Wyniki wyszukiwania - Biblioteka Nauki

Nowa wersja platformy, zawierająca wyłącznie zasoby pełnotekstowe, jest już dostępna.
Przejdź na https://bibliotekanauki.pl

Ograniczanie wyników

Znaleziono wyników: 2

Liczba wyników na stronie

Wyniki wyszukiwania

Wyszukiwano:
w słowach kluczowych: helicopter engine

Sortuj według:

Ogranicz wyniki do:

Ograniczenia w projektowaniu mikroturbinowych silników śmigłowych i śmigłowcowych

100%

Czarnecki M.

tom R. 22, nr 12

2445--2449, CD

Prezentowany artykuł porusza kwestię identyfikacji parametrów konstrukcyjnych i termogazodynamicznych w dla mikroturbinowych silników śmigłowych i śmigłowcowych. Obiektem badań jest mikroturbinowy silnik w układzie konstrukcyjnym z jednostopniową sprężarką odśrodkową i jednostopniową osiową turbiną sprężarki oraz jednostopniową turbiną napędową (1R-1T-1T). Cechą charakterystyczną układu uproszczonego jest zastosowanie gotowych wirników pochodzących z kompletów remontowych turbosprężarek samochodowych. Na podstawie danych z katalogu turbosprężarek firm BorgWarner oraz Garret zidentyfikowano parametry konstrukcyjne wirników odśrodkowych sprężarek w skali mikro. Zgromadzone dane wprowadzono do zbudowanego modelu termogazodynamicznego turbinowego silnika śmigłowego/śmigłowcowego. Jako zmienne decyzyjne przyjęto masowe natężenie przepływu 0,1-0,5 kg/s, oraz temperaturę spalin przed turbiną 800÷1200 K. Obliczono rozpręż stopnia turbiny jaki wymagany do utrzymania zespołu w równowadze mechanicznej i termogazodynamicznej. Dla układu o jednym stopniu turbiny przyjęto rozpręż graniczny = 1,92 jako ograniczenie o charakterze jawnym. Obliczono pozostałe parametry charakteryzujące zespół turbiny napędowej przy założeniu że prędkość obrotową wirnika turbiny napędowej zredukowano do poziomu 6000 obr/min. Uzyskane wyniki pozwalają na szybką identyfikację parametrów konstrukcyjnych na etapie wstępnym projektowania silnika (uniknięcie błędu grubego). Umożliwiają przejście do kolejnych etapów projektowania komory spalania i turbiny z pominięciem budowy modelu termogazodynamicznego.

The research object consists study of simplified turboprop / turboshaft engine. Simplified layout is related to single centrifugal compressor and single axial turbine design(gasgenerator) and single power turbine(1R-1T-1T). Input data for further calculations was taken from BorgWarner and 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 was taken to determine rotational speed of the compressor rotor. Collected data was applied to gasturbine thermogasdinamics model. Decision variables : mass flow rate from 0,1 ÷ 0,5 kg/s range, and exhaust gas temperature from 800 ÷ 1200 K range was taken into account. Turbine expansion ratio was calculated for compressor and power turbine. Calculated engine thrust and specific fuel consumption was presented in reference to Jetcat SPT5 turboprop. Presented results allow to rapid identification of key design parameters for preliminary design.

Historia i tendencje rozwojowe napędów lotniczych

67%

Opara T.

tom R. 45, nr 4

3-18

W opracowaniu przedstawiono etapy rozwoju napędów lotniczych, począwszy od silników tłokowych do trójwirnikowych silników turbinowych. Ograniczenia w zakresie prędkości i wysokości lotu, jakie wynikały z zastosowania klasycznego układu silnik tłokowy-śmigło, stały się impulsem do podjęcia prac badawczych nad napędem odrzutowym. Odzwierciedleniem rywalizacji w tym zakresie były dokonania twórców pierwszych silników odrzutowych: F. Whitlea i H. von Ohaina. Napęd turbinowy (odrzutowy, śmigłowy i śmigłowcowy) zdominował lotnictwo wojskowe i cywilne już w drugiej połowie XX wieku. W 1960 r. rozpoczęła się era silników dwuprzepływowych o korzystniejszych parametrach eksploatacyjnych z elektronicznymi i cyfrowymi układami automatycznej regulacji. Dalszy rozwój silników turbinowych wiąże się z zastosowaniem jakościowo nowych materiałów (zwłaszcza zaś kompozytów), optymalizowaniem kształtów łopatek sprężarki i turbiny oraz technologii ich wytwarzania. W artykule przedstawiono zmiany konstrukcyjne prowadzące do ograniczenia destrukcyjnych skutków zasysania ciał obcych. Wskazano na możliwość zwiększenia manewrowości samolotów przez zastosowanie wektorowania ciągu. Omówiono perspektywy rozwoju turbinowych napędów lotniczych.

This paper discusses stages of development of air propulsion from piston engines up to three-rotor turbine ones. Limitations in speed and altitude of flight, caused by traditional system of a piston engine and an airscrew, became an impulse to conduct research on jet propulsion. Accomplishments of the designers of the first jet-propelled engines: F. Whitle and H. von Ohain are a reflection of rivalry in this field. In the second half of the 20th century turbine propulsion (turbojet, turboprop and helicopter engines) dominated air force and civil aviation. In 1960 the age of turbofans began, owing to better operating properties and electronic and digital systems of automatic regulation. Further development of turbine engines is connected with application of qualitatively new materials (particularly composites), optimization of the shape of compressor and turbine blades and technologies of their production. The paper discusses design changes decreasing the destructive effects of foreign matter suction and indicates the possibility of increasing the maneuverability of airplanes by thrust vectoring. Finally, development prospects of turbine propulsion are analyzed.