Wyniki wyszukiwania - BazTech

1

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.

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

Investigation of thermal interactions between elements of propulsion system and selected parts of the airplane skin in small aircrafts

Łapka P., Seredyński M., Furmański P.

Archives of Thermodynamics

|

2018

|

Vol. 39, no 3

45--61

EN

Development of new or upgrading of existing airplanes requires many different analyses, e.g., thermal, aerodynamical, structural, and safety. Similar studies were performed during re-design of two small aircrafts, which were equipped with new turboprop engines. In this paper thermo-fluid analyses of interactions of new propulsion systems with selected elements of airplane skin were carried out. Commercial software based numerical models were developed. Analyses of heat and fluid flow in the engine bay and nacelle of a single-engine airplane with a power unit in the front part of the fuselage were performed in the first stage. Subsequently, numerical simulations of thermal interactions between the hot exhaust gases, which leave the exhaust system close to the front landing gear, and the bottom part of the fuselage were investigated. Similar studies were carried out for the twin-engine airplane with power units mounted on the wings. In this case thermal interactions between the hot exhaust gases, which were flowing out below the wings, and the wing covers and flaps were studied. Simulations were carried out for different airplane configurations and operating conditions. The aim of these studies was to check if for the assumed airplane skin materials and the initially proposed airplane geometries, the cover destruction due to high temperature is likely. The results of the simulations were used to recommend some modifications of constructions of the considered airplanes.

5

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.

6

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.

7

Wykorzystanie magistrali CAN w systemie pośredniego sterowania samolotem lekkim

Pieniążek J., Rzucidło P.

Szybkobieżne Pojazdy Gąsienicowe

|

2007

|

nr 2 (22)

91--98

PL

W artykule zaprezentowano rozwiązanie magistrali komunikacyjnych systemu SPS-1, które zostało zrealizowane jako projekt badawczy i przetestowane na samolocie PZL-110 „Koliber”. Struktura systemu sterowania samolotem bazuje na szybkiej magistrali CAN, którą zastosowano do komunikacji pomiędzy trzema komputerami sterującymi, urządzeniami pomiarowymi, jednostką sterującą pracą zespołu napędowego, sterownicą oraz pulpitem operatora. Dodatkowo zastosowano niezależną, zdwojoną wolną magistralę w podukładzie pozycjonowania płaszczyzn sterowych. W niniejszym opracowaniu przedstawiono również narzędzie do monitorowania magistrali CAN, które rozwijano równolegle z systemem pośredniego sterowania samolotem i wykorzystywano w kolejnych etapach prowadzonych nad nim prac. 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 oraz diagnostykę poszczególnych magistral.

EN

The solution of data transmission buses for purposes of SPS-1 indirect flight control system was presented in this work. SPS-1 was realized as research project and has been tested on the board of PZL-110 “Koliber” aircraft. The structure of control system bases on high-speed CAN bus, which has been applied for data transmission between three flight computers, measurement units, thrust control unit, side stick and operator console. Doubled low-speed CAN bus was applied for control surfaces actuation system additionally. The tool for monitoring of CAN buses has been also presented in this paper. CAN Monitor application was being developed simultaneously with indirect flight control system and utilized during particular levels of development. The main part of monitoring system is software. It allows for visualization, recording and preliminary data analysis as well as control of particular devices, simulation of selected devices and diagnostics of CAN buses.

8

Sterowniki mechanizmów wykonawczych układu pośredniego sterowania samolotem lekkim

Grzybowski J., Rzucidło P.

Zeszyty Naukowe Politechniki Rzeszowskiej. Mechanika

|

2004

|

z. 63 [213], t.1

101--108

PL

W pracy przedstawiono zarówno koncepcję jak i praktyczne rozwiązanie sterownika mechanizmów wykonawczych systemu pośredniego sterowania samolotem lekkim. W przypadku tej klasy samolotów ze wzglądów technicznych (brak instalacji hydraulicznej) stosowane są elektromechaniczne układy wykonawcze. Serwomechanizmy odpowiadające za pozycjonowanie organów sterowych muszą być urządzeniami szybkimi, dokładnymi, mocnymi, a przede wszystkim posiadać wysoki stopień niezawodności. Stanowią one krytyczny element systemu pośredniego sterowania samolotem. Istotną częścią serwomechanizmu jest mikrokontroler. Zastosowanie odpowiedniej struktury sprzętowej sterownika, oprogramowania i algorytmów sterowania ma duży wpływ nie tylko na jakość sterowania ale i na bezpieczeństwo lotu.

EN

This paper presents conception and practical realization of actuators controllers. Actuators mounted on aircraft board are responsible for control surfaces deflection. They are critical elements of the fly-by-wire (FBW) control system. Actuator should be precise, fast, powerful and reliable. Important part of this element is electronic controller. Electromechanical actuators can be improved by using appropriate control techniques, hardware and software structure.

9

Główny system odniesienia i kursu dla systemu pośredniego sterowania samolotem lekkim SPS-01 - rozwiązania konstrukcyjne, testowanie

Kopecki G., Pieniążek J., Trela L.

Zeszyty Naukowe Politechniki Rzeszowskiej. Mechanika

|

2004

|

z. 63 [213], t.1

249--256

PL

W pracy przedstawione zostały rozwiązania sprzętowo-programowe oraz wyniki testów układu odniesienia i kursu dla systemu pośredniego sterowania samolotem lekkim. Głównymi czujnikami pomiarowymi urządzenia są giroskopy światłowodowe, mierzące prędkości kątowe. Dodatkowe czujniki, klinometr i magnetometr, służą do korekcji głównego układu pomiarowego przy wykorzystaniu idei filtru komplementarnego. Algorytm obliczeń położenia samolotu w układzie współrzędnych związanym z ziemią wykorzystuje przekształcenia oparte na kątach Eulera w konwencji lotniczej. Komunikacja układu pomiarowego z systemem sterowania odbywa się poprzez magistralę CAN.

EN

The research presents general hardware and software solutions of the main AHRS for smali aircraft flight by wire control system. There are also presented results of tests on the ground and in-flight tests. Main sensors of AHRS are µForce fiber optic gyros used for angular velocity measurement. For heading correction at a steady state magnetometer is used. For angle correction at a steady state clinomer AccuStarII is used. Calculations performed in the device are based on Euler angles.

10

Walidacja wybranych rezultatów obliczeń aerodynamicznych oraz badań tunelowych samolotu lekkiego w oparciu o testy w locie

Kania W., Radlicz A., Stalewski W.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2001

|

Nr 4 (167)

85-89

PL

W pracy został zaprezentowany proces walidacji wybranych parametrów aerodynamicznych samolotu, które uzyskano z obliczeń numerycznych, badań tunelowych oraz z testów w locie. Jest to swego rodzaju studium nad problematyką dostosowywania wyników obliczeń z zakresu aerodynamiki numerycznej oraz badań tunelowych modelu samolotu do rzeczywistych charakterystyk samolotu. ustalenie charakterystyk aerodynamicznych przyszłego samolotu, jeszcze we wczesnych fazach jego projektowania pozwoli dość dokładnie ocenić jego osiągi oraz zminimalizować ilość niezbędnych modyfikacji płatowca, a więc i koszt pprojektu. Są to jedne z najważniejszych kryteriów oceny samolotu zarówno przez inżynierów, jak i przyszłych użytkowników.

EN

In this paper there is presented the validation process of several aerodynamic airplane parameters which were obtained from aerodynamic numerical calculations wind tunnel tests and flight tests. This process is a kind of study on an adjustment numerical calculations and wind tunnel tests to real aircraft characteristics. Aerodynamic characteristics determination, yet in early design phase, allows to evaluate aircraft performance accurately and to minimize number of necessary airframe modifications and so, aircraft development costs. These are the one of the most important criteria of a project assessment by engineers and users.