Wyniki wyszukiwania - BazTech

1

The safety factor determination of composites structure cabin of "I - 23 Manager" airplane for loads during turnover

Frączek K. S.

Journal of KONES

|

2007

|

Vol. 14, No. 2

145-152

EN

This paper contains results from practical test of airplane I - 23 Manager for loads during turnover. The measurements in separated points had been taken and compared with theoretical simulations, calculated in finite element method. The both results were identical only up to 50% of normal loads when using linear analysis. The factor safety for theoretical linear analysis and Hill's method was not true, because real body of airplane was broken before necessary load limit requirements by IKCSP. The linear method had been changed into geometrical non-linear method, because the latter more precisely showed deformations and strains, stresses in layers of all composite elements in the cab in the range of required loads. This article presents only the progress philosophy which showed most rational in respect of technical and economic point of view. The solution of design approach was reached with a method of following non-linear simulations which from formal was not here introduced. The finished construction was not presented because the relevant data is legally protected by Institute of Aeronautics.

PL

Artykuł zawiera omówienie przebiegu próby statycznej samolotu I - 23 Manager podczas kapotażu. Przebieg praktycznego testu był rejestrowany i wyniki z pomiarów można było porównywać z wynikami z obliczeń wykonanych metodą elementów skończonych. Otrzymywano zgodność obliczeń z wynikami z próby statycznej jedynie do poziomu 50% obciążenia dopuszczalnego przy zastosowaniu liniowej analizy. Wyznaczone współczynniki bezpieczeństwa mimo zastosowania zalecanej metody nie sprawdziły się, ponieważ rzeczywista konstrukcja uległa zniszczeniu przy mniejszym obciążeniu niż jest wymagane przepisami IKCSP. W celu zwiększenia dokładności obliczeń teoretycznych metodę liniową zastąpiono ją metodą z tak zwaną nieliniowością geometryczną, która umożliwiła znalezienie przyczyn przedwczesnego zniszczenia konstrukcji i wyznaczenie współczynników bezpieczeństwa w każdej z warstw kompozytu i w całym zakresie obciążeń. Artykuł ten przedstawia jedynie filozofię postępowania, która okazała się najbardziej racjonalna pod względem technicznym i ekonomicznym. Docelowe rozwiązanie konstrukcyjne zostało osiągnięte metodą kolejnych nieliniowych symulacji, które ze względów czysto formalnych nie zostało tu przedstawione.

2

The optimisation of design witch using of FEM and modal analysis

Frączek K. S.

Journal of KONES

|

2006

|

Vol. 13, No. 4

373-382

EN

This paper contains a theoretical analysis which is used to describe the work of complex body light structures. The mathematical equations of equilibrium with many degrees of freedom can't be directly used to describe the motions of airplanes or helicopters. The method presented in this paper, however, shows mathematically how we can calculate the maximal stresses during the flight of helicopter IS - 2 by reducing the huge number of degrees of freedom into the acceptable one. This method is used for optimisation of helicopter's structure. The first step was to create a structural model of the whole helicopter's body in order to represent the deformations in function of time. In the second step the natural frequencies of shape of motion were calculated. Afterwards, the theoretical results were compared to empirical research on prototype of the IS - 2 helicopter. The verified data were consequently used to analyse stresses in the helicopter's structure. The maximal stresses were used to obtain the materials fatigue. This paper contains explicit method witch can bee used to dynamics analysis of another mechanical design.

PL

Ten artykuł zawiera analizę teoretyczną zastosowaną do opisu złożonych lekkich konstrukcji. Matematyczne równania równowagi opisane wieloma tysiącami stopni swobody nie mogą być bezpośrednio użyte do opisu ruchów samolotów lub śmigłowców. Metoda prezentowana w tym artykule przedstawia sposób wyznaczania maksymalnych naprężeń podczas lotu śmigłowca IS - 2 dla rozbudowanego modelu oraz sposób redukcji stopni swobody całego układu do wymiarów modalnych w przedziałach możliwych częstości wzbudzeń. Ta metoda została zastosowana do optymalizacji struktury śmigłowca IS - 2. Pierwszym krokiem analizy było zbudowanie strukturalnego modelu do [wskazania miejsc maksymalnych naprężeń. Następnie wykonano analizę modalną z wyznaczeniem częstości i postaci drgań własnych. Otrzymane wyniki porównano z wynikami pomiarów tych częstości i postaci z wynikami pomiarów na prototypie. Następnie zastosowano metodę umożliwiającą redukcję z dużej liczby stopni swobody do liczby z zakresu możliwych wzbudzeń drgań. Następnie wyznaczono współczynniki wzmocnień amplitud drgań i ponownie wykorzystując model rozbudowany dodano wartości naprężeń z każdej postaci do wartości średniej wynikającej z ustalonego obciążenia. Na podstawie liczby cykli drgań z określonymi wartościami naprężeń określono graniczną wytrzymałość zmęczeniową. Przedstawione fragmenty obliczeń udokumentowano w sposób graficzny na rysunkach. Prezentowana metoda analizy dynamicznej jest słuszna tylko w małym zakresie obciążeń. Może być również wykorzystywana do analizy dynamicznej innych konstrukcji.

3

Method of non-linear dynamics on purpose construction light helicopter IS-2

Frączek K. S.

Journal of KONES

|

2006

|

Vol. 13, No. 3

89-100

EN

This paper presents the non-linear structural model of deformable helicopter on the basis of non-linear transient analysis. In this case, the subject of the research is the structure of one main rotor two-seaters ultra-light helicopter. Making use of the method of finite elements, it has been possible to develop the structural model in which the mass, the stiffness of construction and its damping distribution can be taken into account. This paper presents only the mathematical method which enables the description of complex cinematically relations between motions of the finite elements. The mathematical formulae represent complex relations during the take off, the flight and the landing. The results of non – linear transient analysis have been compared with the linear approach and the differences between these two methods are underlined. The non-linear transient theory was presented in anodes system on implicit format. The paper contains explicit format with explained physically phenomena. The calculation witch using this explained method has very expensiw. In conclusion the costs are less in compared to of rearch costs on prototypes. The method can be used to analyze the other dynamic structures.

PL

Ten artykuł przedstawia nieliniową metodą matematycznego opisu drgań nieustalonych odkształcalnego śmigłowca. Ha przykładzie opisu dynamiki jednowirnikowego, lekkiego, dwumiejscowego śmigłowca. Stosując metodę elementów skończonych opisano wzajemne relacje między odkształceniami struktury kadłuba, zawieszenia reduktora obrotów do kraty silnikowej z elementami podatnymi oraz odkształceniami wirującego wału. Złożone związki kinematyczne nastąpiono matematycznymi wzorami w postaci macierzowej. Przedstawiona metoda w sposób jednoznaczny pokazuje krok po kroku tworzenie nieliniowych macierzy sztywności, bezwładności i tłumień. Przykładowo pokazano to dla wybranego dowolnego punktu elementu obracającego się wału wirnika głównego. Opis nieliniowych odkształceń i przemieszczeń byt przedstawiany w innych systemach w sposób mocno uproszczony. Ten artykuł zawiera samą teorię, może być użyta do opisu nieliniowej, dynamicznej pracy innych konstrukcji. Sama metoda pod względem kosztów jest droga. Jest w podsumowaniu tańsza niż dotychczas stosowana metoda eksperymentalna prowadząca do zniszczenia prototypu. W przypadku badań rzeczywistego obiektu w zakresie dużych odkształceń jest zagrożone życie ludzkie i w efekcie jest znacznie tańsza i bezpieczniejsza metoda wyznaczania granicznych wartości wytrzymałościowych i dynamicznych.