Wyniki wyszukiwania - Biblioteka Nauki

1

Analiza uszkodzeń turbinowych silników odrzutowych

100%

Kozakiewicz A.

|

tom Nr 4 (213)

224-234

PL

W artykule przedstawiono dane statystyczne dotyczące czynników powodujących wypadki lotnicze statków powietrznych w USA i Polsce. Dane przedstawiają wzrost liczby uszkodzeń silników wywołanych zassaniemt.zw. "ciał obcych". Przeanalizowano główne przyczyny uszkodzeń silników lotniczych w SP RP. Przedstawiono problematykę związaną z uszkodzeniami sprężarek podczas eksploatacji w terenie o dużym zapyleniu powietrza w wyniku występowania erozji łopatek sprężarkowych. Analizowano wpływ liczby silników na starty samolotów wojskowych na przykładzie lotnictwa USA.

2

Nowa koncepcja napędu rozruchowego turbinowych silników odrzutowych

100%

Gosiewski Z. , Falkowski K. , Henzel M. , Mazurek P. , Żokowski M.

|

tom Nr 4 (213)

129-141

PL

Systemy pokładowe najnowszych statków powietrznych, takich jak: Boeing 787, Airbus A380, projektowane są według koncepcji "more electric aircraft" (MEA), która zakłada coraz większe wyrzystanie układów elektrycznych. Koncepcja ta zaowocowała opracowaniem systemów pokładowych o nowej strukturze, która zapewnia poprawienie warunków użytkowania systemów wynikających ze zmniejszenia masy, rosnacej niezawodności urządzeń, a przez to zmniejszenia kosztów użytkowania i wzrostu bezpieczeństwa latania. W artykule przedstawiono koncepcję napędu rozruchowego dla silnika odrzutowego dużego ciągu. Przedstawiono tutaj strukturę i zasadę działania takiego napędu, jego zalety i wady w porównaniu do układów klasycznych oraz wskazano kierunki dalszych badań.

3

Struktura symulacyjnego modelu jednowirnikowego turbinowego silnika odrzutowego zrealizowanego w środowisku Matlab – Simulink, działającego w skali czasu rzeczywistego

100%

Pawlak W. I.

|

tom No. 1 (17)

233--240

PL

W publikacjach autora poświęconych sztuce budowy modeli symulacyjnych lotniczych silników turbinowych, problemowi iteracyjnego poszukiwania pierwiastków układu nieliniowych równań algebraicznych opisujących parametry czynnika roboczego w kanale silnika poświęcono dużo uwagi. Układ równań algebraicznych musi być zastosowany wtedy, gdy model symulacyjny bazuje na matematycznym opisie obiegu cieplnego silnika w stanach nieustalonych. Wymogiem realizacji modeli symulacyjnych działających w skali czasu rzeczywistego w środowisku Matlab- Simulink jest natomiast to, że nie mogą zawierać bloków realizujących pętle iteracyjne. Zatem realizacja takiego modelu silnika musi być oparta na bazie uprzednio spreparowanych jego charakterystyk dynamicznych. W proponowanym referacie będzie pokazany sposób ich wykorzystanie do budowy modelu działającego w skali czasu rzeczywistego dla pełnego eksploatacyjnego zakresu wysokości i prędkości lotu.

EN

In Author’s papers on the art of building simulation models of aircraft turbine engines much attention has been paid to the question of applying iterative method(s) to solve a system of non-linear algebraic equations that describe parameters of the working medium flowing through the engine’s duct. A system of algebraic equations has to be used when the simulation model is based on a mathematical description of the engine’s thermodynamic cycle in transient states. Unfortunately, the requirement for the implementation of a real-time simulation model operating in the Matlab–Simulink environment is that its structure cannot contain any block that runs for any iterative loop. Thus, formulation of such an engine model has to be based on pre-generated dynamical characteristics of the engine. What has been shown in this paper is the way of formulating a real-time simulation model that covers a full service range of flight altitudes and speeds.

4

Sprawność turbinowego silnika odrzutowego dla różnych warunków pracy dyszy wylotowej

88%

Jakubowski R. , Orkisz M.

Journal of KONES

|

2000

|

tom Vol. 7, No. 1-2

207-216

PL

W referacie przedstawiono wpływ stopnia rozprężenia spalin w dyszy wylotowej na charakter przemian energii w kanale przepływowym turbinowego silnika odrzutowego. Wykazano, że stosowanie podstawowych zależności definicyjnych do określenia charakterystyk wewnętrznych [8] tego typu silników uniemożliwia dokonanie fizycznej interpretacji jego sprawności, a tym samy prowadzi do niemożności oceny wpływu parametrów obiegu termodynamicznego i warunków lotu samolotu na jakość przemian energii w silniku.

EN

This report presents the influence of the exhaus gases decompression ratio in the propelling nozzle on the character of energy changes in a duet of a jet engine. It has been proved that the application of basie defmition relationships in order to determine the performance curve of this type of engine [8] prevents us irom making an interpretation of its efficiency and, what it involves, no interpretation can be made about the influence that the thermodynamic cycle and the flight conditions exert on the quality of internal energy changes m a jet engine.

5

Turbinowy silnik odrzutowy jako źródło zagrożeń ekologicznych

88%

Głowacki P. , Szczeciński S.

|

tom Nr 4 (213)

252-257

PL

W artykule przedstawiono najważniejsze mechanizmy powstawania toksycznych składników spalin w komorach spalania turbinowych silników odrzutowych. Ogólnie opisano jakie parametry pracy silnika i komory spalania powodują wzrost intensywności tworzenia się tlenków azotu (NOx), sadzy, niespalonych węglowodorów (NHC), tlenku węgla (CO) i dwutlenku węgla (CO2), a jakie ograniczają możliwości ich powstawania. Zasygnalizowano również jakie problemy czekają inżynierów silnikowców w przyszłości, związane z koniecznością wymuszania przez odpowiednie regulatory znacznej redukcji emisji toksycznych składników spalin.

6

Mobilne stanowisko przygotowania i obsługi miniaturowych turbinowych silników odrzutowych Zestawu Odrzutowych Celów Powietrznych ZOCP-JET2

75%

Chachurski R. , Omen Ł. , Panas A. J. , Zalewski P.

|

tom Vol. 69, nr 4

57--72

PL

W pracy przedstawiono opis funkcjonowania i konstrukcji naziemnego stanowiska do monitorowania stanu technicznego miniaturowych turbinowych silników odrzutowych o ciągu nieprzekraczającym 200 N, wykorzystywanych m.in. do napędu zdalnie sterowanych modeli latających i wojskowych bezzałogowych statków powietrznych. Przyczyną rozpoczęcia prac był brak ujednoliconych procedur pozwalających na jednoznaczną ocenę przydatności eksploatacyjnej badanych silników klasy mini, a także istotne ograniczenia użytkowe istniejących platform badawczych. W celu uzupełnienia zidentyfikowanych braków w tym zakresie zaproponowano budowę autorskiego systemu pomiarowego. Zasadniczym elementem całego systemu było naziemne stanowisko pomiarowe. Oprócz wymagań funkcjonalnych — wynikających z przyjętych procedur pomiarowych — konstrukcja stanowiska wiązała się z wieloma dodatkowymi wymogami dotyczącymi bezpieczeństwa użytkowania, ograniczeń masowo-geometrycznych itp. Ich spełnienie otworzyło możliwość eksperymentalnego sprawdzenia poprawności funkcjonowania stanowiska podczas pracy w różnych warunkach otoczenia: zarówno laboratoryjnych, jak i poligonowych. Pozytywny rezultat sprawdzeń pozwolił na zakwalifikowanie zbudowanego stanowiska jako części składowej systemu odrzutowych celów powietrznych z programowaną trasą lotu pn. Zestaw odrzutowych celów powietrznych ZOCP-JET2, zrealizowanego w ramach projektu badawczego finansowanego ze środków NCBiR.

EN

The work presents description and operation of the mobile engine test station, designed for the miniature turbine jet engines with a maximum trust below 200 N. The engine test bed allows us to monitor the condition of the engine used to drive remotely controlled flying aerial targets or military unmanned aircraft. According to military (Department of Defence) requirements, the designed engine test station is mobile, it can be used in military battlefield conditions and it meets safety precautions and military transport requirements. The reason of the engine investigations was the shortage and lack of information on the engine capability and suitability to work in the field conditions, and first of all on its limitations. The designed engine test station successfully completed tests in laboratory as well as in military field conditions and nowadays it is an integrated part of the Aerial Flying Target System called the ZOCP-JE2 that is designated for the engine’s monitoring and checking before the flight.

7

Racjonalność niektórych uproszczeń algorytmu nieliniowego obserwatora turbinowego silnika odrzutowego

75%

Pawlak W. I. , Spychała J.

|

tom nr 21

5-29

PL

Nieliniowe obserwatory mają duże potencjalne znaczenie w dziedzinie sterowania, monitorowania i diagnozowania lotniczych silników turbinowych. Mogą być szczególnie przydatne do pomiaru chwilowych wartości tzw. trudno mierzalnych parametrów ich pracy, takich jak temperatura czynnika roboczego u wylotu komory spalania lub ciąg. Z tych powodów wiarygodność i dokładność wyników działania obserwatorów powinna stać się przedmiotem starannych badań. W niniejszej pracy przedstawiono porównanie wyników działania dwóch wariantów nieliniowego obserwatora silnika 50-3. W algorytmie obliczeniowym pierwszego wariantu przyjęto, że czynnik roboczy w kanale silnika jest gazem półdoskonałym. W wariancie drugim czynnik roboczy potraktowano jako gaz doskonały. Oba warianty obserwatora przetestowano na danych rzeczywistych, uzyskanych z badań silnika 50-3 w hamowni naziemnej.

EN

I-linear observers have got great potentialities in the fields of turbojet engine control, monitoring and diagnosing. They may prove of particular suitability for measuring actual values of the so-called difficult-to-measure parameters, e.g. temperature of the working men at the combustian chamber outlet, thrust, etc. For this reason, reliability and accuracy of results of the performance of observers should be given careful consideration. The paper has been intended to deliver comparison between results gained with two variants of a non-linear observer of the SO-3 engine. It has been assumed in the computational algorithm of the first variant that the working medium in the engine duct is a perfect gas. In the second variant, the king medium has been considered a semi-perfect gas. Both the variants of the observer have been tested using real data from tests ot the SO-3 engine on a ground-based engine test bed.

8

Porównanie wyników komputerowej symulacji turbinowego silnika odrzutowego dla przypadków przepływu czynnika roboczego o właściwościach gazu półdoskonałego i doskonałego

75%

Pawlak W. I.

|

tom nr 22

175-202

PL

Przedstawiono dwa modele symulacyjne tego samego turbinowego silnika odrzutowego oraz wyniki wykonanych na nich symulacji procesów pełnej akceleracji i deceleracji oraz stanów ustalonych, dla warunków naziemnych. Modele różnią się tylko sposobem traktowania czynnika roboczego. W pierwszym modelu przyjęto, że w przepływie przez sprężarkę wykładnik izentropy i średnie ciepło właściwe powietrza są funkcjami średniej temperatury spiętrzenia, natomiast w przepływie przez komorę spalania, turbinę i dyszę są one funkcjami odpowiednich średnich temperatur spiętrzenia oraz współczynnika nadmiaru powietrza. W drugim modelu czynnik roboczy potraktowano jako gaz doskonały, czyli taki, dla którego wartości wykładników izentrop i ciepeł właściwych czynnika roboczego w analizowanych fragmentach przepływu są stałe.

EN

Two simulative models for the same jet engine, plus simulation results of deceleration, acceleration and steady states of engine operation during ground tests, are presented in the article. The models differ from each other just with the working medium flowing through the engine. In the first model it was assumed that, while the working medium is flowing through the compressor, the isentropic exponent and average specific heat are functions of average total temperature, whereas, while it is flowing through the combustion chamber, turbine, and nozzle, these are functions of corresponding average temperatures of total pressure and combustion air factor. In the second model the working medium is treated as an ideal gas, with constant values of isentropic exponent and specific heat in some parts of the flow being analyzed.

9

Testy toksyczności spalin turbinowego silnika lotniczego dla warunków startu i lądowania

63%

Kotlarz W. , Rypulak A. , Piaseczny L. , Zadrąg R.

|

tom R. 45, nr 4

61-73

PL

W artykule przedstawiono propozycję testów badawczych określających emisję związków toksycznych dla turbinowych silników odrzutowych. Pracę wykonano w oparciu o przeprowadzone badania emisji związków toksycznych spalin i rozkłady obciążeń silników typu SO-3 (z samolotów szkolno-treningowych TS-11 Iskra) dla warunków ich pracy na lotnisku tj. uruchomień, prób przedwylotowych, kołowania, startów i lądowań.

EN

The Submitted paper describes proposal of research tests of toxic compounds emission of jet turbine engines. Scientific work includes researches of toxic compounds in exhaust gas for different spectrum of load of SO-3 engines (TS-11 jet trainer aircraft engine). All practical activities were done at the airfield for start procedures, pre-flight engine tests, taxi phase, take-offs and landings.

10

Gromadzenie, przetwarzanie i zobrazowanie informacji o zużyciu turbinowego silnika odrzutowego w eksploatacji

63%

Pawlak W. I.

|

tom z. 51[168], t.1

361-368

PL

Przedstawiono wyniki doświadczeń uzyskanych podczas realizacji badawczej wersji systemu monitorująco-diagnostycznego do turbinowego silnika odrzutowego typu K-15. W ciągu ostatnich 4 lat dwa egzemplarze tego silnika, wyposażone najpierw w rejestrator typu Schlumberger a następnie ATM - QAR, były przedmiotem intensywwnej eksploatacji na samolocie I-22 IRYDA. Podczas całego tego okresu prowadzono ciągłą rejestrację oraz przetwarzanie obszernego zestawu parametrów diagnostycznych obu silników. Uzyskane doświadczenia mogą być przydatne do opracowania i wdrożenia eksploatacyjnej wersji systemu.

EN

Experiments results, obtained during realisation of reserch version of turbine jet engine (K-15 type) monitoring and diagnostic system, are presented in this paper. During last 4 years two copies of this engine, equiped in registrar Schlumberger first and ATM - QAR lately, we re subject of intensive R&D efforts with I-22 IRYDA plane. In all that time, current registration and transformation of a broad set of diagnostic parameters were carried out. The experience gained during this way will be useful for designing and implementing operational version of the system.