Wyniki wyszukiwania - BazTech

1

Numerical analyses of heat transfer in high-temperature loaded turbine blades

Kwiatkowski R., Domański R.

Journal of Power Technologies

|

2012

|

Vol. 92, nr 4

208--213

EN

This work has been written as a part of a master thesis of Robert Kwiatkowski. The main topics of this work were what are the main problems in turbine heat transfer and what is an accuracy of currently used engineering tools. As a result of this thesis we obtained temperature maps for various configurations of solver and boundary conditions.

2

Technologia naprawy części odrzutowego silnika lotniczego

Klimpel A., Burda M., Rzeźnikiewicz A., Janicki D., Lisiecki A.

Spajanie Materiałów Konstrukcyjnych

|

2011

|

Nr 2 (12)

38--43

PL

Lotnicze silniki odrzutowe pracują w warunkach losowo zmiennych obciążeń dynamicznych w wysokich temperaturach i jednoczesnym oddziaływaniu zjawisk zużycia ściernego i erozji. Z uwagi na tak szczególne warunki pracy lotniczych silników odrzutowych, bez względu na rzeczywisty stan zużycia silnika, zgodnie z odpowiednimi przepisami Producenta, silniki te muszą być poddawane okresowym przeglądom i remontom. Bardzo wysoki koszt części, a jednocześnie coraz wyższy poziom jakości nowoczesnych spawalniczych technologii naprawczych sprawia, że światowy przemysł lotniczy coraz powszechniej stosuje do naprawy zużytych części silników lotniczych technologie spawania i napawania. Celem pracy naprawa uchwytów klapy dużej biernej odrzutowego silnika lotniczego samolotu MIG 29. Klapy duże bierne wykonane są ze stopu tytanu WT-20. Praca w wysokich temperaturach przy losowo zmiennych obciążeniach dynamicznych i jednoczesnym oddziaływaniu tarcia metal - metal sprawia, że następuje intensywne zużycie ścierne uchwytów mocujących. Badania procesu napawania i stopowania prowadzono na stanowisku wyposażonym w laser HPDL oraz na zautomatyzowanym stanowisku plazmowym, materiałami dodatkowymi zapewniającymi zwiększoną odporność na zużycie ścierne typu metal-metal, w stosunku do materiału podłoża. Wykonano również badania odporności na zużycie ścierne typu metal-metal zgodnie z normą ASTM G99-95a. Wyniki badań tribologicznych wykazały, że warstwa napawana laserowo z dodatkiem proszku 50%Ti-50%WC spełnia najlepsze warunki i jest prawie 124 razy bardziej odporna na zużycie ścierne typu metal-metal niż powierzchnia nieutwardzona.

EN

Aircraft jet engine parts are working in very complex environment under very strong mechanical dynamic loads, erosion and friction wear and high temperatures. Due to very strict rules of maintenance of jet engines all parts are subjected precise quality control and defects are detected two options are used; worn parts are scraped and replaced by new one or repair process is employed. Because o' very high cost of jet engines spare parts and high quality repair process many jet engines maintenance companies decide to repair worn parts by application of modern laser welding and cladding technology. The aim of this study was regeneration of the RD-33 engine jet flaps used m MlG 29 fighters. Examined jet flaps are a welded constructions of forged WT-20 titanium alloy elements. Work under rugged conditions such as elevated temperatures, corrosion environment, variable load and friction of cooperating metal parts leads to intensive wear of reinforcing ribs and handles. Research on the development of technological condition of the jet flaps regeneration was carried out on a stand equipped with high-power diode laser HPDL Rofin Sinar DL020 and plasma 2001 DC GAP Detailed studies showed that regeneration by welding requires additional materials providing improved wear resistance of metal-metal type, relative to the base material - WT-20 titanium alloy. In order to evaluate the abrasive wear resistance, regenerated parts were tested according to ASTM G 99-95a "Standard test method for wear testing with a Pin-on-Disk Apparatus”. It was found that abrasive wear resistance of 50%Ti+50%WC cermet deposits is significantly higher compared to WT-20 titanium alloy base material.

3

Comparison of internal processes effectiveness change influence the turbofan with and without mixer model sensitivity

Jakubowski R.

Journal of KONES

|

2008

|

Vol. 15, No. 3

201-207

EN

At the present time one of the way of the aircraft engines improvement is the fuel consumption reduction but the thrust should stay on the same level. One of the ways to realize this is the engine internal processes improvement. Nowadays technology and the commuter design methods allows us produce more efficient compressors, fans, turbines etc. To manage the proper process of engine improvement, it is demand to know how the chosen elements improvement influences the engine work parameters. This knowledge allows us to calculate the cost, and evaluate the effects of the improvements. In the paper, the analyzes of chosen internal engine process improvement influence on the specific thrust and the specific fuel consumption is done for turbofan engine. The processes effectives are characterized by flow losses coefficients and the processes efficiencies. In the beginning the two types of turbofan engine wit and without mixer is described. The main differences in the engines model are presented. Then the process effectiveness coefficients are defined and research method is presented. The analysis, based on the small deviation methods is use to calculate the results of the work. Then the results are presented as comparison graphs for the engine with the mixer and without the mixer. The results are analyzed and discussed. In the last parts of the paper the conclusion are presented.

PL

Współcześnie jedną z metod poprawy efektywności pracy silników lotniczych jest obniżanie jednostkowego zużycia paliwa, przy jednoczesnym niezmienianiu jego ciągu. Umożliwia to m.in. doskonalenie procesów wewnętrznych w silniku. Obecna technologia wytwarzania oraz komputerowe wsparcie procesów projektowania pozwala produkować zespoły silnika o coraz wyższej efektywności procesów wewnętrznych. Żeby optymalnie organizować proces podnoszenia efektywności pracy silnika wymagana jest znajomość wpływu modyfikacji efektywności poszczególnych zespołów na parametry użytkowe silnika. Umożliwia to oszacowanie kosztów i ocenę efektywności proponowanych modyfikacji silnika. W pracy przeprowadzono analizę wrażliwości modelu silnika dwuprzepływowego na zmianę efektywności procesów przepływowo-cieplnych w zespołach silnika. Efektywność procesów w zespołach silnika opisano poprzez wskaźniki strat ciśnienia oraz sprawności, zaś badanymi parametrami pracy silnika były ciąg jednostkowy i jednostkowe zużycie paliwa. Na początek scharakteryzowano dwa zasadnicze typy silników dwuprzepływowych - z mieszalnikiem i bez. Następnie przedstawiono przyjęty model silnika oraz wskaźniki oceny procesów wewnętrznych w zespołach i metodykę badań. W kolejnym kroku przeprowadzono badania z wykorzystaniem metod bazujących na metodzie małych odchyleń. Wyniki badań przedstawiono w postaci graficznej i omówiono porównując obydwie analizowane konstrukcje. Na koniec zaprezentowano wnioski do pracy.

4

Investigation of the turbofan with mixer engine model sensitivity of thermal-flow process modification in the engine's components

Jakubowski R.

Journal of KONES

|

2007

|

Vol. 14, No. 4

119-126

EN

The turbofan with mixer engine model sensitivity of the thermal-flow processes effectiveness in the engine components changes was analyzed. The model of turbofan engine with the mixed exhaust stream is so complicated to use the small deviation methods to solve this problem. On that reason the own author methods to analyze this problem was proposed. During investigation it was revealed that the changes of some processes effectiveness leads to change of pressure inflow to the mixer and this cause to change of mixer process effectiveness. The mixer pressure drop coefficient decries so slightly but it should be taking into consideration during exact calculations. In the main parts of paper the results of simulation of engine work parameters sensitivity of the thermal-flow processes effectiveness changes is presented and discussed. The specific thrust and specific fuel consumption were chosen as the engine work parameters. The model responds for change of internal process effectiveness in all range and for small step was analyzed. The conclusions are presented in final parts of the paper. The essential influence on relations between the change of the efficiency of rotor sets and with specific parameters has compression rate of compressor. Generally the improvement performers of the excellence processes give better effects at the lower temperature value in front of the turbine.

5

Deformacje i naprężenia termiczne zewnętrznej powłoki dyszy turbinowego silnika odrzutowego

Osiński J., Pawlak W., Szot A.

Biuletyn Wojskowej Akademii Technicznej

|

2004

|

Vol. 53, nr 1

5-21

PL

W eksploatacji samolotów napędzanych silnikami turboodrzutowymi obserwowane jest częste zjawisko przypadkowego rozrzutu czasu pełnej akceleracji silnika. Przyjęto koncepcję, że jedną z przyczyn tego zjawiska mogą być termiczne deformacje tzw. gorących części jego struktury. W pracy przedstawiono potwierdzające tę koncepcję wyniki eksperymentów, przeprowadzonych na modelu symulacyjnym oraz na rzeczywistym silniku, podczas jego badań na hamowni. W kolejnym etapie postanowiono oszacować, za pomocą obliczeń MES, zmianę wymiarów uproszczonych konstrukcji zastępczych silnika, obejmujących korpus, dyszę oraz połączony z nią stożek wewnętrzny, obciążonych polami temperatury i ciśnieniem wewnętrznym. Wyniki obliczeń wykazały, że deformacje i naprężenia termiczne w analizowanych konstrukcjach są znaczące i powinny być brane pod uwagę zarówno w pracach projektowych, jak i w eksploatacji.

EN

In the maintenance of airplanes powered by jet engines a frequently occuring phenomenon, which consists of variation of engine full acceleration time is observed. The authors make the assumption that one reason for this phenomenon may be thermal deformations of hot parts of the engine structure. Presented in this article are the results from experiments performed on a model simulation, which are also verified by tests on the actual engine while on the test bench. In the next stage an analysis of dimensional variation of simplified engine structures including casting, exhaust nozzle joined with the inner cone loaded with temperature fields and inner pressure was performed using the FEM. The results of the analysis proved that the deformations and thermal stresses in the analyzed structures are significant and should be taken into consideration both the design works and the maintenance.

6

Dimensional tolerance impact on stress distribution in dovetails attachments

Jachimowicz J., Sobaniec M.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2003

|

z. 1-2 (172-173)

12-16

EN

This paper presents analysis results of how dimension variance can impact stress distribution in turbine blade to disc connection. Different geometry configurations with different parts final dimensions have been considered. Applied parts dimensions were within design tolerance in all configurations. Analysis also presents results with thermal load applied and difference between results with and without thermal load.

PL

Praca pokazuje rezultaty analizy wpływu dokładności wykonania połączenia jodełkowego tarczy turbiny z łopatką. Rozpatrzonych zostało kilka skojarzeń geometrycznych z różnymi wymiarami obu części. Wszystkie zastosowane wymiary mieszczą się w granicach tolerancji dla danej części. Praca ta pokazuje także rezultaty uzyskane z uwzględnieniem obciążenia termicznego jak również porównanie wyników z i bez obciążenia termicznego.

7

Wpływ warunków wymiany ciepła na obciążenia cieplne łopatki silnika odrzutowego chłodzonej powietrzem ( na przykładzie jednego, wybranego profilu)

Domański R., Wasilewski M.

Prace Naukowe Politechniki Warszawskiej. Konferencje

|

2002

|

T. 1, z. 22

307-316

PL

W pracy przedstawiono wybrane wyniki symulacji numerycznej procesów wymiany ciepła w chłodzonej powietrzem łopatce (o złożonej geometrii) silnika odrzutowego. Określono zmiany obciążeń cieplnych łopatki dla różnych współczynników przejmowania ciepła na powierzchni i różnych temperatur czynnika chłodzącego. Warunki brzegowe do obliczeń wzięto z badań eksperymentalnych. Z przedstawionych wyników wyciągnięto wnioski, co do kierunku zmian konstrukcyjnych łopatki, a także dalszych badań teoretycznych.

EN

The paper presents some chosen results of numerical simulation of temperature distribution in gas cooled engine blades with compacted geometry. The boundary condition and blades profiles are based on experimental results. The exhaust gas temperature has strong influence at the blades lifetime, so heat transfer and cooling are crucial factors. According to obtained results, new design tendencies and new directions of scientific researches have been proposed in the article.

8

Spectrum of turbine jet engine operation parameters

Pawlak W., Balicki W.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2002

|

z. 3-4 (170-171)

73-77

EN

Within 4-years research cycle of the 1-22 Iryda airplane prototype a wide computer database has been created. This database includes recordings of many important operation parameters of the airframe and its systems as operation parameters of the powerplant consisting of two K-15 jet engines. Results of many important operation parameters recordings of one of these engines statistical handling including over 110 operation hours are presented in the paper. They show that forms of spectra (in the shape of histograms) of all observed engine parameters excluding the spectrum of vibration velocity level stabilize after relatively short period of operation process observation. Although the form of the spectrum of vibration velocity level evolves constantly until the end of operation process observation. Especially interesting are the unique measurements of low cycle fatigue of so-called hot part of the engine air duct presented in the paper, obtained as a result of employing the so-called nonlinear engine observer for measurements of non-measurable transient values of gas temperature at the combustion chamber exit and after the turbine.

PL

W ciągu trwającego 4 lata cyklu badań prototypu samolotu I-22 Iryda powstała obszerna komputerowa baza danych, zawierająca zapisy wielu istotnych parametrów pracy zespołu napędowego składającego się z dwóch silników odrzutowych typu K-15. W artykule przedstawiono wyniki statystycznej obróbki zapisów przebiegów wielu istotnych parametrów pracy jednego z tych silników, obejmujące w sumie ponad 110 godzin czasu eksploatacji. Pokazują one, że postacie widm (w formie histogramów) wszystkich obserwowanych parametrów pracy silnika, za wyjątkiem widma poziomu prędkości wibracji, ustalają się po względnie krótkim czasie obserwacji procesu eksploatacji. Postać widma poziomu prędkości wibracji ewoluuje natomiast w sposób ciągły, aż do końca obserwacji procesu eksploatacji. Szczególnie interesujące są przedstawione w pracy unikalne wyniki pomiaru widma niskocyklowych obciążeń cieplnych tzw. gorącej części kanału silnika, uzyskane w wyniku zastosowania tzw. nieliniowego obserwatora silnika do pomiaru niemierzalnych chwilowych wartości temperatury gazu u wylotu komory spalania i za turbiną.

9

Automatyzacja procesu kontroli silników odrzutowych

Majdan K.

Pomiary Automatyka Robotyka

|

2002

|

R. 6, nr 1

5-8

PL

Przedstawiono rozwiązanie techniczne i właściwości wielokanałowego systemu pomiarowego, zastosowanego do nadzoru i interaktywnego sterowania procesem prób silników odrzutowych RD-33. Urzadzenia połączone w sieci lokalnej, wykonują automatyczne pomiary wielu wartości dynamicznie zmiennych parametrów. System SNP-33 aktualizuje zmienne procesowe w czasie rzeczywistym, pod kontrolą systemu operacyjnego QNX. Zapewnia prezentację wyników i automatyczną identyfikację zgodności z postawionymi wymaganiami normatywnymi silnika. System generuje i drukuje standardowy raport końcowy.

EN

Some technical solution and features of multichannel measurement system are presented. This is system applied to supervise and interactive control of the test process for the RD-33 jet engine. Devices, connected to LAN, measure many dynamically changing process parameters in real time, under supervision of the QNX operating system. It provides all test results presentation , as well as automatic identification of compliance according to established requirements for jet engine. The system generates the standard final test report.

10

Wpływ doświadczenia lotniczego piotów na widmo obciążeń turbinowych silników odrzutowych w trakcie realizacji misji lotniczych

Orkisz M., Kotlarz W., Rypulak A., Turbak W.

Journal of KONES

|

2002

|

Vol. 9, No. 3-4

231-238

PL

Praca zawiera wyniki badań stopnia obciążenia zespołów wirnikowych dwuprzepływowego turbinowego silnika RD-33 w zależności od doświadczenia lotniczego pilotów. Badania zostały wykonane przy wykorzystaniu zapisów parametrów pracy silników dokonywanych w trakcie procesu szkolenia pilotów w 1 ELT w Mińsku Mazowieckim. Przedstawiono przykładowe wyniki badań silnika RD-33.

EN

Paper contains research results of the load factor of rotor sets RD -33 two-flow turbine-engine depending on the air-experience of pilots. Researches were performed at using of recordings of parameters work of engines achieved under of the process of the instruction of pilots in 1 ELT in Minsk Mazowiecki. Example-research results of the RD-33 engine are represented in paper.

11

Układy hydrauliczne sterujące dyszami wylotowymi turbinowych silników odrzutowych

Królik M.

Hydraulika i Pneumatyka

|

2002

|

nr 5

20-22

12

Widmo obciążeń turbinowych silników odrzutowych w trakcie realizacji misji lotniczych

Orkisz M., Rypulak A.

Journal of KONES

|

2001

|

Vol. 8, No. 3-4

147-156

PL

W referacie przedstawione zostały wyniki badań stopnia obciążenia zespołów wirnikowych turbinowych silników odrzutowych w zależności od realizowanego zadania lotniczego. Badania wykonane zostały przy wykorzystaniu zapisów parametrów silników dokonywanych w trakcie procesu szkolenia pilotów w jednostkach lotniczych. Przedstawiono metodologie oraz zakres prowadzonych badań oraz przykładowe wyniki badań jedno i dwuprzepływowego turbinowego silnika odrzutowego.