Autor: Wolański, W. - Katalog OPAC zbiorów

Skocz do pozycji: 1.

Tytuł:: Rola Instytutu Lotnictwa w badaniach kosmicznych
Institute of Aviation activities in the field of space research
Autorzy:: Wiśniowski, W.
Wolański, P.
Powiązania:: https://bibliotekanauki.pl/articles/212439.pdf
Data publikacji:: 2014
Wydawca:: Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
Tematy:: napędy rakietowe
badania kosmiczne w Instytucie Lotnictwa
program INTERKOSMOS
rocket drives
space research at the Institute of Aviation
Intercosmos program
Opis:: Przedstawiono przegląd pionierskiej działalności oraz aktualnych osiągnięć Instytutu Lotnictwa w dziedzinie badań kosmicznych. Omówiono prace związane z rozwojem techniki rakietowej i rakiet meteorologicznych, które prowadzono w drugiej połowie ubiegłego wieku. Przedstawiono informacje dotyczące budowy pierwszych polskich satelitarnych instrumentów pomiarowych wysyłanych w kosmos w latach siedemdziesiątych ubiegłego stulecia w ramach programu INTERKOSMOS. Scharakteryzowano działalność zespołu zajmującego się pozyskiwaniem i przetwarzaniem obrazów oraz pracowni technologii kosmicznych, gdzie prowadzone są prace nad rozwojem ekologicznych napędów rakietowych, w których jako utleniacz wykorzystywany jest wysoko stężony nadtlenek wodoru. Przedstawiono również prace rozwojowe nad silnikami rakietowymi do napędu satelitów i małych rakiet kosmicznych.
Pioneering and resent activities carried out at the Institute of Aviation in the field of space research are described. Development of rocket propulsion and meteorological sounding rockets at second part of last century are presented. Also informations concerning first Polish space instruments, designed and built at the Institute of Aviation and send into space under INTERKOSMOS program are described. Activities of division of teledetection and division of space technology are also presented. Development of green rocket propulsion systems, based on highly concentrated hydrogen peroxide for satellites and small rocket launchers are also described.
Źródło:: Prace Instytutu Lotnictwa; 2014, 1 (234) March 2014; 9-16
0509-6669
2300-5408
Pojawia się w:: Prace Instytutu Lotnictwa
Dostawca treści:: Biblioteka Nauki

Artykuł

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 2.

Tytuł:: Investigation of combustion process in rapid compression machine using high speed schlieren photography
Badanie procesu spalania w maszynie pojedynczego sprężu z wykorzystaniem szybkiej fotografii smugowej
Autorzy:: Glinka, W.
Leżański, T.
Wolański, P.
Powiązania:: https://bibliotekanauki.pl/articles/244391.pdf
Data publikacji:: 2007
Wydawca:: Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych
Tematy:: maszyna pojedynczego sprężu
spalanie
komory spalania
komory wstępne
kąt wyprzedzenia zapłonu
wizualizacja procesu spalania
rapid compression machine
combustion
combustion chamber
prechamber
ignition timing
visualization of combustion process
Opis:: The paper presents results of experimental investigation of combustion process in rapid compression machine. New combustion system for spark ignition engines, in which combustion chamber was divided into the prechamber and main chamber was applied. It is known as Jet Dispersion Combustion (JDC) because intensification of combustion process is achieved by the injection of the burning mixture jet into the main chamber. Experimental set up and testing procedure is briefly described. Schlieren system was used to visualize combustion process. Development of combustion process was recorded with high speed camera. The research was focused on study of the influence of prechamber volume, spark location, ignition timing and orifice diameter on flame propagation and pressure variation inside the main combustion chamber. To avoid soot deposition on glass windows of combustion chamber all tests were conducted for propane/air mixture of stoichiometric composition. The research results show that the application of new combustion system allows obtaining the increase of maximum rate ofpressure rise and maximum pressure as well as maximum combustion efficiency.
W pracy przedstawiono wyniki badań eksperymentalnych procesu spalania w maszynie pojedynczego sprężu. W badaniach zastosowano oryginalny system spalania, opracowany w Zakładzie Silników Lotniczych Politechniki Warszawskiej, w którym dokonano podziału komory spalania na komorę wstępną i główną. System ten, znany jako JDC (Jet Dispersion Combustion), intensyfikuje proces spalania w wyniku wtrysku palącej się strugi mieszaniny z komory wstępnej do komory głównej. W artykule przedstawiono opis stanowiska badawczego i stosowanych procedur badawczych. Do wizualizacji procesu spalania został wykorzystany smugoskop. Przebieg procesu spalania był rejestrowany szybką kamerą. Badania prowadzono przy zastosowaniu mieszaniny propanu z powietrzem o składzie stechiometrycznym, w celu uniknięcia zaczernienia wzierników w komorze badawczej. Celem pracy było zbadanie wpływu objętości komory wstępnej, miejsca zapłonu, wyprzedzenia zapłonu oraz średnicy otworu w przegrodzie na szybkość rozprzestrzeniania się płomienia oraz na przebieg ciśnienia w komorze głównej. Wyniki badań wskazują, że zastosowanie tego systemu spalania pozwala uzyskać zwiększenie maksymalnych wartości szybkości narastania ciśnienia, ciśnienia oraz sprawności spalania.
Źródło:: Journal of KONES; 2007, 14, 4; 91-100
1231-4005
2354-0133
Pojawia się w:: Journal of KONES
Dostawca treści:: Biblioteka Nauki

Artykuł

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 3.

Tytuł:: Report on the implementation of the POIG project „turbine engine with a detonation combustion chamber”
Autorzy:: Kalina, P.
Wolański, P.
Balicki, W.
Perkowski, W.
Rowiński, A.
Powiązania:: https://bibliotekanauki.pl/articles/241703.pdf
Data publikacji:: 2016
Wydawca:: Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych
Tematy:: combustion
rotating detonation
turbine engine
Opis:: This article contains a description of the work carried out under the UDA-POIG 01.03.01-14-071/09-10 project titled “A turbine engine with a detonation chamber”. The work carried out during the project involved 14 construction, research and calculation tasks. Various research stands designed to analyse the process of mixture formation, initiation of detonation and research of rotating detonation in combustion chambers were constructed. Test stand for examining a turboshaft engine with detonation combustion chamber was built. Those test stands allowed powering the combustion chambers and the engine with both liquid and gaseous fuels, simultaneously or separately. At the same time, REFLOPS software, which could calculate the propagation of a detonation wave was created, and used in the design of further versions of combustion chambers. Data from the experiments was used to verify the calculations and models created in the mentioned software. GTD-350 engine was used as the base; the structure of which (combustion chamber situated outside the turbine-compressor unit) facilitated modifying the shape of the detonation combustion chamber. During the research, great emphasis was placed on the safety of researchers. Working with hydrogen in high temperatures and JET-A1 fuel, which was additionally heated, and the usage of the oxy-acetylene detonators forced extreme caution, and full compliance with developed procedures. The project was divided into 14 tasks that were often conducted simultaneously in a 20-person team implementing the project. The work was completed by performing comparative studies between conventional engine with deflagration combustion chamber, and modified engine with a detonation combustion chamber. During the completion of the project, it was the first working demonstrator engine with detonation combustion chamber in the world.
Źródło:: Journal of KONES; 2016, 23, 2; 177-184
1231-4005
2354-0133
Pojawia się w:: Journal of KONES
Dostawca treści:: Biblioteka Nauki

Artykuł

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 4.

Tytuł:: Możliwości rozwoju silników turbinowych z detonacyjną komorą spalania
Growth opportunities for turbine engine with detonation combustion chamber
Autorzy:: Wolański, P.
Kalina, P.
Balicki, W.
Rowiński, A.
Perkowski, W.
Kawalec, M.
Łukasik, B.
Powiązania:: https://bibliotekanauki.pl/articles/213335.pdf
Data publikacji:: 2016
Wydawca:: Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
Tematy:: spalanie detonacyjne
wirująca detonacja
silnik turbinowy
detonative combustion
rotating detonation
turbine engine
Opis:: W artykule zaprezentowano obszerne badania zastosowania wirującej detonacji w silniku turbinowym. Stanowisko badawcze umożliwiało dostarczenie powietrza o wydatku 2,5 kg/s i ciśnieniu 2,5 bara z możliwością jego podgrzewania do ponad 100°C. Wykonano układ zasilania stanowiska paliwem podgrzewanym do 170°C oraz dodatkowo gazowym wodorem. Stanowisko badawcze wyposażone było w układy pomiarowe i sterowania: wydatkiem powietrza i paliwa oraz w system akwizycji danych w tym szybkozmiennych przebiegów cisnień w komorze spalania. Szeroko zakrojone badania wirującej detonacji realizowane były na otwartych i zdławionych komorach spalania oraz po dołączeniu ich do turbowałowego silnika GTD-350. Przedstawiono warunki uzyskania stabilnej detonacji. Stwierdzono, że w przypadku wirującej detonacji w silniku zasilanym gazowym wodorem sprawność cieplna może być podwyższona o 5-7 % w porównaniu do sprawności silnika z deflagracyjną komorą spalania.
Extensive and complex studies of the application of continuously rotating detonation (CRD) to gas turbine are presented. Special installation of high pressure preheated air supply system was constructed which allows to supply air at rate of a few kg/s, preheated to more than 100°C and at initial pressure up to 2,5 bar. Supply system for Jet-A fuel which could be preheated to 170°C was also constructed. Additionally gaseous hydrogen supply system was added to the installation. Also measuring system for controlling air flow and measurements of detonation parameters was installed and data acquisition and control system implemented. Extensive research of conditions in which CRD could be established and supported in open flow detonation chambers, throttled chambers and finally in detonation chambers attached to the GTD-350 gas turbine engine where conducted. Condition for which stable detonation was achieved are presented. It was found that for conditions when the GTD-350 engine was supplied by gaseous hydrogen, thermal efficiency of the engine could be improved even by 5-7% as compare to the efficiency of the base engine.
Źródło:: Prace Instytutu Lotnictwa; 2016, 3 (244); 202-214
0509-6669
2300-5408
Pojawia się w:: Prace Instytutu Lotnictwa
Dostawca treści:: Biblioteka Nauki

Artykuł

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 5.

Tytuł:: Koncepcja rakiety kosmicznej przeznaczonej do transportu mikro-satelitów na orbitę synchronizowaną słonecznie
Analysis of rocket designed to launch small satellite to SSO
Autorzy:: Florczuk, W.
Folusiak, M.
Kublik, D.
Rarata, G.
Sobczak, K.
Świderski, K.
Surmacz, P.
Wolański, P.
Powiązania:: https://bibliotekanauki.pl/articles/213443.pdf
Data publikacji:: 2009
Wydawca:: Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
Tematy:: rakieta kosmiczna
transport mikro-satelitów na orbitę
orbita synchronizowana słonecznie
analysis of rocket designed
launch small satellite to SSO
Opis:: W pracy przedstawiono historyczny rys rozwoju technik rakietowych w Polsce oraz rok Instytutu Lotnictwa w budowie rakiet balistycznych i meteorologicznych w latach 60-70-tych ubiegłego stulecia. Krótko omówiono budowę w Instytucie Lotnictwa pierwszych instrumentów pomiarowych umieszczanych na satelitach z serii "Interkosmos" oraz obecną aktywność Polski w wykorzystaniu technik kosmicznych. Zasadnicza część prasy pświęccona jest omówieniu problemu budowy rakiety do wysyłania małych satelitów Ziemi. Przedstawiono w niej analizę zapotrzebowania na rakiety wynoszące na orbity Ziemi małe satelity oraz metodykę opracowania konstrukcji takie rakiety. Przeanalizowano wybór materiałów pędnych, silników rakietowych i w efekcie porównano konstrukcję rakiety dwu i trzystopniowej przeznaczonej do wynoszenia satelitów o masie 100 kg na orbitę synchronizowaną słonecznie na wysokości 600km.
A short presentation of Polish contribution into development of rocket as well as the role of the Institute of Aviation in design of ballistic, meteorological and space instrument are briefly described. Main part of the paper is devoted to analyses of design and performances of small rocket designed to launch 100 kg satellite into 600 km Solar Synchronous Orbit (SSO). Selection of propellants, engines and comparison of performance of two and three stage rockets is presented.
Źródło:: Prace Instytutu Lotnictwa; 2009, 3 (198); 5-24
0509-6669
2300-5408
Pojawia się w:: Prace Instytutu Lotnictwa
Dostawca treści:: Biblioteka Nauki

Artykuł

Zmień widok

na półce

Informacja

Wyszukujesz frazę "Wolański, W." wg kryterium: Autor

Źródło danych

Dostawca treści

Kolekcja

Rok wydania

Wydawca

Temat

Autor

Typ dokumentu

Język