Wyniki wyszukiwania - Biblioteka Nauki

1

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

100%

Dzięgielewski W.

|

tom 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.

2

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

100%

Ziętarski S. , Kachel S. , Kozakiewicz A.

|

tom 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.

3

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

100%

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

|

tom 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.

4

Analiza możliwości wykorzystania dwóch silników Allison 250-C20B do napędu śmigłowca SW-4

100%

Zbiejczuk G.

|

tom z. 1-2 (168-169)

120-124

PL

Śmigłowiec SW-4 jest lekkim, wielozadaniowym śmigłowcem przeznaczonym do przewozu 4 pasażerów z jednoosobową załogą. Śmigłowiec wyposażony jest w jeden silnik turbinowy, co znacznie ogranicza jego wykorzystanie i poziom bezpieczeństwa lotu. Zastosowanie dwóch silników do napędu śmigłowca umożliwi wzrost bezpieczeństwa lotu oraz większe wykorzystanie do zadań, gdzie istnieją ograniczenia dla maszyn jednosilnikowych. Po przeprowadzeniu analizy zmian istniejącej konstrukcji (wykorzystując cechy podobnych rozwiązań: AS 355, MBB Bo 105, Agusta A109) do dalszych obliczeń i zabudowy dwóch silników przyjęto układ z dodatkową przekładnią sumującą cechującą się: - małą masą układu, - łatwym i szybkim montażem i demontażem silnika, - niewielką ilością zmian w istniejącej konstrukcji. Na podstawie wykonanych obliczeń analizy masowej, aerodynamicznych oraz wytrzymałościowych wybranych elementów mocowania silników, mając na uwadze przyjęte w procesie projektowania ograniczenia, można sformułować następujące spostrzeżenia: - dwusilnikowa wersja śmigłowca SW-4 charakteryzuje się większym bezpieczeństwem lotu, - posiada porównywalne osiągi z innymi śmigłowcami dwusilnikowymi w tej klasie masowej, - zjawisko oderwania może wpływać na ograniczenie warunków użytkowania śmigłowca, pomimo zapasu mocy napędu, - elementy mocowania posiadają znaczny zapas wytrzymałości statycznej.

EN

The SW-4 is a light, multi-purpose helicopter predicted to transport 4 passengers with one-man crew. The helicopter is equipped in one turbine engine, what limits its usage and the level of flight safety. The application of two engines for the SW-4 helicopter propulsion will increase the level of flight safety and enable the application for tasks, where limitations for one-engine helicopters exist. After performing the analysis of changes in the existing design (considering features of similar solutions: AS355, MBB Bo 105, Agusta A109) for further calculations and installation of two engines a system with an additional summing gearbox, which is characterized by: - a small mass of the system, - easy and fast assembly and disassembly of the engine, - small amount of changes in the existing design. On the basis of the performed mass analysis, aerodynamic and strength calculations of selected elements of engine fittings and considering the limitations assumed in the design process, the following conclusions may be formulated: - two-engine version of the SW-4 helicopter is characterized by a higher flight safety, - it has comparable performance to other two-engine helicopters in the same weight class, - the flow separation phenomenon may have influence on the limitations of helicopter application conditions, in spite of power margin, - the fitting elements have significant margin of static strength.

5

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

88%

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

|

tom 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.

6

Criteria of aircraft engine parameters evaluation for multi-purpose aircraft

75%

Wygonik P.

|

tom 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.

7

Propulsion motors for combat vehicles

63%

Walentynowicz J.

|

tom 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.

8

Nadzór eksploatacyjny siłowni okrętowych z turbinowymi silnikami spalinowymi

63%

Charchalis A.

|

tom nr 4

105-113

PL

W referacie przedstawiono problemy związane z wdrożeniem i eksploatacją turbinowych silników spalinowych do napędu szybkich rakietowych okrętów wojennych. Zaprezentowano system diagnozowania silników turbinowych opracowany przez autora i wdrożony na okrętach RP.

EN

There are presented problems connected with initiation and use of gas turbine engines assembled on high-speed missile battle ship. The scheme of diagnosing of gas turbine engines elaborated by author and inculcated in the Polisch Navy is presented as well.

9

Wpływ komponentów syntetycznych na właściwości paliwa do turbinowych silników lotniczych

63%

Białecki T. , Gawron B. , Głąb J.

Przemysł Chemiczny

|

2020

|

tom 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.