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 "normal modes" wg kryterium: Temat

  Lista filtrów
Wyrównaj
    Wyświetlanie 1-3 z 3
    Tytuł:
    Metoda oznaczania form własnych kół zębatych o złożonym kształcie
    Method of determining the normal modes of toothed gears with complex geometry
    Autorzy:
    Noga, S.
    Markowski, T.
    Bogacz, R.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/198295.pdf
    Data publikacji:
    2015
    Wydawca:
    Politechnika Śląska. Wydawnictwo Politechniki Śląskiej
    Tematy:
    formy własne
    koła zębate
    kształt złożony
    normal modes
    toothed gears
    complex geometry
    Opis:
    W pracy analizowane są drgania poprzeczne koła zębatego, rozważanego jako płyta pierścieniowa o złożonym kształcie. Omówiono procedurę oznaczania postaci drgań własnych koła, ulegających deformacji z powodu zaburzonej geometrii układu. Wymagane do analizy modele obliczeniowe opracowano z wykorzystaniem metody elementów skończonych. W obliczeniach uwzględniono wpływ prędkości kątowej koła na wartości częstości drgań własnych. Omówiono także zagadnienia związane z uwzględnieniem własności cyklicznej symetrii układu. Obliczenia numeryczne wykonano w programie ANSYS. Prezentowane zagadnienia mogą być pomocne inżynierom, zajmującym się zagadnieniami wirujących układów mechanicznych.
    This work deals with transversal vibrations of the toothed gear, which is discussed as an annular plate with a complex geometry. The procedure for determining the proper distorted normal modes of vibrations of the wheel with discontinuous geometry is discussed. The required models are created by means of the finite element method. The pre–stress effect is included by means of the ANSYS code. The problem of modelling utilizing cyclic symmetry of the system under study is discussed. It is important to note that the issues presented in this work have a practical value for design engineers dealing with the dynamics of rotating systems.
    Źródło:
    Zeszyty Naukowe. Transport / Politechnika Śląska; 2015, 89; 119-127
    0209-3324
    2450-1549
    Pojawia się w:
    Zeszyty Naukowe. Transport / Politechnika Śląska
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Bezkontaktowe pomiary drgań wybranych elementów wirnikowych turbinowych silników lotniczych
    Non-contact Vibration Measurement of Selected Rotor Elements from Aircraft Turbine Engines
    Autorzy:
    Olejnik, A.
    Rogólski, R.
    Szcześniak, M.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/403775.pdf
    Data publikacji:
    2018
    Wydawca:
    Wojskowa Akademia Techniczna im. Jarosława Dąbrowskiego
    Tematy:
    doświadczalna analiza modalna
    drgania własne
    wibrometria laserowa
    experimental modal analysis (EMA)
    normal modes
    laser scanning vibrometry
    Opis:
    Celem niniejszego artykułu jest zaprezentowanie metody bezdotykowego pomiaru postaci drgań własnych izolowanych elementów konstrukcyjnych silników turbinowych z wykorzystaniem wibrometru laserowego. Badaniom poddano dwa dostępne elementy konstrukcyjne: zintegrowaną tarczę turbinową silnika rozruchowego AI-9 oraz łopatkę wieńca wentylatorowego sprężarki niskiego ciśnienia silnika RD-33. Pomiary drgań rezonansowych przeprowadzono w sposób bezdotykowy przy użyciu dopplerowskiego wibrometru skanującego Polytec PSV-400-3D. Tarczę turbinową zawieszoną do pomiaru na podatnych odciągach zapewniając w ten sposób warunki zbliżone do warunków swobodnych. Z kolei łopatkę zamocowano w sposób sztywny umieszczając jej stopkę w szczękach nieruchomego zacisku. Opisano procedurę pomiarową oraz zasadę działania użytej aparatury. W celu weryfikacji wyników pomiarowych opracowano modele dyskretne obu elementów, które posłużyły do numerycznej analizy modalnej (MSC Software). Modele geometryczne tarczy i łopatki opracowano z wykorzystaniem technik inżynierii odwrotnej. Modele strukturalnego MES przygotowano w preprocesorze MSC Patran stosując dyskretyzację elementami bryłowymi. Częstotliwości podstawowych postaci rezonansowych zbadanych doświadczalnie porównano z częstotliwościami analogicznych postaci numerycznych. Analiza porównawcza jest punktem wyjścia do kalibracji modeli numerycznych, które w kolejnym etapie badań będzie można wykorzystać do określania krytycznych prędkości obrotowych wirujących elementów.
    The purpose of this article is to present the method of non-contact measurement of the normal modes of the insulated turbine engine components using a laser vibrometer. Two available components were tested: integrated shield of the AI-9 engine starter turbine and the RD-33 low-pressure compressor fan blade. Resonance vibration measurements were performed in a non-contact manner using the Polytec PSV-400-3D doppler scanning vibrometer. A turbine disc suspended for measurement on susceptible guidewires thus providing conditions close to free conditions. The blade, in turn, was fixed rigidly by placing its foot in the jaws of the stationary clamp. The measurement procedure and operation principle of the apparatus used have been described. In order to verify the measurement results, discrete models of both elements were developed, which were used for numerical modal analysis (MSC Software). Shield and blade geometry models have been developed using reverse engineering. Structural models for FEM were prepared in the MSC Patran preprocessor using discretization of solid elements. The frequencies of the basic resonant modes tested experimentally were compared with the frequencies of analogous numerical shapes. Comparative analysis is the starting point for the calibration of numerical models, which in the next stage of the research and it will be used to determine the critical speeds of rotating elements.
    Źródło:
    Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa; 2018, 9, 1 (31); 129-146
    2081-5891
    Pojawia się w:
    Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Identyfikacja aerosprężystych własności laminatowej konstrukcji nośnej na przykładzie koncepcyjnego samolotu szkolno-treningowego
    Identification of aeroelastic properties of composite airframe structure for one concept jet trainer
    Autorzy:
    Olejnik, A.
    Kachel, S.
    Rogólski, R.
    Leszczyński, P.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/209677.pdf
    Data publikacji:
    2007
    Wydawca:
    Wojskowa Akademia Techniczna im. Jarosława Dąbrowskiego
    Tematy:
    mechanika
    flatter
    kompozyty warstwowe
    metoda elementów skończonych
    drgania własne
    odtwarzanie geometrii
    mechanics
    flutter
    laminate-composite materials
    finite element method
    normal modes
    geometry redesigning
    Opis:
    W opracowaniu przedstawiono rozwiązanie zagadnienia aerosprężystej niestateczności kompozytowej konstrukcji płatowcowej. Wdrożono wyznaczania krytycznej prędkości i postaci flatteru samolotu przy wspomaganiu komercyjnego pakietu obliczeniowego. W oparciu o dyskretny model struktury do analiz metodą elementów skończonych oraz model panelowy do aerodynamiki niestacjonarnej wyznaczono numerycznie prędkości wystąpienia drgań samowzbudnych. W ramach nadawania własności materiałowych elementom wirtualnej struktury zrealizowano koncepcję modelowania kompozytu warstwowego. Model obliczeniowy konstrukcji zweryfikowano na podstawie wyników doświadczalnych badań stoiskowych.
    The paper presents a solution of aeroelastic instability phenomena of composite airframe. A method of critical flutter airspeed evaluation was applied by support of professional software package. Numerical values of self-excited vibration velocities were determined on the basis of integrated aeroelastic model including a structural FEM model and a panel aero model for unsteady aerodynamics. A conception of laminate composite modelling was put into effect. The aircraft structure discreet model was verified then by equalling the results and the results from test-bed experiments.
    Źródło:
    Biuletyn Wojskowej Akademii Technicznej; 2007, 56, 3; 73-110
    1234-5865
    Pojawia się w:
    Biuletyn Wojskowej Akademii Technicznej
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
      Wyświetlanie 1-3 z 3

      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