Temat: helicopter rotor - Katalog OPAC zbiorów

Skocz do pozycji: 1.

Tytuł:: Modelowanie pionowych drgań łopat śmigłowca w systemie CATIA V5
Modeling of helicopter blades flapping in CATIA V5
Autorzy:: Kania, M.
Powiązania:: https://bibliotekanauki.pl/articles/395591.pdf
Data publikacji:: 2011
Wydawca:: Stowarzyszenie Inżynierów i Techników Mechaników Polskich
Tematy:: drgania
śmigłowiec
wirnik nośny
CATIA V5
DMU Kinematics
Knowledge Advisor
kinetyka
kinetics
vibration
helicopter
helicopter rotor
Opis:: Zjawisko drgań układów mechanicznych jest istotnym problemem w projektowaniu części maszyn i mechanizmów. Szczególne ważne jest to w urządzeniach takich ja śmigłowce, w których nie można sobie pozwolić na awarię. Za pomocą modułów DMU Kinematics oraz Knownage Advisor w systemie Catia V5 został stworzony model drgań łopaty wirnika nośnego śmigłowca w układzie klasycznym. W tym modelu zostały odtworzone więzy kinematyczne występujące na rzeczywistym obiekcie oraz dodany opis równań ruchu łopaty w trzech kierunkach, to jest w płaszczyźnie ciągu, obrotów i przekręceń. Model ten pozwala na analizę zachowania się łopat przy różnych wymuszeniach, analizę maksymalnych wychyleń od położenia neutralnego oraz zbadanie zachowania się układu przy różnych wymiarach części składowych mechanizmu.
In this publication presents virtual vibration model of helicopter main rotor blade, created in modules DMU Kinematics and Knownage Advisor in Catia V5 system. In this model create all kinematic joints based on real object. This method of modeling allow to analyzing blade vibration with parameters of motion defined by user.
Źródło:: Postępy Nauki i Techniki; 2011, 7; 94-101
2080-4075
Pojawia się w:: Postępy Nauki i Techniki
Dostawca treści:: Biblioteka Nauki

Artykuł

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 2.

Tytuł:: Rotor turbulence influence on helicopter flights in high urban built-up area
Autorzy:: Łusiak, T.
Grudzień, A.
Powiązania:: https://bibliotekanauki.pl/articles/103088.pdf
Data publikacji:: 2013
Wydawca:: Stowarzyszenie Inżynierów i Techników Mechaników Polskich
Tematy:: helicopter
rotor
turbulence
urban area
Opis:: The paper provides a discussion of the influence of turbulence in the areaa of high urban buildings or in vicinity of fire on safety of helicopter flights. The analysis was conducted using Ansys Fluent software. All the threats considering helicopter flight, landing and hovering in such an environment were shown. As objects of this research helicopter types: W3-A Sokół, W3-A Głuszec and Robinson R-44 were used.
Źródło:: Advances in Science and Technology. Research Journal; 2013, 7, 17; 47-50
2299-8624
Pojawia się w:: Advances in Science and Technology. Research Journal
Dostawca treści:: Biblioteka Nauki

Artykuł

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 3.

Tytuł:: Simulation investigation of rotor loads and blade deformations in steady states and at boundaries of helicopter flight envelope
Autorzy:: Stanisławski, J.
Powiązania:: https://bibliotekanauki.pl/articles/246484.pdf
Data publikacji:: 2017
Wydawca:: Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych
Tematy:: helicopter
rotor loads
blade deformation
Opis:: Results of calculation of the helicopter main rotor loads and deformations of rotor blades are presented. The simulations concern level flight states and cases of boundary flight envelope such as wind gust, dive recovery and pull-up manoeuvre. The calculations were performed for data of the three-bladed articulated rotor of light helicopter. The method of analysis assumes modelling the rotor blades as elastic axes with sets of lumped masses of blade segments distributed along radius of blade. The model of deformable blade allows flap, lead-lag and pitch motion of blade including effects of out-of-plane bending, in-plane bending and torsion due to aerodynamic and inertial forces and moments acting on the blade. Equations of motion of rotor blades are solved applying Runge-Kutta method. Parameters of blade motion, according to Galerkin method, are considered as a combination of assumed torsion and bending eigen modes of the rotor blade. The rotor loads, in all considered cases of flight states, are calculated for quasi-steady conditions assuming the constant value of the following parameters: rotor rotational speed, position of the main rotor axis in air and position of swashplate due to rotor axis which defines the collective and cyclic control pitch angle of blades. The results of calculations of rotor loads and blade deflections are presented in form of timeruns and as distributions on rotor disk due to blade elements radial and azimuthal positions. The simulation investigation may help to collect data for prediction the fatigue strength of blade applying results for steady flight states and for definition the extreme loads for boundaries of helicopter flight envelope.
Źródło:: Journal of KONES; 2017, 24, 2; 239-246
1231-4005
2354-0133
Pojawia się w:: Journal of KONES
Dostawca treści:: Biblioteka Nauki

Artykuł

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 4.

Tytuł:: Modelling of helicopter main rotor aerodynamic loads in manoeuvres
Autorzy:: Kowaleczko, Grzegorz
Leśniczak, Andrzej
Powiązania:: https://bibliotekanauki.pl/articles/241695.pdf
Data publikacji:: 2019
Wydawca:: Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych
Tematy:: helicopter
main rotor
aerodynamic loads
Opis:: The article discusses the method of modelling of the helicopter main rotor aerodynamic loads during steady state flight and manoeuvres. The ability to determine these loads was created by taking into account the motion of each blade relative to the hinges and was a result of the applied method of aerodynamic loads calculating. The first part of the work discusses the basic relationships that were used to build the mathematical model of helicopter flight. The focus was also on the method of calculating of the aerodynamic forces generated by the rotor blades. The results of simulations dedicated to the "jump to hover" manoeuvre were discussed, showing the possibilities of analysing aerodynamic loads occurring in unsteady flights. The main rotor is considered separately in an “autonomous” way and treated as a source of averaged forces and moments transferred to the hub. The motion of individual blades is neglected, and their aerodynamic characteristics are radically simplified. The motion of individual blades is neglected, and their aerodynamic characteristics are radically simplified. This can lead to significant errors when attempting to model dynamic helicopter manoeuvres. The more complex model of helicopter dynamics is discussed.
Źródło:: Journal of KONES; 2019, 26, 4; 273-284
1231-4005
2354-0133
Pojawia się w:: Journal of KONES
Dostawca treści:: Biblioteka Nauki

Artykuł

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 5.

Tytuł:: Simulation of boundary states of helicopter flight
Autorzy:: Stanisławski, Jarosław
Powiązania:: https://bibliotekanauki.pl/articles/245041.pdf
Data publikacji:: 2019
Wydawca:: Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych
Tematy:: helicopter
boundary flight
rotor loads
Opis:: Results of simulation of main rotor blade loads and deformations, which can be generated during boundary states of helicopter flight, are presented. Concerned cases of flight envelope include hover at maximum height, level flight at high velocity, pull-up manoeuvres applying cyclic pitch and mixed collective and cyclic control. The simulation calculations were executed for data of light helicopter with three-bladed articulated rotor. For analysis, the real blades are treated as elastic axes with distributed masses of blade segments. The model of deformable blade allows for out-of-plane bending, in plane bending, and torsion. For assumed flight state of helicopter, the equations of rotor blades motion are solved applying Runge-Kutta method. According to Galerkin method, for each concerned azimuthal position of blade the parameters of its motions are assumed as a combination of considered bending and torsion eigen modes of the blade. The loads of rotor blades generated during flight depend due to velocity of flight, helicopter mass, position of rotor axis in air and deflections of swashplate that correspond to collective and cyclic pitch angle applied to rotor blades. The results of simulations presenting rotor loads and blade deformations are shown in form of timeruns and as plots of rotor-disk distributions. The simulations of helicopter flight states may be useful for prediction the conditions of flight-tests without exceeding safety boundaries or may help to define limitations for manoeuvre and control of helicopter.
Źródło:: Journal of KONES; 2019, 26, 2; 137-144
1231-4005
2354-0133
Pojawia się w:: Journal of KONES
Dostawca treści:: Biblioteka Nauki

Artykuł

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 6.

Tytuł:: Influence of rotor parameter changes on helicopter performance and the main rotor load level
Wpływ zmian parametrów wirnika na osiągi śmigłowca oraz poziom obciążeń wirnika
Autorzy:: Stanisławski, J.
Powiązania:: https://bibliotekanauki.pl/articles/212387.pdf
Data publikacji:: 2015
Wydawca:: Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
Tematy:: helicopter
rotor
performance
śmigłowiec
wirnik
osiągi
Opis:: Paper presents the results of calculations revealing the influence of changes the main rotor significant parameters like number of blades and rotational speed on helicopter performance and on rotor loads. The level of noise for rotor operated in hover condition is estimated. The rotor loads are defined applying simulation program which includes model of deformable blade. A Runge-Kutta method is used to solve the equations of motion of the elastic blade.
Przedstawiono efekty zmian podstawowych parametrów wirnika nośnego, jak liczba łopat i prędkość obrotowa wirnika na osiągi śmigłowca oraz na obciążenia wirnika nośnego. Zamieszczono przybliżoną ocenę wpływu zmian własności wirnika na poziom generowanego hałasu. Obciążenia wirnika wyznaczano metodą symulacyjną przy wykorzystaniu programu uwzględniającego model odkształcalnej łopaty. Do rozwiązania równań ruchu elastycznej łopaty zastosowano metodę Runge-Kutta.
Źródło:: Prace Instytutu Lotnictwa; 2015, 1 (238); 54-69
0509-6669
2300-5408
Pojawia się w:: Prace Instytutu Lotnictwa
Dostawca treści:: Biblioteka Nauki

Artykuł

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 7.

Tytuł:: A simulation analysis of behaviour of ship-borne helicopter main rotor due to ship motion
Autorzy:: Stanisławski, J.
Powiązania:: https://bibliotekanauki.pl/articles/243038.pdf
Data publikacji:: 2016
Wydawca:: Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych
Tematy:: helicopter
rotor blade
ship deck operation
Opis:: The paper presents a simulation method of analysis of the couplings between rotor blades motion and helicopter fuselage standing on ship deck at the phase of take-off or landing when whirling rotor generates thrust less than weight of the helicopter. The oscillating motion of the ship deck due to waves is considered. The physical model includes the helicopter fuselage treated as the stiff body supported by units of springs and dampers corresponding to landing gear characteristics. The rotor blades are modelled by elastic axes with distributed lumped masses of blade segments. The equations of fuselage and rotor blades motion are solved applying Runge-Kutta method. According to the Galerkin method, parameters of rotor blades motion are assumed as a resultant combination of considered blade torsion and bending eigen modes. Data of the light helicopter with three-bladed rotor are applied for the simulation of the rotorcraft behaviour aboard the ship. The calculations concerning helicopter standing on the fixed plane and on oscillating ship deck show influence of ship movement on fuselage motion and rotor blades deflections, flapping, and lead-lag motion. Moreover, simulations show influence of the side wind and control of the rotor swash-plate deflections. The additional unit of blade eigen modes and frequencies is applied to model the blade hitting to the flapping limiter, which can occur at the low rotation speed of the rotor. Temporary contact of the articulated blade with limiter changes its boundary conditions, which can rapidly increase the blade bending moments. The simulation method enables to determine conditions of safe operations of ship-borne helicopters without exceeding the limits and generating the excessive blade loads.
Źródło:: Journal of KONES; 2016, 23, 1; 313-320
1231-4005
2354-0133
Pojawia się w:: Journal of KONES
Dostawca treści:: Biblioteka Nauki

Artykuł

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 8.

Tytuł:: Designing and building heavy lifting modification of a radio controlled helicopter
Projekt i budowa udźwigowej wersji śmigłowca zdalnie sterowanego
Autorzy:: Górzyński, M.
Bibik, P.
Powiązania:: https://bibliotekanauki.pl/articles/212375.pdf
Data publikacji:: 2017
Wydawca:: Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
Tematy:: helicopter
rotor
modification
śmigłowiec
wirnik
modyfikacja
Opis:: The paper presents the heavy lifting modification of radio controlled T-Rex 700 DFC PRO helicopter which was originally designed as acrobatic machine. The purpose of designing machine like this is a need for a cheap and reliable machine specifically designed to carry weights for research and development purposes. Thanks to its design there is a possibility to attach to it a measuring apparatus, modules like auto-pilot, and weights. It can be also used to test wide range of rotors and other components which makes it very universal research tool. To achieve those goals the whole frame and landing gear has been redesigned using NX 11 CAD/CAM/CAE to achieve desired cargo space and weight distribution. Additionally the tail has been lengthened to allow use of the rotors with bigger diagonal. All the applied changes has been made to increase the machine payload. The designed elements were fabricated and the helicopter has been tested in flight. During the test flights several performance parameters were measured.
Artykuł niniejszy prezentuje modyfikację do wersji udźwigowej zdalnie sterowanego śmigłowca T-REX 700 PRO DFC, oryginalnie zbudowanego do akrobacji lotniczych. Celem powstania modyfikacji jest zapotrzebowanie na tanie i niezawodne maszyny bezzałogowe do przenoszenia ładunków zarówno dla celów badawczych jak i komercyjnych. Konstrukcja zmodyfikowanego śmigłowca umożliwia przenoszenie aparatury pomiarowej, modułów dodatkowych (np. autopilota) i ładunków. Maszyna ta może być również użyta jako stanowisko testowe dla wirników nośnych i innych podzespołów. Aby spełnić te wymagania rama nośna śmigłowca oraz podwozie zostały przeprojektowane z wykorzystaniem technik CAD/CAM/CAE aby zapewnić uzyskanie odpowiednich przestrzeni ładunkowych oraz właściwe rozmieszczenie wyposażenia. Dodatkowo belka ogonowa została wydłużona, co pozwala na zastosowanie dłuższych łopat wirnika nośnego. Wykonane zmiany doprowadziły do znacznego powiększenia przenoszonego ładunku użytecznego. Zaprojektowane elementy zostały wykonane i przebudowany śmigłowiec został przetestowany w locie. Podczas prób mierzone były podstawowe parametry osiągowe śmigłowca.
Źródło:: Prace Instytutu Lotnictwa; 2017, 4 (249); 35-36
0509-6669
2300-5408
Pojawia się w:: Prace Instytutu Lotnictwa
Dostawca treści:: Biblioteka Nauki

Artykuł

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 9.

Tytuł:: Pattern of helicopter rotor loads and blade deformations in some states of flight envelope
Obraz obciążeń i odkształceń łopaty wirnika nośnego smigłowca w wybranych stanach lotu
Autorzy:: Stanisławski, J.
Powiązania:: https://bibliotekanauki.pl/articles/213247.pdf
Data publikacji:: 2015
Wydawca:: Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
Tematy:: helicopter
rotor
blade
śmigłowiec
wirnik
łopata
Opis:: Paper contains a calculated range of helicopter rotor loads and deformations of the rotor blades which can occur within the flight envelope in different states: hover, level flight, autorotation, pull-up. The rotor loads were determined by using a computer simulating program including the model of the deformable rotor blade. The equations of motion of the rotor blade were solved by applying Galerkin's method. The results of calculations were presented in the form of plots showing time-run of the loads and the distributions of deformations due to the blade azimuth position on the rotor disk.
Praca obejmuje określenie poziomu zmian obciążeń wirnika nośnego i odkształceń łopat występujących w różnych warunkach lotu możliwych do wystąpienia w granicach obwiedni stanów lotu śmigłowca: zawis, lot poziomy, autorotacja, wyrwanie. Wartości obciążeń elementów wirnika wyznaczono symulacyjnie z zastosowaniem programu komputerowego uwzględniającego model odkształcalnej łopaty. Do rozwiązania równań ruchu łopat wykorzystano metodę Galerkina. Wyniki obliczeń przedstawiono w formie wykresów pokazujących rozkłady obciążeń i odkształceń.
Źródło:: Prace Instytutu Lotnictwa; 2015, 1 (238); 70-90
0509-6669
2300-5408
Pojawia się w:: Prace Instytutu Lotnictwa
Dostawca treści:: Biblioteka Nauki

Artykuł

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 10.

Tytuł:: Anomaly of rotor dynamics in ultra-light helicopter – Robinson R22
Autorzy:: Sobieszek, Agnieszka
Powiązania:: https://bibliotekanauki.pl/articles/242430.pdf
Data publikacji:: 2019
Wydawca:: Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych
Tematy:: rotor hub
Robinson R22
helicopter
pull-up manoeuvre
rotor dynamics
Opis:: The article presents the analysis of anomaly of rotor dynamics in ultra-light helicopter - Robinson R22. Robinson R22 is two-seat, two-blade main rotor and single-engine helicopter, well known as simple and common used aircraft because of low price and high availability. At the same time, large number of accidents and strictly defined rules (recommended piloting technique) and weather condition for safe flight show disadvantages of Robinson R22. The reason for considering this topic is the analysis of different flight properties and helicopter behaviour as well as easy entering into dangerous flight manoeuvre. In the article different flight properties and loss of control during the pull-up, manoeuvre or vertical gusts of wind and mast bumping accidents were analysed. Analysis shows that problem may be caused by construction of three-hinged rotor hub, designed and patented by F. Robinson. Article presents model of rotor hub and review of main rotor and rotor hub construction in light helicopters. Because of number of accidents, caused by the unusual behaviour of Robinson R22, restrictive pilotage rules were introduced: prohibition of flight in certain weather conditions, the necessity of attending additional training conducted by trained instructors. To reduce the probability of an accident a special instruction for specific Robinson R22 properties was created. Moreover, the statistics of accidents resulting from loss of control and review of legal changes caused by Robinson R22 accidents are presented.
Źródło:: Journal of KONES; 2019, 26, 4; 235-239
1231-4005
2354-0133
Pojawia się w:: Journal of KONES
Dostawca treści:: Biblioteka Nauki

Artykuł

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 11.

Tytuł:: Aeroelastic analysis of helicopter rotor using virtual blade model and equivalent beam model of a blade
Autorzy:: Sieradzki, A.
Powiązania:: https://bibliotekanauki.pl/articles/242703.pdf
Data publikacji:: 2016
Wydawca:: Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych
Tematy:: rotorcraft
helicopter
blade
aeroelasticity
rotor
aerodynamics
CFD
VBM
Opis:: Modern helicopter rotor blades design requires taking into account complex aeroelastic phenomena. Sophisticated computational fluid dynamics and structural dynamics models, available on the market, coupled together enable such analysis with very high fidelity. However, the computational cost of this type of simulation is usually very high and for this reason, it cannot be used in interactive design process or optimization run. Complex Fluid Structure Interaction models are excellent tools for validation purposes, but the design process requires simpler models with lower computational cost and still relatively high accuracy and capabilities. The paper presents a new efficient methodology for calculating helicopter rotor loads, deformations and performance. It uses the well-known Navier-Stokes equations aerodynamic solver – ANSYS Fluent, and modified Virtual Blade Model (based on Blade Element Theory) for rotor flow calculation. This connection guarantees exceptional capabilities and fidelity in comparison with simulation time. The dedicated structural dynamics solver, based on equivalent beam model of a blade and Finite Difference Method, was developed and coupled with CFD part using User Defined Functions in Fluent software. The accuracy of created module was validated with wind tunnel tests data of IS-2 helicopter rotor model, performed in Institute of Aviation. The results of calculations were compared with experimental data for a hover state and a forward flight with three different flight velocities. The comparisons showed very good agreement of the data in most of the analysed cases and pointed out new research possibilities. The presented aeroelastic helicopter rotor model combines all advantages of using three-dimensional Navier-Stokes solver with relatively low computational costs and high accuracy, confirmed by wind tunnel tests. It could be used successfully in helicopter rotor blades design process.
Źródło:: Journal of KONES; 2016, 23, 1; 297-304
1231-4005
2354-0133
Pojawia się w:: Journal of KONES
Dostawca treści:: Biblioteka Nauki

Artykuł

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 12.

Tytuł:: Performance of quiet helicopter
Osiągi cichego śmigłowca
Autorzy:: Stanisławski, Jarosław
Powiązania:: https://bibliotekanauki.pl/articles/36412016.pdf
Data publikacji:: 2020
Wydawca:: Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
Tematy:: helicopter
noise
rotor loads
śmigłowiec
hałas
obciążenia wirnika
Opis:: Noise generated by helicopters is one of the main problems associated with the operation of rotorcrafts. Requirements for reduction of helicopter noise were reflected in the regulations introducing lower limits of acceptable rotorcraft noise. A significant source of noise generated by helicopters are the main rotor and tail rotor blades. Radical noise reduction can be obtained by slowing down the blade tips speed of main and tail rotors. Reducing the rotational speed of the blades may decrease rotor thrust and diminish helicopter performance. The problem can be solved by attaching more blades to main rotor. The paper presents results of calculation regarding improvement of the helicopter performance which can be achieved for reduced rotor speed but with increased number of rotor blades. The calculations were performed for data of hypothetical light helicopter. Results of simulation include rotor loads and blade deformations in chosen flight conditions. Equations of motion of flexible rotor blades were solved using the Galerkin method which takes into account selected eigen modes of the blades. The simulation analyzes can help to determine the performance and loads of a quiet helicopter with reduced rotor speed within the operational envelope of helicopter flight states.
Hałas generowany przez śmigłowce jest jednym z głównych problemów związanych z eksploatacją wiropłatów. Wymagania ograniczenia hałasu śmigłowców znalazły odzwierciedlenie w przepisach zakładających zmniejszenie hałasu wytwarzanego przez wiropłaty. Znaczącym źródłem hałasu generowanego przez śmigłowce są łopaty wirnika nośnego oraz śmigła ogonowego. Znaczące obniżenie hałasu może być uzyskane w wyniku zmniejszenia prędkości końcówek łopat wirnika i śmigła ogonowego. Zmniejszenie prędkości obrotowej łopat pociąga za sobą spadek wytwarzanego ciągu wirnika i zmniejszenie osiągów śmigłowca. Rozwiązaniem problemu może być zastosowanie większej liczby łopat wirnika. W pracy przedstawiono obliczeniowe wyniki dotyczące możliwych do uzyskania osiągów śmigłowca przy obniżonej prędkości obrotowej wirnika i zwiększonej liczbie łopat. Obliczenia przeprowadzono dla danych masowych hipotetycznego śmigłowca lekkiego. Wykonano symulacyjne obliczenia obciążeń wirnika i odkształceń łopat w kilku stanach lotu śmigłowca rozwiązując równania ruchu elastycznych łopat wirnika z zastosowaniem metody Galerkina przy uwzględnieniu wybranych postaci własnych łopat. Uwzględniono możliwość regulacji obrotów wirnika w zależności od stanu lotu. Przeprowadzone analizy mogą znaleźć zastosowanie przy określaniu parametrów wirnika cichego śmigłowca ze zmniejszoną prędkością wirnika dla obwiedni stanów lotu śmigłowca.
Źródło:: Transactions on Aerospace Research; 2020, 1 (258); 1-17
0509-6669
2545-2835
Pojawia się w:: Transactions on Aerospace Research
Dostawca treści:: Biblioteka Nauki

Artykuł

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 13.

Tytuł:: Flight envelope of light helicopter with additional propulsion propeller
Stany lotu śmigłowca lekkiego z dodatkowym śmigłem napędowym
Autorzy:: Stanisławski, J.
Powiązania:: https://bibliotekanauki.pl/articles/212716.pdf
Data publikacji:: 2015
Wydawca:: Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
Tematy:: helicopter
pushing propeller
rotor
śmigłowiec
śmigło pchające
wirnik
Opis:: The paper presents possibilities of changing a flight envelope of a light helicopter with an additional propeller. Using the propulsion propeller enables to reduce the power required for the main rotor driving in high speed flight conditions. The results of simulating calculations for the conventional helicopter and for the version with the additional propeller are compared. For calculations of the equilibrium flight conditions of the helicopter is used the simple model consisting of a point mass fuselage and a rotor treated as a disk. The more detailed model of the elastic blade is applied to compute the level of rotor loads and blades deformations. The equations of motion of deformable blade are solved by applying Runge-Kutta method.
Przedstawiono możliwości zmian stanów lotu śmigłowca lekkiego poprzez zabudowę śmigła napędowego. Zastosowanie dodatkowego śmigła wpływa na zmniejszenie mocy niezbędnej wirnika nośnego. Porównano wyniki obliczeń stanów lotu z zastosowaniem uproszczonego modelu wirnika dla śmigłowca konwencjonalnego oraz wersji z dodatkowym śmigłem. Do wyznaczenia obciążeń wirnika z uwzględnieniem odkształceń łopat wykorzystano dokładniejszy model obliczeniowy, gdzie równania ruchu elastycznej łopaty wirnika rozwiązywano metodą Runge-Kutta.
Źródło:: Prace Instytutu Lotnictwa; 2015, 2 (239); 53-71
0509-6669
2300-5408
Pojawia się w:: Prace Instytutu Lotnictwa
Dostawca treści:: Biblioteka Nauki

Artykuł

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 14.

Tytuł:: A New Approach to Modelling and Testing the Fatigue Strength of Helicopter Rotor Blades during Repair Process
Autorzy:: Sałaciński, Michał
Kowalski, Rafał
Szmidt, Michał
Augustyn, Sławomir
Powiązania:: https://bibliotekanauki.pl/articles/98006.pdf
Data publikacji:: 2019
Wydawca:: Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
Tematy:: rotor blade
helicopter
fatigue test
repairs
bonding
composites
Opis:: The fatigue test was carried out on an element of a rotor blade removed from the Mi-2 helicopter. The purpose of the test was to check the fatigue strength of the repaired rotor blade. Metal composite rotor blades have a metal spar in the form of a box and the trailing sections in the form of metallic honeycomb sandwich panels. The trailing sections are bonded to the spar. The repair had been carried out at the point where the trailing section became debonded from the spar at the Air Force Institute of Technology in Warsaw using a methodology developed for carrying out repairs of rotor blades’ damage. All types of the Mi family helicopters are equipped with metal composite rotors blades. Depending on MTOW (Maximum Take-Off Weight) and destination of helicopters, blades differ in dimensions, but their design solutions are practically the same. For this reason, the developed repair methodology can be used for all characteristic rotor blades structures for Mi helicopters. The fatigue test was performed at the Łukasiewicz - Institute of Aviation in Warsaw, using a hydraulically driven fatigue machine. The fatigue test was carried out by performing over 1.1 million load cycles. In repair places, upon completion of fatigue testing, no damage was found.
Źródło:: Fatigue of Aircraft Structures; 2019, 11; 56-67
2081-7738
2300-7591
Pojawia się w:: Fatigue of Aircraft Structures
Dostawca treści:: Biblioteka Nauki

Artykuł

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 15.

Tytuł:: Simulation investigation of aerodynamic effectiveness reduction of helicopter tail rotor
Symulacyjne badanie zmniejszenia aerodynamicznej efektywności śmigła ogonowego śmigłowca
Autorzy:: Stanisławski, J.
Powiązania:: https://bibliotekanauki.pl/articles/213785.pdf
Data publikacji:: 2016
Wydawca:: Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
Tematy:: helicopter
tail rotor
aerodynamic effectiveness
śmigłowiec
śmigło ogonowe
efektywność aerodynamiczna
Opis:: Paper presents the results of the simulation tests concerning the performance of the tail rotor in the directional maneuver of the helicopter due to the flow changes of the tail rotor blades. The calculation model includes the yawing of the helicopter fuselage and motion of the tail rotor blades treated as the set of the deformable elastic axes with distributed lumped mass. The equations of motion of the tail rotor blades are solved by applying Runge-Kutta method taking into account the bending and torsion eigen modes of the blades. The results of the calculations indicate occurrence of the significant changes of the tail rotor thrust during directional maneuver of the helicopter in case of side wind or influence of the main rotor vortices.
Przedstawiono wyniki obliczeń symulacyjnych dotyczących pracy śmigła ogonowego w manewrze kierunkowym śmigłowca z uwzględnieniem zmiennych warunków opływu łopat śmigła. W modelu obliczeniowym uwzględniono ruch obrotowy sztywnego kadłuba oraz parametry pracy odkształcalnych łopat śmigła ogonowego traktowanych jako osie sprężyste z przypisanym rozkładem mas skupionych. Równania ruchu łopat rozwiązywano metodą Runge-Kutta z uwzględnieniem giętnych i skrętnych postaci własnych łopat. Wykonane obliczenia wskazują na możliwość wystąpienia znacznych zmian ciągu rozwijanego przez śmigło ogonowe w szczególnych przypadkach realizacji manewru kierunkowego przy podmuchach bocznych lub przy oddziaływaniu zaburzeń opływu pochodzących od wirnika nośnego.
Źródło:: Prace Instytutu Lotnictwa; 2016, 1 (242); 36-56
0509-6669
2300-5408
Pojawia się w:: Prace Instytutu Lotnictwa
Dostawca treści:: Biblioteka Nauki

Artykuł

Zmień widok

na półce

Informacja

Wyszukujesz frazę "helicopter rotor" wg kryterium: Temat

Źródło danych

Dostawca treści

Kolekcja

Rok wydania

Wydawca

Temat

Autor

Typ dokumentu

Język