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 "aircraft design" wg kryterium: Temat

  Lista filtrów
Wyrównaj
    Wyświetlanie 1-8 z 8
    Tytuł:
    Development of a flight simulator for conceptual aircraft design and sizing
    Autorzy:
    Hon, Kai San
    Karpuk, Stanislav
    Yang, Daqing
    Elham, Ali
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/36455876.pdf
    Data publikacji:
    2022
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    flight dynamics
    flight simulation
    aircraft design
    Opis:
    This article describes the development of a flight simulator module within the ADEMAO aircraft design framework to investigate the effects of novel airframe and propulsion technologies on new generations of aircraft. Methods used to develop and integrate the fight simulator into the overall design framework are described. The simulator is validated based on existing data from the Convair CV-880M and is then used to analyze an example case of a conceptual medium-range aircraft with advanced airframe technologies designed in the Sustainable and Energy-Efficient Aviation research cluster at the Institute of Aircraft Design and Lightweight Structures at the Technische Universität Braunschweig. Results show the deficiencies of the medium-range aircraft in short-period pitch and Dutch roll performance, and recommendations for modifications to the conceptual medium-range aircraft are drafted.
    Źródło:
    Transactions on Aerospace Research; 2022, 2 (267); 31-61
    0509-6669
    2545-2835
    Pojawia się w:
    Transactions on Aerospace Research
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Ocena wpływu zamontowanego silnika na obciążenia samolotu lekkiego
    Evaluation of the influence of mounted engine type on light airplane loads
    Autorzy:
    Cichocka, E.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/213066.pdf
    Data publikacji:
    2016
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    projektowanie samolotów
    obciążenia
    samoloty lekkie
    przepisy certyfikacyjne
    wytrzymałość konstrukcji
    aircraft design
    structural load
    light aircraft
    strength of aircraft structures
    Opis:
    W niniejszym artykule skupiono się na zbadaniu wpływu zamontowanego silnika na obciążenia statków powietrznych klasy General Aviation. Do analizy porównawczej wybrano samoloty różniące się jedynie typem zabudowanego zespołu napędowego, z których pierwszy jest certyfikowanym samolotem tłokowym, traktowanym jako obiekt odniesienia, natomiast drugi jest jego wersją rozwojową, wyposażoną w silnik turbośmigłowy. Dla każdego z płatowców rozważono łącznie ponad tysiąc przypadków obliczeniowych zgodnych z wymaganiami przepisów budowy samolotów lekkich. Założonym celem było zapewnienie, aby ekstremalne obciążenia konstrukcji turbośmigłowej zawierały się w obwiedni krytycznych przypadków obciążeń płatowca z napędem typu bokser, a w przypadku przekroczenia referencyjnego poziomu dopuszczalnych sił i momentów sił. zaproponowanie stosownych ograniczeń eksploatacyjnych. Wymóg ten podyktowany był celami i ograniczeniami projektu, w ramach którego zrealizowana została modernizacja konstrukcyjna wybranego statku powietrznego. Stąd. ustanowiono, że w zadanym reżimie czasowym i budżetowym samolot z nową jednostką napędową musi spehiić przepisy budowy lekkich samolotów i uzyskać dopuszczenie do lotu bez konieczności przeprowadzenia szeregu prób jako dowodu zgodności z wymaganiami przyjętej bazy certyfikacyjnej. Syntezę pracy stanowi ocena uzyskanych rezultatów i sformułowanie wniosków dotyczących skutków zamiany silnika tłokowego na turbinowy na lekkim samolocie celem poprawy jego osiągów i własności lotnych przy zachowaniu obciążeń.
    This paper focuses on examining the effects of the mounted engine type on General Aviation airplane loads. For comparative analysis two airplanes, different from each other only by the type of power unit, were selected. The first is certified piston engine powered airplane, treated as the reference object, whereas the other one is its turbopropeller version. For each of them, more than a thousand computational cases were considered to prove fulfilment of all the airworthiness requirements for light airplanes. The assumed goal was to ensure that extreme structural loads of turboprop airplane are contained within the envelope of critical loads of airplane powered by boxer engine, or to propose appropriate operational limitations in the case forces and torques exceed the permissible reference level. This requirement was dictated by the objectives and constraints of the project, under which modernization of the airplane nose section was realized. Hence, it was assumed that, within available time and budget, the airplane with a different type of engine have to meet the light aircraft regulations and gam permission to fly without the need to perform a number of experimental tests as a proof of compliance with the certification specifications. Summary of the work is the evaluation of the results and formulating conclusions of the effect of changing from piston engine to turbine engine in light airplane in order to improve in-flight performance and properties while keeping structural loads at the same level.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2016, 2 (243); 73-92
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Metody prognozowania rozwoju obiektu na etapie projektowania statków powietrznych
    Methods of prognosings of the development of the object on the stage of the designing of aircrafts
    Autorzy:
    Kachel, S.
    Kozakiewicz, A.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/213367.pdf
    Data publikacji:
    2010
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    konstrukcje lotnicze
    prognozowanie rozwoju obiektu
    projektowanie statków powietrznych
    aircraft design
    prognosings of the development
    designing of aircrafts
    Opis:
    W artykule zaprezentowano podstawy metodyki prognozowania rozwoju, zmiany kluczowych parametrów eksploatowanych samolotów i zespołów napędowych, których techniczny i technologiczny rozwój wskazuje nowe drogi w procesie projektowania i optymalizacji konstrukcji lotniczych. Przedstawiono metodyczne podejście do tworzenia dynamicznych szeregów rozwoju obiektów, ich głównych parametrów niosących niezbędne informacje eliminujące błędne kierunki w procesie projektowania i modernizacji struktur lotniczych.
    In the article one presented bases of the methodologies of prognosings of the development, the change of key-parameters of exploited aircrafts and propulsive complexes whose the technical and technological development indicates new ways in the process of the designing and the optimization of air-constructions. One introduced the methodical approach to the creation of dynamic row of the development of objects, their main parameters carrying the necessary information eliminating incorrect directions in the process of the designing and the modernization of air-structures.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2010, 4 (206); 72-83
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Zużycie zasobów w cyklu życia konstrukcji: samolot, samochód
    Resources consumption within life cycle for an airplane and a car
    Autorzy:
    Pokorski, M.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/213242.pdf
    Data publikacji:
    2010
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    transport i ochrona środowiska
    konstrukcje lotnicze
    samochód
    samolot
    zużycie zasobów konstrukcji
    transport and environment protection
    aircraft design
    airplane
    car
    Opis:
    W pracy przedstawiono analizę zużycia zasobów w cyklu życia konstrukcji, dla samolotu i samochodu, takich jak: energia, materiały, woda. Analiza uwzględnia głównie fazy produkcji i eksploatacji. A także emisję powstających zanieczyszczeń: odpady wyrzucane, ścieki, dwutlenek węgla (CO2) i lotne pochodne węglowodorów (VOC). Wyniki prezentowane są w formie porównania samolotu do samochodu w przeliczeniu na pasażero-kilometr.
    The elaboration presents analysis of resources consumption within life cycle for an airplane and a car, such as: energy, materials and water. The analysis takes under account production and operating phases, mainly. Also pollution emission of wastes to landfill, water discharge, Carbon Dioxide (CO2) and Volatile Organic Compounds (VOC). Results are presented as comparison airplane to car recalculated per passenger-kilometer.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2010, 4 (206); 124-135
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Preliminary sub-systems design integrated in a multidisciplinary design optimization framework
    Projekt wstępny podsystemów w ramach optymalizacji multidyscyplinarnej
    Autorzy:
    Fioriti, M.
    Boggero, L.
    Corpino, S.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/213324.pdf
    Data publikacji:
    2017
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    multidisciplinary design optimization
    aircraft sub-system design
    design space parameters
    multidyscyplinarna optymalizacja projektowa
    podsystemowy projekt statków powietrznych
    projektowanie parametrów przestrzeni
    Opis:
    The aircraft design is a complex subject since several and completely different design disciplines are involved in the project. Many efforts are made to harmonize and optimize the design trying to combine all disciplines together at the same level of detail. Within the ongoing AGILE (Horizon 2020) research, an aircraft MDO (Multidisciplinary Design Optimization) process is setting up connecting several design tools and competences together. Each tool covers a different design discipline such as aerodynamics, structure, propulsion and systems. This paper focuses on the integration of the sub-system design discipline with the others in order to obtain a complete and optimized aircraft preliminary design. All design parameters used to integrate the sub-system branch with the others are discussed as for their redefinition within the different detail level of the design.
    Projektowanie samolotówjest tematem złożonym i z jednym z powodów, dla których istnieje kilka zupełnie różnych dyscyplin dizajnerskich zaangażowanych w ten projekt. Czynionych jest wiele prób w celu optymalizacji tego projektu próbującego rozważyć wszystkie dyscypliny razem na tym samym poziomie uszczegółowienia. Wraz ze zbliżającym się badaniem H2020 AGILE, proces MDO (Mulidyscyplinarnej Optymalizacji Projektowania) będzie zaczęty i połączy on kilka narzędzi projektowych i kompetencji razem. Każde narzędzie obejmuje inną dziedzinę projektowania taką jak: aerodynamika, struktura, napędy i systemy. The artykuł koncentruje się na integracji podsystemów dyscyplin projektowych z innymi celem uzyskania completnych i zoptymalizowanych wstępnych projektów samolotów. Wszystkie parametry projektowania użyte do zintegrowania podsystemowych gałęzi z innymi są przedyskutowane jako ich redefinicja z różnymi poziomami detalu projektu.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2017, 4 (249); 9-23
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    The KhAI-90 Light Civil Turboprop Airplane Pilot Project
    Projekt pilotażowy lekkiego cywilnego samolotu turbopropowego KhAI-90
    Autorzy:
    Grebenikov, Oleksandr
    Loginov, Vasyl
    Humennyi, Andrii
    Buival, Liliia
    Chumak, Anton
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/36447778.pdf
    Data publikacji:
    2021
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    pilot project
    aircraft design
    light civil airplane
    method
    take-off weight
    three-dimensional parametric modelling
    projekt pilotażowy
    projektowanie samolotów
    lekki samolot cywilny
    metoda
    masa startowa
    trójwymiarowe modelowanie parametryczne
    Opis:
    The pilot project of new light civil turboprop aircraft, called the KhAI-90, featuring a cruising speed of 350km/h, payload of 600 kg at 500 km range, and equipped with two turboprop Rolls-Royce 250-B17F engines each with power of 420 hp (alternatively, two AI-450C engines each with power of 450 hp may be installed) is presented herein. Based on the developed technical task, the concept for creating the KhAI-90 new competitive light civil aircraft, and the analysis of prototypes’ aircraft parameters and characteristics, the main tactical and technical requirements are assigned. The take-off weight of the new aircraft is determined in three approximations at the preliminary design stage of light civil turboprop aircraft, using the iterative software “CLA-TOW”, studying the influence of the wing geometric parameters and lift devices on aerodynamic performance, the power-to-weight ratio and the airplane weight parameters. The following parameters are calculated for the design: minimum takeoff weight WTO min = 3,600 kg, optimal wing loading p0 opt = 130 daN/m2, optimal aspect ratio 9.6, taper ratio 2.25, sweep angle at leading edge 3 degrees, airfoil relative thickness 10.6%. A general view and three-dimensional parametric models of the master-geometry and passenger cabin space distribution are constructed for the KhAI-90 by means of the SIEMENS NX computer integrated system. More broadly, this pilot project has also demonstrated the viability of the method we developed and previously reported for determining light civil turboprop airplane parameters.
    Przedstawiono projekt pilotażowy nowego lekkiego cywilnego samolotu turbośmigłowego o nazwie KhAI-90, charakteryzującego się prędkością przelotową 350 km/h i ładownością 600 przy zasięgu 500 km, wyposażonego w dwa silniki turbośmigłowe Rolls-Royce 250-B17F, każdy o mocy 420 KM (alternatywnie w dwa silniki AI-450C, każdy o mocy 450 KM). Na podstawie ustalonego zadania technicznego, koncepcji stworzenia nowego wyczynowego lekkiego samolotu cywilnego KhAI-90 oraz analizy parametrów i charakterystyk prototypów samolotu określono główne wymagania taktyczno-techniczne. Masa startowa nowego samolotu określono w trzech przybliżeniach na etapie wstępnego projektowania lekkiego samolotu przy użyciu iteracyjnego oprogramowania „CLA-TOW” (analizując wpływ parametrów geometrycznych skrzydła i urządzeń nośnych na osiągi aerodynamiczne, stosunek mocy do masy i parametry masy samolotu). Obliczono następujące parametry projektu: minimalna masa startowa WTO min = 3600 kg, optymalne obciążenie skrzydła p0 opt = 130 daN/m2, optymalny współczynnik kształtu 9,6, współczynnik zbieżności 2,25, kąt natarcia na krawędzi natarcia 3 stopnie, grubość względna profilu 10,6%. Przedstawiono ogólny widok oraz trójwymiarowe modele parametryczne geometrii głównej i rozkładu przestrzeni kabiny pasażerskiej wygenerowane dla KhAI-90 za pomocą zintegrowanego systemu komputerowego SIEMENS NX. Niniejszy projekt pilotażowy wykazał również przydatność wcześniej opracowanej przez autorów metody określania parametrów lekkich cywilnych samolotów turbośmigłowych.
    Źródło:
    Transactions on Aerospace Research; 2021, 4 (265); 21-40
    0509-6669
    2545-2835
    Pojawia się w:
    Transactions on Aerospace Research
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Wyzwania i problemy w budowie stratosferycznych samolotów solarnych
    Challenges and issues in design of solar stratospheric aircrafts
    Autorzy:
    Cichocka, E.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/213249.pdf
    Data publikacji:
    2011
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    stratosferyczne samoloty solarne
    projektowanie
    samoloty bezzałogowe typu HALE
    solar stratospheric aircraft
    challenges design
    Opis:
    Praca prezentuje zagadnienia związane z projektowaniem solarnych, stratosferycznych samolotów bezzałogowych typu HALE, ze szczególnym uwzględnieniem problemu stateczności i sterowności. Zwrócono uwagę na szereg kwestii - zarówno zalet jak i kłopotów, które wynikają z prowadzenia operacji oraz realizacji celów misji w stratosferze, kierunków zmian, a także wyzwań związanych z lotami na tym pułapie w aspekcie dynamiki lotu i aeroelastyczności samolotu. Autor podkreśla, że charakterystyki dynamiki lotu odkształcalnych struktur samolotów o dużym wydłużeniu skrzydeł są całkowicie inne w porównaniu do wyników dla samolotów modelowanych jako bryły sztywne. Fakt ten uświadamia, że uzyskanie pełnej wiedzy o powstających konstrukcjach wymaga przeprowadzenia szeregu dokładnych, nieliniowych analiz.
    The paper presents the theory of designing and flight dynamic analysis of solar, unmanned, high altitude long endurance aerial vehicles, with the particular emphasis on issues regarding stability and control. The attention was drawn on problems connected with challenges in stratospheric flights, and with changes development, and also difficulties associated with flights at these altitudes in terms offlight dynamics and aeroelasticity. The Author highlights that the flight dynamic characteristics of the deformed aircraft are completely different as compared to algid aircraft's structure, thus the paper discusses linearized stability of trimmed-state aircraft's flight.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2011, 12 (221); 5-17
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Budowa numerycznego modelu strukturalnego do obliczeń aerosprężystych dla modelu flatterowego samolotu
    The design of numerical structural model for aeroelastic computations of aircrafts flutter model
    Autorzy:
    Kotecki, K.
    Hausa, H.
    Gołuchowski, B.
    Niezgódka, M.
    Roszak, R.
    Stankiewicz, W.
    Rychlik, M.
    Morzyński, M.
    Nowak, M.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/213469.pdf
    Data publikacji:
    2011
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    badania flatterowe samolotów
    numeryczny model strukturalny do obliczeń aerosprężystych
    proces generacji modelu strukturalnego
    flutter tests of aircraft structures
    numerical structural model for aeroelastic computations
    design proces of structural model
    Opis:
    Artykuł przedstawia proces generacji modelu strukturalnego zbudowanego z prostych elementów belkowych oraz elementów masowych, o możliwie najprostszej budowie. Wirtualny model był tworzony na podstawie rzeczywistego modelu samolotu do badań flatterowych, znajdującego się w Instytucie Lotnictwa w Warszawie. Obiekt ten wykonany został w skali 1:4 i posiadał własności masowe, sprężyste i tłumienie odpowiadające rzeczywistemu samolotowi. Istotne było uzyskanie modelu, który dokładnie odwzorowywał geometrię i własności mechaniczne modelu flatterowego. Numeryczny model obliczeniowy tworzono w programie FEMAP, na podstawie pomocniczego modelu bryłowego utworzonego w programie SolidWorks. Dla opracowanego modelu strukturalnego przeprowadzono następnie analizę modalną i wyznaczono postacie i częstości drgań własnych. Symulacja ta, przeprowadzona przy pomocy solwera MSC/Nastran, miała na celu przygotowanie danych do numerycznych obliczeń aerosprężystych, a także do walidacji otrzymanego modelu z wynikami eksperymentalnymi.
    The article presents the design process of structural model, made of simple beam and mass elements, of the simplest possible construction. Virtual model is based on the flutter model located in Institute of Aviation, Warsaw. This object has been made in 1:4 scale and it has mass, stiffness and damping properties corresponding to the airplane. The main point of the task was to obtain virtual model which accurately represent geometry and mechanical properties of flutter model. The computational stick model has been generated in FEMAP application, basing on the solid model generated in SolidWorks. The modal analysis in MSC/Nastran has been performed to obtain eigenvalues and eigenmodes for the prepared model. This simulation targets further aeroelastic analysis and the validation of numerical model with the experimental data.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2011, 11 (220); 135-147
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
      Wyświetlanie 1-8 z 8

      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