Wyniki wyszukiwania - BazTech

1

Ograniczenia w projektowaniu mikroturbinowych silników śmigłowych i śmigłowcowych

Czarnecki M.

TTS Technika Transportu Szynowego

|

2015

|

R. 22, nr 12

2445--2449, CD

PL

Prezentowany artykuł porusza kwestię identyfikacji parametrów konstrukcyjnych i termogazodynamicznych w dla mikroturbinowych silników śmigłowych i śmigłowcowych. Obiektem badań jest mikroturbinowy silnik w układzie konstrukcyjnym z jednostopniową sprężarką odśrodkową i jednostopniową osiową turbiną sprężarki oraz jednostopniową turbiną napędową (1R-1T-1T). Cechą charakterystyczną układu uproszczonego jest zastosowanie gotowych wirników pochodzących z kompletów remontowych turbosprężarek samochodowych. Na podstawie danych z katalogu turbosprężarek firm BorgWarner oraz Garret zidentyfikowano parametry konstrukcyjne wirników odśrodkowych sprężarek w skali mikro. Zgromadzone dane wprowadzono do zbudowanego modelu termogazodynamicznego turbinowego silnika śmigłowego/śmigłowcowego. Jako zmienne decyzyjne przyjęto masowe natężenie przepływu 0,1-0,5 kg/s, oraz temperaturę spalin przed turbiną 800÷1200 K. Obliczono rozpręż stopnia turbiny jaki wymagany do utrzymania zespołu w równowadze mechanicznej i termogazodynamicznej. Dla układu o jednym stopniu turbiny przyjęto rozpręż graniczny = 1,92 jako ograniczenie o charakterze jawnym. Obliczono pozostałe parametry charakteryzujące zespół turbiny napędowej przy założeniu że prędkość obrotową wirnika turbiny napędowej zredukowano do poziomu 6000 obr/min. Uzyskane wyniki pozwalają na szybką identyfikację parametrów konstrukcyjnych na etapie wstępnym projektowania silnika (uniknięcie błędu grubego). Umożliwiają przejście do kolejnych etapów projektowania komory spalania i turbiny z pominięciem budowy modelu termogazodynamicznego.

EN

The research object consists study of simplified turboprop / turboshaft engine. Simplified layout is related to single centrifugal compressor and single axial turbine design(gasgenerator) and single power turbine(1R-1T-1T). Input data for further calculations was taken from BorgWarner and Garret turbo systems compressor performance maps. Total pressure and total to static stage efficiency was assumed from map of contours at maximum stage efficiency. Additional data from database was taken to determine rotational speed of the compressor rotor. Collected data was applied to gasturbine thermogasdinamics model. Decision variables : mass flow rate from 0,1 ÷ 0,5 kg/s range, and exhaust gas temperature from 800 ÷ 1200 K range was taken into account. Turbine expansion ratio was calculated for compressor and power turbine. Calculated engine thrust and specific fuel consumption was presented in reference to Jetcat SPT5 turboprop. Presented results allow to rapid identification of key design parameters for preliminary design.

2

Doświadczalne badania zmęczeniowe łopatek sprężarki silnika turbinowego PZL-10W

Witek L.

Zeszyty Naukowe. Mechanika / Politechnika Opolska

|

2011

|

z. 99

126-128

EN

The paper present results of the experimental fatigue life and crack propagation analysis for the compressor blade of the helicopter turbo-engine. The experiment was conducted in resonance condition. In results of performed investigation the crack growth plot was obtained for the blade subjected to vibration.

3

Historia i tendencje rozwojowe napędów lotniczych

Opara T.

Silniki Spalinowe

|

2006

|

R. 45, nr 4

3-18

PL

W opracowaniu przedstawiono etapy rozwoju napędów lotniczych, począwszy od silników tłokowych do trójwirnikowych silników turbinowych. Ograniczenia w zakresie prędkości i wysokości lotu, jakie wynikały z zastosowania klasycznego układu silnik tłokowy-śmigło, stały się impulsem do podjęcia prac badawczych nad napędem odrzutowym. Odzwierciedleniem rywalizacji w tym zakresie były dokonania twórców pierwszych silników odrzutowych: F. Whitlea i H. von Ohaina. Napęd turbinowy (odrzutowy, śmigłowy i śmigłowcowy) zdominował lotnictwo wojskowe i cywilne już w drugiej połowie XX wieku. W 1960 r. rozpoczęła się era silników dwuprzepływowych o korzystniejszych parametrach eksploatacyjnych z elektronicznymi i cyfrowymi układami automatycznej regulacji. Dalszy rozwój silników turbinowych wiąże się z zastosowaniem jakościowo nowych materiałów (zwłaszcza zaś kompozytów), optymalizowaniem kształtów łopatek sprężarki i turbiny oraz technologii ich wytwarzania. W artykule przedstawiono zmiany konstrukcyjne prowadzące do ograniczenia destrukcyjnych skutków zasysania ciał obcych. Wskazano na możliwość zwiększenia manewrowości samolotów przez zastosowanie wektorowania ciągu. Omówiono perspektywy rozwoju turbinowych napędów lotniczych.

EN

This paper discusses stages of development of air propulsion from piston engines up to three-rotor turbine ones. Limitations in speed and altitude of flight, caused by traditional system of a piston engine and an airscrew, became an impulse to conduct research on jet propulsion. Accomplishments of the designers of the first jet-propelled engines: F. Whitle and H. von Ohain are a reflection of rivalry in this field. In the second half of the 20th century turbine propulsion (turbojet, turboprop and helicopter engines) dominated air force and civil aviation. In 1960 the age of turbofans began, owing to better operating properties and electronic and digital systems of automatic regulation. Further development of turbine engines is connected with application of qualitatively new materials (particularly composites), optimization of the shape of compressor and turbine blades and technologies of their production. The paper discusses design changes decreasing the destructive effects of foreign matter suction and indicates the possibility of increasing the maneuverability of airplanes by thrust vectoring. Finally, development prospects of turbine propulsion are analyzed.

4

Kompleksowa diagnostyka w procesie oceny jakości silnika śmigłowcowgo w inżynieryjno - lotniczym otoczeniu

Lindstedt P.

Diagnostyka

|

2006

|

nr 3(39)

179-186

PL

W pracy przedstawiono nową kompleksową metodę diagnostyki turbinowego silnika śmigłowcowego Allison 250. Metoda ta bazuje na syntetycznych sygnałach diagnostycznych wynikających z jednoczesnego zastosowania trzech autonomicznych metod diagnozowania (funkcjonalnej, wibroakustycznej i tribologicznej) i sygnałów otoczenia opisanych liczbą przekroczeń progów diagnostycznych tych sygnałów. Ten sposób opisu pozwala ustalić ilościowe relacje między sygnałami diagnostycznymi i otoczenia i parametrami stanu technicznego obiektu. Przeprowadzono diagnostykę układu łożyskowania dwóch silników Allison 250 zabudowanych na śmigłowcu PZL-KANIA. Wykazano rzeczywiste różnice stanu technicznego badanych układów łożyskowania oraz wpływ jakości użytkowania na ich stan techniczny.

EN

The new complex method of diagnostics of helicopter's turbine engine Allison 250 in work was introduced. Method this be bases on synthetic diagnostic signals of resulting with simultaneous use three autonomic methods of diagnosing (functional, vibroacustical and tribological) and of surroundings described with number of crossings of diagnostic sill timbers of these signals. This way of description permits to establish between diagnostic signals quantitative reports and the surroundings and the state of technical object. It the diagnostics of arrangement bearings was conducted was two engines Allison 250 built-up on helicopter PZL-KANIA. It the real differences of technical state were showed was the tested arrangements bearings as well as influence of quality of use on their technical state.

5

Theoretical and design aspects of change of the compressor surge margin of a turboshaft engine at the manufacturing level

Antas S., Chmielniak T.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2004

|

Nr 2-3 (177-178)

122-129

EN

This paper presents the condition of compressor-turbine matching for an aviation turboshaft engine with a free power turbine. There was also done an analysis of factors influencing essentially on the matching and there were shown design actions purposed to change the point coordinates of compressor-turbine working line on the full compressor map. The methods of adjusting of minimal section area of turbine nozzle diaphragm and the method of its measurement were presented. The influence of the throat area change of compressor turbine nozzle guide vanes (FGV)CT and throat area change of power turbine nozzle guide vanes (FGV)PT on the parameters and engine compressor surge margin measured at manufacturing conditions with the value of […] ratio, were determined. The results of calculations obtained using a numerical and analytical method were verified by experimental tests.

PL

W pracy określono warunki współpracy zespołu lotniczego silnika śmigłowcowego z wolną turbiną napędową. Przeprowadzono także analizę czynników wpływających istotnie na tę współpracę oraz wskazano przedsięwzięcia konstruktorskie, których cel stanowi zmiana współrzędnych punktów linii współpracy sprężarki i napędzającej ją turbiny, na charakterystyce uogólnionej sprężarki. Przedstawiono metody zmiany przekroju minimalnego wieńca dyszowego turbiny oraz sposób pomiaru jego wartości. Określono również wpływ zmiany przekroju minimalnego wieńca dyszowego turbiny wytwornicowej (FGV)CT i napędowej (FGV)PT na parametry oraz zapas statecznej pracy sprężarki, mierzone w warunkach produkcyjnych wartości wskaźnika [...]. Wyniki obliczeń uzyskane metodą numeryczną i analityczną zweryfikowano rezultatami badań eksperymentalnych.