Wyniki wyszukiwania - BazTech

1

Projekt aerodynamiczny śmigłowca bezzałogowego o udźwigu 15 kg

Grzegorczyk K., Bronowicz J.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2008

|

Nr 3-4 (194-195)

264-271

PL

W pracy przedstawiono projekt aerodynamiczny śmigłowca dla którego wielkości podstawowych parametrów wyznaczono za pomocą metody statystycznej. Następnie dla przyjętej konfiguracji parametrów obliczono osiągi. Porównania i analizy prowadzone byly w oparciu o dane dostępnych na rynku śmigłowców lekkich i bezzałogowych oraz modeli śmigłowców. Poniższe opracowanie poza doborem i charakterystykami osiągowymi zawiera równiez ogólne informacje na temat bezzałogowych statków latających, w tym ich charakterystykę.

EN

In the paper the aerodynamic project of the helicopter is submitted, for which the basic parameters were defined with the help of statistic method. Then, for assumed helicopter configuration of parameters the machine performance was estimated. The comparisons and analyzes were led on the basis of the data of light and unmanned helicopters accessible on market and the models of helicopters. This paper beyond parameters selection and performance characteristics contains also general information on the subject of unmanned aircraft, including their characteristics and many examples of design solutions.

2

Sprowadzanie wyników pomiarów charakterystyk osiągowych śmigłowców do warunków zadanych

Bronowicz J.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2006

|

Nr 1-2 (184-185)

215-218

PL

Próby w locie wykonywane są zazwyczaj w warunkach atmosferycznych różnych od pożądanych czy oczekiwanych. Ponadto parametry lotu podczas prób najczęściej różnią się od założonych. Dlatego zawsze istnieje potrzeba sprowadzenia wyników pomiarów w locie do warunków zadanych. W referacie zostanie przedstawiona metoda sprowadzania do warunków zadanych wyników pomiarów w locie parametrów osiągowych śmigłowca.

EN

In-flight testing is usually performed in atmospheric conditions, which differ from the desired or expected ones. Moreover, the flight parameters during testing most frequently differ from those assumed. In the article, a method of importing the helicopter performance parameters measured in-flight to the applied conditions is presented.

3

Modelowanie ruchów kadłuba śmigłowca PZL SW-4 podczas uruchamiania silnika

Bronowicz J.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2004

|

Nr 2-3 (177-178)

139-143

PL

Podczas uruchomienia silnika zwykle śmigłowce doznają "kołysań" - ruchów podłużnych lub poprzecznych. Są to ruchy kadłuba na sprężystym podwoziu, które posiada również elementy tłumiące. Często ruchy te są znaczne i zależą od prędkości obrotowej wirnika. Można wyróżnić strefy prędkości obrotowej, przy których amplitudy ruchów są maksymalne. Największe amplitudy występują przy prędkościach obrotowych odpowiadających częstotliwościom drgań własnych kadłuba na podwoziu. Zwykle w zakresie prędkości obrotowych wirnika nośnego od 0 do prędkości obrotowej małego gazu na ziemi występują dwie najniższe częstotliwości drgań własnych, ale nie jest to regułą. Amplitudy drgań zależą od wielu parametrów konstrukcyjnych, od tempa narastania mocy silnika podczas uruchomienia, a także od położenia azymutalnego poszczególnych łopat w chwili rozpoczęcia rozruchu silnika. Do analizy ruchów kadłuba użyto modelu matematycznego rezonansu ziemnego uzupełnionego o człony bezwładnościowe wynikające z przyspieszeń kątowych łopat wirnika nośnego podczas rozruchu silnika. Sam przebieg narastania prędkości obrotowej wirnika w czasie (po uruchomieniu silnika) został przyjęty z pomiarów. Analizę wykonano metodą symulacyjną i ograniczono się do zbadania wpływu charakterystyki tłumików wahań łopat wirnika na wielkość amplitud drgań kadłuba.

EN

Usually within engine startup helicopters are subjected to "rocking" - longitudinal and transverse motions. They are motions of a fuselage on an elastic undercarriage, which has also damping elements. Often the motions are significant and depend on speed of rotor. Ranges of speed, at which amplitudes are maximal, can be distinguished. Highest amplitude appears at the rotational speed equal the natural frequency of the fuselage on the undercarriage. Usually two lowest natural frequencies appear in the range between zero and small run speed, however it is not a rule. Amplitudes of vibrations depend on many design parameters, on speed of engine power increase during startup, and also on azimuth position of particular rotor wings at the moment of the engine startup. For analysis of the fuselage motions a ground resonance model was used, which was supplemented with inertial elements resulting from angular acceleration of the main rotor wings during the engine startup. The time dependence of the rotor speed increase (after the engine startup) was taken from measurements. The analysis was performed with simulative method and was limited to investigation of the influence of the rotor wing dampers characteristics on the level of the fuselage vibrations amplitudes.

4

Główne kryteria waloryzacji złóż kamieni budowlanych i drogowych.

Bronowicz J., Figarska-Warchoł B., Karwacki A., Kolasa A., Magiera J., Rembiś M., Smoleńska A., Stańczak G.

Prace Naukowe Instytutu Górnictwa Politechniki Wrocławskiej. Konferencje

|

2003

|

Vol. 104, nr 37

3-15

PL

Rozważane są trzy zasadnicze aspekty waloryzacji złóż kamieni budowlanych i drogowych. Pierwszym są geologiczno-górnicze warunki występowania i wydobywania kopaliny, które powinny rozstrzygać o kierunku zagospodarowania złoża. Drugim aspektem są geologiczne uwarunkowania jakości kopaliny i uzyskiwanego z niej surowca, które wspólnie decydują o zakresie ich użyteczności. Trzecim aspektem są środowiskowe skutki eksploatacji i zastosowania kopaliny. Dlatego też dla waloryzacji złóż konieczne jest uwzględnienie szeregu czynników charakteryzujących warunki występowania i pozyskiwania kopaliny kamiennej, takich jak: geograficzne, geologiczne, środowiskowe i gospodarcze usytuowanie złoża, jego budowa geologiczna, wykształcenie serii złożowej, jakość kopaliny i jej zmienność w złożu, charakter petrograficzny kopaliny, jej właściwości fizyczno-mechaniczne i technologiczne, warunki udostępnienia i zagospodarowania złoża z uwzględnieniem relacji i oddziaływań na środowisko naturalne. Przyjęcie odpowiedniej hierarchii i wagi kryteriów stworzy możliwości obiektywnej oceny porównawczej wartości różnych złóż kamieni budowlanych i drogowych.

EN

Three main aspects of evaluation of the deposits of building and road stones were considered: geological and mining environment of the deposit, quality of a stone and a product and environmental impact of exploitation and application of a stone. The following parameters were taken into consideration: geographical, geological, environmental and economic aspects of the localization of the deposit, its geological structure, variability of the quality parameters within the deposit, petrography and mechanical properties of the stone, conditions of opening and exploitation of the deposit and impact on environment. Hierarchy and weighing of the parameters enabled objective comparision and classification of the deposits.

5

Symulacja obciążeń łopaty wirnika nośnego w nieustalonych stanach lotu śmigłowca

Bronowicz J.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2001

|

Nr 2-3 (165-166)

74--77

PL

W artykule omówiono metodę symulacji obciążeń łopaty wirnika nosnego dla lotu nieustalonego śmigłowca oraz przedstawiono wyniki symulacji dla wybranego manewru zrealizowanego podczas prób w locie. Obciążenia wyznaczone metodą symulacji porównano z wynikami prób w locie przeprowadzonymi na śmigłowcu W-3 Sokół podczas lotów NOE. Proces symulacji polega na obliczaniu obciążeń w funkcji czasu dla zadanych przebiegów czasowych parametrów sterowania i parametrów ruchu śmigłowca. Przebiegi czasowe parametrów sterowania i parametrów ruchu śmigłowca sa zadawane na podstawie doświadczenia lub są przyjmowane z prób, w których wykonywano manewry zbliżone do analizowanych lub manewry podobne. Do wyznaczenia obciążeń ekstremalnych często manewr rzeczywisty można zastąpić ekwiwalentnym stanem lotu. W tej analizie przebiegi czasowe parametrów sterowania i parametrów ruchu śmigłowca są przyjmowane z próby w locie. Programy komputerowe użyte do symulacji obciążeń były opracowane w ZBR PZL Świdnik przez autora artykułu. Wyniki symulacji mogą posłużyć m.in. do wyznaczenia granicznych stanów lotu śmigłowca z uwagi na wytrzymałość konstrukcji i/lub z uwagi na kolizję łopaty z elementami konstrukcji śmigłowca (np. z belką ogonową) ponieważ w trakcie symulacji można również obliczać ruchy i deformacje łopaty.

EN

A method of main rotor blade loads simulation during transient helicopter flight will be described in the work and results of the simulation for a particular maneuver made during flight test will be presented. The loads determined by the simulation method will be compared to results of flight test conducted on W-3 Sokół helicopter during NOE flights. The simulation process consists in calculating the loads as a function of time for assumed time distribution of control parameters and parameters of helicopter movement. The time distribution of both parameters are applied on the basis of experience or are taken from tests, within which maneuvers similar to the analyzed ones have been made. For determination of the extreme loads a real maneuver can be replaced by an equivalent flight condition. In the presented analysis time distribution of control parameters and helicopter movement parameters are taken from a flight test. The computer programs used for loads simulation have bee elaborated in research center of PZL-Świdnik Inc. by the author of this paper. The results of the simulation may be used for example for determination of limiting conditions of helicopter flight considering strength of the structure and/or considering a collision of a blade with other structural elements (for instance with a tail boom), because within the simulation movements and deformations of the blade may be calculated.

6

Analiza możliwości kolizji łopaty wirnika nośnego z belką ogonową śmigłowca PZL Sokół

Bronowicz J.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2000

|

Nr 1 (160)

117-120

PL

W artykule przedstawiono wyniki analizy, której celem było okreslenie dla śmigłowca W-3 Sokół granicznych warunków manewru śmigłowca, przy których możliwa jest kolizja łopaty wirnika nośnego z belką ogonową śmigłowca. Analiza polega na wyznaczeniu metodą symulacji komputerowej odległości łopaty wirnika od belki ogonowej śmigłowca, gdy łopata znajduje się nad belką ogonową, a właściwie odległości końca łopaty wirnika nośnego od osłony wału transmisji śmigła ogonowego. Gdy łopata wirnika nośnego znajduje się nad belką ogonową, to przy kącie stożka b=0 (łopata znajduje się w płaszczyżnie konstrukcyjnej wirnika) odległość końca łopaty od owiewki wału transmisji wynosi 1620 mm. Zatem kolizja łopaty z belką ogonowa może nastapić wtedy, gdy koniec łopaty wirnika znajduje się w odległości 1,62m poniżej płaszczyzny konstrukcyjnej wirnika. Jest to kryterium kolizji łopaty wirnika z belką ogonową.

EN

The paper presents results of the analysis, which had to evaluate the limiting conditions of helicopter manoeuvre, when the collision of helicopter's main rotor blade and tail boom is possible. The analysis consist in determining by computer simulation the distance between rotor blade and helicopter's tail beam, when the blade is just above the beam, especially the distance between the tip of the main rotor blade and the case of the tail propeller transmission shaft. When a blade is placed over the tail boom at the coning angle b=0 the distance between the blade tip and the transmission shaft deflector equals 1620 mm. So the collision of the blade and the tail boom may take place at the moment, when the rotor blade tip is placed at the distance of 1,62 m rotor's design plane. It is criterion of the collision of the rotor blade and the tail boom.

7

Niestateczność ruchu łopat śmigłowca SW-4 w płaszczyźnie obrotow wirnika na stanowsku do prób naziemnych

Bronowicz J., Hawrylecki W.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

1998

|

nr 2/3 (153/154)

183-187

PL

W artykule zostaną przedstawione problemy techniczne jakie wyniknęły podczas prób prototypu lekkiego śmigłowca, na etapie wstępnych prób jego układu napędowego. Polegały one na niestatecznej pracy wirnika. Ich przyczyną była niezamierzona zbieżność częstości drgań własnych mocowania wirnika na zakotwiczonym śmigłowcu na stoisku badawczum z częstością obrotów wirnika nośnego. Pokazano jak doświadczalnie i teoretycznie zdefiniowano przyczynę wspomnianej niestateczności. We wnioskach przedstawione jest postępowanie zaradcze.

EN

Engineering problems which appeared during preliminary stage of light helicopter's power unit tests will be presented in the article. They consisted in unstable rotor operation. Their reason was not intended coincidence of periodicity of rotor fixing on a helicopter anchored in test stand and main rotor rotational spped frequency. They way how experimentally and theoretically the reason of mentioned instability was identified. Remedial procedure is presented between conclusions.