, wykorzystującą jako czujnik prądnicę pokładową. Jest to metoda synchroniczna, dzięki czemu łatwo rozpoznaje nawet początki rezonansu przestrzennego.

EN

The most important element that has an impact on the safety of flight includes the helicopter power plant and the transmission shaft assembly. Monitoring with the use of the traditional vibroacoustic techniques does not provide satisfactory results. It is especially difficult to detect spatial resonance couplings, which may result in dangerous and rapid breaking of elements. This article focuses on a specific mechanism for formation and deepening of resonance and effects of resonance couplings of two subassemblies. For their monitoring, the FAM-C method was applied. It uses an on-board generator as a sensor. This is a synchronous method, which enables one to detect the onset of spatial resonance.

11

Notes on the tests and vibration properties of hospital elevated helipad structures

Krzymień Wiesław

Archives of Civil Engineering

|

2021

|

Vol. 67, nr 3

231--242

EN

Helicopters of the Medical Air Rescue (LPR) help transport the patients to large hospitals quickly. The requirements for the space around the helipad and flight safety mean that more elevated helipads than ground helipads are built at hospitals located in proximity to the city centres. Elevated helipads can vary in design and location depending on the opportunities offered by the hospital buildings and their surroundings. The Vibroacoustic Laboratory of the Warsaw Institute of Aviation took measurements to determine the impact of a helicopter on a hospital elevated helipad during landing or taking off. Helicopter landings are neither frequent nor long, however, they can have a significant impact on a helipad structure, the hospital building itself and its patients, staff or equipment. The impact of the helicopter includes both the noise, vibrations transmitted by the helicopter chassis and air pulsations under the rotor (low-frequency ones). This paper discusses some methods used for measuring vibration properties of several elevated helipads and building recorded during the landing and take-off of the EC135 helicopter. The sample results of such tests are also presented. The tests discussed can be used to verify both the assumptions and calculations referring to helipads and to meet the requirements of the standards in the field of noise and vibrations.

PL

Śmigłowce Lotniczego Pogotowia Ratunkowego (LPR) umożliwiają szybki transport pacjentów do dużych szpitali. Wymagania dotyczące przestrzeni wokół lądowiska dla śmigłowców jak i bezpieczeństwo wykonywania lotów powodują, że przy szpitalach położonych w pobliżu centrów miast buduje się więcej lądowisk wyniesionych niż naziemnych. Lądowiska wyniesione dla śmigłowców mogą różnić się konstrukcją i lokalizacją w zależności od możliwości jakie stwarzają budynki szpitalne i ich otoczenie. Laboratorium Wibroakustyki Instytutu Lotnictwa wykonało pomiary w celu określenia oddziaływania śmigłowca podczas lądowania lub startu na przyszpitalne lądowisko wyniesione. Lądowania śmigłowców nie są ani częste, ani nie trwają długo, jednak mogą mieć znaczący wpływ na konstrukcję lądowiska, budynek szpitala oraz jego pacjentów, personel a także wyposażenie. Oddziaływanie śmigłowca obejmuje zarówno hałas, drgania przenoszone przez podwozie śmigłowca, jak i pulsacje powietrza pod wirnikiem (o niskiej częstotliwości). W artykule przedstawiono wybrane metody pomiaru właściwości drganiowych kilku lądowisk wyniesionych oraz oddziaływania na budynki zarejestrowane podczas lądowania i startu śmigłowca EC135. Przedstawiono również przykładowe wyniki takich badań. Omówione badania mogą służyć do weryfikacji zarówno założeń, jak i obliczeń konstrukcji lądowisk dla śmigłowców jak i spełnienia wymagań norm. w zakresie hałasu i drgań.

12

Performance of quiet helicopter

Stanisławski Jarosław

Transactions on Aerospace Research

|

2020

|

Nr 1 (258)

1-17

EN

Noise generated by helicopters is one of the main problems associated with the operation of rotorcrafts. Requirements for reduction of helicopter noise were reflected in the regulations introducing lower limits of acceptable rotorcraft noise. A significant source of noise generated by helicopters are the main rotor and tail rotor blades. Radical noise reduction can be obtained by slowing down the blade tips speed of main and tail rotors. Reducing the rotational speed of the blades may decrease rotor thrust and diminish helicopter performance. The problem can be solved by attaching more blades to main rotor. The paper presents results of calculation regarding improvement of the helicopter performance which can be achieved for reduced rotor speed but with increased number of rotor blades. The calculations were performed for data of hypothetical light helicopter. Results of simulation include rotor loads and blade deformations in chosen flight conditions. Equations of motion of flexible rotor blades were solved using the Galerkin method which takes into account selected eigen modes of the blades. The simulation analyzes can help to determine the performance and loads of a quiet helicopter with reduced rotor speed within the operational envelope of helicopter flight states.

PL

Hałas generowany przez śmigłowce jest jednym z głównych problemów związanych z eksploatacją wiropłatów. Wymagania ograniczenia hałasu śmigłowców znalazły odzwierciedlenie w przepisach zakładających zmniejszenie hałasu wytwarzanego przez wiropłaty. Znaczącym źródłem hałasu generowanego przez śmigłowce są łopaty wirnika nośnego oraz śmigła ogonowego. Znaczące obniżenie hałasu może być uzyskane w wyniku zmniejszenia prędkości końcówek łopat wirnika i śmigła ogonowego. Zmniejszenie prędkości obrotowej łopat pociąga za sobą spadek wytwarzanego ciągu wirnika i zmniejszenie osiągów śmigłowca. Rozwiązaniem problemu może być zastosowanie większej liczby łopat wirnika. W pracy przedstawiono obliczeniowe wyniki dotyczące możliwych do uzyskania osiągów śmigłowca przy obniżonej prędkości obrotowej wirnika i zwiększonej liczbie łopat. Obliczenia przeprowadzono dla danych masowych hipotetycznego śmigłowca lekkiego. Wykonano symulacyjne obliczenia obciążeń wirnika i odkształceń łopat w kilku stanach lotu śmigłowca rozwiązując równania ruchu elastycznych łopat wirnika z zastosowaniem metody Galerkina przy uwzględnieniu wybranych postaci własnych łopat. Uwzględniono możliwość regulacji obrotów wirnika w zależności od stanu lotu. Przeprowadzone analizy mogą znaleźć zastosowanie przy określaniu parametrów wirnika cichego śmigłowca ze zmniejszoną prędkością wirnika dla obwiedni stanów lotu śmigłowca.

13

Experimental analysis of the helicopter ditching

Kraskowski Marek

Rocznik Bezpieczeństwa Morskiego

|

2020

|

R. XIV

205--219

EN

The paper presents the method and results of the model tests of helicopter ditching, aimed at adaptation of the helicopter's construction for marine mis-sions. The experiment, realized by Maritime Advanced Research Centre S.A. (CTO) required elaboration of dedicated measurement stand, and solving a number of specific technical problems resulting from the necessity of assuring the repeatability, and required accuracy of the measurements and scalability of the results. Such kind of experiment is not a standard task of a hydrodynamic model testing institution, so it brings an innovation in the testing methodology. The paper presents the details of the test stand and the model itself with rotating rotor, design of the experiment, as well as an overview of the results and main conclusions.

14

System informatycznego wsparcia eksploatacji wojskowych statków powietrznych SI SAMANTA jako narzędzie wspomagające zarządzanie zasobami logistycznymi

Pigłas Mieczysław, Radoń Tomasz, Szymański Marek, Krutkow Antonina, Przystawska Alicja

Journal of KONBiN

|

2020

|

Vol. 50, iss. 4

269--286

PL

Przedstawiono istotę stosowania i funkcjonowania informatycznych systemów wspomagania zarządzania realizacją procesów złożonych na przykładzie SI SAMANTA. Skupiono się na wspomaganych obszarach i funkcjach systemu. Określono jego rolę w procesie eksploatacji sp oraz wpływ na bezpieczeństwo latania. Scharakteryzowano możliwości informatycznego przetwarzania gromadzonych w bazie danych oraz informacji, podano możliwości analitycznego wykorzystania ich przez użytkownika np. do oceny niezawodności statków powietrznych, skuteczności napraw samolotów i śmigłowców. Przedstawiono kierunki, które specjaliści z ITWL zamierzają rozwijać w celu zwiększenia użyteczności prezentowanego systemu.

EN

The article addresses the functioning of IT support systems for the implementation of complex processes based on the SI SAMANTA. The paper focused on the supported areas and functions of the IT system. The role of this system in the a/c operation process and its impact on flying safety were determined. The possibilities of IT processing of data and information were characterized, along with their analytical use, e.g. for the assessment of aircraft reliability and maintenance efficiency of the repairs of airplanes and helicopters. The directions that are intended to be developed to increase the usability of the presented system were also discussed.

15

Possibility of use of the river badge ship as a potential aircraft carrier in the security of logistic and critical infrastructure

Marszałkiewicz J.

Zeszyty Naukowe. Transport / Politechnika Śląska

|

2019

|

z. 102

119--129

EN

This article contains a description and analysis of the hypothetical application of the inland barge as an "aircraft carrier" with observation aircraft, both manned helicopters and unmanned drones. The equipment of the barge would include the infrastructure of aircraft servicing, storage and social space. This is the first presentation of such an idea in Polish literature and a continuation of previous researches on drones by the same author.

16

The Analysis of Hospital Helicopter Landing Sites Location in Terms of their Vibroacustic Impact

Chyla Andrzej, Bukała Michał

Transactions on Aerospace Research

|

2019

|

Nr 3 (256)

43--56

EN

According to the applicable regulations, in the case of a decision on the location of an investment consisting in the construction and commissioning of a helicopter landing field, it is necessary to carry out an environmental impact assessment. At the same time, due to the emission of noise related to the expected change of acoustic climate parameters, the indicators required under the applicable law related to building acoustics and also impact of vibration on the structure of buildings should be taken into account. The article discusses particular groups of issues related to the assessment of the impact of helicopter landing field on the environment and the hospital building. On the basis of the presented results of analyzes, a postulate concerning the necessity of introducing a comprehensive assessment methodology, including specific groups of issues, was formulated.

17

A simulation model for computing the loads generated at landing site during helicopter take-off or landing operation

Stanisławski Jarosław

Transactions on Aerospace Research

|

2019

|

Nr 2 (255)

65--81

EN

The paper presents simulation method and results of calculations determining behavior of helicopter and landing site loads which are generated during phase of the helicopter take-off and landing. For helicopter with whirling rotor standing on ground or touching it, the loads of landing gear depend on the parameters of helicopter movement, occurrence of wind gusts and control of pitch angle of the rotor blades . The considered model of helicopter consists of the fuselage and main transmission treated as rigid bodies connected with elastic elements. The fuselage is supported by landing gear modeled by units of spring and damping elements. The rotor blades are modeled as elastic axes with sets of lumped masses of blade segments distributed along them. The Runge-Kutta method was used to solve the equations of motion of the helicopter model. According to the Galerkin method, it was assumed that the parameters of the elastic blade motion can be treated as a combination of its bending and torsion eigen modes. For calculations, data of a hypothetical light helicopter were applied. Simulation results were presented for the cases of landing helicopter touching ground with different vertical speed and for phase of take-off including influence of rotor speed changes, wind gust and control of blade pitch. The simulation method may help to define the limits of helicopter safe operation on the landing surfaces.

PL

W pracy przedstawiono metodę symulacyjną wyznaczania obciążeń lądowiska generowanych przez podwozie śmigłowca w fazie startu lub lądowania. Przy wirującym wirniku wielkość obciążenia podwozia śmigłowca może zmieniać się w zależności od parametrów ruchu śmigłowca w momencie zetknięcia podwozia z podłożem, sterowaniem kątem nastawienia łopat, wystąpieniem podmuchów. Rozważany model fizyczny śmigłowca składa się z kadłuba i przekładni głównej traktowanych jako ciała sztywne połączone elementami sprężystymi. Kadłub podparty jest na podwoziu modelowanym przez układ elementów sprężystych i tłumiących. Łopaty wirnika nośnego zastąpiono osiami elastycznymi z rozmieszczonymi wzdłuż nich masami skupionymi segmentów łopat. Do rozwiązania równań ruchu modelu śmigłowca zastosowano metodę Runge-Kutta. Zgodnie z metodą Galerkina przyjęto, że parametry ruchu odkształcalnych łopat można traktować jako złożenie uwzględnianych giętnych i skrętnych postaci własnych. Do obliczeń symulacyjnych wykorzystano dane hypotetycznego śmigłowca lekkiego. Przedstawiono symulacyjne wyniki dotyczące zachowania się śmigłowca w trakcie zetknięcia się z podłożem oraz dotyczące zmian obciążeń wirnika i podwozia przy wystąpieniu podmuchów lub wprowadzeniu sterowaniu skokiem łopat wirnika nośnego. Metoda symulacyjna może być przydatna przy określeniu granic bezpiecznej eksploatacji śmigłowca.

18

Simulation of boundary states of helicopter flight

Stanisławski Jarosław

Journal of KONES

|

2019

|

Vol. 26, No. 2

137--144

EN

Results of simulation of main rotor blade loads and deformations, which can be generated during boundary states of helicopter flight, are presented. Concerned cases of flight envelope include hover at maximum height, level flight at high velocity, pull-up manoeuvres applying cyclic pitch and mixed collective and cyclic control. The simulation calculations were executed for data of light helicopter with three-bladed articulated rotor. For analysis, the real blades are treated as elastic axes with distributed masses of blade segments. The model of deformable blade allows for out-of-plane bending, in plane bending, and torsion. For assumed flight state of helicopter, the equations of rotor blades motion are solved applying Runge-Kutta method. According to Galerkin method, for each concerned azimuthal position of blade the parameters of its motions are assumed as a combination of considered bending and torsion eigen modes of the blade. The loads of rotor blades generated during flight depend due to velocity of flight, helicopter mass, position of rotor axis in air and deflections of swashplate that correspond to collective and cyclic pitch angle applied to rotor blades. The results of simulations presenting rotor loads and blade deformations are shown in form of timeruns and as plots of rotor-disk distributions. The simulations of helicopter flight states may be useful for prediction the conditions of flight-tests without exceeding safety boundaries or may help to define limitations for manoeuvre and control of helicopter.

19

Modelling of helicopter main rotor aerodynamic loads in manoeuvres

Kowaleczko Grzegorz, Leśniczak Andrzej

Journal of KONES

|

2019

|

Vol. 26, No. 4

273--284

EN

The article discusses the method of modelling of the helicopter main rotor aerodynamic loads during steady state flight and manoeuvres. The ability to determine these loads was created by taking into account the motion of each blade relative to the hinges and was a result of the applied method of aerodynamic loads calculating. The first part of the work discusses the basic relationships that were used to build the mathematical model of helicopter flight. The focus was also on the method of calculating of the aerodynamic forces generated by the rotor blades. The results of simulations dedicated to the "jump to hover" manoeuvre were discussed, showing the possibilities of analysing aerodynamic loads occurring in unsteady flights. The main rotor is considered separately in an “autonomous” way and treated as a source of averaged forces and moments transferred to the hub. The motion of individual blades is neglected, and their aerodynamic characteristics are radically simplified. The motion of individual blades is neglected, and their aerodynamic characteristics are radically simplified. This can lead to significant errors when attempting to model dynamic helicopter manoeuvres. The more complex model of helicopter dynamics is discussed.

20

Anomaly of rotor dynamics in ultra-light helicopter – Robinson R22

Sobieszek Agnieszka

Journal of KONES

|

2019

|

Vol. 26, No. 4

235--239

EN

The article presents the analysis of anomaly of rotor dynamics in ultra-light helicopter - Robinson R22. Robinson R22 is two-seat, two-blade main rotor and single-engine helicopter, well known as simple and common used aircraft because of low price and high availability. At the same time, large number of accidents and strictly defined rules (recommended piloting technique) and weather condition for safe flight show disadvantages of Robinson R22. The reason for considering this topic is the analysis of different flight properties and helicopter behaviour as well as easy entering into dangerous flight manoeuvre. In the article different flight properties and loss of control during the pull-up, manoeuvre or vertical gusts of wind and mast bumping accidents were analysed. Analysis shows that problem may be caused by construction of three-hinged rotor hub, designed and patented by F. Robinson. Article presents model of rotor hub and review of main rotor and rotor hub construction in light helicopters. Because of number of accidents, caused by the unusual behaviour of Robinson R22, restrictive pilotage rules were introduced: prohibition of flight in certain weather conditions, the necessity of attending additional training conducted by trained instructors. To reduce the probability of an accident a special instruction for specific Robinson R22 properties was created. Moreover, the statistics of accidents resulting from loss of control and review of legal changes caused by Robinson R22 accidents are presented.