Wyniki wyszukiwania - BazTech

1

Wybrane elementy badań wizyjnego układu antykolizyjnego dla lekkich oraz bezzałogowych statków powietrznych

Jaromi Grzegorz, Kordos Damian, Rogalski Tomasz, Rzucidło Paweł, Szczerba Piotr

Autobusy : technika, eksploatacja, systemy transportowe

|

2019

|

R. 20, nr 1-2

265--271

PL

W pracy omówione zostały wybrane elementy badań i praktycznych testów wizyjnego układu antykolizyjnego, projektowanego z myślą o samolotach ultralekkich i lekkich oraz bezzałogowych statkach powietrznych. Na wstępie przedstawiono aktualne wymagania formalne związane z koniecznością instalacji systemów antykolizyjnych na statkach powietrznych. Przedstawiono koncepcję systemu IDAAS (ang. Intruder Detection And collision Avoidance System for light aircraft) oraz strukturę algorytmów związanych z przetwarzaniem obrazu. Zasadniczą cześć pracy stanowi omówienie wybranych scenariuszy realizowanych w trakcie badań.

EN

The work discusses selected elements of research and practical tests of the vision anticollision system, designed for ultralight and light aircraft and unmanned aerial vehicles. At the outset, current formal requirements related to the necessity of installing anti-collision systems on aircraft are presented. The concept of IDAAS (Intruder Detection And collision Avoidance System for light aircraft) and the structure of algorithms related to image processing were presented. The main part of the work is to discuss the selected scenarios implemented during the research.

2

Energetyczna analiza porównawcza zespołów napędowych w zastosowaniu do lekkiego statku powietrznego

Kuźniar Michał

Autobusy : technika, eksploatacja, systemy transportowe

|

2019

|

R. 20, nr 1-2

88--92

PL

W nawiązaniu do badań nad ekologicznymi źródłami napędu dla samolotów przeprowadzono energetyczną analizę porównawczą dla zespołów napędowych korzystających z rożnych źródeł zasilania. Do analizy wykorzystano płatowiec motoszybowca AOS-71. Obliczenia przeprowadzono dla różnych zespołów napędowych: spalinowego, elektrycznego, hybrydowego spalinowego oraz hybrydowego z ogniwem wodorowym. Podstawowym założeniem była taka sama masa startowa samolotów wynosząca 660 kg. Dokonano wyznaczenia energii zgromadzonej na pokładzie, a następnie długotrwałości i zasięgu lotu dla każdego rodzaju napędu. Analizę przeprowadzono dla dwóch trajektorii lotu. Wyniki przedstawiono na wykresach i omówiono we wnioskach.

EN

In reference to the research conducted on environmentally friendly sources of propulsion for aircrafts, there was carried out an energetic comparative analysis for power units using various power sources. For this analysis, the AOS-71 glider airframe was used. The calculations were done for different variants: a combustion engine, an electrical engine, a hybrid combustion engine and a hybrid engine with a hydrogen cell. The research was based on the assumption of the same aircraft take-off weight of 660 kg. The energy accumulated on board was determined, and then the duration and range for each type of propulsion for two flight trajectories. The results were presented in diagrams and discussed in the conclusions.

3

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.

4

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.

5

Ocena wpływu zamontowanego silnika na obciążenia samolotu lekkiego

Cichocka E.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2016

|

Nr 2 (243)

73--92

PL

W niniejszym artykule skupiono się na zbadaniu wpływu zamontowanego silnika na obciążenia statków powietrznych klasy General Aviation. Do analizy porównawczej wybrano samoloty różniące się jedynie typem zabudowanego zespołu napędowego, z których pierwszy jest certyfikowanym samolotem tłokowym, traktowanym jako obiekt odniesienia, natomiast drugi jest jego wersją rozwojową, wyposażoną w silnik turbośmigłowy. Dla każdego z płatowców rozważono łącznie ponad tysiąc przypadków obliczeniowych zgodnych z wymaganiami przepisów budowy samolotów lekkich. Założonym celem było zapewnienie, aby ekstremalne obciążenia konstrukcji turbośmigłowej zawierały się w obwiedni krytycznych przypadków obciążeń płatowca z napędem typu bokser, a w przypadku przekroczenia referencyjnego poziomu dopuszczalnych sił i momentów sił. zaproponowanie stosownych ograniczeń eksploatacyjnych. Wymóg ten podyktowany był celami i ograniczeniami projektu, w ramach którego zrealizowana została modernizacja konstrukcyjna wybranego statku powietrznego. Stąd. ustanowiono, że w zadanym reżimie czasowym i budżetowym samolot z nową jednostką napędową musi spehiić przepisy budowy lekkich samolotów i uzyskać dopuszczenie do lotu bez konieczności przeprowadzenia szeregu prób jako dowodu zgodności z wymaganiami przyjętej bazy certyfikacyjnej. Syntezę pracy stanowi ocena uzyskanych rezultatów i sformułowanie wniosków dotyczących skutków zamiany silnika tłokowego na turbinowy na lekkim samolocie celem poprawy jego osiągów i własności lotnych przy zachowaniu obciążeń.

EN

This paper focuses on examining the effects of the mounted engine type on General Aviation airplane loads. For comparative analysis two airplanes, different from each other only by the type of power unit, were selected. The first is certified piston engine powered airplane, treated as the reference object, whereas the other one is its turbopropeller version. For each of them, more than a thousand computational cases were considered to prove fulfilment of all the airworthiness requirements for light airplanes. The assumed goal was to ensure that extreme structural loads of turboprop airplane are contained within the envelope of critical loads of airplane powered by boxer engine, or to propose appropriate operational limitations in the case forces and torques exceed the permissible reference level. This requirement was dictated by the objectives and constraints of the project, under which modernization of the airplane nose section was realized. Hence, it was assumed that, within available time and budget, the airplane with a different type of engine have to meet the light aircraft regulations and gam permission to fly without the need to perform a number of experimental tests as a proof of compliance with the certification specifications. Summary of the work is the evaluation of the results and formulating conclusions of the effect of changing from piston engine to turbine engine in light airplane in order to improve in-flight performance and properties while keeping structural loads at the same level.

6

Wspomaganie procesu projektowania samolotu lekkiego z wykorzystaniem zintegrowanego modelu matematycznego

Lichoń D., Kołodziejczyk R.

Logistyka

|

2014

|

nr 6

6727--6734

PL

Niniejsza praca przedstawia zintegrowany model matematyczny samolotu lekkiego pozwalający na dobór parametrów konstrukcyjnych we wstępnym etapie projektowania. Model ten składa się z pomniejszych modeli obliczeniowych określających geometrię płatowca, masę zespołów samolotu i jego wyważenie, charakterystyki aerodynamiczne, charakterystyki zespołu napędowego oraz osiągi samolotu. Ponadto model uwzględnia ograniczenia wynikające z przepisów certyfikacji oraz zasad budowy statków powietrznych. Użyte w modelach obliczeniowych zależności wynikają z analiz teoretycznych, bogatego materiału doświadczalnego oraz danych statystycznych już istniejących konstrukcji lotniczych. Zbudowany model obliczeniowy został zaimplementowany w formie programu komputerowego służącego do optymalizacji konstrukcji na wstępnym etapie projektowania. W ramach pracy przedstawiono przykład praktycznego zastosowania tego programu. W rezultacie otrzymano szereg parametrów opisujących samolot, których znajomość jest niezbędna w ocenie spełnienia przez konstrukcję założeń koncepcyjnych. Parametry te wykorzystywane są w kolejnych etapach projektowania.

EN

This paper presents an integrated mathematical model of light aircraft allowing for the selection of design parameters in the preliminary design stage. This model consists of minor computational models defining the geometry of the airframe, the weight of the aircraft parts and its balance, aerodynamic characteristics, characteristics of the powertrain and performance of the airplane. In addition, the model takes into account the restrictions of the certification and rules of aircraft construction. Used in the calculation models dependencies are the result of theoretical analysis, extensive experimental material and statistical data of existing aircraft structures. Constructed computational model has been implemented in the form of a computer program used to optimize the structure at the preliminary design stage. As part of the work is an example of the practical application of this program. As a result, a number of parameters describing the airplane were obtained, which is required in assessing the compliance of design with conceptual framework. These parameters are used in the following stages of design.

7

The problem of choice of light transport aircraft characteristics

Majka A.

Prace Naukowe Politechniki Warszawskiej. Transport

|

2013

|

z. 98

379--388

EN

Europe is one of the densely populated continents on Earth. A characteristic feature of the European air transport service market is co-existence of several and large communication centres performing trans-continental links and dense net of local links between the majority of small cities and tourist resorts. Europe is an exceptional area with unique properties favouring regional development of the air transport system of light aircraft with the use of small and medium airports. Europe has a huge partly unused potential of airports and landing grounds which can be the basis for creating a competitive travel offer around Europe by light passenger aircrafts. They can use less busy airports and adjusted and re-qualified landing grounds as well as natural landing fields. Operators and entrepreneurs interested in starting new air transport businesses report about missing modern aircrafts. The present paper shows the algorithm of optimal selection of the designing parameters of the aircraft and optimal division of different tasks among the aircraft of a non-homogeneous system. In order to illustrate the issues, the computational example based on the optimal selection of several basic designing parameters of the aircraft performing an established set of tasks and based on the determining of the optimal areas of specialization for the elements of the analyzed aviation fleet.

PL

Europa jest wyjątkowym obszarem o unikalnych własnościach, sprzyjających rozwojowi regionalnego systemu transportu lotniczego samolotami lekkimi. Aby system taki mógł skutecznie konkurować na rynku transportowym musi być dobrze dopasowany do przewidywanego obszaru zastosowania a poszczególne samoloty powinny cechować jak najniższe koszty ich użytkowania. Ww. cechy zapewnia stosowanie odpowiednich metod projektowania kompleksowego całych systemów. W pracy omówiono zagadnienie optymalnego doboru wybranych parametrów konstrukcyjnych lekkiego samolotu transportowego oraz optymalnego podziału zbioru różnorodnych zadań pomiędzy samoloty niejednorodnego systemu. Dla zilustrowania zagadnienia przedstawiono przykład obliczeniowy polegający na optymalnym doborze kilku podstawowych parametrów konstrukcyjnych samolotu realizującego założony zbiór zadań oraz na wyznaczeniu optymalnych obszarów specjalizacji dla elementów analizowanego parku lotniczego.

8

Simulators for pilot assisting module of advanced light aircraft concept

Chudy P., Rzucidło P.

Archive of Mechanical Engineering

|

2011

|

Vol. LVIII, nr 3

275-289

EN

This paper presents the results of Pilot Assisting Module research performed on two light aircraft flight simulators developed in parallel at Brno University of Technology, Czech Republic, and Rzeszow University of Technology, Poland. The first simulator was designed as an open platform for the verification and validation of the advanced pilot/aircraft interface systems and inherited its appearance from the cockpit section of the Evektor SportStar. The second flight simulator, the XM-15, has been built around the cockpit of a unique agriculture jet Belfegor. It introduced a system architecture that supports scientific simulations of various aircraft types and configurations, making it suitable for conceptual testing of Pilot Assisting Module. The XM-15 was initially designed to support research on advanced flight control systems, but due to its continuing modernization it evolved into a hardware-in-the-loop test-bed for electromechanical actuators and autopilot CAN based controller blocks. Pilot-in-the-loop experiments of proposed Pilot Assisting Module revealed favorable operational scenarios, under which the proposed system reduces the cockpit workload during single pilot operations.

PL

W ostatnich latach małe samoloty ogólnego przeznaczenia zyskują na coraz większej popularności jako środki transportu osobowego. Szybki postęp w dziedzinie lekkich i ultralekkich konstrukcji lotniczych prowadzi m.in. do redukcji kosztów ich wytwarzania oraz eksploatacji. Czynniki te, w połączeniu z dynamicznym rozwojem sieci lokalnych portów lotniczych i lądowisk sprawiają, że małe lotnictwo staje się dostępne nie tylko dla wąskiej grupy entuzjastów, lecz również dla osób pragnących wykorzystać je jako środek transportu alternatywny dla kolei, czy też pojazdów samochodowych. Niestety, małe samoloty o napędzie tłokowym postrzegane są z reguły jako niezbyt wygodny środek lokomocji, szczególnie w stosunku do samolotów liniowych lub odrzutowych samolotów dyspozycyjnych. Główny problem związany jest jednak z wykonywaniem operacji lotniczych w załodze jednoosobowej, w dodatku przez pilotów amatorów. Zastosowanie pośredniego układu sterowania samolotem (ang. fly-by-wire) może w znacznej mierze ułatwić proces pilotowania i zredukować niektóre błędy powodowane czynnikiem ludzkim. Wprowadzenie złożonych systemów sterowania do prostej konstrukcji lotniczej prowadzi jednak do wielu problemów, zarówno natury technicznej (problem niezawodności złożonego systemu elektromechanicznego) jak i ekonomicznej. Mając na uwadze zalety oraz wady układów sterowania, zarówno klasycznych jak i klasy fly-by-X, autorzy pracy zdecydowali się na realizację systemu sterowania, który z jednej strony ułatwi pracę pilota, a z drugiej strony nie będzie wymagał rezygnacji z mechanicznego połączenia sterownicy/orczyków i płaszczyzn sterowych. Proponowane rozwiązanie bazuje na zmodyfikowanym układzie autopilota, który aktywnie wspiera pilota m.in. w sytuacjach stresowych związanych z utratą orientacji, zagubieniem i niektórymi usterkami urządzeń pokładowych. Zastosowana koncepcja algorytmów sterowania bazująca na metodzie Total-X umożliwia również redukcję emisji hałasu i zużycia paliwa. Bezpośrednie przejście z etapu testów laboratoryjnych do prób w locie jest ryzykowne i kosztowne. Z tego też względu autorzy pracy postanowili wykonać testy na symulatorze lotu, włączając pilota w pętlę sterowania. Modyfikacja dostępnego, profesjonalnego symulatora lotu nie była możliwa ze względów formalnych (wyłączenie urządzenia z procesu szkolenia i czasowa utrata certyfikacji). Możliwym i znacznie korzystniejszym rozwiązaniem okazała się budowa eksperymentalnych symulatorów lotu, zorientowanych na klasę samolotów lekkich i ultralekkich. W pracy przedstawiono dwa eksperymentalne symulatory lotu, które powstały w Politechnice Rzeszowskiej i Politechnice Brneńskiej. Symulatory powstały w kooperacji, aczkolwiek różnią się od siebie zasadniczo. Pierwsze z urządzeń (zaprojektowane i zbudowane w Politechnice Brneńskiej, Wydział Technologii Informacyjnych) bazuje na kokpicie popularnego samolotu lekkiego Evektor SportStar. Symulator zaprojektowany i wykonany w Politechnice Rzeszowskiej na Wydziale Budowy Maszyn i Lotnictwa wykorzystuje kabinę samolotu M-15. Symulatory posiadają modułową konstrukcję i umożliwiają testowanie m.in. elektromechanicznych układów wykonawczych, paneli kontrolnych i sterownic wyposażonych w standardowe interfejsy komunikacyjne.