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 "flatter" wg kryterium: Wszystkie pola

  Lista filtrów
Wyrównaj
    Wyświetlanie 1-5 z 5
    Tytuł:
    Mechatronic approach towards flight flutter testing
    Mechatroniczne podejście do badania marginesu flatteru samolotów
    Autorzy:
    Karpiel, G.
    Petko, M.
    Uhl, T.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/328808.pdf
    Data publikacji:
    2007
    Wydawca:
    Polska Akademia Nauk. Polskie Towarzystwo Diagnostyki Technicznej PAN
    Tematy:
    flatter
    analiza modalna w czasie rzeczywistym
    FPGA
    flutter
    real-time modal analysis
    Opis:
    The paper presents an idea of identification of the flutter phenomena during a flight. The proposed flutter detection algorithm is based on the identification of natural frequencies and modal damping ratio for an airplane structure based on in-flight vibration measurements. The procedure can be realized during a flight using measured actual vibration. The algorithm is based on recursive identification of model parameters and wavelets based signal filtering. The real-time realization is implemented in hardware and tested during a flight. FPGA technology is used for the hardware design. The results of a test of the hardware system prototype are presented.
    W artykule przedstawiono implementację algorytmu identyfikacji flatteru podczas lotu. Przedstawiony algorytm bazuje na identyfikacji częstotliwości własnych oraz współczynnika tłumienia poprzez pomiar drgań struktury samolotu. Zaprezentowana procedura może być realizowana podczas lotu wykorzystując dostępne sygnały z czujników drgań. Algorytm wykorzystuje transformatę falkową jako filtr częstotliwościowo-czasowy dla izolacji pojedynczych postaci drgań o parametrach zmiennych w czasie. Realizację w czasie rzeczywistym wykonaną w postaci sprzętowej sprawdzono podczas testowego lotu. Do zaprojektowania struktury sprzętowej użyto technologii FPGA. Przedstawiono rezultat działania prototypowego urządzenia.
    Źródło:
    Diagnostyka; 2007, 4(44); 99-104
    1641-6414
    2449-5220
    Pojawia się w:
    Diagnostyka
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Analytical solutions of supersonic flutter problems for laminated multilayered composite plates and cylindrical shells
    Autorzy:
    Flis, Justyna
    Muc, Aleksander
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/2146603.pdf
    Data publikacji:
    2020
    Wydawca:
    Politechnika Poznańska. Instytut Mechaniki Stosowanej
    Tematy:
    flutter
    multilayered laminated structures
    plates
    cylindrical shells
    flatter
    wielowarstwowe struktury laminowane
    płyty
    powłoki cylindryczne
    Opis:
    For laminated rectangular plates and cylindrical shells the analytical, closed form solution is found using classical and first order transverse shear formulations of kinematical hypothesis. The analysis is carried out for a specific boundary conditions dealing with two opposite edges being simply supported. The evaluated method of solution can be treated as the benchmark for numerical analysis since analytical results can be obtained directly with the use of the symbolic packages, such as Mathematica, Maple or Matlab.
    Źródło:
    Vibrations in Physical Systems; 2020, 31, 3; art. no. 2020305
    0860-6897
    Pojawia się w:
    Vibrations in Physical Systems
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Numeryczne badanie wpływu orientacji wzmocnienia na własności aerosprężyste laminatowych płyt wolnonośnych
    Numerical investigations of an effect of reinforcement direction on aeroelastic properties of laminated cantilevered plates
    Autorzy:
    Olejnik, A.
    Kachel, S.
    Rogólski, R.
    Leszczyński, P.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/208467.pdf
    Data publikacji:
    2006
    Wydawca:
    Wojskowa Akademia Techniczna im. Jarosława Dąbrowskiego
    Tematy:
    flatter
    laminat
    aerodynamika niestacjonarna
    metoda elementów skończonych
    analiza drgań własnych
    flutter
    laminate
    unsteady
    aerodynamics
    finite elements method
    free vibrations
    analysis
    Opis:
    Niniejszy artykuł dotyczy zagadnienia optymalizacji aerosprężystego układu powierzchniowego w odniesieniu do struktury laminatowej. Przy wspomaganiu komercyjnego pakietu obliczeniowego wykonano serie analiz w zakresie statyki, dynamiki i flatteru wolnonośnych płyt wykonanych z laminatu węglowego. Próba znalezienia optymalnych cech aerosprężystych rozpatrywanych modeli polega na dobraniu najbardziej korzystnej orientacji ułożenia tkaniny względem kierunku odniesienia. Celem doboru różnych kątów ukierunkowania tkaniny jest wybranie konfiguracji o najlepszych własnościach ze względu na odkształcalność statyczną i niestateczność dynamiczną spowodowaną drganiami samowzbudnymi. Dla zaprezentowanych konfiguracji konstrukcyjnych wykonano cykl obliczeń w celu określenia wielkości odkształceń oraz krytycznych prędkości flatteru. Wyniki analiz przedstawiono na rysunkach oraz wykresach ilustrujących zmianę badanego parametru w obliczeniowym zakresie kątów orientacji wzmocnienia.
    This paper concerns optimization of aeroelastic surface-shaped system in relation to laminated structure. By the use of one commercial computing program, some analyses were performed on static displacement, dynamics and flutter of cantilevered plates made of carbon fiber laminate. The trial to estimate optimal aeroelastic properties of the considered models consists in matching the best carbon fabric orientation in respect of main reference direction. There could be many laminate orientations in range of 0-90° and the main task is to select the one that gives best properties in respect of static deformations and dynamic instability due to flutter. Some numerical computations were performed for the discussed structure configurations in order to determine displacement sizes and critical flutter airspeeds. The results were shown in the pictures and diagrams illustrating the change of the examined parameter in a computational range of reinforcement orientation angles.
    Źródło:
    Biuletyn Wojskowej Akademii Technicznej; 2006, 55, 4; 45-70
    1234-5865
    Pojawia się w:
    Biuletyn Wojskowej Akademii Technicznej
    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 1-5 z 5

      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