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

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.

3

Zjawisko oblodzenia w układzie zasilania silnika lekkiego samolotu - Część 2

Weinar J., Bonca Z.

Technika Chłodnicza i Klimatyzacyjna

|

2007

|

nr 8

292-298

PL

Oblodzenie w ujęciu ogólnym jest to zjawisko tworzenia się powłoki lodowej na powierzchni samolotu lub w jego instalacjach. Jest to zjawisko bardzo skomplikowane, zależne od wielu zmiennych czynników, stąd też trudno stworzyć jego jednoznaczną definicję. Generalnie jego wystąpienie może zagrozić bezpieczeństwu lotu. W części pierwszej artykułu (Nr 6-7/2007" TCHK") omówiono problemy związane z oblodzeniem płatowca zarówno na ziemi, jak i podczas lotu. Wskazano na rodzaje oblodzenia i warunki sprzyjające jego tworzeniu. Przedstawiono przeciwdziałania podejmowane do walki z lodem na samolotach, a są to urządzenia odladzające i urządzenia przeciwoblodzeniowe. W części drugiej artykułu omówione zostały problemy związane z oblodzeniem w układzie zasilania silnika, w tym przedstawiono podstawy fizyczne i warunki powstawania oblodzenia gaźnika. Zwrócono uwagę na identyfikację zagrożenia oblodzeniem występującym w gaźniku, wskazano możliwości przeciwdziałania jego wystąpienia podjęte przez załogę samolotu. W materiale podano wyniki szacunkowych obliczeń termodynamicznych dla przepływu powietrza i paliwa przez gaźnik potwierdzające omawiane w publikacji zjawisko.

EN

Icing may be defined as generating of ice coating on the outer surface of airplane and its installations. This phenomenon is complicated and is influenced by many factors so it is not possible to describe it unambiguously. Icing phenomenon is very dangerous for flight. The overicing of airframe at ground and during flight have been described in the first part of the paper (No. 6-7/2007 n TCHK). Types of icing effects as well as conditions enhancing this process have been discussed. Important parameter for icing process is water containment both in liquid and solid state in clouds. The counteractions against of icing of the airplane as well as special deicing devices have been presented. The second part of the paper deals with overicing of motor feeding system, including physical basis and conditions of overicing of the carburetor. A close attention has been paid to the problems of threats caused by overicing of carburetor as well as recommended counteractions by airplane staff. The estimated thermodynamic calculations for air and fuel flows through carburetor demonstrating overicing phenomenon have been presented.

4

Zjawisko oblodzenia w układzie zasilania silnika lekkiego samolotu

Weinar J., Bonca Z.

Technika Chłodnicza i Klimatyzacyjna

|

2007

|

nr 6-7

248-252

PL

Oblodzenie w ujęciu ogólnym jest to zjawisko tworzenia się powłoki lodowej na powierzchni samolotu lub w jego instalacjach. Jest to zjawisko bardzo skomplikowane, zależne od wielu zmiennych czynników, stąd też trudno stworzyć jego jednoznaczną definicję. Generalnie jego wystąpienie może zagrozić bezpieczeństwu lotu. W części pierwszej artykule omówiono problemy związane z oblodzeniem płatowca zarówno na ziemi, jak i podczas lotu. Wskazano na rodzaje oblodzenia i warunki sprzyjające jego tworzeniu. Ważnym parametrem odnoszącym się do chmur i powstającego w nich oblodzenia jest tzw. wodność chmury, czyli zawartość w nich wody w stanie ciekłym lub stałym. Przedstawiono przeciwdziałania podejmowane do walki z lodem na samolotach, a są to urządzenia odladzające i urządzenia przeciwoblodzeniowe.

EN

Icing may be defined as generating of ice coating on the outer surface of airplane and its installations. This phenomenon is complicated and is influenced by many factors so it is not possible to describe it unambiguously. Icing phenomenon is very dangerous for flight. The overicing of airframe at ground and during flight have been described in the first part of the paper. Types of icing effects as well as conditions enhancing this process have been discussed. Important parameter for icing process is water containment both in liquid and solid state in clouds. The counteractions against of icing of the airplane as well as special deicing devices have been presented.

5

Analiza skuteczności sterów lekkiego samolotu w korkociągu

Baron A., Goraj Z.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2001

|

Nr 4 (167)

45-53

PL

Artykuł skupia się głównie na eksperymentalnych badaniach korkociągowych prototypu I-23 lekkiego samolotu, zaprojektowanego i oblatanego i Instytucie Lotnictwa w Warszawie. Konstrukcja jest całkowicie kompozytowa, pposiada proste skrzydło i chowane podwozie. Układ aerodynamicany i system sterowania samolotu są klasyczne. Powierzchnia nośna wynosi 10m2, rozpiętość skrzydła 8.8m, max. masa startowa jest równa 1150kg. W pracy zawarto analizę i przedstawiono odpowiednie metody wyprowadzania samolotu z korkociągu, możliwe do rozważania na wczesnym etapie projektu samolotu. Zbadano trzy czynniki główne decydujące o charakterystykach korkociągowych lekkiego samolotu - względny rozkład masy pomiędzy skrzydło i kadłub, gęstość względną samolotu oraz konfigurację usterzenia. Wyznaczono tzw. współczynnik tłumienia usterzenia (TDPF) z uwzględnieniem tzw. nieosłoniętej powierzchni statecznika pionowego. Testy przeprowadzone na dużych kątach natarcia w tunelu aerodynamicznym na modelu samolotu w skali 1:3 pokazały, że nie ma różnic pomiędzy skutecznością steru kierunku w obecności i pod nieobecność usterzenia poziomego.

EN

This paper focuses mainly on the experimental and in-flight spin investigationsfor an executive lightairplane, named I-23 and built in Institute of Aviation. It is single-engine, all composite, straight wing, rectable undercarriage, conventional configuration and flight control system airplane. Gross wing area is 10m2, wing span - 8.8m, maximum take-off mass-1150kg. spin analysisand adequate treatment to spin recovery were considered earlyin the design stage. Very well known three principal factors,overriding importance in the spinning of light airplanes, were carefully investigated. among them were: the relative distribution of the mass of the airplane between the wing and fuselage, relative airplane density and the tail configuration. In setting up the tail-design requirements, the so-called taildamping power factor was computed using the unshieldedrudder volume coefficient and the tail-damping ratio. The wind tunnel tests, performed on the scaled (1:3) airplane model at high angles of attack showed that there were no differences between effectiveness of the rudder alone configuration (horizontal tail removed) and that of the full configuration (including horizontal tail).