Wyniki wyszukiwania - BazTech

1

Turbine and turbojet engines for propulsion of contemporary drones

Dutczak J.

Logistyka

|

2014

|

nr 6

3336-3345

EN

In the military field drones, i.e. Unmanned Aerial Vehicles (UAV), Unmanned Ground Vehicles (UGS) or Unmanned Surface Vehicles (USV) are used first of all for remote observation or reconnaissance, identification and possible destroying of air, ground or sea targets. In the civil field drones are used for example for taking aerial photos, in rescue service or by police for searching on the large or not easily accessible area, in communication for patrolling road traffic, in film production etc. Chosen examples of turbine, turboprop and turbojet engines assigned to propulsion of contemporary Unmanned Aerial Vehicles (UAV) or Unmanned Aerial Systems (UAS) have been presented in article. The goal of this review is showing the present state of technique in that group of engines.

PL

W dziedzinie wojskowej drony, czyli bezzałogowe aparaty latające (UAV), lądowe (UGV) lub pływające (USV), są stosowane przede wszystkim do zdalnej obserwacji lub rozpoznania i namierzania oraz ewentualnego niszczenia celów powietrznych i lądowych i morskich. W dziedzinie cywilnej drony wykorzystuje się np. do wykonywania zdjęć lotniczych, w ratownictwie i policji do poszukiwań na dużym lub trudno dostępnym obszarze, do patrolowania ruchu na drogach, w produkcji filmowej itp. W artykule przedstawiono wybrane przykłady silników turbinowych, turbośmigłowych i turboodrzutowych przeznaczonych do napędu współczesnych bezzałogowych aparatów latających (UAV) lub bezzałogowych systemów latających (UAS). Celem przeglądu jest ukazanie obecnego stanu techniki w tej grupie silników.

2

Mass model of microgasturbine single spool turbojet engine

Czarnecki M.

Journal of KONES

|

2013

|

Vol. 20, No. 1

49--54

EN

Presented paper consists detailed mass model of micro gas turbine single spool turbojet in well-known Scheckling design layout (1R/1A). One of major criteria in aviation is weight that is granted by airworthiness requirements. At present, exempt from certification process are RC airplanes or UAV with total take-off weight less than 22.5 kg. From the 70's mass model was added as a part of aero engines design process. Engine weight affects airplane or UAV weight greatly, because it is a source of variety structure loads. Weight reduction efficiency factor, verifying in terms of design quality a micro gas turbine, and the flying object as a system. Developed computational model allows to estimate weight of the components (gas generator shaft, compressor rotor, compressor diffuser, combustor, turbine nozzle, turbine rotor, jet pipe, casings and housings) and whole engine as well. Model inputs are related to technological axisymmetric dimensions obtained from thermo gas dynamic and construction equations, making it easy to use. Obtained results was presented for several micro gas turbines (mSO1-designed by author, FD3-64, TK-50, JF-50, MW-54, KJ-66, AMT Olympus). Advantage of this model allows to avoid time consuming CAD modelling process at design study level. Presented algorithm can be used also in the design of UAV as well as issues related to the preliminary multidisciplinary design and optimization PMDO cases.

3

History and future of turbine aircraft engines

Opara T.

Silniki Spalinowe

|

2007

|

R. 46, nr SC1

10-26

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

Charakterystyka prędkościowa jednoprzepływowego turbinowego silnika odrzutowego z regulatorem temperatury spalin

Czarnecki M., Orkisz M.

Silniki Spalinowe

|

2007

|

R. 46, nr SC1

313-323

PL

W artykule zaprezentowano analizę wpływu zadziałania regulatora ograniczającego temperaturę spalin przed turbiną na charakterystykę prędkościową jednoprzepływowego turbinowego silnika odrzutowego. Przedstawiono model obliczeniowy silnika dla stanów ustalonych jego pracy, schemat blokowy współpracy regulatora z silnikiem oraz przykładowe wyniki obliczeń. Stwierdzono, że omówiony regulator maksymalnej temperatury spalin skutecznie chroni silnik przed przegrzaniem jego części gorącej i pozwala na zmniejszenie jednostkowego zużycia paliwa bez istotnego pogorszenia charakterystyk użytkowych silnika.

EN

This paper presents analysis of the exhaust gas temperature control unit which limits turbine inlet temperature (TIT) and it's influence on performance of the turbojet engine. The computational of engine was introduced for solid range of work, block pattern of cooperation between regulator and engine, as well as the sample examples of calculations. It was affirmed that the talked over regulator of maximum turbine inlet temperature protects engine before overheating effectively, and permits to limiting fuel flow on usable performance profiles without essential isolated waste.

5

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.

6

Kilka wybranych metod konsolidacji gruntów

Małozięć T.

Geoinżynieria i Tunelowanie

|

2005

|

nr 1

40-43

PL

Artykuł opisuje kilka różnych technik konsolidacji gruntów. Na wstępie przedstawiono temat iniekcji strumieniowej, tzn. JET GROUTINGU, następnie DSM, czyli DEEP MIXING, a na zakończenie TURBOJET, tj. najnowszą z metod konsolidacji gruntów wdrożoną przez firmę TREVI zaledwie kilka lat temu, będącą zarazem udanym połączeniem JET GROUTINGU i DEEP MIXINGU.

7

Modelowanie i symulacja numeryczna dynamiki samolotu w zakręcie po awarii jednego z turbinowych silników odrzutowych

Cichoń M., Maryniak J.

Zeszyty Naukowe Katedry Mechaniki Stosowanej / Politechnika Śląska

|

2004

|

z. 23

89-94

PL

W pracy przeprowadzono modelowanie i symulację numeryczną stanów awaryjnych polegających na awarii jednego z dwóch turbinowych silników odrzutowych (rys.l) podczas wykonywania skoordynowanych zakrętów z różnymi kątami przechylenia. Pokazano, iż brak przeciwdziałania od strony sterowania doprowadza do znacznych odchyleń od ustalonych parametrów lotu samolotu i do utraty wysokości. Na podstawie analiz przebiegu lotów określono czas, jaki pozostaje pilotowi na podjęcie świadomego działania. W ten sposób wiedząc, iż czas rozpoznania awarii przez pilota na samolocie wynosi 2*108s, oszacowano możliwość przetrwania, Analizę przeprowadzono dla samolotu 1-22 "Iryda" wyposażonego w lewoobrotowe silniki typu K-15.

EN

The paper discusses the modelling and numerical simulation of emergency conditions when failure of one of the aeroplane's two turbojet engines occurs during coordinated turns at various bank angles. It is shown that no counteraction from the control system results in significant deviations from the aeroplane's steady flight parameters and loss of altitude. The time, which the pilot has to take any conscious action, is determined by analysing flight courses. Thus, knowing that the time of failure identification by the pilot ranges from 2 to 108 s, a survival possibility is estimated. The analysis is made for the 1-22 "Iryda" plane equipped with left-handed engines of K-15 type.