PL
 |
EN
Nowa wersja platformy, zawierająca wyłącznie zasoby pełnotekstowe, jest już dostępna.
Przejdź na https://bibliotekanauki.pl
Preferencje help
Polish version English version Język
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:  śmigłowiec
help Sortuj według:

help Ogranicz wyniki do:
first rewind previous Strona / 1 next fast forward last
1
Model dynamiczny struktury śmigłowca z uwzględnieniem warunków kontaktowych podwozie - podłoże
100%
Gorecki T.
|
2012
|
tom T. 13, nr 44
91-100
PL
W artykule przedstawiono symulacje dynamiki modelu struktury śmigłowca z uwzględnieniem warunków kontaktowych podwozie -podłoże. Jest to model swobodny z uwzględnieniem możliwości przesuwu i tarcia płóz o podłoże oraz oderwań płóz od podłoża. Artykuł stanowi rozwinięcie tematu przedstawionego w [4]. Analizowano przypadki wyznaczania drgań własnych, dynamiki ruchu z wymuszeniem drgań układu siłą harmoniczną na końcu wału wirnika nośnego oraz przypadki zrzutu śmigłowca na podłoże.
EN
In the article a simulation of dynamic model of helicopter structure, taking into account undercarriage -ground contact conditions, is presented. It is a free model in which possibility of helicopter skid motion on the ground and friction were taken into account. An analysis was carried out of a model with vibrations excited by a harmonic force at the end of helicopter main rotor shaft.
2
Modelowanie dynamiki struktury śmigłowca do badań rezonansowych w próbach naziemnych
100%
Gorecki T.
|
2011
|
tom T. 10, nr 41
115-123
PL
W artykule przedstawiono przykład modelowania struktury śmigłowca do badań rezonansu naziemnego. Do tego celu wykorzystano model obliczeniowy konstrukcji śmigłowca przygotowany do obliczeń metodą elementów skończonych. Obliczenia wykonano dla dwóch wariantów struktury kadłuba śmigłowca: swobodnie zamocowanego na podwoziu i utwierdzonego do podłoża wspornikami. Analizowano wpływ zmian parametrów utwierdzenia na postacie i częstości drgań układu w celu oceny stopnia bezpieczeństwa prowadzenia prób naziemnych w zakresie rezonansu naziemnego.
EN
In the paper an example of modelling of helicopter structure for ground resonance tests is presented. For this purpose, finite elements method model of helicopter structure was used. Calculations were performed for fuselage structure fitted with undercarriage and extra masses modelling propulsion and equipment were taken into account. Influence of attachment elasticity parameters alteration enabling safe carrying out ground resonance tests was analysed.
3
Content available remote Konstrukcja reduktorów napadu głównego śmigłowców produkowanych w Europie Wschodniej
100%
Sowa J. , Marciniec A.
|
2008
|
tom z. 75 [259]
211-223
PL
Publikacja ta przybliży czytelnikowi rozwiązania konstrukcyjne stosowane w reduktorach przekładni głównych stosowanych w śmigłowcach konstruowanych w Europie wschodniej. Publikacja prezentuje schematy kinematyczne oraz podstawowe informacje o warunkach pracy reduktorów na wybranych przykładach.
EN
This article presents designs of main gearboxes applied in helicopter transmission developed in Eastern Europe. The paper presents kinematical schemes, and basic information of operating conditions for selected helicopters.
4
Content available remote Optymalizacja sterowania śmigłowca w lotach autoryzacyjnych
100%
Bibik P. , Gajda K. , Narkiewicz J.
|
2007
|
tom z. 71 [238]
61-67
PL
Awaria napędu śmigłowca wiąże się z koniecznością przejścia do lotu autorotacyjnego i zazwyczaj natychmiastowego lądowania. Własności lotne śmigłowca w autorotacji ograniczone są przez konieczność zapewnienia odpowiedniej prędkości obrotowej wirnika nośnego, możliwie małej prędkości opadania, oraz uniknięcia stref niebezpiecznych kombinacji prędkości i wysokości oraz stanu pierścienia wirowego. W referacie przedstawiono przegląd modeli mechaniki lotu śmigłowców oraz metod sterowania automatycznego stosowanych w lotach autorotacyjnych, oraz własny model dynamiki lotu śmigłowca przygotowany do zastosowania w badaniu autorotacji.
EN
Helicopter power failure demands from pilot immediate reaction leading to emergency autorotational landing. In such cases the flight states envelope is limited due to requirements for proper rotor angular speed, small descending velocity and the need for avoiding danger combination of height-velocity zones. This paper presents the review of helicopter optimal control methods in autorotation flights. The authors' helicopter model developed for future application in autorotation optimal control is presented as well.
5
Content available remote Zastosowanie pochodnych wyższego rzędu w sterowaniu modelem śmigłowca małych rozmiarów
100%
Czyba R.
|
2007
|
tom z. 71 [238]
69-76
PL
W artykule przedstawiony jest proces syntezy sterowania ruchem modelu śmigłowca małych rozmiarów HIROBO SST-Eagle2-GS LONG, będący przedmiotem badań w Zakła­dzie Sterowania i Robotyki. W pracy wiele uwagi poświęcono na prezentację algorytmu regulacji, sformułowano zadanie sterowania i przedstawiono etapy projektowania regulatorów dla opracowanego modelu symulacyjnego śmigłowca. Omówiono również ograniczenia, jakie wystąpiły podczas projektowania złożonych struktur, a także sposób rozwiązania zaistniałych problemów. W końcowym etapie przedstawiono wyniki symulacji, które wykonano w układzie zamkniętym z zaprojektowanym układem sterowania.
EN
In the paper an effective synthesis method of flight control system for a model-scale helicopter HIROBO SST-Eagle2-GS LONG is discussed. The control algorithm based on two ideas: first - the use of high gain in feedback to suppress the disturbances or varying parameters; second - the use of the higher order output derivatives in the feedback loop. This approach and structure of the control system is the implementation of the model reference control. The structure of the paper is as follows. First, a mathematical description of the helicopter model is introduced. Section 3 includes a background of the discussed method and the method itself are summarized. The next section contains the design of the controller, and finally the results of simulations performed in closed loop system are shown.
6
Content available remote Realizacja koncepcji CNS/ATM dla samolotów i śmigłowców ogólnego przeznaczenia
100%
Maliński M. , Rams L.
|
1998
|
tom z. 51[168], t.2
529-537
PL
W referacie przedstawiono ogólne zasady systemu łączności, nawigacji, nadzoru oraz zarządzania ruchem lotniczym CNS/ATM, opracowanego przez ICAO i wdrażanego przez ICAO, ECAC oraz FAA. Zaprezentowano serwis Globalink/CNS wdrażany dla lotnictwa ogólnego przeznaczenia. Omówiono program badawczy łącza danych samolot - ziemia S/VHF przeznaczonego dla samolotów ogólnego przeznaczenia. Zwrócono uwagę na konieczność podjęcia prac wyprzedzających w tym zakresie w kraju.
EN
In the report a general concept of CNS/ATM and a new aeronautical communications ARINC service called Globalink/CNS are presented. Also a prototype solution of data link Mode S/VHF for general aviation is described. Finally necessity to undertake same preparation works for domestic aviation is emphasized.
7
Content available remote Urządzenia do przekazywania ostrzeżeń dla lekkich samolotów i śmigłowców
100%
Szymański Z.
|
1998
|
tom z. 51[168], t.1
387-392
PL
Wiele informacji dotyczących pracy urządzeń pokładowych samolotu. ich awarii lub zagrożeń zewnętrznych jest dostarczanych w postaci dwustanowych sygnałów elektrycznych. Sygnały te muszą być przekazywane do świadomości załogi podczas lotu. Typowy sposób przekazywania informacji polega na podświetleniu haseł informujących o rodzaju zagrożenia. Ranga informacji przekazywana jest w postaci barwy świecącego napisu lub jego migotania. Dla usprawnienia przekazywania informacji i rozszerzenia ich zakresu służy sygnalizacja głosowa w postaci zaprogramowanych komunikatów o zagrożeniach i instrukcji pilotażowych przekazywanych przez słuchawki załogi.
EN
A lot of information concerned about functioning the aircraft installations and warning of their failure or of external dangers come from aircraft sensors as two - state electric signals. All the information should be transfered to the pilot's mind in flight. Messages may be distinguished as warning, caution and normal type. The most important, warning messages must be perceived immediately, some of them that caution against failure should be perceived in a short time and the normal ones can be noticed in a suitable period of time. Typical manner of displaying the message consists in lightening of keawords concerning the type of danger. The weight of message is displayed as the color of light and intensified by blinking, if necessary. To make the reception of information more efficient, same aircraft manufacturers introduced audio monitoring by means of reports expressed by human voice. The device designed for light aircraft can contain many brief reports and flight instructions recorded in an electronic memory, to be reproduced by earphones each time when the appriopriate electric signals appear.
8
Content available remote Czterowirnikowy śmigłowiec inspekcyjny
100%
Szykiedans K. , Skałowski P.
|
2009
|
tom z. 4
49-55
PL
Artykuł przedstawia wstępne założenia, dotyczące projektu czterowirnikowego latającego pojazdu obserwacyjnego. Projekt jest realizowany jako praca dyplomowa na Wydziale Mechatroniki PW. W artykule przedstawiono wstępne założenia, dotyczące projektowanego śmigłowca, przyjęty schemat i algorytm przetwarzania sygnałów sterujących.
EN
The paper presents brief foredesign of a surveillance quadrocopter. The project is realized as a master thesis of Mr. Piotr Skałowski, a student of the Faculty of Mechatronics of the Warsaw University of Technology. There are described the basics of a quadruple structure of the rotorcraft as well as the idea of steering and signal processing.
9
Pierścień wirowy na śmigle ogonowym śmigłowca jednowirnikowego
84%
Grzegorczyk K.
|
2011
|
tom T. 11, nr 42
155-162
PL
W artykule przedstawiono analizę jednego z najniebezpieczniejszych zjawisk mogących występować na śmigłowcach jednowirnikowych ze śmigłem ogonowym, jakim jest nagła utrata ciągu na śmigle ogonowym. Zjawisko to nosi nazwę LTE (Loss of Tail Rotor Effectiveness). Z kilku znanych przyczyn występowania LTE, wśród których można również wymienić: przeciążenie śmigłowca, czy uszkodzenie śmigła ogonowego, najmniej opisany jest przypadek możliwości pojawienia się pierścienia wirowego na śmigle ogonowym. W artykule podano analizę opływu śmigłowca w warunkach LTE.
EN
The paper contains the analysis of one of the most dangerous phenomena which may occur on a single main rotor helicopter. It is called LTE (Loss of Tail rotor Effectiveness) and consists in a sudden loss of thrust on a tail rotor. Considering several well known causes of LTE, two of which are: overload and the tail rotor damage, the least published is the possibility of the Vortex Ring State appearance on the tail rotor. The paper contains the analysis of the tail rotor airflow in which this phenomenon might occur.
10
Szacowanie trwałości fragmentu struktury nośnej śmigłowca na podstawie obliczeń numerycznych
84%
Leski A. , Kurdelski M. , Baraniecki R.
|
2011
|
tom nr 4
36-41
PL
W artykule zaprezentowano sposoby wykorzystania elementów mechaniki pękania podczas eksploatacji statków powietrznych. Rejestracja parametrów lotu oraz wyniki pomiaru obciążeń struktury konstrukcji podczas lotu umożliwiają wykonanie symulacji numerycznych, w wyniku których możliwe jest oszacowanie trwałości elementów struktury statku powietrznego. Dzięki obliczeniom szybkości wzrostu długości pęknięcia możliwe jest wyznaczenie okresów, w których struktura powinna być poddana przeglądom technicznym zgodnie z zasadą "kontrolowanego uszkodzenia" eksploatacji statków powietrznych.
EN
There were presented directions for use some elements of fracture mechanics during exploitation of aircrafts. Flight data registration and the results of loads measurement of the aircraft structure during the flight allows on numerical simulations, as a result of which it is possible to estimate the durability of elements of the structure of the aircraft. With the calculations of growth rate of crack length is possible to determine the periods in which the structure should be subjected to technical survey in accordance with the principle of "controlled injury" of aircraft exploitation.
11
Content available remote Metoda i stanowisko badawcze dla lotniczych zintegrowanych systemów łączności
84%
Pazur A. , Paszek S. , Rogala K.
|
2011
|
tom z. 83(279), nr 2
69-77
PL
W referacie przedstawiono narzędzia badawcze stosowane w Instytucie Technicznym Wojsk Lotniczych (ITWL) do budowy, uruchamiania, testowania i unifikacji zintegrowanych systemów łaczności w zakresie składu urządzeń oraz funkcji wykorzystywanego w nich oprogramowania. Szczególną uwagę zwrócono na tzw. stanowisko integracyjne przeznaczone do uruchamiania radiostacji pokładowych integrowanych na bazie cyfrowych szyn danych (m.in. według standardu MIL-1553B) oraz mobilny zestaw aparatury kontrolnopomiarowej typu ZDZSŁ-1 przeznaczonej do ich obsługi i diagnozowania. Posiadanie takiego stanowiska oraz zestawu obsługowo-diagnostycznego pozwoliło integrować nowe urządzenia, przygotowywać i przenosić na pokłady śmigłowców nowe plany łączności radiowej oraz diagnozować elementy zintegrowanego systemu. Omówiono wybrane zadania realizowane za pomocą tego stanowiska oraz problemy pojawiające się podczas uruchamiania i testowania opracowanego oprogramowania integrującego urządzenia łączności w zakresie unifikacji jego funkcjonalności i niezawodności działania. Przedstawiono także aparaturę kontrolno-pomiarową wykorzystywaną do testowania tego oprogramowania, m.in. komputer przemysłowy typu M230 w zakresie diagnozowania zintegrowanego systemu łączności. Umożliwia on m.in. wprowadzanie i testowanie oprogramowania poszczególnych radiostacji, serwera komunikacyjnego oraz przygotowanie planów łączności radiowej.
EN
What has been presented in the paper is a research/testing tool used in the (Air Force Institute of Technology) to build, actuate, test, and unify integrated communication systems as far as both a set of devices the system is composed of and the applied software are concerned. Particular attention has been paid to the so-called integration station the laboratory equipment to optimise and unify communication systems integrated on the basis of digital data buses (following the MIL-1553B standard, among other ones). Such equipment has allowed to integrate new communication devices/systems while upgrading the Mi helicopters. Some selected tasks performed with this equipment have been discussed. Also, problems arising while actuating and testing the software developed to integrate communication devices/systems including digitally controlled radio stations of the MR6000, HARRIS, and RRC types. Presented are also additional monitoring and measuring systems used to test this software, just to mention the M230 rugged laptop computer used to diagnose the system and prepare plans of the radio communication.
12
Content available remote Walka elektroniczna jako zasadniczy element zmniejszenia porażalności statku powietrznego
84%
Masiewicz M.
|
2011
|
tom z. 83(279), nr 2
47-57
PL
Żywotność śmigłowca (statku powietrznego) realizującego zadania w strefie zagrożenia środkami ogniowymi jest proporcjonalna do wiarygodności bazy danych zagrożeń i skorelowanej z nią odpowiedzi systemu walki elektronicznej. Aby przybliżyć zagadnienie zapewnienia żywotności statku powietrznego użytkowanego w strefie zagrożeń o wysokim poziomie ryzyka, w referacie dokonano analizy współczesnych zagrożeń oraz możliwych sposobów przeciwdziałania im. Do określenia żywotności bojowej śmigłowca konieczna jest przede wszystkim identyfikacja jego podsystemów pod kątem porażalności oraz wrażliwości na uszkodzenia i zniszczenia. Dopiero wtedy można określić sposoby eliminowania krytycznych podzespołów (tj. elementów lub rozwiązań konstrukcyjnych) oraz zmianę technologii wykonania instalacji pokładowej śmigłowca. Innym alternatywnym rozwiązaniem jest prowadzenie późniejszych tzw. modernizacji, w trakcie których dokładane jest np. dodatkowe opancerzenie, zapewniające dodatkową osłonę newralgicznych elementów płatowca, co jednak pociąga za sobą znaczną utratę osiągów przez śmigłowiec. Lepszym rozwiązaniem jest zastosowanie odpowiednio skonfigurowanego systemu obrony indywidualnej opartego na urządzeniach walki elektronicznej, tj. urządzeniach bezpośrednio wpływających na zmniejszenie efektywności środków rażenia.
EN
Aircraft combat survivability which is defined as the capability of an aircraft to avoid or withstand a hostile environment is proportional to the credibility of threat data base and correlated with them EW response. Report presents the fundamentals of the newly emerging design discipline of survivability engineering applied to aircraft. Susceptibility refers to the inability of an aircraft to avoid being hit by one or more damage mechanisms in the pursuit of its mission. The level or degree of susceptibility of an aircraft in an encounter with a threat is dependent upon three major factors: the threat, the aircraft (technology e.g. additional armor), and the scenario. The important features of the threat are its characteristic, its operations, and its effectiveness. The aircraft observables or detectable signatures, any countermeasures used, and the aircraft performance capabilities and self-protection equipment (most important for decreasing a susceptibility) are some of the important factors associated with the aircraft itself.
13
Content available remote Investigation of helicopter low velocity flight
84%
Gajda K. , Bibik P. , Narkiewicz J.
|
2007
|
tom z. 71 [238]
93-102
EN
The feasibility of application in helicopter flight tests of Iow cost instrumentation composed of lnertial Measurement Unit and GPS receiver was investigated both by simulations and during flight tests. The IMU composed of three one-axial piezoelectric gyroscopes and a three axial accelerometer was designed, manufactured and integrated with GPS receiver. The Kalman signal filtering technigue was applied for rejection noise from the signal. The equipment was tested in the laboratory and in flight on board of the Mi-2 helicopter. The helicopter computer model was built using FLIGHTLAB software. The comparison of the results of calculations and the measurements in-flight is resented.
PL
Celem badań było opracowanie i sprawdzenie działania układu pomiarowego IMU/GPS w locie śmigłowca i porównanie z wynikami obliczeń symulacyjnych. Inercjalny układ pomiarowy (IMU) złożony z trzech jednoosiowych giroskopów piezowibracyjnych i trójosiowego przyspieszeniomierza, zintegrowano z odbiornikiem GPS. Zastosowano filtr Kalmana w celu redukcji zakłóceń sygnałów pomiarowych. Układ pomiarowy poddano badaniom laboratoryjnym oraz badaniom w locie na śmigłowcu Mi-2. Opracowano model symulacyjny dynamiki śmigłowca w środowisku FLIGHLAB. Porównano otrzymane wyniki z obliczeń numerycznych i pomiarów w locie.
14
Kryteria podobieństwa aeromechanicznego w tunelowych badaniach modeli wirników wiropłatowych statków powietrznych
67%
Krysztofiak G.
|
2011
|
tom T. 11, nr 42
217-226
PL
Prawo podobieństwa aerodynamicznego jest podstawą aerodynamiki doświadczalnej. W laboratoriach aerodynamicznych badane są zazwyczaj niewielkie modele. Na podstawie wyników doświadczeń z tymi obiektami przewiduje się własności obiektu rzeczywistego. Praktyka wykazała, że wyniki doświadczalnych badań nie zawsze są zgodne z danymi uzyskiwanymi w rzeczywistych warunkach lotu. Przyczyną tego są różnice między opływem statku powietrznego podczas lotu a opływem jego modelu w warunkach laboratoryjnych. W celu wyeliminowania tych błędów konieczne jest spełnienie kryteriów podobieństwa.
EN
The article describes relationships and aerodynamic criteria of similarity in the wind tunnel test of the rotor models of the real rotary-wing aircraft. The law of similarity is the basis of the experimental aerodynamics. During the tunnel tests necessary aerodynamic characteristics of the model are determined, and then, after rescaling, results are translated to the real object scale. These studies (including the cost of a model design) are by the order of magnitude cheaper, as compared to the analogous, in many cases unfeasible tests of a real scale objects. Aerodynamic model tests performed during the design, allows to verify solutions and to make changes without fear of extending costs by changing the actual structure. The results of experimental studies of the rotors of the rotary-wing aircraft models are not always consistent with the data obtained in actual flight conditions. The reason is the difference between the flow around an rotary-wing aircraft during flight, and flow around the model in the laboratory. In order to eliminate these errors it is required to keep the relevant criteria, i.e. the geometric criterion (a test model keeps the actual scale to the real object), kinematic criterion and the dynamic criterion (consistency of dimensionless quantities of flow).
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.