Informacja

Drogi użytkowniku, aplikacja do prawidłowego działania wymaga obsługi JavaScript. Proszę włącz obsługę JavaScript w Twojej przeglądarce.

English (EN)·Polski (PL)·Yкраїнський (UK)
Przejdź do strony domowej biblioteki Centralna Biblioteka Wojskowa Link otwiera się w nowym oknie Logo biblioteki Prolib Integro - strona głównaCentralna Biblioteka Wojskowa

Wyszukujesz frazę "Investigation" wg kryterium: Temat

  Lista filtrów
Wyrównaj
    Wyświetlanie 1-6 z 6
    Tytuł:
    An investigation of nonlinear aeroelasticity in aircfaft wings
    Badania nieliniowej aeroelastyczności skrzydeł płatowców
    Autorzy:
    Faflik-Brooks, A.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/212296.pdf
    Data publikacji:
    2009
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    nieliniowa aeroelastyczność
    skrzydła płatowców
    investigation of nonlinear aeroelasticity
    aircraft wings
    Opis:
    The investigation involved exploring the properties of the nonlinear spring models for aircraft wings. The theory which leads to the set of differential equations govering the motion of the aircraft wing was then described. A previous student had already made a program called wforce.f. The Runge-Kutta-Fehlberg method used in this program was described and the program was validated using examples made in past references. These were found to correspond to the results for the program. Finally an investigation was made into the effect of changing the cubic spring on the amplitude of motion of the wing after a perturbation. A harder cubic spring was found to reduce the amplitude of the limit cycle in which the wing oscillated.
    Praca dotyczy badania właściwości nieliniowych modeli sprężystych opisujących ruch skrzydeł płatowców. Modele ruchu skrzydeł stworzone zostały w oparciu o równania różniczkowe, do rozwiązania których wykorzystano metodę Runge-Kutta-Fehlberg’a. Walidacja wykonana w oparciu o przykłady zawarte wliteraturze wykazała poprawność przyjętych modeli. Ostatni etap pracy dotyczy badania wpływu zmiany parametrów modelu sprężyny trzeciego stopnia na amplitudę ruchu skrzydła po perturbacji. Badania wykazały korelację między twardszą sprężyną imniejszą amplitudą cyklu granicznego drgającego skrzydła.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2009, 5 (200); 18-49
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Numerical Investigation of flow in UAV sinusoidal compressor stage
    Analiza numeryczna przepływu w stopniu sprężarki osiowo-promieniowej samolotu bezzałogowego
    Autorzy:
    Bogucki, B.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/212300.pdf
    Data publikacji:
    2009
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    analiza numeryczna
    sprężarka osiowo-promieniowa
    samolot bezzałogowy
    numerical investigation
    sinusoidal compressor stage
    Opis:
    Centrifugal compressors, which have lost their application in the military crew airplanes, are often implemented to small-dimension unmanned aircraft engines. Their one-stage high-pressure ratio, low-complexity construction and relatively small dimensions and weight consolidated their position in modern constructions. Continuous development of these compressors has attracted increased attention to the flow field in smaller and fast-rotating blade passages. Supersonic phenomena, mixing losses and unsteadiness of the flow in the impeller are expected to be studied with more details. The work presented in this report was performed at the Ecole Nationale Supérieure d’Ingénieurs of Constructions Aéronautiques (ENSICA) in Toulouse within an UAV engine development program led by Department of Fluid Mechanics, ENSICA and JPX Company, France. The purpose of this study was to investigate numerically several design solutions implemented to mixed-flow compressor stage of the 100kN turbojet engine named T100.
    Sprężarki odśrodkowe, które straciły w ostatnich dekadach swoje zastosowanie w silnikach wojskowych samolotów załogowych, są często stosowane przy napędzie małych samolotów bezzałogowych. Ich relatywnie duży stopień sprężania z jednego stopnia przy jednocześnie małych wymiarach, umocniły ich pozycję w nowoczesnych konstrukcjach małych statków powietrznych. Przy dążeniu do poprawienia ich sprawności, konstruktorzy ciągle napotykają szereg niestacjonarnych i nieliniowych zjawisk, które wymagają ustawicznych badań. Projekt prezentowany w tej pracy został przeprowadzony na uczelni Ecole Nationale Supérieure d’Ingénieurs of Constructions Aéronautiques (ENSICA) w Tuluzie, w ramach programy rozwoju silnika do samolotu bezzałogowego. Prace były współ prowadzone przez Wydział Mechaniki Płynów z tejże uczelni oraz przez firmę JPX z Francji. Celem pracy było przeprowadzenie analizy numerycznej rozwiązań konstrukcyjnych zaimplementowanych w sprężarce osiowo-promieniowej silnika T100 w ciągu 100KN.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2009, 5 (200); 3-17
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Simulation investigation of dynamics and some operational situations of a helicopter with the use of neural networks
    Symulacyjne badania dynamiki i eksploatacji śmigłowca z zastosowaniem sieci neuronowych
    Autorzy:
    Stanisławski, J.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/212527.pdf
    Data publikacji:
    2006
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    simulation investigation of dynamics
    some operational situations of a helicopter
    neural networks
    Opis:
    The work presents results of simulation investigations of dynamics of a helicopter and loads on its main (lifting) rotor, as well as some operational situations like power failure and defects of rotor blades. A package of software has been elaborated which enables the analysis of work of deformable blades. This package contains some additional procedures to construct model of atmosphere turbulence, influence of the elastic rotor support and effect of operation of the turbine power unit. Simulation programs have been used to generate data later applied for training (process of teaching) neural networks. Presented are results of functioning of neural networks in performing the following tasks: recongnizing rotor blade defects, establishing the height reserve for continuation of flight in case of partial power unit failure and assessing the magnitude of selected components of rotor blade loads.
    W pracy przedstawiono wyniki badań symulacyjnych dotyczących dynamiki śmigłowca, obciążeń wirnika nośnego, stanów lotu w przypadku awarii napędu oraz uszkodzeń łopat wirnika. Opracowano pakiet oprogramowania umożliwiający analizę pracy odkształcalnych łopat wirnika uzupełniony dodatkowymi procedurami modelującymi turbulencję atmosfery, wpływ sprężystego podparcia wirnika oraz turbinowy zespół napędowy. Programy symulacyjne użyto do generacji danych, wykorzystanych następnie do treningu sieci neuronowych. Przedstawiono wyniki działania sieci neuronowych do następujacych zadań: rozpoznawanie uszkodzeń łopat wirnika, wyznaczanie zapasu wysokości do manewru kontynuacji lotu przy częściowej awarii napedu oraz oszacowanie wielkości wybranych składowych obciążenia łopat wirnika.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2006, 3 (186); 5-51
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Simulation investigation of tail rotor behavior in directional maneuver of helicopter
    Badania symulacyjne zachowania wirnika ogonowego w manewrze kierunkowym śmigłowca
    Autorzy:
    Stanisławski, J.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/213710.pdf
    Data publikacji:
    2008
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    badania symulacyjne
    wirnik ogonowy
    manewr kierunkowy śmigłowca
    simulation investigation
    tail rotor behavior
    directional maneuver of helicopter
    Opis:
    The paper presents the simulation method for calculating the tail rotor loads and bldes deflections in directional maneuver of helicopter. The simplifed equation of yawing motion of helicopter was applid. The physical model consists of helicopter fuselage treated as stiffness body and tail rotor with blades modeled by elastic axes with distributed lumped masses. The rough control input of the tail rotor blade pitch allows investigate the tail rotor work including occuverrence of large stall regions.
    Przedstawiono symulacyjną metodę obliczania obciążeń wirnika ogonowego oraz odkształceń jego łopat w trakcie wykonywania manewru kierunkowego śmigłowca. Parametry odchylania określano przy wykorzystaniu uproszczonego równania śmigłowca. W modelu fizycznym uwzględniono sztywną bryłę kadłuba oraz odkształcalne łopaty wirnika ogonowego reprezentowane przez osie sprężyste z układem rozłożonych mas skupionych. Wprowadzenie funkcji zmian kąta nastawienia łopat wirnika ogonowego z uwzględnieniem brutalnego sterowania pozwoliło analizować obciążenia łopat w przypadku występowania rozległych stref oderwania.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2008, 2(193); 32-80
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Experimental investigation of a dynamic stall on the oscillating NACA 0012 airfoil
    Eksperymentalne badania dynamicznego przeciagnięcia oscylujacego profilu NACA 0012
    Autorzy:
    Krzysiak, A.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/213023.pdf
    Data publikacji:
    2006
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    badania eksperymentalne
    dynamiczne przeciągnięcia oscylującego profilu NACA 0012
    experimental investigation
    dynamic stall on the oscillating NACA 0012 airfoil
    Opis:
    The paper presents effects of experimental studies, lasting more than two years, on the phenomenon of a dynamic stall which appears on airfoils used in helicopters. Studies were carried out in the Aerodynamic Division of the Institute of Aviation and were financed, as part of a study project, by the Committee of Scientific Investigations KBN (Komitet Badań Naukowych). The phenomenon of a dynamic stall, i.e. the delay of separation of flow appearing on oscillating surfaces, is observed among others at the retreating blade of the helicopter lifting rotor and is associated with creation of vortex at the airfoil leading edge when the angle of attack of an airfoil becomes greater than its static critical angle; it's also associated with vortex displacement towards the trailing edge when the angle of attack becomes greater. The appearance of this vortex results not only in increase of lift at the rotor blades but also in visible increase of the lift derivative with respect to angle of attack. Later, in the course of vortex displacement, it causes the violate increase of the negative pitching moment. Effects of a dynamic stall mentioned above play a significant role in the course of designing blades for the helicopter main (lifting) rotor. The determination of dynamic aerodynamic characteristics is necessary in the course of designing the high-performance helicopter and to avoid unwanted phenomena accompanying a dynamic stall. In order to perform the wind tunnel tests of aerodynamic characteristics of airfoils under conditions of a dynamic stall it was necessary to design and construct in the N-3 wind tunnel of the Institute of Aviation a special system enabling to force (to create) the oscillating movements of an airfoil. It became also necessary to produce a special model of the NACA 0012 airfoil matched to this type of tests. For the purpose of measurements of pressure distribution on the airfoil three electronic pressure scanners have been purchased. In the course of tests they were located inside the tested model. Moreover, the existing measuring/recording system of the N-3 wind tunnel became modified and adopted to the needs of dynamic tests. After the introduction of the new measuring system and of the new software destined to collect measuring data, to register pressure distribution on an airfoil, to calculate interference corrections of the wind tunnel and aerodynamic coefficients, some static tests were carried out on the standard NACA 0012 airfoil and results of these tests were compared with results obtained in other foreign wind tunnels. High compatibility of results has confirmed the correctness of adopted technique of evaluation. Using the newly adopted measuring system for the purpose of dynamic tests a set of measurements of pressure distribution on the oscillating NACA 0012 airfoil has been performed to assess the influence of such variables as the Mach number, the mean model angle of attack, frequency of airfoil vibrations an amplitude of these vibrations. Obtained distributions of pressure on the airfoil surface enabled to calculate values of basic aerodynamic coefficients, i.e. the lift coefficient CL and the pitching moment coefficient Cm.
    Niniejsza praca stanowi efekt ponad 2-letnich prac nad zagadnieniem dynamicznego prze ciągnięcia profili śmigłowcowych realizowanych w Zakładzie Aerodynamiki Instytutu Lotnictwa, wykonywanych w ramach projektu badawczego finansowanego przez KBN. Zjawisko dynamicznego przeciągnięcia, czyli opóźnienia oderwania przepływu na opływanych powierzchniach wykonujących ruchy oscylacyjne występuje m.in. na łopacie powracającej wirnika nośnego śmigłowca i jest związane z tworzeniem się wiru na krawędzi natarcia profilu przy kątach natarcia większych od statycznego kąta krytycznego oraz jego przemieszczaniem w kierunku krawędzi spływu wraz ze wzrostem kąta natarcia. Wystąpienie tego wiru powoduje nie tylko istotny wzrost siły nośnej na łopatach wirnika, lecz również wyraźny wzrost pochodnej siły nośnej względem kąta natarcia, a następnie w trakcie jego przemieszczania gwałtowny przyrost ujemnego momentu pochylającego. Wspomniane powyżej efekty dynamicznego przeciągnięcia mają istotne znaczenie przy projektowaniu łopat wirników śmigłowców. Określenie dynamicznych charakterystyk aerodynamicznych jest niezbędne przy projektowaniu śmigłowców o wysokich osiągach, a także dla uniknięcia niekorzystnych zjawisk towarzyszących dynamicznemu przeciągnięciu. Przeprowadzenie tunelowych badań charakterystyk aerodynamicznych profili w warunkach dynamicznego przeciągnięcia w Instytucie Lotnictwa, wymagało zaprojektowania i wykonania układu wymuszającego oscylacyjne ruchy profilu w tunelu aerodynamicznym N-3, a także wykonania specjalnie przystosowanego do tego typu badań modelu profilu NACA 0012. Do pomiaru rozkładu ciśnienia na profilu zakupiono trzy elektroniczne skanery ciśnienia, które w trakcie badań umieszczone były wewnątrz badanego modelu. Ponadto, zmodyfiko wa no istniejący system pomiarowo-rejestrujący tunelu N-3 przystosowując go do badań dynami cznych. Po wdrożeniu nowego układu pomiarowego oraz nowego oprogramowania służącego do: zbierania danych pomiarowych, obliczania rozkładów ciśnienia na profilu, obliczania poprawek interferencyjnych tunelu oraz współczynników aerodynamicznych, wykonano testowe badania statyczne profilu wzorcowego NACA 0012 i porównano wyniki tych badań z wynikami uzyskanymi w innych tunelach na świecie. Duża zgodność tych wyników potwierdziła prawidłowość stosowanej techniki badawczej. Wykorzystując nowo wdrożony układ pomiarowy do badań dynamicznych, przeprowadzono pomiary rozkładu ciśnienia na wykonującym ruchy oscylacyjne profilu NACA 0012 dla szeregu wybranych parametrów badań takich, jak: liczba Macha, średni kąt natarcia modelu, częstotliwość drgań profilu oraz amplituda tych drgań. Na podstawie uzyskanych rozkładów ciśnienia na profilu obliczono wartości podstawowych współczynników aerodynamicznych tj. współczynnika siły nośnej Cz oraz współczynnika momentu pochylającego Cmy.W pracy przedstawiono wyniki badań symulacyjnych dotyczących dynamiki śmigłowca, obciążeń wirnika nośnego, stanów lotu w przypadku awarii napędu oraz uszkodzeń łopat wirnika. Opracowano pakiet oprogramowania umo żliwiający analizę pracy odkształcalnych łopat wirnika uzupełniony dodatkowymi procedurami modelującymi turbulencję atmosfery, wpływ sprężystego podparcia wirnika oraz turbinowy zespół napędowy. Programy symulacyjne użyto do generacji danych, wykorzystanych następnie do treningu sieci neuronowych. Przedstawiono wyniki działania sieci neuronowych do następujących zadań: rozpoznawanie uszkodzeń łopat wirnika, wyznaczanie zapasu wysokości do manewru kontynuacji lotu przy częściowej awarii napędu oraz oszacowanie wielkości wybranych składowych obciążenia łopat wirnika.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2006, 4 (187); 1-52
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Próby rezonansowe - nowe zastosowania
    Resonance tests - a new applications
    Autorzy:
    Wiśniowski, W.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/212609.pdf
    Data publikacji:
    2011
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    aerodynamika
    próby rezonansowe
    badania dynamicznych właściwości konstrukcji
    wyznaczanie współczynników mas
    współczynniki sztywności konstrukcji
    konstrukcje obciążane w sposób dynamiczny
    aerodynamics
    resonance tests
    new applications
    investigation method of dynamic properties and structures
    dynamically loaded structures
    Opis:
    Próby rezonansowe są metodą badania dynamicznych właściwości konstrukcji. Podstawowym ich celem jest wyznaczanie współczynników mas, sztywności i tłumienia występujących w równaniach ruchu konstrukcji. W pracy przedstawiono kilka nowych możliwości wykorzystania prób rezonansowych do identyfikacji oraz interpretacji zjawisk występujących w konstrukcjach obciążanych w sposób dynamiczny.
    The resonance tests are the investigation method of dynamic properties of structures. Their basic aim is to determine the coefficients of mass, stiffness and damping occurring in the structure equations of motion. The paper presents some new possibilities of using resonant tests to identify and interpret the phenomena occurring in dynamically loaded structures.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2011, 5 (214); 3-14
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
      Wyświetlanie 1-6 z 6

      Ta witryna wykorzystuje pliki cookies do przechowywania informacji na Twoim komputerze. Pliki cookies stosujemy w celu świadczenia usług na najwyższym poziomie, w tym w sposób dostosowany do indywidualnych potrzeb. Korzystanie z witryny bez zmiany ustawień dotyczących cookies oznacza, że będą one zamieszczane w Twoim komputerze. W każdym momencie możesz dokonać zmiany ustawień dotyczących cookies