Preferencje help
Widoczny [Schowaj] Abstrakt
Liczba wyników

Znaleziono wyników: 14

Liczba wyników na stronie
first rewind previous Strona / 1 next fast forward last
Wyniki wyszukiwania
Wyszukiwano:
w słowach kluczowych:  szybowiec
help Sortuj według:

help Ogranicz wyniki do:
first rewind previous Strona / 1 next fast forward last
EN
Autonomous underwater gliders are buoyancy propelled vehicles. Their way of propulsion relies upon changing their buoyancy with internal pumping systems enabling them up and down motions, and their forward gliding motions are generated by hydrodynamic lift forces exerted on a pair of wings attached to a glider hull. In this study lift and drag characteristics of a glider were performed using Computational Fluid Dynamics (CFD) approach and results were compared with the literature. Flow behavior, lift and drag forces distribution at different angles of attack were studied for Reynolds numbers varying around 105 for NACA0012 wing configurations. The variable of the glider was the angle of attack, the velocity was constant. Flow velocity was 0.5 m/s and angle of the body varying from -8° to 8° in steps of 2°. Results from the CFD constituted the basis for the calculation the equations of motions of glider in the vertical plane. Therefore, vehicle motion simulation was achieved through numeric integration of the equations of motion. The equations of motions will be solved in the MatLab software. This work will contribute to dynamic modelling and three-dimensional motion simulation of a torpedo shaped underwater glider.
PL
Autonomiczne podwodne szybowce to pojazdy napędzane wypornością i siłą nośną. Ruch glidera w stanie ustalonym jest ruchem „piłokształtnym”. Sposób napędu polega na zmianie ich wyporności za pomocą wewnętrznego systemu pomp, umożliwiającego im nurkowanie lub wynurzanie się z wody, a ich ruchy w przód są generowane przez hydrodynamiczne siły nośne wywierane na parę skrzydeł przymocowanych do kadłuba. W ramach tej pracy wyznaczono charakterystykę siły oporu i siły nośnej szybowca z zastosowaniem metod Numerycznej Mechaniki Płynów, wyniki porównano z innymi danymi z literatury. Charakterystykę przepływu, rozkład siły nośnej i oporu przy różnych kątach pochylenia badano dla liczb Reynoldsa o wartości około 105 dla konfiguracji skrzydeł NACA0012. Zmiennym parametrem szybowca jest kąt pochylenia, prędkość przepływu była stała i wynosiła 0,5 m/s. Kąt pochylenia kadłuba zmieniał się od -8° do 8° z krokiem 2°. Wyniki z CFD są wykorzystywane do obliczania równań ruchów szybowca w płaszczyźnie pionowej. W niniejszej pracy została rozpatrzona hydrodynamika i generowane siły nośne. Równania ruchu będą rozwiązywane w oprogramowaniu MatLab. Praca ta przyczyni się do stworzenia odpowiedniego modelu dynamiki szybowca podwodnego.
EN
The original wing of the wooden training-glider SZD-9 “BOCIAN”, of the Polish production, was modificated by using the additional carbon composite layer. The influence of the addition of a new carbon layer on the mechanical properties of the wing was investigated. Both objects were subjected to static loads, with measuring deflection lines and deformations of wing skin, and to dynamic loads. In dynamic investigations the vibration responses for broad-band excitations were determined as well as the frequencies of the resonance vibrations were tested. The effect of adding a carbon layer is strong damping of the dominant resonant frequency and reduction of the overall vibration level. This effectively makes it difficult to stimulate the construction for vibrations and therefore positively affects the safety of the wing.
PL
Oryginalne skrzydło drewnianego szybowca szkoleniowego SZD-9 „BOCIAN” polskiej produkcji zmodyfikowano za pomocą dodatkowej warstwy kompozytu węglowego. Zbadano wpływ nowej warstwy na właściwości mechaniczne skrzydła. Skrzydła oryginalne i zmodyfikowane poddano obciążeniom statycznym z pomiarem linii ugięcia i odkształcenia poszycia oraz obciążeniom dynamicznym. W badaniach dynamicznych określano odpowiedź drganiową na wymuszenie szerokopasmowe i wyznaczano częstotliwości drgań rezonansowych. Efektem nałożenia dodatkowej warstwy węglowej było silne stłumienie dominującej częstotliwości rezonansowej oraz obniżenie ogólnego poziomu drgań, co skutecznie utrudniło pobudzanie konstrukcji do drgań, a w konsekwencji zwiększyło bezpieczeństwo użytkowania skrzydła.
PL
W pracy przedstawiono analizę możliwości wykorzystania metody elementów skończonych do określenia wpływu rozpraszaczy wirów brzegowych (ang. winglet) na charakterystyki aerodynamiczne skrzydła szybowca MDM-1 Fox. Charakterystyki aerodynamiczne są odzwierciedleniem zmieniających się warunków opływu profilu (skrzydła) ze zmianą kąta natarcia. Poprawienie tych charakterystyk na etapie projektowania bądź modernizacji istniejących samolotów skutkuje wzrostem osiągów samolotu, co przekłada się na ekonomię oraz ekologię lotów w przypadku samolotów oraz doskonałość, szczególnie istotną w przypadku szybowców. W pracy przeprowadzono analizę wpływu zastosowania dwóch różnych typów wingletów na osiągi szybowca użytkowanego obecnie bez wingletów. W celu uzyskania wyników porównawczych symulację numerycznej mechaniki płynów wykonano z wykorzystaniem dwóch komercyjnych pakietów obliczeniowych. Uzyskane wyniki potwierdziły poprawność zaproponowanej metodyki.
EN
The authors of the article analyse the possibility of applying the finite element method to determine the impact of winglets on the MDM-1 Fox glider wing aerodynamic characteristic. Aerodynamic characteristics reflect changes in the airflow with the change in the angle of attack. An improvement in these characteristics during the design or modernization stage leads to the increase in the glider performance, which in turn translates into economy and ecology of flight for aircraft as well airworthiness, especially important for gliders. In the paper it was investigated how two different types of winglets affect the performance of the glider in which they are not currently applied. In order to obtain comparative results, simulation of numerical fluid mechanics was performed with the use of two commercial computational packages. The results obtained proved that the method suggested was correct.
PL
W artykule przedstawiono proces tworzenia bryły szybowca SZD-9bis Bocian 1E przez zastosowanie operacji tworzenia modelu bryłowego, jak również podjęto próbę zobrazowania przepływu wokół modelu zaprojektowanym w programie SolidWorks za pomocą symulacji w programie SolidWorks Flow Simulation. Skoncentrowano się na istotnych parametrach przepływu z punktu widzenia aerodynamiki i mechaniki lotu czyli na prędkości wokół modelu oraz rozkładzie ciśnienia ze szczególnym naciskiem na profil skrzydła. Podczas symulacji uwzględniono jedynie manewr szybowania bez innych manewrów i podmuchów wiatru. Z kolei poruszanie się mas powietrza ze względów na własności termiczne potraktowano jako stałe i nie wpływające na prędkość opadania (stała prędkość opadania szybowca). Przedstawione dla zadanych warunków szybowania rozkłady ciśnienia na powierzchni całego szybowca potwierdzają tezę o możliwości wykorzystania programu numerycznego do określenia poszukiwanych parametrów aerodynamicznych dla optymalizacji procesów modelowania konstrukcji latającej na podstawie już istniejących rzeczywistych obiektów latających.
EN
The article presents process of SZD-9bis Bocian 1E glider model creating by the use of solid creation. As well as there is included the attempt to illustrate flow around model using simulation in SolidWorks Flow Simulation program. It was focused on flow parameters essential for aerodynamics and flight mechanics witch are velocity around model and pressure pattern in particular wing profile. During simulation only soaring was taken into account without other manoeuvers or gusts. The air mass movement due to thermal properties was treated as constant and without influence on rate of descend (constant sinking speed of the glider). Presented pressure patterns on glider's surface for defined conditions confirmed theory that numeric program is useable for determining sought-after aerodynamic parameters to optimize flying construction modeling process based on already existing flying objects.
5
Content available remote Spektrum obciążeń – metody wyznaczania oraz sposób aplikacji
PL
W pracy przedstawione zostało zagadnienie dotyczące metod wyznaczania spektrum obciążeń oraz sposobu jego aplikacji. Zaprezentowany materiał oparty jest na problematyce badań zmęczeniowych szybowców kompozytowych, ale podkreśla wiele analogii natury konstrukcyjnej i obliczeniowej pomiędzy grupą szybowców oraz lekkich samolotów kompozytowych. Zwrócono uwagę na problem zapisu spektrum obciążeń i w tym kontekście omówiono specjalną metodę zapisu spektrum obciążeń, otwierającą drogę do odtworzenia stochastycznego charakteru obciążeń na stanowisku badawczym. Innym problemem jest ekstrapolacja zmierzonego spektrum obciążeń, ponieważ na podstawie pomiaru obejmującego kilkanaście lub kilkadziesiąt godzin lotu trzeba wygenerować spektrum obciążeń obejmujące np. 1000 godzin lotu.
EN
The subject of the paper is focused on the mehods of load-soectrum determination and it’s application. Presented material is based on the issues of fatigue tests of composite gliders, but emphasizes the many analogies of structural and calculation nature between the group of gliders and light composite aircrafts. Attention was drawn to the problem of recording the loads spectrum, and in this context are discussed a special method to record the loads spectrum opening the way to reproduce the stochastic nature of the loads on the test bench. Another problem is the extrapolation of the measured the loads spectrum, because on the basis of measurements includes several or dozens of hours of flight must generate the loads spectrum including eg 1000 hours of flight.
PL
W niniejszym opracowaniu, na przykładzie przeglądu literatury oraz dwóch wykonanych eksperymentów przedstawiony został potencjał pomiarowy kamery niemetrycznej umieszczonej na platformie lotniczej na niskiej wysokości nad terenem. W pracy zaprezentowano również perspektywy rozwoju tej dziedziny fotogrametrii w najbliższych latach. Celem wykonanych projektów było pozyskanie zdjęć cyfrowych z platformy lotniczej do wygenerowania chmury punktów z użyciem automatycznej korelacji obrazów wybranymi algorytmami. Dane te wykorzystano do stworzenia podstawowych produktów fotogrametrycznych, a ich jakość oceniona została następnie w odniesieniu do profesjonalnych danych, w tym również danych z zasobów geodezyjnych. Ocena ta miała na celu udowodnienie wysokiej jakości opracowań utworzonych z obrazów pozyskanych z kamery niemetrycznej, jak i pokazanie możliwości ich późniejszego praktycznego wykorzystania. Obydwa zaprezentowane projekty ukazują potencjał, jakim dysponuje fotogrametria lotnicza niskich wysokości, w której zastosowanie ma małoformatowa kamera cyfrowa umieszczona na dowolnej platformie lotniczej. Są to zadania ukierunkowane przede wszystkim na opracowania w dużej skali dla małych powierzchniowo obszarów, generujące w efekcie produkty takie jak: numeryczne modele terenu, modele powierzchni terenu, wektorowe modele dowolnych obiektów, ortofotomapy.
EN
The aim of this paper is to present the measurement potential of images obtained by digital, non-metric, small-format camera from low-altitude aerial range. In presented paper, on the basis of two executed projects and a review of selected bibliography, the usefulness of such photos was assessed and the prospects for the development of this field of photogrammetry in the near future were drawn. The purpose of both project was the acquisition of digital images by usage of small-format, non-metric camera placed on selected air platform. In the first experiment, as an aerial platform, a sailplane was used while in the second experiment – octocopter which is unmanned aerial vehicle (UAV). On the basis of obtained images a point cloud were generated using image-based matching in both projects. In presented experiments following automatic correlation methods were applied: Area-Based Matching (ABM) and Feature-Based Matching (FBM) as well as an algorithm based on multi-view stereo matching (CMVS/PMVS2). Datasets generated during experiments were used for basic photogrammetric products creation. Their quality was then evaluated with respect to the professional data, including data from the geodetic and cartographic resource. This assessment was investigated to prove the high quality of studies created from images obtained by non-metric cameras, as well as to demonstrate possibilities of their practical future use. Both presented projects showed the potential of low-altitude aerial photogrammetry, which applies small-format digital camera placed on any aerial platform. These tasks are focused primarily on the development of large-scale studies for small areas, generating accurate products such as: digital terrain models, surface models, vector models of any object, orthoimages as a result.
EN
This study, describing computer simulation of a glider crash against a non-deformable ground barrier, is a part of a larger glider crash modeling project. The studies were intended to develop a numerical model of the pilot - glider - environment system, whereby the dynamics of the human body and the composite cockpit structure during a crash would make it possible to analyze flight accidents with focus on the pilot's safety. Notwithstanding that accidents involving glider crash against a rigid barrier (a wall, for example) are not common, establishing a simulation model for such event may prove quite useful considering subsequent research projects. First, it is much easier to observe the process of composite cockpit structure destruction if the crash is against a rigid barrier. Furthermore, the use of a non-deformable barrier allows one to avoid the errors that are associated with the modeling of a deformable substrate, which in most cases is quite problematic. Crash test simulation, carried out using a MAYMO package, involved a glider crash against a wall positioned perpendicularly to the object moving at a speed of 77 km/h. Computations allowed for determination of time intervals of the signals that are required to assess the behavior of the cockpit and pilot's body - accelerations and displacements in selected points of the glider's structure and loads applied to the pilot's body: head and chest accelerations, forces at femur, lumbar spine and safety belts. Computational results were compared with the results of a previous experimental test that had been designed to verify the numerical model. The glider's cockpit was completely destroyed in the crash and the loads transferred to the pilot's body were very substantial - way over the permitted levels. Since modeling results are fairly consistent with the experimental test, the numerical model can be used for simulation of plane crashes in the future.
PL
Niniejsza praca poświęcona została opisowi symulacji komputerowej procesu zderzenia szybowca z nieodkształcalną przeszkodą naziemną, będącej częścią większego projektu, związanego z modelowaniem wypadków szybowcowych. Celem badań było stworzenie numerycznego modelu układu pilot-szybowiec-otoczenie, który uwzględniając dynamikę ciała człowieka oraz kompozytowej struktury kabiny podczas zderzenia, pozwalałby na analizę wypadków lotniczych pod kątem bezpieczeństwa pilota. Jakkolwiek wypadki, w których szybowiec uderza w przeszkodę sztywną (np. ściana) należą do rzadkości, stworzenie modelu symulującego taki przypadek jest bardzo przydatne pod kątem dalszych badań. Po pierwsze, podczas zderzenia ze sztywną barierą proces niszczenia kompozytowej struktury kabiny jest łatwiejszy do zaobserwowania. Ponadto, zastosowanie przeszkody nieodkształcalnej pozwala na wyeliminowanie błędów związanych z modelowaniem odkształcalnego podłoża, co na ogół jest problematyczne. Symulację testu zderzeniowego przeprowadzono w pakiecie MADYMO. Polegał on na zderzeniu szybowca ze ścianą zorientowaną prostopadle do kierunku ruchu przy prędkości 77 km/h. Podczas obliczeń uzyskano przebiegi czasowe sygnałów potrzebnych do oceny zachowania się konstrukcji kabiny pilota oraz ciała człowieka - przyspieszenia i przemieszczenia w wybranych punktach konstrukcji szybowca oraz obciążenia działające na organizm pilota: przyspieszenia głowy i klatki piersiowej, siły w kości udowej, kręgosłupie lędźwiowym i w pasach bezpieczeństwa. Uzyskane wyniki zostały porównane z wynikami przeprowadzonego wcześniej testu eksperymentalnego, służącego weryfikacji modelu numerycznego. W wyniku zderzenia kabina szybowca uległa kompletnemu zniszczeniu, a obciążenia przeniesione na organizm pilota były bardzo duże - przekraczające znacznie dopuszczalne limity. Wykonany model wykazuje dosyć dobrą zgodność z eksperymentem, co pozwala wysnuć wniosek, że w przyszłości może być on wykorzystany do symulacji wypadków lotniczych.
8
Content available remote Application of an oscillating flap to improve glider aerodynamical characteristics
EN
This paper summarizes the results of the first stage of the project tilted “Multifunctional two person motoglider driven by an electrical motor” conducted at The Institute of Aeronautics and Applied Mechanics at Warsaw Technical University, Warsaw, Poland. The goal of this stage was to build a flying laboratory including a mechanism with an oscillating flap. According to on the previously published results of research done by Boldyriev the average drag of a wing with an oscillating flap is much lower than the drag of the fix wing. The results were so good that we decided to verify them by repeating some of his tests. Discussion of our experiments, test results and supporting numerical calculations are also presented in this paper.
PL
Celem pracy podjętej w ramach projektu „wielofunkcyjny dwumiejscowy motoszybowiec z napędem elektrycznym AOS-71”, a której wybrane wyniki są przedmiotem zgłaszanego referatu, jest zbudowanie latającego laboratorium, które m.in. będzie zawierało urządzenie z wibroklapy. Dotąd okazało się, że średni opór skrzydła z wibroklapą jest mniejszy od oporu skrzydła nieruchomego, co już daje , zwiększenie doskonałości. Jednym z głównych problemów, które się pojawiały był dobór najodpowiedniejszej częstości i amplitudy drgań wibroklapy. Zagadnieniu temu, jak i samej metodzie obliczeń oraz weryfikacji doświadczalnej, poświęcony będzie referat.
PL
Opracowano model fizyczny i matematyczny startu szybowca za pomocą wyciągarki. Symulację numeryczną wykonano na przykładzie szybowca PW-5 "Smyk". Przeprowadzano analizę numeryczną startu przy użyciu lin o różnych długościach i kilku prędkościach startu. Rozważono sytuacje awaryjne polegające na zerwaniu liny przy zaczepie holowniczym szybowca. Rozpatrzono trzy przypadki: bez reakcji pilota, z błędną reakcją pilota polegającą na ściągnięciu drążka sterowego na siebie oraz prawidłową reakcją pilota - oddanie drążka sterowego od siebie. Dla każdego z rozważanych przypadków wyznaczono tor lotu oraz parametry geometryczne, kinematyczne i dynamiczne lotu.
EN
A mathematical and physical model of glider winch launching has been produced and verified in terms of numerical simulation of the PW-5 "Smyk" World Class Glider. These simulations were made for various lengths and initial velocities of a towing cable. The emergency situations considered consisted in the cable breaking at the glider laundering hook. The following three cases were consisted: no pilot's reaction, incorrect pilot's reaction consistency in pulling the control stick tow arch him/her, and, finally, correct pilot's reaction - i.e., pulling the control stick outwards. In each case the trajectory as well as geometrical, kinematical and dynamical parameters of the flight were determined.
PL
Przedstawiono porównanie różnych metod wyznaczania naprężeń na przykładzie analizy dynamicznej szybowca PW-6 w trakcie lądowania. Obliczenia wykonano metodami mieszanymi - układów wieloczłonowych i elementów skończonych.
EN
The paper presents comparison of different stress recovery methods used in multibody and finite element meihods applied to dynamical analysis of mechanisms.
PL
Przedstawiono opis analizy wytrzymałościowej jaka została przeprowadzona w celu uzupełnienia wyników prób wytrzymałościowych konstrukcji dźwigara szybowca. Opisane zostały zagadnienia modelowania struktury kompozytowej dźwigara oraz analiza zachowań tej struktury pod wpływem obciążenia.
EN
The study covers the strength analysis of the combustion chamber and the chamber of the second tubular boiler draft, which side walls (watcrwalls) are as a row of pipes jointed by flat bars. In the project the influence of the exhaust gas pressure as well as the loads from convection bundles on the waierwall effort state and on the side walls elastic stability were examined. In the strength analysis the thermal loads which come from the exhaust gas in the steady and transient states were taken into consideration. The analysis were conducted with the use of Finite Element Method based on the shell model.
PL
Opracowany w TNO (Delft, Holandia) pakiet MADYMO jest stosowany głównie do rozwiązywania zadań z zakresu dynamiki układów mechanicznych i biomechanicznych poddawanych obciążeniom o charakterze udarowym. System oferuje hybrydowe podejście do modelowania układów dynamicznych - umożliwia korzystanie zarówno z modeli opracowanych na podstawie metody układów wielomasowych jak też metody elementów skończonych. Pozwala to na znalezienie rozsądnego kompromisu między stopniem "szczegółowości" modeli a czasem obliczeń. Typowym przykładem zastosowań jest przewidywanie skutków wypadków komunikacyjnych i analiza wpływu różnych zabezpieczeń na stopień zagrożenia ich uczestników. Pakiet MADYMO jest wykorzystywany w Instytucie Techniki Lotniczej i Mechaniki Stosowanej Politechniki Warszawskiej, w Pracowni Metod Komputerowych i Inżynierii Bezpieczeństwa (ViSEB) od kilku lat do prowadzenia prac badawczych oraz w dydaktyce. W pracy przedstawiono możliwości zastosowań programu do rozwiązywania nietypowych zadań na podstawie wyników wybranych prac dyplomowych/przejściowych wykonanych przez studentów Wydziału Mechanicznego Energetyki i Lotnictwa.
EN
Application of the MADYMO software to modelling and simulation of dynamic systems under impact loads is presented in this paper. The most common application of the MADYMO system is in the field of road safety research. In this work 3 examples of less typical applications are presented: spinal column loads of a glider pilot during an accident or "hard landing", analysis of downhill skiing and a piano mechanism. The presented results have been obtained by M.Sc. students (of the Faculty of Power and Aeronautical Engineering) performing their diploma and term projects at the Virtual Safety Engineering and Biomechanics Lab, Inst. of Aeronautics and Applied Mechanics, WUT.
14
EN
Dynamic stability analysis of the World Class Glider PW-5 has been presented. Gilder was assumed to be a rygid body of three degrees of freedom - two linear displacements and one rotation - all in the plane of symmetry. Responses of the glider due to gust and deflection of elevator have been determined. The Laplace transform has been applied to convert the differential equations into algebraic ones. The transformed algebraic equations, after a number of manipulations have been solved for the output variables. Partial-fraction expansions have been preformed to obtain the inverse Laplace transforms from the Laplace transform table. Although some restricting assumptions have been made (rigid body, small distrurbances) the presented results are original and have not been presented before. The airworthiness regulations (JAR, FAR) do not require performing dynamic analysis in order the glider to be granted a Certificate of Airworthiness by the national aviation authority. To certificate the glider it is sufficient to prove static stability by means of in-flight tests. Flying qualities are qualitatively estimated basing on subjective opinions of the test pilots.
PL
W pracy przedstawiono analizę stateczności dynamicznej szybowca klasy światowej PW-5 "Smyk". Założono, że śmigłowiec jest bryłą sztywną i posiada trzy stopnie swobody - dwa przesunięcia i jeden obrót w płaszczyźnie symetrii bryły. Wyznaczono odpowiedź szybowca na wymuszenia pochodzące od podmuchu oraz wychylenia steru wysokości. Dokonano algebraizacji różniczkowych równań ruchu poprzez zastosowanie transformacji Laplace'a. Wyznaczono funkcje przejścia układu, które po zadaniu sygnałów wejściowych, a następnie wykonaniu transformacji odwrotnych pozwoliły na wyznaczenie przebiegów odpowiedzi szybowca w funkcji czasu. Stosowano proste sygnały wejściowe, tak aby możliwe było znalezienie transformaty odwrotnej w postaci zamkniętej. Pomimo dość silnych założeń przyjętych w pracy (bryła sztywna, małe zaburzenia pozwalające na analizę liniową) przedstawione wyniki są oryginalne i nie były dotychczas publikowane. Przepisy budowy szybowców (JAR, FAR) nie wymagają przeprowadzenia analiz dynamicznych szybowca. W celu dopuszczenia szybowca do prób w locie i uzyskania certyfikatu typu wymagane jest jedynie dowiedzenie stateczności statycznej. Dynamika szybowca oceniana jest w trakcie prób jedynie jakościowo, w formie subiektywnej opinii pilotów doświadczalnych.
first rewind previous Strona / 1 next fast forward last
JavaScript jest wyłączony w Twojej przeglądarce internetowej. Włącz go, a następnie odśwież stronę, aby móc w pełni z niej korzystać.