Wyniki wyszukiwania - BazTech

1

Wpływ komponentów syntetycznych na właściwości paliwa do turbinowych silników lotniczych

Białecki Tomasz, Gawron Bartosz, Głąb Jadwiga

Przemysł Chemiczny

|

2020

|

T. 99, nr 3

391--396

PL

Przedstawiono wyniki badań właściwości dwóch komponentów syntetycznych i ich mieszanin z paliwem lotniczym pochodzenia naftowego, dopuszczonych przez normę ASTM D 7566 do stosowania w turbinowych silnikach lotniczych. Ponadto scharakteryzowano ścieżkę certyfikacji komponentów syntetycznych do stosowania w przemyśle lotniczym. Wyniki badań paliw testowych obejmowały wybrane parametry dotyczące m.in. odparowania, płynności, procesu smarowania oraz spalania.

EN

Paraffinic hydrocarbons from hydroprocessed esters and fatty acid (HEFA), synthetic paraffinic kerosene (alc. to jet ATJ) and their blends with fossil jet fuel were tested for d., viscosity (at –20°C and –40°C), fractional compn., arom. (esp. naphthalenes) compd. content, non-smoking flame height, flash point and lubricity. The min. required content of arom. compds. in mixts. was 8% by vol. An increase in the viscosity of mixts. with both HEFA and ATJ was obsd. as compared to fossil jet fuel. With an increase in the content of synthetic components in the mixts., the flash point and height of the non-smoking flame increased, but the content of naphthalenes decreased. The lubricity of fuels met the assumed requirements.

2

Analysis of the bearing nodes loads of turbine engine at an unmanned helicopter during a jump up and jump down maneuver

Wendeker M., Czyż Z.

Eksploatacja i Niezawodność

|

2016

|

Vol. 18, no. 1

89--97

EN

The article is part of the work, which was made to systematize the operating conditions of bearing loads in the rotor assembly of FSTC-1 turbine engine, which is designed in the Department of Thermodynamics, Fluid Mechanics and Aviation Propulsion Systems at Lublin University of Technology. This engine assumes the use of the gas bearing in compressor drive unit to improve the operating characteristics. This is justified by difficult working conditions associated with high speeds, high temperatures and difficult access, as in the case of gas bearings is not a major problem. A mathematical model of possible states of load bearing nodes in compressor drive unit was also presented. Load analysis was carried out for maneuver jump up and jump down based on the time course of geometric altitude from the radio altimeter based on real tests of a manned PZL W3-Sokol helicopter. The dependence of the altitude changing during the time was approximated by the least squares method and then the velocity and acceleration changes were determined. On this basis, the forces acting on the bearing in compressor drive unit under static and dynamic conditions were calculated. These values will be confronted with the values obtained during other maneuvers, and will be used as input assumptions to project of the gas bearings.

PL

Artykuł stanowi część prac, w których dokonano usystematyzowania eksploatacyjnych stanów obciążeń łożysk zespołu wirnikowego silnika turbinowego FSTC-1, który projektowany jest w Katedrze Termodynamiki, Mechaniki Płynów i Napędów Lotniczych na Politechnice Lubelskiej. Silnik ten zakłada zastosowanie w zespole wytwornicowym łożysk gazowych w celu poprawy właściwości eksploatacyjnych. Jest to uzasadnione trudnymi warunkami pracy związanymi z dużymi prędkościami obrotowymi, wysokimi temperaturami oraz trudnym dostępem, co w przypadku łożysk gazowych nie stanowi większego problemu. Przedstawiono również matematyczny model możliwych do wystąpienia stanów obciążeń węzłów łożyskowych zespołu wytwornicowego. Analizę obciążeń przeprowadzono dla manewru skok w górę i skok w dół na podstawie przebiegu czasowego wysokości geometrycznej z radiowysokościomierza w oparciu o rzeczywiste badania załogowego śmigłowca PZL W3-Sokół. Zależność zmiany wysokości w czasie aproksymowano metodą najmniejszych kwadratów a następnie wyznaczono dla niej zmiany prędkości oraz przyspieszeń. Na tej podstawie wyznaczono wartości sił działające na łożyska zespołu wytwornicowego w warunkach statycznych jak i dynamicznych. Wartości te zostaną skonfrontowane z wartościami uzyskanymi podczas innych manewrów oraz posłużą, jako założenia wejściowe do projektu łożysk gazowych.

3

Identification of design parameters for microgasturbine engines

Czarnecki M.

Journal of KONES

|

2015

|

Vol. 22, No. 4

79--85

EN

The research object consists study of simplified turbojet engine known as a Schreckling design. Simplified layout is related to single centrifugal compressor and single axial turbine design (1R-1T). Presented design is favoured in model gasturbines that uses common compressor rotor from automotive turbochargers. Input data for further calculations was obtained from Garret turbo systems compressor performance maps. Total pressure and total to static stage efficiency was assumed from map of contours at maximum stage efficiency. Additional data from database allowed determining outer diameter and rotational speed of the compressor rotor. Collected data was applied to gasturbine thermogasdynamics model. Decision variables: mass flow rate from 0.1-0.8 [kg/s] range, and exhaust gas temperature from 800-1200 [K] range was taken into account. Turbine expansion ratio was calculated with thermo-mechanical coupling conditions for engine continuous operation. Calculated engine thrust and specific fuel consumption was presented in reference to AMT Netherlands microgasturbine range. Presented results allow to rapid identification of design parameters at early stage of design Obtained results allow to omit thermogasdynamics calculations and focus on the design of the individual engine components. Number of computational models is reduced by 20-30% in reference to given assumptions.

4

A unified method of identification and optimization of airfoils for aircrafts, turbine and compressor blades

Ziętarski S., Kachel S., Kozakiewicz A.

Advanced Technologies in Mechanics

|

2015

|

Vol. 2, no. 3 (4)

2--15

EN

Topics below are rather undesired, but important, outcome not yet completed research on the aircraft airfoils, turbine and compressor blades, parametric design of airfoils, establishing the relationships based on the results of experiments in a wind tunnel, developing databases for determining the relationships between airfoil parameters and lift and drag coefficients. Reliable database created as a result of the research work allows to simulate the wind tunnel. Very early on, however, was necessary to extend the developed specialized software for a new applications, and it meant the need for generalization of software, e.g. for gas turbine engines, propellers, etc. But after some time it turned out, that in order to achieve the required accuracy, the changes are needed in the underlying assumptions, set decades ago. In addition, coordinate measuring machines and systems, and associated software were not always as accurate as expected. Concepts how to solve it and develop software carrying out these tasks are presented in the article. It is like to withdraw from the old path and look for a new path that will lead to the reliable data base. Processes related to air or gas flow should be similarly defined in all the specialized software applications (e.g. aircrafts and turbine engines). Accuracy (10-9 mm) achieved in virtual measurements within the integrated system can be used to verify the results of CMM and other measuring systems, provided that an appropriate software has been developed.

5

Monitorowanie drganiowe układów wirnikowych okrętowych silników turbinowych — moduł diagnostyczny stanów nieustalonych

Grządziela A., Vidan P., Racić N.

Zeszyty Naukowe Akademii Marynarki Wojennej

|

2014

|

R. 55 nr 4 (199)

5--20

PL

W artykule przedstawiono cele i metody diagnostyki drganiowej okrętowych turbinowych silników spalinowych ze szczególnym uwzględnieniem badań w procesie rozruchu i zatrzymania silnika. Dokonano podziału metod na jakościowe i ilościowe oraz przedstawiono ich zakres stosowalności. Przedstawiono rolę baz danych identyfikujących cechy charakterystyczne parametrów drganiowych analizowanych w trybie on-line. Scharakteryzowano i sklasyfikowano metodę badań w stanach nieustalonych oraz przedstawiono wrażliwość symptomów drganiowych na występujące uszkodzenia. Przedstawiono metodykę identyfikacji uszkodzeń układów wirnikowych w procesie wybiegu silnika.

EN

The article presents objectives and methods for vibration diagnostics of marine turbine internal combustion engines with special emphasis on the start and stop processes of the engine. It divides the methods into qualitative ones and quantitative ones and shows the scope of their use. It also presents the role of data bases which identify properties of vibration parameters analyzed on-line. It characterizes and classifies the method used for investigations in transient states and it also presents the sensitivity of vibration symptoms to occurring damage. It also presents procedures used to identify damage in rotor systems in the process of engine coasting.

6

Balancing energy processes in turbine engines

Balicki W., Głowacki P., Szczeciński S., Korczewski Z., Kozakiewicz A., Szczeciński J.

Polish Maritime Research

|

2014

|

nr 4

48--56

EN

The article discusses the issue of balancing energy processes in turbine engines in operation in aeronautic and marine propulsion systems with the aim to analyse and evaluate basic operating parameters. The first part presents the problem of enormous amounts of energy needed for driving fans and compressors of the largest contemporary turbofan engines commonly used in long-distance aviation. The amounts of the transmitted power and the effect of flow parameters and constructional properties of the engines on their performance and real efficiency are evaluated. The second part of the article, devoted to marine applications of turbine engines, presents the energy balance of the kinetic system of torque transmission from main engine turbines to screw propellers in the combined system of COGAG type. The physical model of energy conversion processes executed in this system is presented, along with the physical model of gasodynamic processes taking place in a separate driving turbine of a reversing engine. These models have made the basis for formulating balance equations, which then were used for analysing static and dynamic properties of the analysed type of propulsion, in particular in the aspect of mechanical loss evaluation in its kinematic system.

7

Criteria for the assessment of the engine efficiency of the multi-purpose aircraft missions

Wygonik P.

Journal of KONES

|

2014

|

Vol. 21, No. 3

301--307

EN

The problem of design parameters selection of the turbine engine is the most important task at the preliminary design stage of the multi-purpose aircraft. A special feature of the multi-purpose aircraft mission is a sudden (even pulse) weight change, especially its decrease as a result of discharge of cargo bombing or rockets due to the ammunition consumption during air combat manoeuvring. In this article the attempt to use economic and mass criteria to assess the impact of the type of air missions on the choice of the design parameters of the engine was done. As the design, parameters there were selected the following measures: compression ratio, the turbine temperature and the bypass ratio. A mathematical model of the engine – aircraft – air task system was built (taking into account the flight conditions, the mission elements – the subsonic and supersonic flight, flight time, thermo-gas-dynamic and mass model of the engine). The model enables to conduct the simulation research of the complex flight missions and their assessment on the basis of the constructed criteria. The model includes a parametric description of physical processes in the turbofan engine, thereby allowing a direct assessment of the impact of the selection of engine parameters on the effectiveness of the mission. The paper presents the results of calculations according to the classical criteria (e.g. kilometre fuel consumption, specific fuel consumption of the engine). New criteria for evaluation were presented; they are the energy efficiency of complex mission of an aircraft and the relative total and specific fuel consumption. The values of circuit parameters that need to be taken as design constraints for the engine to allow the implementation of the aviation missions were determined. The results are shown in an illustrative way on the number of graphs.

8

Some problems resulting from powering of turbine engines by liquified petroleum gas (LPG)

Balicki Wł., Kalina P., Snopkiewicz K., Irzycki A.

Journal of KONES

|

2013

|

Vol. 20, No. 4

17--22

EN

There has been observed for several years a number of attempts to introduce for everyday use small power units which utilize turbine engine as propulsion unit (the U.S., Japan, and Europe). Efficiency increase of such devices is achieved by improving of turbine engine design as well as utilizing of exhaust gas thermal energy to heat the compressed air supplied to combustion chamber and, for example to heat usable water. Significant orientation of turbine engine improvements lead to the modernization of combustion processes by applying of gaseous fuels (such as compressed natural gas) or implementation of high-temperature catalytic combustion. The purpose of these changes reduction of hydrocarbons, carbon monoxide and nitrogen oxides emissions. In Propulsion Department of Aviation Institute a scientific project has been realized, in which the object of study was aircraft turbine engine powered by a liquid propane-butane mixture. The paper presents some results of engine tests carried out, especially concerning feeding system, special fuel system applied LPG pumping systems with the use of sliding-vane pump and by means of pressure reservoir and combustion process of LPG atomized with the use of original GTD-350 vortex injector, adapted for aviation kerosene Jet-A.

9

Investigation of the dynamic properties of engine fan titanium rotor blades in a high manoeuvrability aircraft in FOD aspect

Szczepanik R.

Journal of KONES

|

2013

|

Vol. 20, No. 2

371--376

EN

A current problem concerning the use of military and civilian aircraft is the damage caused to turbine compressor blades by ‘foreign objects’. Here the term ‘foreign objects’ means small stones, pieces of metal, cement pitch, asphalt, etc., left on runways and taxiways. Foreign objects also include ice and iced lumps of snow as well as birds sucked into aircraft engine air ducts. All such objects pose a serious threat to proper engine operation. They are very harmful in two respects. One is the direct danger during flight when a bird or some other object is sucked into the engine. The other danger is in what might occur in later flights if the engine, especially the compressor and turbine blades, are not inspected for durability reassessment. This paper presents an analysis of how the size and distribution of defects on blade edges affect, the frequencies and fatigue strength of titanium blades in the first four stages of a high manoeuvrability jet engine fan (low pressure compressor). In particular, damaged high manoeuvrability aircraft fan stage rotor blades and measured natural vibration frequencies and logarithmic decrement of damping of high manoeuvrability aircraft fan titanium blades are presented in the paper.

10

Testing of initiation of rotating detonation process in hydrogen - air mixtures

Balicki W., Irzycki A., Łukasik B., Snopkiewicz K.

Journal of KONES

|

2012

|

Vol. 19, No. 2

25-34

EN

The paper presents results of some research work done in the project, which aims to apply of an innovative combustion chamber to the turbine engine. Expected benefits of using of a new chamber in which classical deflagration type combustion process would be replaced with a detonation combustion type, arise from greater efficiency of FickettJacobs cycle, which corresponds to rotating detonation combustion, in comparison to "classical" Brayton cycle, characteristic of deflagration combustion. The presented task concerned fundamental research carried out on test bench designed and built at the Institute of Aviation in Warsaw. To initiate the detonation combustion in the fuel-air mixtures the ignition device of appropriately high energy is necessary. The released energy should be directed to the area where the mixture has proper constitution - preferably close to stoichiometric one. Four different ignition manners were examined in the course of research: electrical ignition system adapted from turbine engine (semiconductor spark plug), powder charge ignition (handgun cartridges), detonation primer ignition using pentryt, and high voltage discharge (plasma jet). The appearance of detonation type combustion was identified on the basis of combustion gas pressure run, measured using piezoelectric sensors at a frequency of 1 MHz.

11

Study of combustion chamber with a rotating detonation

Łukasik B., Rowiński A., Irzycki A., Snopkiewicz K.

Journal of KONES

|

2012

|

Vol. 19, No. 2

313-320

EN

Institute of Aviation in Warsaw realizes the project concerning the application of the phenomenon of combustion with rotating detonation to the combustion chamber designed and destined for turbine engines. The test chamber is adapted for supplying both with liquid (aviation kerosene) and gaseous fuels in the form of mixture with compressed air. It is equipped with a probe for pressure and temperature measurements inside the flame tube as well as at its inlet and outlet sections. The measuring system allows measurement of physical phenomenon at low (1 kHz) and high (1 MHz) frequencies. Electric signals representing temperature and pressure sensor's measuring quantities, fuel and compressed air supply systems parameters and ignition-triggering values are collected using data acquisition system controlled by a computer. The prototype of the combustion chamber was examined at the especially designed test facility to determine at quasi-static operating conditions its following characteristics: speed of inside shock wave, exhaust gas thermodynamic parameters and ignition and going-out limits of gaseous fuel. In this article construction of test bench, schematic diagrams of measurement and power supply systems as well as the research process, the way of measurement data analysis recorded during the carried-out experiments and data validation manner are detailed described. The method of measurement data processing, the resulting graphs, and the conclusions of the study are presented as well.

12

Możliwość zastosowania silnika Diesla w lekkim śmigłowcu

Magryta P., Majczak A.

Autobusy : technika, eksploatacja, systemy transportowe

|

2012

|

R. 13, nr 4

98-103

PL

W artykule zaprezentowano koncepcję zastosowania silnika Diesla jako jednostki napędowej lekkiego śmigłowca. Przedstawiono zalety i wady takiego rozwiązania w porównaniu z obecnie stosowanymi silnikami turbowałowymi. Proponowany silnik jest proekologiczną jednostką napędową ze względu na znacznie mniejszą emisję toksycznych składników spalin w porównaniu do silników turbowałowych. Jednocześnie poruszono problemy, które muszą być uwzględnione w aspekcie zamontowania silnika Diesla w śmigłowcu. Przedstawiono również główne parametry silnika, którymi powinien się on charakteryzować, aby zapewnić wymaganą moc i osiągi niezbędne do napędu lekkiego śmigłowca.

EN

The paper presents the concept of a diesel engine application as a power unit in a lightweight helicopter. The authors present the advantages and disadvantages of this design compared to existing turbine engines. The proposed engine is eco-friendly power unit due to the much less toxic exhaust emissions compared to turbo shaft engines. The paper also presents the problems that must be considered in the context of a diesel engine mounted in the helicopter. In the end the paper the main engine parameters, which should be characterized to ensure the required power and performance necessary to drive a light helicopter are presented.

13

The Limitation Of Use Of Biocomponents In The Form Of Fatty Acid Methyl Esters Based On Analysis Of Elected Turbine Fuel Properties

Dzięgielewski W.

Journal of Polish CIMAC

|

2009

|

Vol. 4, no 2

41-47

EN

This paper describes part of results of research work consisting in testing the possibility to use biocomponents in fuels for turbine engines. Because of some similarity and availability as well as that this is the first stage of work, the fatty acid methyl esters (FAME) (from rapeseed oils) were used as the basis biocomponent. Up till now, this ester was used as component of fuel for compression engines. There is no proved information on other use of FAME. The aim of research work is to show possibilities or rather restrictions and risk in case of new application. Some behaviour of biofuels or biocomponents are known. The common virtue is perfect lubricity, and the flaw is chemical and thermal stability. But, these are not only parameters we should notice analysing the applicability. This paper also tries to show other properties, that could restrict the use. It presents biofuels laboratory test results and points the expected problems in case of practical use of such mixtures. The results would be base to engine bench testing.

14

Wyzwania konstrukcyjne dla przekładni stożkowych stosowanych w lotniczych silnikach turbowentylatorowych

Sowa J.

Zeszyty Naukowe Politechniki Rzeszowskiej. Mechanika

|

2008

|

z. 75 [259]

205-210

PL

Publikacja ta ma na celu przybliżenie czytelnikom wymagania, jakie są stawiane projektowanym kołom zębatym stożkowym stosowanym w układach napędów silników turbowentylatorowych. Przedstawione zostaną zarówno trudne warunki pracy kół, ich wpływ na niezawodność silnika, oraz w konsekwencji na bezpieczeństwo lotu.

EN

This paper is focused to present for wide readers technical requirements which are generated and has to be met during design process for aircraft turbo-fan engine bevel gears. The paper presents demanding operation condition, but also operating regimes and its influence on part sand engine reliability.

15

Thermodynamics and mass selection criterions of low bypass turbine engine parameters for multi-purpose

Wygonik P.

Journal of KONES

|

2008

|

Vol. 15, No. 2

543-551

EN

Parameters of the turbofan engine comparative cycle (turbine inlet temperature, compression of compressors), by-pass ratio, fan compressor, (or low pressure compressor) are the most important engine parameters which determine their characteristics and construction. In order to fulfill the task there is a necessity for searching the optimum parameters for the system. The most important equation that binds airplane and engine characteristics is mass balance equation. The sum of engine mass and fuel mass was called total engine-fuel mass. In the paper specific total engine mass index was introduced (gamma 2). This index is equal to total engine-fuel mass divided by thrust in design point. Impact of the choice of the design point on the total mass index of the engine and the fuel used up was presented for different airplane mission. The next problem is to find those thermodynamics parameters (compression ratio, turbine inlet total temperature, bypass ratio) which give minimum of total mass of engine and consumed fuel for different airplane missions. A very important parameter that plays the part in fuel consumption is airplane flight time. The most important conclusion is that the best thermodynamics parameters from minimum mass criterion are less than for minimum specific fuel consumption.

PL

Parametry obiegu porównawczego dwuprzeplywowego turbinowego silnika odrzutowego determinują jego charakterystyki i schemat konstrukcyjny. W pracy przedstawiono problem poszukiwania optymalnych wartości parametrów termogazodynamicznych obiegu porównawczego silnika turbinowego. Do tych parametrów zaliczono: spręż całkowity sprężarki, temperaturę przed turbiną, stopień podziału strumieni. Przedstawiono wpływ wybranych warunków lotu, sprężu sprężarki i temperatury przed turbiną na zmianę ciągu jednostkowego i jednostkowego zużycia paliwa. Jako kryterium optymalizacji wybrano sumaryczną masę silnika i paliwa, wymaganą do wykonania zadania lotniczego. Wykorzystano, zbudowany na potrzeby innych prac, model silnika, który jest funkcją parametrów termogazodynamicznych. Wyprowadzono zależności pozwalające na optymalizację jednostkowej masy sumarycznej (jako kryterium bezwymiarowego). Przeprowadzono szereg obliczeń, których wyniki przedstawiono na wykresach. Wykazano, że na podstawie wybranego kryterium optymalizacji, jakim jest sumaryczna masa silnika i paliwa, można wyznaczyć wartości sprężu sprężarki, dla których wskazane kryteria oceny masy osiągają swoje minimum.

16

Criteria of aircraft engine parameters evaluation for multi-purpose aircraft

Wygonik P.

Journal of KONES

|

2007

|

Vol. 14, No. 2

571-578

EN

At the stage of a power unit selection for a multi-purpose aircraft the problem of mutual relations between the dimension of an aircraft and an engine should be solved. Starting from the motion equation of an aircraft and the theory of similarity the criteria and performance were determined which connect in a geometrical and power way the engine and the aircraft. The analysis of the influence of flight conditions and the parameters of an engine comparative cycle on the geometrical dimensions was conducted. In the paper it was shown that the fundamental flight stage which determines the relations between the geometrical parameters of the aircraft and the engine is the take-off or supersonic flight on the big altitude. Usually the parameters selection of the turbine engine thermal cycle is done on the basis of the internal characteristics of the engine, such as specific thrust and specific fuel usage. In case of the turbofan engine model with the mixer, afterburner, and the aircraft model (with simplified aerodynamic and mass characteristics) the influence of the cycle parameters on the performance and aerodynamic lift/drag ratio, the agreed range and the theoretical range was described. The next problem is to find those thermodynamics parameters (compression ratio, turbine inlet total temperature, bypass ratio) which give minimum of total mass of engine and consumed fuel for different airplane missions gamma Z. For long-lasting mission minimum gamma Z is occurs for compression ratio near his economic value (for specific fuel consumption). For short missions minimum of gamma Z occurs for smaller compression ratio (near 20-30), but greater than for those giving maximum specific thrust. A little change in minimum value of gamma Z gives a big difference in compression ratio. The most important conclusion is that the best thermodynamics parameters from minimum mass criterion are less than for minimum specific fuel consumption.

PL

Na etapie wyboru zespołu napędowego do samolotu wielozadaniowego należy rozwiązać problem wzajemnych relacji między wymiarami samolotu i silnika. Wychodząc z równań ruchu samolotu i teorii podobieństwa wyznaczono kryteria i wskaźniki wiążące geometrycznie i energetycznie silnik oraz samolot. Przeprowadzono analizę wpływu warunków lotu samolotu i parametrów obiegu porównawczego silnika na wybrane wymiary geometryczne. W pracy wykazano, że zasadniczym stanem lotu determinującym relacje między parametrami geometrycznymi samolotu i silnika jest start samolotu lub przelot naddźwiękowy na dużej wysokości. Zwykle doboru parametrów obiegu cieplnego silnika turbinowego dokonuje się w oparciu o charakterystyki wewnętrzne silnika- ciąg jednostkowy, jednostkowe zużycie paliwa. W oparciu o model silnika dwuprzepływowewgo, z mieszalnikiem strumieni, dopalaczem oraz model samolotu (przyjęto uproszczone charakterystyki aerodynamiczne i masowe) określono wpływ parametrów obiegu na podstawowe wskaźniki samolotu jak doskonałość aerodynamiczna, zasięg umowny i zasięg teoretyczny. Kolejnym problemem jest określenie parametrów termogazodynamicznych, które pozwalają minimalizować masę silnika i zużytego w trakcie misji samolotu paliwa. W trakcie misji tzw. długich parametr jednostkowej masy względnej silnika gamma Z osiąga minimum dla sprężu całkowitego sprężarki rzędu (20-30), ale większych niż wartości sprężu optymalnego. Niewielka zmiana w wartości minimum gamma Z powoduje znaczną zmianę w wartości sprężu sprężarki. Parametry termogazodynamiczne, które pozwalają minimalizować masę sumaryczną paliwa i silnika są mniejsze niż dla minimum jednostkowego zużycia paliwa i zbliżone do wartości charakterystycznych dla współczesnych silników lotniczych.

17

Propulsion motors for combat vehicles

Walentynowicz J.

Journal of KONES

|

2006

|

Vol. 13, No. 4

129-140

PL

W referacie przedstawiono zadania i wymagania stawiane silnikom wspólczesnych wozów bojowych. Dotyczą one przede wszystkim zwartości silników i całych zespołów napędowych, umożliwiających zmniejszenie objętości opancerzonej wozu bojowego Opisano charakterystyki tłokowych silników spalinowych, silników turbinowych i silników elektrycznych. Przeanalizowano możliwe sposoby zwiększenia mocy właściwej silników tłokowych wynikające z zależności na moc użyteczną silnika, w tym: doładowanie silnika, wzrost jego prędkości obrotowej, objętości skokowej, liczby cylindrów i liczby suwów na obieg pracy silnika. Przedstawiono przyklady silników mających te rozwiązania. Opisano rozwiązania silników turbinowych, w tym nowego silnika turbinowego LV 100-5, który ma zastąpić silniki AGT-1500. Szerzej opisano zastosowanie silników elektrycznych do napędu wozów bojowych. Przedstawiono historię napędów elektrycznych tych wozów. Scharakteryzowani rodzaje silników elektrycznych stosowanych we wspólczesnych pojazdach. Opisano właściwości silników z magnesami trwałym, które umożliwiają uzyskanie dużego właściwego momentu obrotowego silnika oraz odzyskiwanie energii podczas hamowania silnikiem. Silniki takie są one stosowane do napędu współczesnych pojazdów kołowych i gąsienicowych. W pojazdach kołowych silniki te są montowane najczęściej w kołach pojazd. W pojazdach gąsienicowych są one często stosowane w elektromechanicznych zespołach napędowych.

EN

Goals and requirements for engines for today's fighting vehicles were presented in this paper. First of all they are apply to compactness of engines and all propulsion systems enabling decreasing armoured volume of fighting vehicles. Characteristics of combustion engines, turbine engines and electric motors were described. The ways of increasing of specific power piston engines were analysed taking fallowing methods results from useable power formula into consideration: engine supercharging application, increasing engine speed, engine capacity, cylinders number and number of strokes during one cycle of engine work. Examples of engines having this methods were described. Turbine engines used for vehicle propulsion including new turbine engine LV100-5 as a next engine instead of AGT-1500 turbine engine were presented. Applications of electric motors for propulsion fighting vehicles were described at length. History of electric propulsion systems for fighting vehicles were presented. Types of electric motors used in today's vehicles were characterised. Properties of electric motors with permanent magnets which make possible to get high level of motor torque and energy recuperation during breaking with engine aid were described. These motors are using in propulsions systems of contemporary wheeled and tracked vehicles. They are mounted directly in the wheels of wheeled vehicles. In tracked wheel electric motors are used in electromechanical propulsion systems often.

18

Założenia do modelowania procesów gazodynamicznych w sprężarkach silników turbinowych o zmiennej geometrii kanałów przepływowych

Wirkowski P., Korczewski Z.

Zeszyty Naukowe Akademii Marynarki Wojennej

|

2005

|

R. 46 nr 2 (161)

89-100

PL

Artykuł dotyczy zastosowania metod modelowania matematycznego do analizy procesów gazodynamicznych w okrętowych turbinowych silnikach spalinowych. Przedstawiono wpływ zmian geometrii kanału przepływowego sprężarki na zmianę jej charakterystyki. Zaprezentowano metodę budowy modelu symulacyjnego sprężarki silnika turbinowego z regulowaną kierownicą wlotową oraz z regulowaną kierownicą wlotową wraz z regulowanymi kierownicami kilku pierwszych stopni. Przedstawiono również rozwiązanie układu sterowania zmianą geometrii kanału przepływowego sprężarki wybranego typu silnika okrętowego.

EN

The paper deals with an application methods used to model gaso-dynamic processes in marine gas-turbines. It illustrates the impact of changes in compressor flow duct geometry on its performance. It presents the method for building a simulation model of gas-turbine compressor with variable inlet guide vanes and with variable inlet guide vanes, and variable stator vanes of the first stages is presented. It also presents the flow duct geometry change control system.

19

Analiza zanieczyszczeń oleju smarowego pierwiastkami Fe i Cu okrętowych silników turbinowych

Mironiuk W.

Zeszyty Naukowe Akademii Marynarki Wojennej

|

2005

|

R. 46 nr 3 (162)

79-92

PL

W eksploatacji okrętowych silników turbinowych powszechnie wprowadzane są coraz nowsze metody badań diagnostycznych. Jednym z podstawowych sposobów nadzoru stanu technicznego silników pozostają jednak analizy olejowe. W badaniach diagnostycznych silników turbinowych na podstawie zanieczyszczeń metalicznych w oleju stosuje się – wcześniej wdrożoną w lotnictwie wojskowym – metodę rentgenowskiej fluorescencji radioizotopowej XRF. Stanowi ona użyteczne narzędzie w ocenie stanu technicznego układów mechanicznych silnika. W artykule przedstawiono krótki opis metodyki badań diagnostycznych okrętowych turbinowych silników spalinowych. Do badań identyfikacji zanieczyszczeń mechanicznych w oleju smarowym wykorzystano spektrometr fluorescencyjny ZBZ 93 działający w oparciu o fluorescencję rentgenowską XRF. Zaprezentowano wyniki badań eksperymentalnych zanieczyszczeń oleju pierwiastkami Fe i Cu jako funkcje czasu pracy silników turbinowych. Na ich podstawie przedstawiono linie trendu wartości tych parametrów w czasie. Podano również wartości koncentracji pierwiastków Fe i Cu stanowiących zanieczyszczenia oleju smarowego będące wynikiem uszkodzenia silników.

EN

In operating marine turbine engines it is common to introduce newer and newer diagnostic methods. One of the basic methods used to control technical condition of engines is oil analysis. The x-ray radioisotope fluorescence (XRF) method, earlier introduced in military aviation, is used in diagnostic investigations of turbine engines based on metal-related impurity in oil. It is a useful tool in assessing technical condition of mechanical parts in an engine. The paper presents a short account of diagnostic methodology used for marine turbine engines. Fluorescence spectrometer ZBZ 93, based on XRF, was used to identify mechanical impurity in lubrication oil. It contains the results of experimental investigations into impurity of oil with Fe and Cu elements as functions of turbine engine work time. They were used to present trend lines of these parameter values in time. It also shows Fe and Cu concentration values constituting impurity of lubrication oil resulted from engine damage.

20

Zagadnienie przedłużania okresu eksploatacji okrętowych turbinowych silników spalinowych

Adamkiewicz A.

Prace Naukowe Politechniki Warszawskiej. Mechanika

|

2005

|

z. 211

7--17

PL

W referacie przedstawiono możliwości przedłużania okresu użytkowania turbinowych silników spalinowych eksploatowanych dotychczas według zasobu godzin pracy i obsług planowo-zapobiegawczych. Do klasyfikacji stanów silników zastosowano relacje pomiędzy parametrami sygnału diagnostycznego oraz dopuszczalnymi i granicznymi wartościami parametrów pracy wyznaczonymi przez producenta silników. Do prognozowania czasu poprawnego działania silników zaproponowano predykcyjne modele regresji wielokrotnej, opisujące wartości obserwowanych parametrów diagnostycznych jako funkcje mocy i czasu użytkowania czynnego silników. Weryfikację modeli dla zadanego horyzontu czasu użytkowania przeprowadzono na przykładzie okrętowych silników turbinowych. Zaproponowano sposób przedłużania okresu eksploatacji silnika turbinowego do chwili osiągnięcia przez parametry diagnostyczne wartości dopuszczalnych lub granicznych. Oszacowano dokładność prognozy.

EN

This paper presents the possibilities to extend the operation time of gas turbine engines which so far have been run according to the total number of hours of operation and planned maintenance check-ups. For the classification of engine conditions relations between diagnostic signal parameters and accepted as well as limiting values of parameters given by the manufacturer were used. To prognosticate the time of faultless engine operation, predictive models of multiple regression describing the observed values of diagnostic parameters as power and time functions of the operating engine have been applied. Verification of models for a stated operation time horizon has been carried out using marine gas turbines as an example. The procedures to extend the operation time of a gas turbine engine, until it reaches accepted or limiting values of diagnostic parameters, have been suggested. Accuracy of this approach has been estimated.