Wyniki wyszukiwania - BazTech

1

Study of the Effects of Heat Exchanger Location on Turbofan Engine Performance

Jakubowski Robert, Bednarz Arkadiusz, Rogalski Łukasz

Advances in Science and Technology. Research Journal

|

2024

|

Vol. 18, no 4

355--368

EN

The article presents a numerical investigation of the impact of heat exchanger (HE) location on the performance of the geared turbofan engine (GTF). It discusses the development trend for aero engines, with a primary focus on the modification of the turbofan engine cycle by the addition of the heat exchanger. This paper presents the current state of research on heat exchangers and their application in aero engines. The paper focuses on the thermodynamic model of the GTF engine, with particular emphasis on its modification to study the impact of heat exchangers on engine performance. The assumptions and limitations of the model are also discussed. The study examines the effects of various locations of the heat exchanger in the GTF engine, as well as its efficiency and pressure drop, on the engine overall performance, as measured by thrust and specific fuel consumption (SFC). The study demonstrates that the use of HE has a positive effect on engine thrust, but it also leads to an increase in SFC. According to the results, the HE should be positioned in the core engine of the GTF to achieve maximum thrust. This is achieved when the HE core flow inlet is located at approximately half the pressure ratio of the high-pressure compressor (HPC). It was found that the cold side pressure losses of the HE have a significant impact on engine performance for high bypass ratio turbofan engines. The additional conclusion can be drawn that, when designing a heat exchanger, it is of the utmost importance to take care to minimize its impact on pressure losses in the external channel of the engine.

2

Perspektywy zastosowania technologii wodorowych w lotnictwie komunikacyjnym

Nowicki Jacek

Przegląd Komunikacyjny

|

2023

|

R. 78, nr 1

9--13

PL

Zastosowanie technologii wodorowych stanowi najskuteczniejszą drogę dla dekarbonizacji transportu dalekiego zasięgu – w tym lotnictwa komunikacyjnego. Dwa wiodące rozwiązania techniczne wprowadzające wodór do napędów cywilnych samolotów komunikacyjnych to ogniwa paliwowe z silnikami elektrycznymi dla napędu śmigłowego oraz silniki turbośmigłowe lub turbowentylatorowe na paliwo wodorowe. Kilkanaście firm i ośrodków badawczych na całym świecie prowadzi prace służące wprowadzeniu do eksploatacji samolotów komunikacyjnych napędzanych wodorem już do 2035 r.

EN

The use of hydrogen technologies is the most effective way to decarbonise long-haul transport - including commercial aviation. Two leading technical solutions introducing hydrogen into the propulsion systems of civil airliners are the use of fuel cells generating electricity to power electric motors for propeller propulsion, as well as turboprop and turbojet/turbofan engines using hydrogen fuel. More than a dozen companies and research centers around the world are carrying out works aimed at introducing hydrogen-powered communication aircraft into operation by 2035.

3

Turbofan Engines Efficiency, Historical Trends, and Future Prediction: A Review

Kuropatwa Michał, Wegrzyn Nicolas, Kozuba Jarosław

Safety & Defense

|

2022

|

2

82--90

EN

Technological development in the aviation business is usually dictated by diverse safety, economic, environmental, and social goals set by governments, regulatory agencies, and the market. Recently, a rapidly increasing interest in making air transportation climate neutral has been observed. The objective of this study is to analyze the historical trends of aircraft engine fuel efficiency, identify parameters affecting engine efficiency and initiate a discussion about future technology development needed to meet the expectations. The commercial turbofan engines test data comparison is provided in this study, followed by a theoretical assessment. The presented test data trends show a clear correlation between specific fuel consumption decrease and engine parameters like bypass ratio and overall pressure ratio increase, which is confirmed by theoretical assessment. Based on performed analysis results, a bypass ratio increase was indicated as the one potential path to reduce aircraft engine fuel consumption. Bypass ratio improvement could be achieved by fan diameter increase and rotation speed reduction in the case of turbofan engine architecture. A larger fan rotor requires a high torque drive and significantly increases engine weight which could be compensated by the lightweight design of the engine components, e.g., by applying composite materials.

4

Predictive modelling of turbofan engine components condition using machine and deep learning methods

Matuszczak Michał, Żbikowski Mateusz, Teodorczyk Andrzej

Eksploatacja i Niezawodność

|

2021

|

Vol. 23, no. 2

359--370

EN

The article proposes an approach based on deep and machine learning models to predict a component failure as an enhancement of condition based maintenance scheme of a turbofan engine and reviews currently used prognostics approaches in the aviation industry. Component degradation scale representing its life consumption is proposed and such collected condition data are combined with engines sensors and environmental data. With use of data manipulation techniques, a framework for models training is created and models' hyperparameters obtained through Bayesian optimization. Models predict the continuous variable representing condition based on the input. Best performed model is identified by detemining its score on the holdout set. Deep learning models achieved 0.71 MSE score (ensemble meta-model of neural networks) and outperformed significantly machine learning models with their best score at 1.75. The deep learning models shown their feasibility to predict the component condition within less than 1 unit of the error in the rank scale.

5

The impact of thermodynamics parameters of turbofan engine with ITB on its performance

Marszałek Natalia

Combustion Engines

|

2020

|

R. 59, nr 3

16--22

EN

Presented paper is focused on the influence of additional combustor chamber named inter turbine burner on turbofan engine unit parameters. Investigation has been made how changing selected engine parameters affect its performance. A comparison has been made between the baseline turbofan engine and the engine with ITB. Engine thermodynamics model was prepared in MATLAB software. Main combustion chamber was fueled by kerosene, commmonly used in aviation transport, while inter turbine burner by alternative fuel. As an alternative fuel were choose liquid hydrogen and methane. Numerical researches were carried out for take-off conditions. Engine specific thrust and specific fuel consumption were obtained as a function of bypass ratio, turbine inlet temperature, fan pressure ratio, HPC and LPC pressure ratio. The results of the study indicate that hybrid engine with additional combustion chamber fueled by hydrogen fuel is more efficient than other studied cases.

6

Study of bypass ratio increasing possibility for turbofan engine and turbofan with inter turbine burner

Jakubowski Robert

Journal of KONES

|

2019

|

Vol. 26, No. 2

61--68

EN

Current trends in the high bypass ratio turbofan engines development are discussed in the beginning of the paper. Based on this, the state of the art in the contemporary turbofan engines is presented and their change in the last decade is briefly summarized. The main scope of the work is the bypass ratio growth analysis. It is discussed for classical turbofan engine scheme. The next step is presentation of reach this goal by application of an additional combustor located between high and low pressure turbines. The numerical model for fast analysis of bypass ratio grows for both engine kinds are presented. Based on it, the numerical simulation of bypass engine increasing is studied. The assumption to carry out this study is a common core engine. For classical turbofan engine bypass ratio grow is compensated by fan pressure ratio reduction. For inter turbine burner turbofan, bypass grown is compensated by additional energy input into the additional combustor. Presented results are plotted and discussed. The main conclusion is drawing that energy input in to the turbofan aero engine should grow when bypass ratio is growing otherwise the energy should be saved by other engine elements (here fan pressure ratio is decreasing). Presented solution of additional energy input in inter turbine burner allow to eliminate this problem. In studied aspect, this solution not allows to improve engine performance. Specific thrust of such engine grows with bypass ratio rise – this is positive, but specific fuel consumption rise too. Classical turbofan reaches lower specific thrust for higher bypass ratio but its specific fuel consumption is lower too. Specific fuel consumption decreasing is one of the goal set for future aero-engines improvements.

7

Performance analysis of turbofan engine with additional combustion chamber fueled by alternative fuel

Marszałek Natalia

Combustion Engines

|

2019

|

R. 58, nr 4

249--253

EN

Presented paper is focused on the performance analysis of turbofan engine with additional combustion chamber fueled by alternative fuel. Additional combustion chamber was situated between high pressure turbine and low pressure turbine. Such configuration is also know under the name inter turbine burner (ITB). As an alternative fuels burn in additional combustion chamber were selected cryogenics fuels: liquid hydrogen and liquid methane. The main combustion chamber was supplied by conventional aviation fuel - kerosene. Thermodynamic model of turbofan engine with ITB was implemented in MATLAB environment. The problem of modeling an additional combustion chamber was presented. Analysis was carried out for take-off conditions. Obtained results indicate that implementation of ITB exert a positive influence on engine performance result in thrust increase.

8

Preliminary analysis of thermodynamic cycle of turbofan engine fuelled by hydrogen

Marszalek N.

Journal of KONES

|

2018

|

Vol. 25, No. 3

347--354

EN

Presented article is focus on analysis of the effect of hydrogen fuel on turbofan engine performance. Selected properties of hydrogen and possibility of introduction in civil aviation were discussed. Hydrogen implementation as aviation fuel offers obvious advantages such as low emission of combustion product, higher payload, lower fuel consumption, general availability but also poses great technical challenges. The most important aspect is to ensure engine operational safety at very high level. Hydrogen implementation would eliminate the aviation dependence of exhausting sources of fossil fuels especially of crude oil. The thermodynamic model of turbofan engine was implemented in MATLAB environment. Accepted assumptions have been discussed. Turbine cooling process has been included in the numerical model. Working fluid was modelled as semi-perfect gas. Analysis was carried out for take-off and design point conditions. Engine performances were compared for two kinds of applied fuels: liquid hydrogen and commonly used in turbine engines kerosene. Combustion heat of hydrogen is about three time higher than in comparison with conventional turbine engine fuel, what exert significant influence on engine performance. The results of engine thermodynamic cycle analysis indicate the increase in specific thrust and significant reduction of specific fuel consumption. The results are presented in tabular form and on the graphs. Obtained results have been discussed and the direction of further research was indicated.

9

Analiza procesu tłoczenia blachy za pomocą elastycznego stempla

Nowotyńska I., Malinowski T., Pieja T., Trzepieciński T.

Autobusy : technika, eksploatacja, systemy transportowe

|

2017

|

R. 18, nr 6

991--995, CD

PL

Temperatura kształtowania należy do podstawowych parametrów obróbki plastycznej blach na ciepło. Podwyższona temperatura powoduje zmniejszenie oporu plastycznego wpływając na otrzymanie odpowiedniej podatności materiału do kształtowania. W badaniach, których wyniki przedstawiono w artykule, podjęto próbę modyfikacji procesu kształtowania osłony łożyska turbowentylatorowego, która jest wykonana z trudnoodkształcalnej stali nierdzewnej AMS5604. Materiał ten charakteryzuje się małym zapasem plastyczności, w związku z tym konieczne jest zastosowanie niekonwencjonalnego dwuetapowego procesu kształtowania: kształtowanie zarysu osłony na zimno stemplem elastycznym oraz późniejsza kalibracja kształtu w podwyższonej temperaturze za pomocą stempla metalowego. Przedstawiono również wyniki analizy metalograficznej oraz składu chemicznego blachy po kształtowaniu.

XX

Forming temperature is one of the basic parameters of warm sheet metal forming. The elevated temperature reduces the deformation resistance and affects the susceptibility of the material to forming. In the investigations which results are presented in the article, an attempt was made to modify the forming process the bearing housing of fan engine. The housing is made of hardly-deformable stainless steel AMS5604. This material has low formability margin, and therefore, it is necessary to use non-conventional two-stage forming process: forming of preliminary shape in rubber-pad forming process and calibration of final shape at elevated temperature using a metallic dies. The paper presents also the results of metallographic analysis and chemical composition of the sheet after forming.

10

Analiza wybranych wskaźników pracy silnika dwuprzepływowego z dwiema komorami spalania

Jakubowski R., Kuźniar M.

TTS Technika Transportu Szynowego

|

2016

|

R. 23, nr 12

100--105

PL

W artykule przedstawiono wyniki badań numerycznych porównujących efektywność pracy klasycznego silnika dwuprzepływowego oraz silnika dwuprzepływowego z dwiema komorami spalania. Na wstępie podano istotne informacje dotyczące konstrukcji silnika dwuprzepływowego z dodatkową komorą spalania usytuowaną pomiędzy turbiną wysokiego i niskiego ciśnienia i wynikające stąd korzyści eksploatacyjne silnika. Przedstawiono zasadnicze różnice w modelu silnika z dwiema komorami spalania oraz przeanalizowano ich wpływ na osiągi silnika. Wykonano symulacje komputerowe pracy silnika z dwiema komorami spalania i porównano je z wynikami dla klasycznego silnika dwuprzepływowego. Wskazano na istotne cech silnika dwukomorowego, które są związane z doborem parametrów obiegu silnika. Wykazano, że w odróżnieniu od klasycznego silnika dwuprzepływowego można wyznaczyć spręż całkowity silnika, dla którego spełnione będzie jednocześnie kryterium osiągnięcia minimum jednostkowego zużycia paliwa i maksimum ciągu jednostkowego. W wyniku obliczeń parametrów eksploatacyjnych wyznaczono przebiegi podstawowych parametrów pracy silnika dla różnych warunków lotu i wskazano występowanie zakresów konstrukcyjnych i eksploatacyjnych, w których silnik z dwiema komorami spalania będzie rozwiązaniem korzystniejszym niż klasyczny silnik dwuprzepływowy. Na podstawie wykonanych analiz sformułowano wnioski dotyczące porównania cech eksploatacyjnych obydwu typów silników.

EN

The results of numerical investigation of perfor-mance of the classical turbofan engine and a two-combustor turbofan are presented in the paper. The basic information of the two-combustor turbofan are presented in the beginning. The differences in the model of two-combustor turbofan engine vs. classical turbofan were presented and their influence on engine performance was discussed. The numerical simulation of compared engine performance was done. By this way it was presented that it was possible to establish two-combustor engine parameters that specific thrust is maximum and specific fuel consumption is minimum. This is impossible to fulfillment for classical turbofan engine. The simulation of engine performance vs. altitude and flight velocity was done. By this way it was demonstrated that two-combustor turbofan engine performance are close to performance of classical turbofan and that there are some flight condition, for with two-combustor engine could be better than classical turbo-fan.

11

Numeryczno-eksperymentalna analiza modalna łopatki turbiny silnika turbowentylatorowego

Witek L., Kluz M.

Autobusy : technika, eksploatacja, systemy transportowe

|

2016

|

R. 17, nr 12

1473--1478

PL

Praca dotyczy analizy drgań własnych łopatki turbiny silnika przepływowego. W pierwszej części pracy określono eksperymentalnie częstotliwości drgań rezonansowych łopatki. Do tego celu wykorzystano nowoczesny system wibracyjny UDCATA250, który umożliwił precyzyjny pomiar częstotliwości oraz przyspieszeń łopatki w trakcie drgań. Amplitudę drgań łopatki mierzono przy pomocy piezoelektrycznego czujnika przyspieszeń. W budowie modelu numerycznego łopatki turbiny niskiego ciśnienia wykorzystano technikę inżynierii odwrotnej. Geometria badanego obiektu została odwzorowana na podstawie skanowania rzeczywistej łopatki turbiny. W wyniku przeprowadzonych obliczeń wykonanych za pomocą metody elementów skończonych określono postacie oraz częstotliwości drgań własnych łopatki turbiny. W kolejnej części pracy dokonano porównawczej analizy wyników badań doświadczalnych oraz obliczeń numerycznych. Numeryczną analizę modalną prowadzono także dla szeregu prędkości obrotowych turbiny, odpowiadających różnym stanom pracy silnika, przez co możliwe było określenie wpływu prędkości obrotowej wirnika na częstotliwości rezonansowe łopatki.

EN

In this work the results of the modal analysis of the turbine blade were presented. In the first part of the work the experimental modal analysis of the blade was performed using the vibration system. As results the resonant frequencies of the real blade were obtained. In the next part of the work the numerical model of the blade was created by scanning of geometry of the real blade. After discretization and definition of the boundary conditions the numerical modal analysis were made for the blade without additional loads. The results of experimental and numerical analysis were next compared in order to check the convergence of the numerical solution. In last chapter of the work the influence of the turbine speed on the natural frequencies of the blade was investigated.

12

Analysis of turbofan engine design modification to add inter-turbine combustor

Jakubowski R.

Journal of KONES

|

2015

|

Vol. 22, No. 3

75--82

EN

An inter turbine combustion is one of modern direction of turbofan engine cycle modification. It is possible to reduce gas temperature in high-pressure turbine inlet section and reduce NOX emission by an additional combustor placed between high and low pressure turbines. The analysis of engine cycle modification and its performance are a scope of many scientific investigations, but it is not any work about engine dimension change due to cycle modification. By these way problems of two combustor engine components and dimensions, change with comparison to conventional turbofan engine is a goal of this work. The structure of a turbofan engine with inter turbine combustor is shown and results of evaluation temperature and pressure in specified engine cut sections are presented and discussed. Then the gas density is calculated and by mass continuity equation application, the specified cross section areas are determined. The results of two-combustor turbofan engine are compared with conventional high bypass turbofan engine. The comparison of engines parameters allow to predict how engine components should be modified in two-combustor turbofan when the base of modification is classic turbofan engine. The analyse contain determination of compressor and turbine stage numbers, prediction of areas of cross section and diameters in specified engine sections and overall engine axial dimensions. The results are used to formulate conclusion about the turbofan engine structure modification by additional combustor implementation between turbines.

13

Evaluation of performance properties of two combustor turbofan engine

Jakubowski R.

Eksploatacja i Niezawodność

|

2015

|

Vol. 17, no. 4

575--581

EN

This article presents issues connected with modification of a bypass engine with an additional combustion chamber placed between the high pressure and low pressure turbines. At the beginning, on the basis of scientific literature analysis possible benefits were pointed out which follow from modification of a turbofan aircraft engine. First of all, the attention was drawn to a possibility to limit the gas temperature in the exhaust area of a combustion chamber, which helps to reduce NOx in relation to currently used aircraft engines. Then, a design solution scheme of a two combustor engine was presented. It was discussed how this solution modifies the engine cycle. The assumptions and the adopted limitations in the stage of preparing a numerical model of the engine were presented. The main parameters of the engine operating which were used to estimate its functional qualities were characterized. On the bases of an existing high bypass ratio turbofan engine and the assumptions concerning the influence of the mentioned modification of the engine to its internal characteristics performance properties of a two combustor engine in variable performance conditions were determined: for different speeds and flight altitudes. The results were graphically illustrated in the charts in the form of dependences of thrust, specific thrust, fuel consumption and specific fuel consumption vs. the flight speed for different altitudes. In the discussion of the obtained results performance characteristics for standard a high bypass ratio turbofan engine were referred to. On this basis possible benefits which follow from exploitation of the two combustor engine were shown. This engine is characterized by better performance characteristics in comparison to a conventional turbofan engine in the range of transonic velocity. It was pointed out that despite a little higher specific fuel consumption in take-off conditions it can be more economic in further exploitation cycle, which in the case of the aircraft for which it is dedicated, takes place mostly at a transonic velocity at the altitude of about 11 km.

PL

W artykule przedstawiono zagadnienia związane z modyfikacją silnika dwuprzepływowego o dodatkową komorę spalania usytuowaną pomiędzy turbiną wysokiego i niskiego ciśnienia. Na wstępie, na podstawie analizy literatury, wskazano możliwe korzyści wynikające z zastosowania takiej modyfikacji lotniczego silnika dwuprzepływowego. Przede wszystkim zwrócono uwagę na możliwość ograniczenia maksymalnej temperatury spalin w przekroju wylotowym komory spalania w silniku tego typu, przez co istnieje możliwość istotnej redukcji NOx w odniesieniu do współcześnie eksploatowanych silników lotniczych. Następnie przedstawiono schemat rozwiązania konstrukcyjnego silnika z dwiema komorami spalania. Omówiono, jak takie rozwiązanie modyfikuje obieg silnika. Przedstawiono założenia i przyjęte ograniczenia na etapie przygotowywania modelu numerycznego silnika oraz scharakteryzowano główne parametry pracy silnika, które wykorzystano do oceny jego właściwości eksploatacyjnych. Na bazie danych istniejącego silnika dwuprzepływowego o dużym stopniu dwuprzepływowości oraz przyjętych założeń odnośnie wpływu omawianej modyfikacji silnika na jego charakterystyki wewnętrzne, wyznaczono osiągi silnika z dwiema komorami spalania w zmieniających się warunkach eksploatacji tj. dla różnej prędkości i wysokości lotu. Wyniki zilustrowano graficznie na wykresach w postaci zależności ciągu, ciągu jednostkowego, zużycia paliwa i jednostkowego zużycia paliwa od prędkości lotu dla różnych wysokości. W dyskusji uzyskanych wyników odniesiono się do charakterystyk eksploatacyjnych dla standardowych silników dwuprzepływowych o dużym stopniu dwuprzepływowości. Na tej podstawie wykazano możliwe korzyści wynikające z eksploatacji silnika z dwiema komorami spalania. Silnik ten cechuje korzystniejszy przebieg charakterystyk eksploatacyjnych od klasycznego silnika dwuprzepływowego w zakresie prędkości okołodźwiękowych. Zaznaczono, że pomimo nieco wyższych wartości jednostkowego zużycia paliwa w warunkach startowych, może on być ekonomiczniejszy w całym cyklu eksploatacyjnym, który w przypadku statków powietrznych do których jest dedykowany, odbywa się w zdecydowanej większości czasu z prędkością okołodźwiękową na wysokości ok 11 km.

14

Two-combustor turbofan engine performance analysis

Jakubowski R.

Journal of KONES

|

2014

|

Vol. 21, No. 3

141--148

EN

A conception of a two-combustor turbofan engine is the main scope of this paper. At the beginning, the problems of turbofan engines development are briefly discussed as a background of this work. In this part the turbofan engines innovation activities are presented. It is mentioned the engine’s innovations consists of many aspects but some important ones are: lowering of production operation cost, maintenance, reduction of noise and exhaust gases emission while engine reliability should stay on the same level or event increase. Next, the conception of turbofan engine with two combustors is presented in this context. Some positive aspects for environment, production and maintenance of such engine are discussed. Then the thermodynamic cycle of two-combustor engine is presented and analysed. On this basis, the engine numerical model is prepared. Next, some information about the model simplifications and calculations done to determine performance of the engine is presented. Then the results of the simulation calculations of the engine performance are presented and discussed. The relationship of engine thrust and specific fuel consumption vs. engine flight conditions are shown. Based on the results there were discussed the advantages and disadvantages of two combustors engine as an airplane propulsion are specified. The conclusions are formulated and presented in the last part of the paper.

15

Hałas emitowany przez statki powietrzne o napędzie turbośmigłowym i turbowentylatorowym podczas startu i lądowania

Merkisz J., Płotnicka N., Dahlke G.

TTS Technika Transportu Szynowego

|

2013

|

R. 20, nr 10

2835--2843, CD

PL

Na podstawie pomiaru hałasu wykonanego przy pasie startowym na lotnisku Poznań Ławica dokonano oceny emisyjności tego czynnika przez silniki turbośmigłowe i turbowentylatorowe podczas startu i lądowania. Silniki zostały potraktowane jako główne źródło hałasu. Opisano charakterystykę hałasu lotniczego oraz jego wpływ na zdrowie człowieka. Przedstawiono także parametry techniczne badanych statków powietrznych. Najistotniejszą część stanowią wyniki badań oraz ich interpretacja.

EN

Based on measurements of noise made on the runway at the Poznan Ławica airport during takeoff and landing of turboprop and turbofan engine - powered aircrafts emissivity of this factor was evaluated. Engines were considered as the main source of noise. Describes the characteristics of aircraft noise and its impact on human health. Presents a technical specifications of tested aircrafts. The most important part are research results and their interpretation.

16

Preliminary analysis of two combustors turbofan engine

Jakubowski R., Orkisz M, Wygonik P.

Journal of KONES

|

2013

|

Vol. 20, No. 2

175--180

EN

The problems of turbofan engines development is briefly discussed in the beginning. Next the conception of turbofan engine with two combustors is presented, and an engine thermodynamic cycle is analysed. The proposed engine it is a modification of the contemporary turbofan engine by addition of another combustor. First one is classical combustor located between high pressure compressor and turbine. Second one is located between high pressure turbine and low pressure turbine. This conception allows to lower the high pressure turbine inlet temperature. The second combustor increases energy of gasses inflow the low pressure turbine to the sufficient level for fan drive. The results of numerical analysis are used to show performance of the proposed engine and to present their advantages with compare to the classical turbofan engine construction. Then some other positive aspects of two combustors engine are discussed. It refers to possibilities of pollution emission reduction and overhauling period increasing and engine life time extension. On the other hand some aspects of engine hot elements (turbine) production simplification and cost reduction is analysed. In the next chapter the problems of the proposed engine technical realization are discussed. The summary and conclusions are presented in the last part of article.

17

Selection criteria of internal parameters of turbofan engine for the type of multi-task aircraft mission

Wygonik P.

Combustion Engines

|

2013

|

R. 52, nr 3

483--488

EN

The problem described in the paper concerns the selection strategy of the so-called calculation point of the turbofan engine of the multi-task aircraft already at the stage of preliminary design of the aircraft and aircraft engine as a system. A multi-task airplane during each mission needs to perform a series of tasks with different levels of power utilization, while changing the mass, at different altitudes and flight velocities. There was defined the criterion of the LoLoLo mission based on an assessment of mission energy consumption. The calculation results were presented from the point of view of the influence of thermo-gas-dynamic parameters of the comparative cycle circulation (such as compression, turbine inlet temperature, the degree of streams distribution) on the criterion of energy resources usage. The presented criterion allows to make a correct selection of parameters of thermodynamic cycle from the viewpoint of energy possibilities of an aircraft and a mission.

PL

Problem przedstawiony w artykule dotyczy strategii wyboru tzw. punktu obliczeniowego silnika systemu lotniczego. Samolot wielozadaniowy podczas każdej misji musi wykonać cały szereg zadań, różniących się poziomem wykorzystania mocy, przy zmieniającej się masie własnej, na różnych wysokościach i prędkościach lotu. Zdefiniowano kryterium oceny misji typu LoLoLo w oparciu o ocenę energochłonności misji. Wyniki obliczeń przedstawiono z punktu widzenia wpływu parametrów termogazodynamicznych obiegu porównawczego (jak spręż, temperatura przed turbiną, stopień podziału strumieni) na kryterium wykorzystania zasobów energetycznych. Przedstawione kryterium pozwala dokonac prawidłowości wyboru parametrów obiegu termodynamicznego z punktu widzenia możliwości energetycznych samolotu i misji.

18

Environmental threats around airports and possibilities limiting them

Głowacki P., Szczeciński S.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2011

|

Nr 8 (217)

35-38

EN

The article has presented some of the most important reasons for and sources of main factors causing interferences with the natural ecosystem within the airport zone- resulting from particularly heavy traffic and from the functioning of various devices on small limited areas of surface and the ground-level layer of the atmosphere. These operations are accompanied by intensive noise and heat emitted in large quantities- which are caused by the work of jet engines of taking off and landing aircraft. The jet engines work contributes to the ‘production’ of not only CO2 and H2O, but also numerous harmful chemical compounds such as CO, HC as well as NOx.

PL

W artykule przedstawiono najważniejsze przyczyny i źródła głównych czynników powodujących zakłócenia „normalnego” systemu ekologicznego w strefie lotnisk–a wynikające ze szczególnie intensywnego ruchu i działania różnych urządzeń na niewielkim obszarze powierzchni ziemi i przyziemnej warstwie atmosfery. Działaniom tym towarzyszą skoncentrowany hałas i wydzielanie ciepła w ogromnych ilościach–których przyczyną jest praca turbinowych silników odrzutowych startujących i lądujących samolotów. Z pracą tych silników wiąże się „produkowanie” nie tylko CO2 i H2O ale także wiele szkodliwych związków chemicznych jak CO, niespalone HC oraz NOx w dużych ilościach.

19

Granica przenoszenia długości fal filtru krótkofalowego Gaussa a tłumienie spowodowane geometrią wierzchołka ostrza odwzorowującego profilometru

Michalski J.

Przegląd Mechaniczny

|

2007

|

nr 9 supl.

76-81

PL

Analizowano profile zmierzone i symulowane chropowatości powierzchni walcowej zewnętrznej uszczelniającej tarczy turbiny silnika turbowentylatorowego. Uszczelnienie tarczywykonanej z inkonelu miało powłokę Cr2C3-Ni wykonan. metodą natrysku plazmowego i poddaną szlifowaniu. Stwierdzono znacznie mniejsze wartości zmierzonej wysokości chropowatości powierzchni profilometrem Form Talysurf Series 2 w porównaniu z wartościami uzyskanymi profilometrem Form Talysurf Intra firmy Taylor Hobson Precision. Różnice wynikają z procedury aproksymacji i rekonstrukcji profilu oprogramowaniem žltra i silnej filtracji mechanicznej ostrzem odwzorowującym profilometru obrobionej powłoki w porównaniu z filtracją cyfrową dolnoprzepustową krótkofalową. Udowadniano to na profilu symulowanym badając skuteczność ograniczenia przenoszenia fal krótkich metodą filtracji dolnoprzepustowej krótkofalowej ls = 0,0025 mm, ls = 0,008 mm w porównaniu z przenoszeniem wynikającym z kształtu, wymiaru i penetracji ostrza odwzorowujacego stożkowego zakończonego powierzchnią sferyczną. Miejsce geometryczne punktów środka ostrza wierzchołka odwzorowującego będącego w styku z profilem losowym symulowanym uwarstwionym tej powierzchni uzyskano iteracją numeryczną metodą filtracji mechanicznej obwiednią łuku okręgu.

EN

Measured and simulated roughness profiles of outer cylindrical sealed surface of turbine disk of turbofan engine were analyzed. This inconel made seal was plated with Cr2C3-Ni by plasma spraying method and finished by grinding. It was affirmed that roughness height measured by Form Talysurf Series 2 profilometer was much less comparing to the one measured with Form Talysurf Intra of Taylor Hobson Limited. These differences result from approximation procedure and reconstruction of the profile by the software that uses mltra and strong filtration rate caused by the tip and low-pass, shortwave digital filtration. It was proved with use of simulated profile during research of effectiveness in short waves passing limitation=by filtration method at ls = 0,0025 mm, ls = 0,008 mm comparing to the passing limitation resulted from the shape, dimensions and penetration of the cone spherical tip. A geometrical trace of the middle of the tip being in contact with simulated, random stratified profile was calculated by numerical iteration corresponded to mechanical filtration by circular arc envelope.

20

Dobór charakterystycznych parametrów dla silnika dwuprzepływowego z kanałami niewspółosiowymi

Dzierżanowski P., Kozakiewicz A.

Biuletyn Wojskowej Akademii Technicznej

|

2000

|

Vol. 49, nr 10

58-71

PL

Przedstawiono koncepcję turbinowego silnika dwuprzepływowego z kanałami niewspółosiowymi, z możliwością realizacji dodatkowego spalania w kanałach bocznych. Na podstawie obliczeń cieplno przepływowych zbadano wpływ charakterystycznych parametrów silnika na jego osiągi i określono zasady doboru tych parametrów. Przeprowadzono wstępne rozpoznanie oddziaływania dodatkowego spalania na osiągi silnika.

EN

The selection of specific parameters for turbofan engine with non-coaxial ducts is presented. The idea of the turbofan engine with side low pressure outlow is presented. The possibility of additional combustion within bypass ducts has been considered. Based on the theoretical calculations the influence of the specific engine parameters on its performance has been determined. The principles for the selection of the values for these parameters are given. The initial identification of influence the additional combustion on the engine performance has also been performed.