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 "badania eksperymentalne," wg kryterium: Temat

  Lista filtrów
Wyrównaj
    Wyświetlanie 1-6 z 6
    Tytuł:
    Badania eksperymentalne modelu turbiny wodnej typu Michell-Banki
    The experimental tests of the model of the Michell-Banki water turbine
    Autorzy:
    Zdrojewski, W.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/213238.pdf
    Data publikacji:
    2010
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    badania eksperymentalne
    turbina wodna typu Michell-Banki
    experimental tests
    Michell-Banki water turbine
    Opis:
    Praca przedstawia metodę oraz wyniki pomiarów podstawowych parametrów mechanicznych modelu turbiny Michell-Banki przeprowadzonych na basenie przeciwpożarowym Instytutu Lotnictwa dla sprawdzenia przewidywanych własności wyrobu finalnego będącego nową koncepcją tej turbiny zaprojektowaną całkowicie w Instytucie Lotnictwa, w szczególności z nowatorskim rozwiązaniem wlotu wody wraz z jego regulacją. Zaprezentowano również porównanie wyników powyższych pomiarów z obliczeniami przy zastosowaniu oprogramowania CFD (FLUENT) do numerycznego modelowania przepływów.
    The work presents the method and the results of the measurements of the basic mechanical parameters of the Michell - Banki turbine model. The tests were conducted on the firefighting pool of the Institute of Aviation in order to validate the expected properties of the final product, which is a new concept of this turbine designed entirely at Institute of Aviation, in particular with the innovative solution of the water inlet and its control. The work also presents the comparison of the above mentioned measurements results against calculations using CFD (FLUENT software) for flows numerical modeling.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2010, 4 (206); 141-149
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Weryfikacja eksperymentalna odporności na rozwarstwienie kompozytu z osłoną antypiorunową
    Experimental verification of resistance to delamination of the composite / LSP mesh
    Autorzy:
    Guzikowski, R.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/213700.pdf
    Data publikacji:
    2016
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    siatka LSP
    ochrona przeciwpiorunowa
    badania eksperymentalne
    LSP MESH
    Lighting Strike Protection
    experimental studies
    Opis:
    Ryzyko związane z zastosowaniem siatki LSP wiąże się z rozwarstwieniem na granicy siatka/kompozyt. W pracy sprawdzono wpływ obciążeń zmęczeniowych na połączenie struktury kompozytowej z siatką LSP, służącą do ochrony struktur lotniczych przed skutkami uderzeń pioruna. Aby zrealizować to zadanie w próbie statycznej wyznaczono maksymalną strzałkę ugięcia zaproponowanych próbek, a następnie przeprowadzono próby cykliczne. Podczas badania przeprowadzonego w takiej kolejności przetestowano dwie konfiguracje próbek różniących się układem warstw podkładów kompozytowych (próbki wykonane z prepregu węglowego różniące się układem warstw) oraz grubością siatki (o gramaturze 107 g/m2 oraz 195 g/m2, najczęściej stosowanie w konstrukcjach lotniczych). W wyniku badań nie wykryto rozwarstwień na granicy kompozyt/siatka LSP oraz uszkodzeń w strukturze kompozytowej jak i siatce LSP.
    The risk connected with the use of mesh LSP is associated with delamination on the mesh / composite interface. The study tested the impact of fatigue loads on the combination of the composite structure with a LSP mesh used to protect aircraft structures nom the effects of lightning strikes. In order to accomplish this task in a static test determined the maximum deflection of the proposed samples and then make fatigue tests. During the test carried out in this order tested two configurations of samples differing layer stack primer composite (samples made from the prepreg carbon different arrangement of layers), and the thickness of the mesh (basis weight 107 g/m2 and 195 g/m2 commonly used in aircraft construction). As a result, studies have not detected damage at the composite structure and LSP mesh or LSP mesh/composite interface.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2016, 2 (243); 15-27
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Analiza emisji podczerwieni przez śmigłowiec w locie na podstawie badań eksperymentalnych
    The experiment - based analisis of the infrared emission by a helicopter in flight
    Autorzy:
    Fijałkowski, S.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/213867.pdf
    Data publikacji:
    2011
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    analiza
    emisja podczerwieni
    śmigłowiec
    badania eksperymentalne
    experiment
    analisis
    infrared emission
    helicopter in flight
    Opis:
    W artykule przedstawiono charakterystykę zagadnień promieniowania podczerwonego emitowanego do otoczenia przez strukturę śmigłowca w locie i jego gazy spalinowe. Charakterystyka ta była między innymi podstawą do opracowania planu badań emisji i przeprowadzenia badań eksperymentalnych. Badaniom poddano śmigłowiec PZL W-3 Sokół w wybranych manewrach lotów NOE (z nosem przy ziemi w porze dziennej oraz w nocy, wiosną, latem i jesienią. Badania emisji przeprowadzono przy pomocy kamery termowizyjnej w kilku sesjach badawczych ze stanowisk naziemnych i z pokładu innego śmigłowca w czasie wspólnych lotów ze śmigłowcem badanym. W artykule przedstawiono również niektóre wyniki badań, które posłużyły do uściśleń modelu teoretycznego emisji śmigłowca, a także wykorzystane zostały w praktyce inżynierskiej do opracowania koncepcji schładzacza spalin.
    A paper describes he infrared radiation that is emitted to the environment by the structure of a helicopter in flight and by its exhaust gases. This description was the basic for developing the plan the emission testing and experimentats. The Tested object was the PA W-3 Solail helicopter in the selected NOE (nap of the earth)flight maneuvers by day and night, in spring, summer and autumn. The emission testes were carried out in several research sessions using a thermographic camera mounted on ground testbeds and on a deck of another helicopter in joint flights. The paper also presents some research that have contributed of clarifying the theoretical model of helicopter emissions and to developing the engineering concept of an exhaust gases cooler.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2011, 2 (211); 76-98
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Modelowanie numeryczne oraz badania eksperymentalne szczególnych przypadków zjawiska interferencji aerodynamicznej śmigłowca
    Numerical modeling and tests of specific helicopter aerodynamic interference cases
    Autorzy:
    Łusiak, T.
    Dziubiński, A.
    Szumański, A.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/213799.pdf
    Data publikacji:
    2008
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    modelowanie numeryczne
    badania eksperymentalne
    zjawisko interferencji aerodynamicznej śmigłowca
    numerical modeling
    tests of specific helicopter
    aerodynamic interference cases
    Opis:
    W artykule przedstawiono jeden ze sposobów analizy numerycznej interferencji aerodynamicznej między śmigłowcem a obiektem znajdującym się w jego bezpośredniej bliskości. W celu weryfikacji analizy numerycznej przeprowadzono porównanie obliczeń numerycznych z wynikami eksperymentalnymi dla wybranych przypadków. Przeprowadzono badania eksperymentalne na modelu śmigłowca podczas analizowania przypadku szczególnego obiektu o kształcie rotundy jakim jest "studnia" modelującego dziedziniec budynków zabudowy miejskiej. Analizie poddano wpływ zjawiska interferencji aerodynamicznej na obciążenia, opływ i własności śmigłowca w tych szczególnych przypadkach jego użytkowania. Przedstawiono wyniki obliczeń wykorzystujących oprogramowanie (Fluent TM), odpowiedzi dynamicznych na zaburzenia symulacyjnego modelu wirnika śmigłowca uwzględniajqcego deformacje łopat oraz rezultaty laboratoryjnych badań eksperymentalnych na modelach fizycznych śmigłowca.
    In a following article one of the methods of numerical analysis according to aerodynamical interference between a helicopter and an object in it's close proximity has been shown. In order to verify the numerical analysis, a comparison between numerical computations and the results of wind tunnel tests has been done. Specific shape of courtyard between high buildings has been considered as a subject to research during wind tunnel tests, which has been done using a remote controlled helicopter. The influence of aerodynamical interference on loading and properties of helicopter and parameters of flowfield has been analysed during these specific cases of operation. Results of calculations using RANS solver FLUENT code has been shown, as they depict dynamic answer of rotor model to disturbance including effect of blades deformation. The result of wind tunnel test of physical helicopter model has been also shown.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2008, 3-4 (194-195); 176-188
    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:
    Rozkład pola prędkości strumienia zawirnikowego wirnika nośnego oraz śmigła ogonowego śmigłowców - badania eksperymentalne
    The distribution of the behind-rotor flux velocity field main rotor and a tail rotor of a helicopters - experimental studies
    Autorzy:
    Łusiak, T.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/212986.pdf
    Data publikacji:
    2011
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    rozkład pola prędkości wirnika
    śmigło ogonowe śmigłowców
    badania eksperymentalne
    tests and research
    distribution of the behind-rotor flux
    tail rotor of a helicopters
    experimental studies
    Opis:
    W pracy przedstawiono wyniki badań eksperymentalnych wartości prędkości indukowanej w bliskim otoczeniu śmigłowca. Badania przeprowadzono na obiektach rzeczywistych śmigłowców EC-135P2 oraz Mi-2. Dokonano próby stwierdzenia poprawności przeprowadzonej analizy numerycznej opisanych przypadków w pracy Wojciecha Florczuka pt: „Analiza operowania śmigłowca EC135P2 nad obszarem lotniska”. Do badań wykorzystano przenośnej aparatury pomiarowej – zestaw anemometryczny typu AZ8901.
    The paper presents the experimental results on the values of the induced velocity in close surrounding to a helicopter. The study was carried out on the real helicopters, i.e. EC-135P2 and Mi-2. The attempts were to verify the correctness of the numerical analysis of the study cases reported in the work by Wojciech Florczuk „The analysis of operating the EC135P2 helicopter over an airport area”. A portable measuring apparatus, i.e. the AZ8901 anemometric set was used for the research.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2011, 10 (219); 240-246
    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