Wyniki wyszukiwania - BazTech

1

Zabudowa rejestratora parametrów lotu S2-3a na pokładach samolotów SU-22 i MiG-29

Tomyślak Adam, Nowakowski Mirosław, Brzozowski Marek, Szelmanowski Andrzej

Journal of KONBiN

|

2024

|

Vol. 54, iss. 1

111--132

PL

W artykule przedstawiono uwarunkowania i metody zabudowy cyfrowego rejestratora parametrów lotu S2-3a na pokładach samolotów MiG-29 i Su-22, realizowanej w Wojskowych Zakładach Lotniczych nr 2 S.A (WZL-2) w Bydgoszczy. Omówiono główne elementy składowe rejestratora S2-3a, opracowanego w Instytucie Technicznym Wojsk Lotniczych (ITWL) i przeznaczonego do rejestracji parametrów lotu i parametrów eksploatacyjnych zespołów statku powietrznego, a także do przechowywania zarejestrowanych danych. Przedstawiono metodę i sposób analizy danych z rejestratora pokładowego, umożliwiający wykrywanie niesprawności oraz identyfikację zakresów pracy systemów pokładowych na przykładzie systemu automatycznego sterowania lotem.

EN

The article presents the conditions and methods of installing the S2-3a digital flight data recorder on board MiG-29 and Su-22 aircrafts, carried out at Military Aviation Works No. 2 S.A. (MAW-2) in Bydgoszcz. The main components of the S2-3a recorder were discussed, developed at the Air Force Institute of Technology (AFIT) and intended for recording flight parameters and operational parameters of the main aircraft components, as well as for storing the recorded data. A method and means of analyzing data from the on-board recorder is presented, enabling the detection of malfunctions and the identification of operating ranges of on-board systems on the example of an automatic flight control system.

2

Testing the thermal properties of the insulating structures of a flight data recorder

Panas Andrzej J., Szczepaniak Robert, Krupińska Anna, Łęczycki Krzysztof, Nowakowski Mirosław

Acta Mechanica et Automatica

|

2024

|

Vol. 18, no. 2

244--251

EN

This paper deals with the problems faced during the research on the insulating structures used in the thermal shielding of flight recorders. These structures are characterised by specific properties determined by, among other aspects, their porosity. The complex and coupled heat-exchange phenomena occurring under the operating conditions of the recorders, and in numerous cases combined with mass exchange, require dedicated test methods. The paper characterises the origin of the research problem, presents a methodology for comprehensive testing of the thermal propertiesand uses the example of determining the insulating properties of the Promalight microporous structure ®-1000R. The authors focussed on thermal diffusivity tests performed by means of the oscillatory excitation method. The measurements were conducted on a test stand to determine the effect the type of gas filling had on the porous structure and the pore filling gaspressure effect on the temperature characteristics of apparent thermal diffusivity. The authors also conducted research on the structure’s resistance to direct flame exposure. The analysis of the obtained results enable recognition and characterisation of the key phenomena of heat and mass transfer; the numerical results exert a significant influence on their application.

3

Identification of longitudinal aerodynamic characteristics of a strake-wing micro aerial vehicle by using artificial neural networks

Rykaczewski Dariusz, Nowakowski Mirosław, Sibilski Krzysztof, Wróblewski Wiesław, Garbowski Michał

Bulletin of the Polish Academy of Sciences. Technical Sciences

|

2021

|

Vol. 69, nr 4

art. no. e137508

EN

Appropriate modeling of unsteady aerodynamic characteristics is required for the study of aircraft dynamics and stability analysis, especially at higher angles of attack. The article presents an example of using artificial neural networks to model such characteristics. The effectiveness of this approach was demonstrated on the example of a strake-wing micro aerial vehicle. The neural model of unsteady aerodynamic characteristics was identified from the dynamic test cycles conducted in a water tunnel. The aerodynamic coefficients were modeled as a function of the flow parameters. The article presents neural models of longitudinal aerodynamic coefficients: lift and pitching moment as functions of angles of attack and reduced frequency. The modeled and trained aerodynamic coefficients show good consistency. This method manifests great potential in the construction of aerodynamic models for flight simulation purposes.

4

Studying the strength of an S2-3a flight data recording system flight recorder

Jakielaszek Zbigniew, Nowakowski Mirosław

Mechanik

|

2020

|

R. 93, nr 4

6-12

EN

The S2-3a flight data recording system developed at the Air Force Institute of Technology is intended for recording the flight parameters and the operating parameters of aircraft assemblies, as well as to store the recorded data in its memory to evaluate flight safety, piloting technique, technical condition of on-board system and air accident (air crash) causes. The article discusses the studies involving the strength of an S2-3a flight data recording system flight recorder. The document governing the requirements for flight data recorders is European standard EUROCAE ED-112 and the Polish defence standard NO-16-A200:2015. An S2-3a flight data recording system flight recorder satisfies the strength requirements, i.e., protects information recorded in its memory in the event of: overloads of 3400g acting for a time period not longer than 6.5 ms; penetration with a metal pin, 6.35 mm in diameter, loaded with a weight of 227 kg and falling from a height of 3 m; compression with a static force of 22.25 kN for 5 min; exposure to a temperature of 1100°C for at least 60 min; abyssal sea water pressure of 60 MPa (6000 m below water level) for 24 hours; exposure to aggressive liquids for 48 h. S2-3a flight data recording systems are operated on-board the: TS-11 ISKRA, PZL-130 TC-II ORLIK, M-28 BRYZA, MiG-29, and Su-22 aircraft, as well as the Mi-8, Mi-14, Mi-17, Mi-24, W-3 SOKÓŁ and SW-4 helicopters.

XX

System rejestracji parametrów lotu S2-3a, opracowany w Instytucie Technicznym Wojsk Lotniczych, jest przeznaczony do zapisu parametrów lotu i eksploatacyjnych parametrów pracy zespołów statku powietrznego oraz do przechowywania w pamięci zarejestrowanych danych w celu oceny: bezpieczeństwa lotu, techniki pilotowania, stanu technicznego systemów pokładowych, przyczyny wypadku lotniczego (katastrofy lotniczej). W artykule omówiono badania wytrzymałości rejestratora katastroficznego systemu rejestracji parametrów lotu S2-3a. Dokumentami określającymi wymagania dotyczące katastroficznych rejestratorów parametrów lotu są norma europejska EUROCAE ED-112 i polska norma obronna NO-16-A200:2015. Rejestrator katastroficzny systemu rejestracji parametrów lotu S2-3a spełnia wymagania wytrzymałościowe, tj. zabezpiecza zarejestrowaną w pamięci informację w przypadku: oddziaływania przeciążenia 3400g w czasie nie dłuższym niż 6,5 ms; penetracji metalowym trzpieniem o średnicy 6,35 mm, obciążonym masą 227 kg i spadającym z wysokości 3 m; ściskania siłą statyczną 22,25 kN przez 5 min; oddziaływania temperatury 1100°C przez co najmniej 60 min; oddziaływania ciśnienia głębinowego wody morskiej 60 MPa (6000 m poniżej poziomu wody) w czasie 24 h; oddziaływania płynów agresywnych w czasie 48 h. Systemy rejestracji parametrów lotu S2-3a są eksploatowane w samolotach: TS-11 ISKRA, PZL-130 TC-II ORLIK, M-28 BRYZA, MiG-29, Su-22 oraz śmigłowcach: Mi-8, Mi-14, Mi-17, Mi-24, W-3 SOKÓŁ i SW-4.

5

Applying protective coating on the turbine engine turbine blades by means of plasma spraying

Ułanowicz Leszek, Dudziński Andrzej, Szczepaniak Paweł, Nowakowski Mirosław

Journal of KONBiN

|

2020

|

Vol. 50, iss. 1

193--213

EN

The tendency to increase the temperature of gases and the desire to extend the service life forces the use of a protective coating on the blade. The publication presents the technology of applying a heat-resistant protective coating onto the jet engine turbine blade by means of plasma thermal spraying, taking into account the process of aluminizing and heat treatment after aluminizing. The paper presents the results of work on the possibilities of shaping the thickness of the protective coating on the blade by changing the parameters of the spraying process, such as spraying distance, amount of hydrogen, amount of argon and the number of torch passes.

PL

Tendencja do zwiększania temperatury gazów oraz dążenie do przedłużenia czasu eksploatacji wymusza stosowanie na łopatkach turbiny silnika odrzutowego powłoki ochronnej. W publikacji przedstawiono technologię nanoszenia żaroodpornej powłoki ochronnej na łopatkę turbiny silnika odrzutowego metodą natryskiwania cieplnego plazmowego z uwzględnieniem procesu aluminiowania oraz obróbki cieplnej. Przedstawiono wyniki prac w zakresie możliwości kształtowania grubości powłoki ochronnej na łopatce zmieniając parametry procesu natryskiwania takie jak: odległość natryskiwania, ilość wodoru, ilość argonu oraz liczba przejść palnika.

6

Wybrane zastosowania układów detekcji promieniowania optycznego w nowoczesnych systemach optoelektronicznych

Mikołajczyk Janusz, Prokopiuk Artur, Szabra Dariusz, Pietrzyk Beata, Nowakowski Mirosław, Achtenberg Krzysztof, Bielecki Zbigniew, Wojtas Jacek

Elektronika : konstrukcje, technologie, zastosowania

|

2019

|

Vol. 60, nr 1

16--22

PL

Artykuł dotyczy wybranych wyników prac badawczo-rozwojowych realizowanych w Zespole Detekcji Sygnałów Optycznych IOE WAT. Prace te dotyczą głównie fotoodbiorników na różne zakresy widmowe, ultraczułych analizatorów gazów do wykrywania materiałów wybuchowych i biomarkerów chorób w ludzkim oddechu oraz bezpiecznych łączy laserowych w otwartej przestrzeni. W pracy opisano przykładowe układy detekcji promieniowania optycznego z zakresu od ultrafioletu do dalszej podczerwieni, które powstały w ramach prac statutowych i projektów badawczo-rozwojowych. Szczególną uwagę zwrócono na aspekty aplikacyjne uzyskanych wyników wskazując jednocześnie właściwości technologii, dla których zostały one zaprojektowane.

EN

The article presents a brief description of research and development works carried out by Group of Optical Signal Detection at the Institute of Optoelectronics, MUT. These activities mainly concern the construction of photoreceivers operated in various spectral ranges, ultra-sensitive gas analyzers for detection of explosives and diseases biomarkers in human breath, and free space optical data link. Some exemplary detection systems of radiation spectra from ultraviolet to longer infrared, which were designed as a part of academic works or R&D projects, are described. Some practical aspects of these results for some optoelectronic technologies are discussed.

7

Rejestracja procesu hamowania kasety ochronnej rejestratora katastroficznego podczas testu zderzeniowego

Jakielaszek Zbigniew, Panas Andrzej J., Nowakowski Mirosław, Białecki Maciej, Bryl Marcin, Maciuszczak Krzysztof, Wiśniewski Janusz

Autobusy : technika, eksploatacja, systemy transportowe

|

2019

|

R. 20, nr 1-2

66--73

PL

W artykule zostały opisane sposoby rejestracji przebiegu zjawiska zderzenia sondy badawczej z przeszkodą w postaci złoża piasku oraz następującego po tym gwałtownego procesu wytracania prędkości przez hamowany obiekt. Badana sonda jest przystosowana do umieszczania w jej wnętrzu kasety ochronnej rejestratora katastroficznego. Testy realizowane były w celu potwierdzenia wytrzymałości kasety ochronnej na przeciążenie o wartości 3400 g działające na kasetę przez ok. 6,5 ms zgodnie z wytycznymi norm: europejskiej EuroCAE ED-112 oraz polskiej NO-16-A200. Sondę rozpędzano do wymaganej prędkości z wykorzystaniem działa pneumatycznego DPZ-250, którym dysponuje Instytut Lotnictwa. Kontrolowany proces hamowania uzyskano dzięki złożu piasku umieszczonym w stanowisku hamującym, które zaprojektowano i zbudowano w ITWL. Przebieg każdego testu zderzeniowego czyli przelot i proces wbijania się sondy badawczej w piasek rejestrowany był przez kamerę do rejestracji zjawisk szybkozmiennych. Przy realizacji kluczowych testów wewnątrz sondy badawczej zabudowany był system rejestracji przeciążeń realizujący bezpośredni pomiar i zapis przeciążeń towarzyszących zderzeniom. Pierwszy etap badań służył potwierdzeniu poprawności przyjętej metodyki oraz opracowaniu procedur badawczych wykorzystywanych w dalszych badaniach. W zasadniczych badaniach wewnątrz sondy badawczej zabudowany był pakiet elektroniki kasety ochronnej rejestratora katastroficznego w celu potwierdzenia spełnienia wymagania dotyczącego przeciążenia. Wykonane badania potwierdziły osiągnięcie parametrów realizowanego doświadczenia spełniających wymogi normatywne warunków testów. Sprawdzenia poddanych testom elementów rejestratora katastroficznego dowiodły jego wytrzymałości na przeciążenie o wartości 3400 g. Zastosowane sposoby rejestracji przeciążenia pozwoliły potwierdzić osiągnięcie wymaganych wartości i charakteru zmian narażenia, któremu poddawana była sonda badawcza podczas testów zderzeniowych.

EN

The article describes methods for recording the course of a test probe crashing into an obstacle in the form of a sand bed and the consequent rapid deceleration process by the braking object. The tested probe is adapted for placing a catastrophic flight data recorder protection cassette inside of it. The tests were conducted in order to confirm the resistance of the protection cassette to a g-load of 3400g acting on the cassette for ca. 6.5 ms, as per the guidelines of the standards: European EuroCAE ED-112 and Polish NO-16-A200. The probe was accelerated to a required velocity using a DPZ-250 pneumatic cannon, owned by the Institute of Aviation. The controlled braking process was obtained thanks to a sand bed located within the braking station, which was designed and constructed at Air Force Institute of Technology (AFIT). The course of each crash test, that is, the flight and the process of a test probe crashing into the sand was recorded by a camera for recording fast transient phenomena. Conducting the crucial tests involved installing an overload recording system inside the test probe, which directly records and saves the overloads associated with collisions. The objective of the first test stage was to confirm the correctness of the adopted methodology and to develop test procedures used in further experiments. The essential tests involved installing a catastrophic flight data recorder electronics package inside the test probe in order to confirm satisfying the requirement in terms of overload. The executed tests confirmed reaching the parameters of the experiment, which satisfy the normative requirements of the test conditions. The checks of the tested catastrophic flight data recorder elements proved its resistance to a g-load of 3400 g. The applied g-load recording methods enabled the inspectors to confirm reaching the required value and the nature of changes of the hazards, the test probe was subjected to during the impact tests.

8

Komputerowa metoda oceny stanu technicznego kardanowego systemu nawigacji inercjalnej dla wysokomanewrowego samolotu wojskowego

Szelmanowski Andrzej, Nowakowski Mirosław, Jakielaszek Zbigniew, Rogala Piotr

Autobusy : technika, eksploatacja, systemy transportowe

|

2019

|

R. 20, nr 1-2

344--351

PL

W artykule przedstawiono komputerową metodę oceny stanu technicznego analogowych systemów nawigacji inercjalnej na podstawie analizy przebiegu wyznaczanej prędkości podróżnej. Przedstawiono zależności matematyczne opisujące wpływ błędów czujników prędkości kątowej i przyspieszeń liniowych (wykorzystywanych w systemach nawigacji inercjalnej stosowanych w lotnictwie wojskowym) na błędy obliczanych parametrów pilotażowo-nawigacyjnych (takich jak wartości składowych prędkości podróżnej i współrzędnych pozycji nawigacyjnej). Na przykładzie kardanowego systemu IKW-8 (eksploatowanego na pokładzie tzw. wysokomanewrowego samolotu wojskowego Su-22) przedstawiono możliwości pomiaru i analizy przebiegu prędkości podróżnej oraz kryteria oceny stanu technicznego systemu i wyznaczania tendencji jego zmiany.

EN

Paper presents the original computer-based method of the technical condition evaluation of the analog inertial navigation systems on the basis of the calculated inertial speed course analysis. There are presented the mathematical relationships describing the influence of the angular velocity and linear accelerations sensors errors (used in inertial navigation systems on board the military aircraft) with the relation to the discrepancies of the calculated pilot-navigational parameters (such as inertial speed components and navigational position coordinates). On the example of the Cardan navigation system IKW-8 (used on board the highly-maneuverable SU-22 aircraft) there are presented the inertial speed course measurement and analysis possibilities as well as the criteria of technical condition evaluation and determination of the tendency of its changes.