Wyniki wyszukiwania - BazTech

1

A concept of two-staged spaceplane for suborbital tourism

Galiński C., Goetzendorf-Grabowski T., Mieszalski D., Stefanek Ł.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2007

|

Nr 4(191)

33-42

EN

The concept of simple two-staged spaceplane for suborbital tourism is presented in this paper. Flying wing configuration is proposed for the first stage mothership and cranked delta wing for spaceplane. It is assumed that the spaceplane will be rigidly connected behind the mothership, so that the spaceplane's wing will act as a horizontal stabilizer for the assembly. Predicted advantages of such assembly are discussed, as well as potential problems that may arise during the development. Undertaken and planned research tasks are briefly mentioned at the end.

PL

Artykuł prezentuje koncepcję prostego dwustopniowego samolotu kosmicznego przeznaczonego do turystyki suborbitalnej. Proponuje się zastosowanie układu latającego skrzydła dla nosiciela i pasmowego skrzydła delta dla rakietoplanu. Zakłada się przy tym, że rakietoplan będzie zawieszony sztywno za nosicielem, w taki sposób, że skrzydło rakietoplanu będzie mogło odgrywać rolę statecznika poziomego całego układu. Omówiono przewidywane zalety takiego zespołu, problemy jakie mogą wynikąć w trakcie projektowania oraz podjęte i planowane prace badawcze.

2

Projekt samolotu Male UAV o podwyższonym poziomie niezawodności

Goetzendorf-Grabowski T., Frydrychewicz A., Goraj Z., Suchodolski S.

Zeszyty Naukowe Politechniki Świętokrzyskiej. Mechanika

|

2004

|

Z. 80

155-160

PL

W artykule przedstawiono założenia projektowe samolotu MALE UAV o podwyższonej niezawodności. Zamieszczono kolejne wersje rozwojowe projektu CAPECON wykonywanego w Politechnice Warszawskiej w ramach V PR UE. Partnerami w projekcie CAPECON są największe europejskie firmy lotnicze (EADS, Eurocopter, Agusta, IAI), instytuty badawcze (ONERA, DLR, NLR) oraz Politechniki (Turyńska, Neapolitańska oraz Bolońska).

EN

Initial requirements for MALE UAV design of an increased reliability have been presented. The successive design phases of PW-103 have been shown and described. This unmanned aircraft has been designed in Warsaw University of Technology within the framework V of European Union. The foreign partners in this project are the key aeronautical player in the Europe, namely EADS, Eurocopter, Agusta, IAI, SSC, ONERA, DLR, NLR, Torino University, Napoli University, Bologne University and others. Project CAPECON No GRD1-2001-40162 supported by European Union.

3

Obliczenia aerodynamiki samolotów bezzałogowych z wykorzystaniem pakietu VSAERO

Figat M., Goetzendorf-Grabowski T., Goraj Z.

Zeszyty Naukowe Politechniki Świętokrzyskiej. Mechanika

|

2004

|

Z. 80

125-130

PL

Praca przedstawia zastosowanie pakietu VSAERO, opartego na klasycznej metodzie panelowej wzbogaconej o model warstwy przyściennej, do obliczeń charakterystyk aerodynamicznych samolotów bezzałogowych. Zawiera obliczenia przykładowe realnych samolotów w klasie MALE i HALE.

EN

This paper presents application of VSAERO package, based on classical panel method and enhanced on boundary layer method, to calculate aerodynamic characteristics of unmanned aircraft. Included computational examples present both MALE & HALE aircraft developed in WUT.

4

High altitude long endurance unmanned aerial vehicle of a new generation - a design challenge for a low cost, reliable and high performance aircraft

Goraj Z., Frydrychewicz A., Świtkiewicz R., Hernik B., Gadomski J., Goetzendorf-Grabowski T., Figat M., Suchodolski S.

Bulletin of the Polish Academy of Sciences. Technical Sciences

|

2004

|

Vol. 52, nr 3

173-194

EN

This paper describes a design process of HALE PW-114 sensor-craft, developed for high altitude (20 km) long endurance (40 h) surveillance missions. Designed as a blended wing (BW) configuration, to be made of metal and composite materials. Wing control surfaces provide longitudinal balance. Fin in the rear fuselage section together with wingtips provide directional stability. Airplane is equipped with retractable landing gear with controlled front leg that allows operations from conventional airfields. According to the initial requirements it is twin engine configuration, typical payload consists of electro-optical/infra-red FLIR, big SAR (synthetic aperture radar) and SATCOM antenna required for the longest range. Tailless architecture was based on both Horten and Northrop design experience. Global Hawk was considered as a reference point - it was assumed that BW design has to possess efficiency, relative payload and other characteristics at least the same or even better than that of Global Hawk. FLIR, SAR and SATCOM containers were optimised for best visibility. All payload systems are put into separate modular containers of easy access and quickly to exchange, so this architecture can be consider as a "modular". An optimisation process started immediately when the so-called "zero configuration", called PW-l11 was ready. It was designed in the canard configuration. A canard was abandoned in HALE PW-113. Instead, new, larger outer wing was designed with smaller taper ratio. New configuration analysis revealed satisfactory longitudinal stability. Calculations suggested better lateral qualities for negative dihedral. These modifications, leading to aerodynamic improvement, gave HALE PW-114 as a result. The design process was an interdisciplinary approach, and included a selection of thick laminar wing section, aerodynamic optimisation of swept wing, stability analysis, weight balance, structural and flutter analysis, many on-board redundant systems, reliability and maintability analysis, safety improvement, cost and performance optimisation. Presented paper focuses mainly on aerodynamics, wing design, longitudinal control and safety issues. This activity is supported by European Union within V FR, in the area Aeronautics and Space.

5

Application of the non-linear filtering method to determination an optimal control of aircraft manoeuvres

Goetzendorf-Grabowski T.

Research Bulletin / Warsaw University of Technology, Institute of Aeronautics and Applied Mechanics

|

2001

|

nr 11

95-98

EN

The paper presents an application of the non-linear filtering method to determination the optimal control function of the aircraft manoeuvres. Theoretical grounds of the filtering problem and the main idea of its application for the identification problem were shown. The method, originally applied to a parametrical identification was adapted to determination a control function. A mathematical model of an aircraft flight was developed for considered case. Paper shows the results of a numerical example for a fire fighting aircraft. The calculation results concern control function determination and parametrical identification as well.

6

Testy numeryczne identyfikacji charakterystyk aerodynamicznych metodą filtracji nieliniowej

Goszczyński J., Goetzendorf-Grabowski T., Maryniak J.

Zeszyty Naukowe Katedry Mechaniki Stosowanej / Politechnika Śląska

|

1999

|

z. 10

109-116

PL

W pracy przedstawiono wyniki przeprowadzonych testów numerycznych identyfikacji charakterystyk aerodynaniiicznych obiektu latającego przy wykorzystaniu metody fihracji nieliniowej (FN). Przeprowadzono dyskusję otrzymanych wyników przedstawionych w formie graficznej.

EN

The paper presents a result of a numerical test of the non-linear filtering method of unknown parameter identification. Identification of the aerodynamic characteristics of flying object was carring out from numerical simulation. Results are discussed and presented on the diagrams.

7

Algorytm identyfikacji parametrów obiektu latającego w czasie rzeczywistym. Częśc 2. Zastosowanie

Goetzendorf-Grabowski T., Goszczyński J., Maryniak J., Michalski W.

Zeszyty Naukowe Politechniki Rzeszowskiej. Mechanika

|

1998

|

z. 51[168], t.1

141-148

PL

Przedstawiono wskazówki przydatne do wdrożenia do praktyki identyfikacji metod estymacji przed modelowaniem oraz filtracji nieliniowej. Obie metody zastosowano do identyfikacji obiektu latającego modelowanego w postaci punktu materialnego z oporem powietrza proporcjonalnym do kwadratu prędkości. Wyniki otrzymane podczas obliczeń testowych, a przede wszystkim dość duża zbieżność metod oraz niewielka wrażliwość na błąd początkowy są zachęcające do dalszych badań.

EN

Hints useful to implement the estimation-before-modelling and nonlinear filtering methods to the practice of the identification are shown. Both methods have been applied to a simple example as the particle flight with drag proportional to the square of its velocity. The results of the numerical tests can be recognised as very interested. Good convergence and robustness of the algorithms should be emphasised. This work will be continued. This investigation was supported by Polish State Committee for Scientific Research (grant no 9T12C 006 08).

8

Modelowanie oraz symulacja numeryczna zrzutu wody z samolotu pożarniczego

Goetzendorf-Grabowski T.

Zeszyty Naukowe Katedry Mechaniki Stosowanej / Politechnika Śląska

|

1998

|

z. 6

107-112

PL

W pracy przedstawiono zagadnienie zrzutu wody z samolotu przeciwpożarowego PZL-106 "Kruk". Zdefiniowano model fizyczny i matematyczny. Wykonano symulację numeryczną zrzutu wody i przedstawiono wyniki w postaci przebiegów czasowych. Zbadano różne warianty sterowania samolotem.

EN

Paper presents problem of the water dropping from the PZL-106 "Kruk" fire fighting aircraft. The physical and mathematical model was defined. The numerical simulation of the water dropping was done and results were presented in the time series form. Some different cases of control were tested.

9

Numerical analysis of rapid, high angle of attack manoeuvres

Goetzendorf-Grabowski T.

Research Bulletin / Warsaw University of Technology, Institute of Aeronautics and Applied Mechanics

|

1998

|

nr 8

199-204

EN

This paper presents numerical analysis of rapid, high angle of attack manoeuvres. The physical and mathematical models of an aircraft motion were shown. Paper contains selected results of the following manoeuvres: - water bomb dropping from the fire fighting aircraft PZL-106 Kruk, - theoretically predicted Cobra manoeuvre for the jet combat aircraft Skorpion (project developed in PZL-Okęcie). Calculations for Cobra manoeuvre were performed in the extended range of the angle of attack (from 0° to 90°).

10

Aerodynamika i dynamika konfiguracji dwupłata

Goraj Z., Błaszczyk P., Goetzendorf-Grabowski T.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

1998

|

nr 4 (155)

45-60

PL

W pracy przeprowadzono analizę aerodynamiczną i dynamiczną konfiguracji dwupłata. Do wyznaczenia podstawowych charakterystyk układu zastosowano metody panelowe: metodę Hessa dla płatów grubych i metodę siatki wirowej VLM dla płatów cienkich. Wykonano obliczenia dla kilku różnych przesunięć płatów w pionie i w poziomie i stwierdzono, że przesunięciu dolnego płata do tyłu względem płata górnego przy stałym kącie natarcia towarzyszy nieznaczny wzrost oporu indukowanego i spadek gradientu siły nośnej oraz wzrost bezwzględnej wartości ujemnej gradientu momentu pochylającego. Wzrost oporu i spadek gradientu siły są niekorzystne ze względu na osiągi, natomiast wzrost gradientu momentu powoduje wzrost statystycznego zapasu stateczności podłużnej. W pracy zawarto również analizę wpływu geometrii dwupłata na kąty odchylenia strug oraz na stateczność dynamiczną. Stwierdzono, że kąt odchylenia strug za dwupłatem jest znacznie większy niż w przypadku jednopłata i początkowo rośnie, a potem maleje w funkcji wzrastającego rozstawu dwupłata. Obliczenia stateczności dynamicznej przeprowadzono dla płata zastępczego i stwierdzono, że zmiany pochodnych aerodynamicznych, aczkolwiek spore w wartościach bezwzględnych, nie powodują istotnych zmian w uzyskanych wynikach stateczności dwupłata w porównaniu do wyników dla płata zastępczego. Praca przedstawia ponadto metodę obliczania wybranych pochodnych aerodynamicznych układu dwupłata. Zamieszczone wyniki obliczeń mają charakter ogólny i mogą być użyteczne przy podejmowaniu decyzji projektowych.

EN

Paper describes an engineering approach to aerodynamic and dynamic analysis of biplane configuration. Main aerodynamic characteristics were computed by means of panel methods - so-called modified Hess method for thick wings and bodies and Vortex Lattice Method for thin lifting surfaces. Different gaps and staggers and their influence on aerodynamic characterstics have been analysed. It was found that shifting back of bottom wing at the angle of attack being constant results in small increase of induced drag and considerable decrease of the lift-curve slope as well as an increase of absolute value of negative pitching-moment-curve slope. The increase of drag and decrease of the lift-curve slope are disadvantageous for biplane performances, whereas the increase of absolute value of negative pitching-moment-curve slope moves neutral point of stability back (what is advantageous from the stability point of view ). An influence of biplane geometry on the downwash in the vicinity of horizontal plane and aircraft dynamic stability are also discussed. It was found that downwash behind a biplane is considerable greater than in the case of corresponding monoplane - it is growing at the beginning, then decreases as gap increases. An aerodynamically equivalent monoplane was used to compute dynamic stability. It appeared that stability derivatives of biplane, a number of which differ in their absolute values considerable from the corresponding derivatives of monoplane, do not involve seroius changes in stability characteristics (such as time to double or periods of oscillations). So, both configurations (orginal biplane and its equivalent monoplane) show almost the same dynamic characteristics. Moreover, paper prestents a simple, effective method of computing of selected stability derivatives for biplane. Most of presented results have general significance and can be useful in design practice.