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 1-26 z 26
    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:
    Conceptual and aerodynamic study of a highlymanoeuvrable jet trainer
    Autorzy:
    Kubrynski, K.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/245019.pdf
    Data publikacji:
    2016
    Wydawca:
    Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych
    Tematy:
    aerodynamics
    aerodynamic project
    high angle of attack
    manoeuvrability
    aircraft design
    Opis:
    The article discusses the initial study of the two-seat jet trainer with high manoeuvrability. The study included the concept of structural layout of the aircraft, as well as the development of its aerodynamics. The mail aim was to ensure the correct airplane characteristics (in particular control efficiency and dynamic properties) in the wide range of angles of attack. Another challenge was to ensure adequate aerodynamic characteristics at high transonic speed range. The geometry of the aircraft has been developed using CAD system (Simens NX). Initial aerodynamic study and aerodynamic design of the plane were performed using both: the low speed wind tunnel tests performed at Warsaw University of Technology using six-component internal balance and computational work performed using ANSYS CFX computer system. The first was used mainly to check characteristics at high angles of attack. Modifications of the wind tunnel model geometry at this stage were performed using the plastic mass (plasticine), or replacing some components of the model. An important problem with such approach was the lack of a precise definition of the revised geometry in the CAD system. Computational study was performed mainly to check high-speed characteristics. The final geometry of the modified wind tunnel model generally meets the requirements.
    Źródło:
    Journal of KONES; 2016, 23, 4; 245-252
    1231-4005
    2354-0133
    Pojawia się w:
    Journal of KONES
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Aerodynamic and mechanical design of micro class UAV for aerodesign international competition
    Autorzy:
    Figur, K.
    Lorenc, W.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/950097.pdf
    Data publikacji:
    2017
    Wydawca:
    Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych
    Tematy:
    unmanned aerial vehicles
    drone
    Aero Design
    aircraft design
    bezzałogowy statek powietrzny
    dron
    projekt samolotu
    Opis:
    Aero Design is an annual student competition held by Society of Automotive Engineers in which the goal is to design and build a flying UAV capable of lifting the highest payload while observing lowest payload weight and fitting in a specified carrying case. The most important aspect in aircraft design is choosing suitable aerodynamic and mechanical configurations for example: aircraft and wing layout, airfoil with the correct Reynolds (in this case low) number, airframe, and landing gear construction. The article presents airfoil selection, trade studies, tail aerodynamic design, tail sizing, drag analysis, calculations of stability, stress analysis, propulsion selection and manufacturing of UAV prototype. In particular, the comparison of different aircraft designs, effect of taper ratio on lift distribution, the design of wings, lift vs. angle of attack curves and. angle of attack curves, the aircraft tail surfaces, fuselage design are presented in the article. The aim of this study was to perform analysis of aerodynamic and mechanical of Micro Class UAV for Aerodesign International Competition. All projects will be doing in a prototype technology demonstrator was built to confirm our assumptions about airfoil's performance. Flight tests were successful. Analytical model was made and put into an excel spreadsheet. Maximum predicted payload was estimated to be 5.5 pounds.
    Źródło:
    Journal of KONES; 2017, 24, 1; 137-141
    1231-4005
    2354-0133
    Pojawia się w:
    Journal of KONES
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Aircraft wing structural design application in MATLAB App Designer
    Autorzy:
    Bilal, Ahmed
    Siddiqui, Faisal
    Abbas, Messam
    Mansoor, Mohtashim
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/29520093.pdf
    Data publikacji:
    2021
    Wydawca:
    Akademia Górniczo-Hutnicza im. Stanisława Staszica w Krakowie. Wydawnictwo AGH
    Tematy:
    automated aircraft wing design
    aircraft preliminary design phase
    wing structure
    analytical method
    bending
    torsional stiffness
    MATLAB App Designer
    Opis:
    This study focuses on developing an automated application in the MATLAB® App Designer module, based on basic structural members and different theories for various loading cases, providing ballpark values of bending and torsional stiffness and sizing of the load-carrying structural member at a span wise location. All the code developed on MathWorks (2018) is automated using the App Designer module. In this approach, governing equations of structural members under different types of loading are solved in MATLAB IDE with the assumption that in the preliminary phase MATLAB App Designer provides an easy drag and drop type application developer that can be easily subsumed in any mathematical automation process.
    Źródło:
    Computer Methods in Materials Science; 2021, 21, 4; 193-202
    2720-4081
    2720-3948
    Pojawia się w:
    Computer Methods in Materials Science
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Analysis of possible modification of transport aircraft to medevac in the Czech Republic
    Autorzy:
    Kozuba, Jarosław
    Piła, Jan
    Martinec, František
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/27311340.pdf
    Data publikacji:
    2023
    Wydawca:
    Politechnika Śląska. Wydawnictwo Politechniki Śląskiej
    Tematy:
    aircraft design
    MEDEVAC
    medical equipment
    transport
    pandemic
    projekt samolotu
    sprzęt medyczny
    pandemia
    Opis:
    With a growing number of coronavirus patients worldwide, military and civilian transport aircraft are increasingly being used for civilian medical evacuation duties (MEDEVAC) on time-critical flights. This article deals with the possibility of converting an aircraft fleet in the Czech Republic to MEDEVAC. The indication for the analysis of the possibility of transforming transport aircraft was the past and current pandemic situation in the Czech Republic. The main research question is how to implement the modification of a selected airline of the Czech Republic to MEDEVAC. An analysis of the technical data of selected aircraft from Airbus and Boeing was used to investigate this problem. Further, an analysis of the medical equipment required for the MEDEVAC aircraft category was also performed using equipment manufactured in the Czech Republic. The results obtained by the analysis and spatial arrangement of the aircraft deck for the transport of patients with medical equipment confirmed the possibility of such a transformation within the Czech Republic. We consider it important to elaborate on a project that would solve, in detail, all the steps of the conversion of a transport aircraft to MEDEVAC.
    Źródło:
    Zeszyty Naukowe. Transport / Politechnika Śląska; 2023, 118; 109--121
    0209-3324
    2450-1549
    Pojawia się w:
    Zeszyty Naukowe. Transport / Politechnika Śląska
    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:
    Analysis and conceptual design of micro class UAV for aerodesign international competition
    Autorzy:
    Figur, K.
    Lorenc, W.
    Nykaza, A.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/242812.pdf
    Data publikacji:
    2017
    Wydawca:
    Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych
    Tematy:
    UAV
    unmanned aerial vehicle
    drone
    analysis
    aircraft design
    bezzałogowy statek powietrzny
    dron
    analiza
    projekt samolotu
    Opis:
    Aero Design is an annual student competition held by Society of Automotive Engineers in which the goal is to design and build a flying UAV capable of lifting the highest payload while observing lowest payload weight and fitting in a specified carrying case. To achieve that task teams have to choose between conflicting objectives that are lowest empty weight and highest lifting capacity. The rules state that design to enter the competition must be a fixed wing aircraft fitting in a box with inside dimensions of 24x18x8 inches. The payload bay has to be a rectangular block measuring 5x2x2 inches. There also is a limit of 55 pounds total weight with payload. The aircraft must take of either by hand launch or be propelled using a rubber tubing, than do a 360-degree circuit of the flying field and finally land within 200 feet landing zone. The article presents requirements analysis, weather research, design research, considered about launch method, wing layout and aircraft layout study (napkin sketches).
    Źródło:
    Journal of KONES; 2017, 24, 1; 129-135
    1231-4005
    2354-0133
    Pojawia się w:
    Journal of KONES
    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:
    Design and Optimisation of Fuel Tanks for BWB Configurations
    Projektowanie i optymalizacja zespołu zbiorników paliwowych dla konfiguracji BWB
    Autorzy:
    Goraj, Z.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/139593.pdf
    Data publikacji:
    2016
    Wydawca:
    Polska Akademia Nauk. Czytelnia Czasopism PAN
    Tematy:
    blended wing body
    BWB
    aircraft design
    fuel tank
    aircraft structure
    kadłub przechodzący płynnie w skrzydło
    projekt statku powietrznego
    zbiornik paliwa
    konstrukcja statku
    Opis:
    This paper describes assumptions, goals, methods, results and conclusions related to fuel tank arrangement of a flying wing passenger airplane configuration. A short overview of various fuel tank systems in use today of different types of aircraft is treated as a starting point for designing a fuel tank system to be used on very large passenger airplanes. These systems may be used to move fuel around the aircraft to keep the centre of gravity within acceptable limits, to maintain pitch and lateral balance and stability. With increasing aircraft speed, the centre of lift moves aft, and for trimming the elevator or trimmer must be used thereby increasing aircraft drag. To avoid this, the centre of gravity can be shifted by pumping fuel from forward to aft tanks. The lesson learnt from this is applied to minimise trim drag by moving the fuel along the airplane. Such a task can be done within coming days if we know the minimum drag versus CG position and weight value. The main part of the paper is devoted to wing bending moment distribution. A number of arrangements of fuel in airplane tanks are investigated and a scenario of refuelling – minimising the root bending moments – is presented. These results were obtained under the assumption that aircraft is in long range flight (14 hours), CL is constant and equal to 0.279, Specific Fuel Consumption is also constant and that overall fuel consumption is equal to 20 tons per 1 hour. It was found that the average stress level in wing structure is lower if refuelling starts from fuel tanks located closer to longitudinal plane of symmetry. It can influence the rate of fatigue.
    W pracy przedstawiono założenia, cele, metody, wyniki i wnioski dotyczące układu zbiorników paliwowych dla projektu samolotu pasażerskiego w konfiguracji BWB, t.j. kadłuba przechodzącego płynnie w skrzydło. Zamieszczono krótki przegląd współczesnych układów zbiorników paliwowych, które mogą stanowić punkt wyjściowy do projektu systemu paliwowego dla dużych samolotów pasażerskich. Takie systemy powinny umożliwiać przepompowywanie paliwa w celu zachowania położenia środka masy samolotu w akceptowalnych granicach, ze względu na warunki równowagi oraz stateczności samolotu. Wraz ze wzrostem prędkości środek parcia przesuwa się do tyłu samolotu i dla zachowania równowagi podłużnej zmianie ulega wychylenie sterów wysokości, trymera lub tzw. elewonów. Aby uniknąć nadmiernego wzrostu oporów wyważenia paliwo powinno być przepompowywane ze zbiorników położonych z przodu do zbiorników położonych w tylnej części samolotu. W tym celu obliczono zmianę oporu minimalnego w funkcji położenia środka masy i ciężaru samolotu. Główna część pracy jest poświęcona analizie rozkładu momentów gnących skrzydła w funkcji wypełnienia zbiorników paliwowych. Zbadano kilkanaście różnych wariantów wypompowywania paliwa ze zbiorników umieszczonych w skrzydle i zminimalizowano wartości momentów gnących u nasady skrzydła. Optymalizacje przeprowadzono przy założeniu, że samolot wykonuje długotrwały lot (14 godzin), ze współczynnikiem siły nośnej CL = 0:279 i przy stałym jednostkowym zużyciu paliwa (SFC = 20 ton na 1 godz = const). Stwierdzono, że średni poziom naprężeń w strukturze dźwigara głównego skrzydła jest najmniejszy jeżeli wypompowywanie paliwa rozpocznie się od zbiorników zlokalizowanych jak najbliżej pionowej płaszczyzny symetrii samolotu, czyli u nasady skrzydeł. Minimalizacja naprężeń może mieć istotny wpływ na zmniejszenie zmęczenia dźwigarów.
    Źródło:
    Archive of Mechanical Engineering; 2016, LXIII, 4; 605-617
    0004-0738
    Pojawia się w:
    Archive of Mechanical Engineering
    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:
    Zastosowanie inżynierii odwrotnej do procesu optymalizacji projektowania łopatek turbinowych
    Practical usage of CAD/CAM/CAE GRIP language system for aircraft parametric modelling with reverse engineering methods
    Autorzy:
    Kachel, S.
    Kozakiewicz, A.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/210016.pdf
    Data publikacji:
    2010
    Wydawca:
    Wojskowa Akademia Techniczna im. Jarosława Dąbrowskiego
    Tematy:
    turbinowe silniki odrzutowe
    turbina
    metody inżynierii odwrotnej
    optymalizacja krzywych profili
    modelowanie przekrojami
    narzędzia projektowania geometrycznego
    aircraft design
    CAD/CAM/CAE system
    parametric modelling
    reverse engineering
    GRIP language
    Opis:
    W artykule zaprezentowano metodykę optymalizacji projektowania elementów lotniczego silnika turbinowego na przykładzie łopatki turbinowej silnika RD-33. Przedstawiono osobliwości projektowania lotniczego silnika turbinowego i jego zespołów. Opracowano algorytmy w języku GRIP (Graphics Interactive Programming) dla systemu CAD/CAM/CAE Unigraphics. Przeprowadzono dyskusję na temat doboru krzywych do parametrycznego modelowania z uwzględnieniem wejść do wielokryterialnej optymalizacji odtwarzania powierzchni, bazując na technice inżynierii odwrotnej. Przedstawiono proces odwzorowania geometrii od etapu wykonania precyzyjnych pomiarów, identyfikacji danych, weryfikacji krzywych, aż do utworzenia bryły modelowanego obiektu. W pracy zawarto założenia opracowanych przez autorów i zastosowanych algorytmów modelowania elementów struktur lotniczych.
    In the work, a method for facilitation of the jet turbine engine design in the CAD/CAMCAE environment was presented (the jet RD-33 was selected as an example). The recommended method utilizes, specially elaborated by the authors, algorithms written in the GRIP (Graphics Interactive Programming) language exclusively for the CAD/CAM/CAE Unigraphics system needs. Evaluation of the curves and surfaces for the parametric modeling, including the entrances into multi criterion optimisation of the curves for airfoils recreation on the base of the reverse engineering techniques, was done. Process of the geometry elaboration from early stage of the precise measurements, through data verification, and curves validation to the final stage of the wane body faces creation was presented as well as the algorithms elaborated by the authors.
    Źródło:
    Biuletyn Wojskowej Akademii Technicznej; 2010, 59, 3; 171-200
    1234-5865
    Pojawia się w:
    Biuletyn Wojskowej Akademii Technicznej
    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:
    Optimization of wing parameters to achieve minimum weight at defined aerodynamic loads
    Optymalizacja parametrów skrzydła minimalnej masy z uwzględnieniem ograniczeń do obciążeń aerodynamicznych
    Autorzy:
    Kachel, S.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/280972.pdf
    Data publikacji:
    2013
    Wydawca:
    Polskie Towarzystwo Mechaniki Teoretycznej i Stosowanej
    Tematy:
    aircraft structure optimization
    parametrical design systems
    Opis:
    The paper presents the method suitable for optimization of parameters and applied to design aircraft subassemblies on the example of a swept wing. It outlines the assumptions that are necessary to develop a mathematical model and describes constraints that served as the basis to develop an algorithm and describe the corresponding procedures in the GRIP (Graphics Interactive Programming) language that is a part of the CAD/CAM/CAE Unigraphics system. The further part of the study comprises discussion how the wing parameters and the mass functional are affected by the rigidity constraints and strength constraints. The algorithm for designing aircraft components was finally developed with inputs to the multicriteria design process “Web Modelling” of an aircraft body. The study also includes initial assumptions to algorithms originally developed by the author and dedicated to the modelling of components incorporated into aircraft structures.
    W artykule zaprezentowano metodykę optymalizacji parametrów w zastosowaniu do projektowania zespołów samolotu na przykładzie skrzydła skośnego. Przedstawiono główne założenia niezbędne do opracowania matematycznego modelu. Opisano ograniczenia będące podstawą do utworzenia algorytmu i opisania procedur w języku GRIP (Graphics Interactive Programming) dla systemu CAD/CAM/CAE Unigraphics. Przeprowadzono dyskusję zmiany parametrów sztywnościowych i masy w zależności od ograniczenia obciążeniami aerodynamicznymi. Opracowano algorytm projektowania zespołów składowych samolotu z uwzględnieniem wejść do wielokryterialnego procesu projektowania Web Modelling bryły samolotu. W pracy zawarto założenia opracowanych przez autora i zastosowanych algorytmów modelowania elementów struktur lotniczych.
    Źródło:
    Journal of Theoretical and Applied Mechanics; 2013, 51, 1; 159-170
    1429-2955
    Pojawia się w:
    Journal of Theoretical and Applied Mechanics
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    An automated CAD/CAE integration system for the parametric design of aircraft wing structures
    Autorzy:
    Benaouali, A.
    Kachel, S.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/280488.pdf
    Data publikacji:
    2017
    Wydawca:
    Polskie Towarzystwo Mechaniki Teoretycznej i Stosowanej
    Tematy:
    CAD/CAE integration
    design automation
    aircraft wing
    parametric design
    Opis:
    In order to take advantage of the sophisticated features offered by CAD and CAE packages for modeling and analysis during the design process, it is essential to build a bridge assuring a coherent link between these tools. Furthermore, this integration procedure must be automated so as to get rid of the repetitive costing effort. In this paper, a new automated procedure for the CAD/CAE integration, implemented for the parametric design and structural analysis of aircraft wing structures is presented. This procedure is based on the automation capacity available in modern computer aided tools via build-in basic programming languages as well as the capacity of the model data exchange. The geometric and numerical models can be controlled to generate a large variety of possible design cases through parameters introduced beforehand.
    Źródło:
    Journal of Theoretical and Applied Mechanics; 2017, 55, 2; 447-459
    1429-2955
    Pojawia się w:
    Journal of Theoretical and Applied Mechanics
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    A design and numerical optimization of a landing gear for 1400 kg (AT-6) take-off mass aircraft
    Autorzy:
    Tywoniuk, A.
    Jakubowski, R.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/243599.pdf
    Data publikacji:
    2016
    Wydawca:
    Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych
    Tematy:
    landing gear
    aircraft
    design
    finite element method
    undercarriage
    Opis:
    One of the most important systems responsible for safe take-off and landing of aircraft is a landing gear system. Regardless of the configuration and the type of landing gear, its main function is to absorb energy from landing. The aim of this paper is to describe design and numerical optimization of modern tricycle-type, retractable landing gear system equipped with oleo-pneumatic amortization and mechanical emergency release. The landing gear was designed for a new prototype of 4 seats 1400 kg (AT-6) take-off mass aircraft in accordance with Certification Specifications for Normal, Utility, Aerobatic and Commuter Category Aeroplanes – CS-23. A complete design process from concept to final version was performed in Warsaw Institute of Aviation’s Landing Gear Laboratory. Proposed retractable landing gear concept substantially reduces aerodynamic drag of aircraft. Although application of one retraction system for the left and right gear make the system more complicated, this solution significantly reduces weight. The authors, because of the project complexity, focused on most important aspects of the main landing gear design and described numerical optimization of chosen components like composite leg with main and upper aluminium fittings. Engineers involved in the project used SolidEdge software for 3D modelling, kinematics optimization and 2D documentation preparation. Strength and stiffness analysis was carried out using hand and numerical calculation methods – FEMAP with NX Nastran and Hyperworks software.
    Źródło:
    Journal of KONES; 2016, 23, 3; 541-547
    1231-4005
    2354-0133
    Pojawia się w:
    Journal of KONES
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Design and optimisation of exhaust system of light turboprop airplane
    Autorzy:
    Stalewski, W.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/247804.pdf
    Data publikacji:
    2016
    Wydawca:
    Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych
    Tematy:
    turboprop aircraft
    exhaust system
    ejector
    computer-aided design
    optimisation
    Opis:
    Innovative exhaust system for light turboprop airplane has been developed and optimised. Apart from the basic function of removing exhaust from turboprop engine, the system supports cooling of the engine bay. To do this, the system removes hot air from the engine bay, utilising the ejector-pump effect, where the exhaust stream generates under-pressure, sucking the hot air through the ejector slot and removes the air together with the exhaust gases. The design and optimisation of the exhaust system has been conducted based on computational methods of Computer-Aided Design and Optimisation and Computational Fluid Dynamic. Three-dimensional analysis of flow around the airplane (including effect of propeller) and inside the exhaust system was conducted by application of URANS solver ANSYS FLUENT. Using these software the trajectories of exhaust particles, both inside the exhaust ducts and outside the airplane, have been determined. Parametric model of the designed exhaust system has been developed using the in-house software PARADES. As design parameters the diameter, length and direction of exhaust ducts as well as few parameters describing a shape of the ejector, have been established. The optimisation process aimed at designing of the exhaust system, which removes the exhaust gases possibly far away from the airframe, especially during a descent flight of the airplane. Additional objectives were maximisation of the mass flow rate of hot air sucked through the ejector and minimisation of the drag force generated by external part of the exhaust system. The optimised exhaust system should have also fulfilled requirements of permissible total-pressure losses inside the exhaust ducts. The optimised exhaust system has been implemented on the light turboprop airplane and validated during flight tests.
    Źródło:
    Journal of KONES; 2016, 23, 2; 341-348
    1231-4005
    2354-0133
    Pojawia się w:
    Journal of KONES
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Conceptual design of blended wing body business jet aircraft
    Autorzy:
    Mulyanto, T.
    Luthfi Imam Nurhakim, M.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/242317.pdf
    Data publikacji:
    2013
    Wydawca:
    Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych
    Tematy:
    transport
    business jet aircraft
    blended wing body
    conceptual design
    Opis:
    Blended Wing Body concept offers several advantages compared to traditional aircraft tube and wing concept. The advantages mainly come from the distributed aerodynamic and structural loads, which leads to better aerodynamic performance as well as lighter structural weight. Most of the existing studies were focused on big transport aircraft carrying 400 to 800 passenger. In this study, a conceptual design of a business jet aircraft applying blended wing body concept is carried out. The market forecast for this category of aircraft can reach up to 24000 aircraft in the next 20 years. The possibility of having larger cross section is one of the competitive advantages, notably in a long-range flight. The requirement stated was to fly a trans-atlantic flight and carrying up to 18 passengers. It has to have a low floor height permitting easy passenger access. The design process consists of initial weight estimation, initial sizing, and preliminary aerodynamics, weight and balance and performance analysis. Some design consideration specially related with Blended Wing Body concept will be discussed, i.e. take-off and landing aerodynamics, structural concept, stability and control. The final design resulted in twin-engine aircraft, a Maximum Take-off Weight of 44 ton, cabin floor area of 6.9 x 10 m, winglet and split rudder for directional stability and control, and elevons for longitudinal and lateral control.
    Źródło:
    Journal of KONES; 2013, 20, 4; 299-306
    1231-4005
    2354-0133
    Pojawia się w:
    Journal of KONES
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    The influence of multi - role aircraft mission type on the low bypass engine performance parameters
    Autorzy:
    Wygonik, P.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/242065.pdf
    Data publikacji:
    2013
    Wydawca:
    Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych
    Tematy:
    gas turbine engine design
    airplane-engine integration
    aircraft mission optimization
    Opis:
    The aim of the article is to find the relationship and dependencies between the mission parameters of the multi-role aircraft (altitude, flight velocity, thrust load) and the parameters that define the flow of the turbofan engine. The conclusions of these studies are relevant at the stage of preliminary engine design. There was built the model of thermal cycle of low bypass. The model of an airplane was simplified to its aerodynamic characteristics. The mission was divided into air tasks (stages) such as a take-off, a climb at a certain velocity, sub and supersonic flight and maneuvers (i.e. turn). Dimensionless energy criteria binding both the engine and aircraft parameters were introduced. There were conducted the simulation studies of the model airplane-engine mission to show the part of the mission that "dimensions " the engine. The results were limited to the presentation of the impact of circuit parameters such as T3, π, μ on the defined criteria. The calculations were carried out for a number of selected missions defined in the literature as Loll, HiLoHi and HiHiHi. The comparison of the energy requirements of these missions was done. There were pointed out these criteria of the mission evaluation that may affect making decisions at early design stages. There were designated the areas of design variability in an engine meeting the criteria for energy mission. The advantage of this model is universal character of dimensionless criteria, whereas the disadvantage is the need to build complex models of the engine and the assumption at the outset aerodynamic characteristics of the aircraft. The originality of the presented solution is to show an alternative, unconventional approach to the design process (not as so far) the engine itself but the entire aviation system.
    Źródło:
    Journal of KONES; 2013, 20, 3; 435-442
    1231-4005
    2354-0133
    Pojawia się w:
    Journal of KONES
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Influence of the gas turbine engine design parameters on the energy consumption of the multirole aircraft missions
    Autorzy:
    Wygonik, P.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/246706.pdf
    Data publikacji:
    2012
    Wydawca:
    Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych
    Tematy:
    gas turbine engine design
    simulation
    airplane-engine integration
    aircraft mission optimization
    Opis:
    In the article the analysis of the influence of design parameters of the engine on the performed by the multirole aircraft mission was performed. The problem is complex as a result of performing a series of manoeuvres in various conditions of flight. A special feature of multi-role aircraft mission is a sudden (even pulse) weight change and exactly its reduction as a result of the discharge of cargo bomb, rocket or due to the consumption of ammunition during air combat manoeuvring. Reducing the airplane mass by the weight of the fuel consumed (continuously) and the used weapons radically differ the demands on the energy required to overcome gravity and drag forces. The article shows how the reduction of the aircraft mass influences on the change of the thrust load factor. It was built the mathematical model of the system engine-aircraft-air job (taking into account the flight conditions, elements of the mission - subsonic and supersonic flight, flight time, the heat-and-gasdynamic and mass model of the engine). The model enables for the simulation research of the complex flight missions and their evaluation on the basis of the constructed criteria. The model includes a parametric description of physical processes in the turbofan engine, thus provides a direct assessment of the impact of selection of engine parameters on the effectiveness of the mission. The results of calculations according to classical criteria (e.g. kilometre fuel consumption, specific fuel consumption) were presented. The paper presents new criteria, which enable to analyze the energy consumption of the complex mission of the aircraft (e.g. energy consumption: the unit range, the degree of utilization of energy resources and the carried out the mission engine). Criteria were built in by combining the parameters necessary for the flight with disposable ones. On the basis of these parameters there was done an assessment of the "quantitative" adjustment of a power unit to various missions such as subsonic, supersonic and mixed (for different their proportion), for different levels and the plane range. The results were presented in a pictorial way on numerous charts.
    Źródło:
    Journal of KONES; 2012, 19, 2; 569-576
    1231-4005
    2354-0133
    Pojawia się w:
    Journal of KONES
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Potencjalne źródła zagrożeń w procesie projektowania i konstruowania statków powietrznych
    Potential sources of threats in the designing and constructing process of aircrafts
    Autorzy:
    Uchman, Zbigniew
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/38952432.pdf
    Data publikacji:
    2023
    Wydawca:
    Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych
    Tematy:
    statek powietrzny
    bezpieczeństwo
    projektowanie
    wypadek lotniczy
    aircraft
    safety
    design
    aviation accident
    Opis:
    Najwyższym priorytetem w lotnictwie jest bezpieczeństwo. Przewozy lotnicze należą do najbardziej bezpiecznych środków transportu. Jest to efekt nieustannych działań mających na celu eliminację źródeł potencjalnych zagrożeń we wszystkich obszarach związanych z wykonywaniem operacji lotniczych. Kluczowa rola w tej mierze przypada producentowi statku powietrznego (SP). To on odpowiada za projekt i konstrukcję nowo budowanego samolotu lub śmigłowca oraz za proces jego produkcji. Na nim spoczywa obowiązek prowadzenia nadzoru nad przebiegiem eksploatacji. W artykule zdefiniowano źródła potencjalnych zagrożeń dla bezpieczeństwa operacji lotniczych, które leżą w zakresie kompetencji producenta SP. Należą do nich m.in. błędy w projektowaniu i konstruowaniu, wady produkcyjne, niewłaściwe prowadzenie badań i prób dowodowych, błędy i braki w dokumentacji opisowo-eksploatacyjnej i programach szkolenia, a także niedostateczny nadzór nad procesem eksploatacji. W artykule omówiono potencjalne źródła zagrożeń związanych z fazą projektowania i konstruowania statku powietrznego, a także przedstawiono przykłady błędów i zaniedbań w tej dziedzinie. Zawarte w artykule wnioski są wynikiem autorskiej analizy ponad 250 niebezpiecznych zdarzeń we współczesnym lotnictwie komunikacyjnym. Materiałami źródłowymi były protokoły z badania przyczyn analizowanych wypadków.
    Safety is the top priority in aviation. Air transport is one of the safest means of transport. This is the result of continuous activities aimed at eliminating sources of potential threats in all areas related to the performance of aviation operations. The key role in this respect belongs to the aircraft manufacturer. He is responsible for the design and construction of a newly built aircraft or helicopter and for its production process. He is responsible for supervising the operation. The article defines the sources of potential threats to the safety of air operations that lie within the manufacturer's competence. They include e.g. errors in design and construction, manufacturing defects, improper conduct of tests and proof tests, errors and deficiencies in the descriptive and operational documentation and training programs, as well as insufficient supervision over the operation process. The article discusses the potential sources of threats related to the design and construction phase of the aircraft, and also presents examples of errors and omissions in this field. The conclusions contained in the article are the result of the author's analysis of over 250 dangerous events that have taken place in modern commercial aviation. The source materials were protocols from the investigation of the causes of the analyzed accidents.
    Źródło:
    Journal of KONBiN; 2023, 53, 4; 43-59
    1895-8281
    2083-4608
    Pojawia się w:
    Journal of KONBiN
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Overview of low emission combustors of aircraft turbine drive units
    Autorzy:
    Fąfara, Jean-Marc
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/2097476.pdf
    Data publikacji:
    2020
    Wydawca:
    Polskie Towarzystwo Naukowe Silników Spalinowych
    Tematy:
    aircraft
    engine
    low emission
    combustor
    design
    samolot
    silnik
    niska emisja
    komory spalania
    projekt
    Opis:
    It is important to notice that aircraft turbine drive units are commonly used in the modern aviation. The piston engines are often reserved for small and/or sportive aircraft. The turbine drive units are also combustion engine. This paper presents the most popular combustors used in the aeronautical turbine engines. Firstly there are listed the requirements that a combustor has to achieve. Then are presented the combustor designs that permit to achieve the firstly presented requirements. In this work are presented the LPP, TAPS, RQL, graduated combustion zone, VGC, exhaust recirculation system combustors. For each combustor design is enlighten its principle of work, described the etymology of the given name to this design and shown a scheme. The work is closed by a briefly conclusion about the described combustor.
    Źródło:
    Combustion Engines; 2020, 59, 4; 45--49
    2300-9896
    2658-1442
    Pojawia się w:
    Combustion Engines
    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:
    An Ordnance Reliability and Life Model for the Estimation of the Component Kits in Preventive Replacement in Terms of Production and Operating Costs
    Model niezawodnościowo-trwałościowy broni w szacowaniu zestawów części wymienianych profilaktycznie w ujęciu kosztów produkcji i eksploatacji
    Autorzy:
    Idziaszek, Zdzisław
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/403610.pdf
    Data publikacji:
    2019
    Wydawca:
    Wojskowa Akademia Techniczna im. Jarosława Dąbrowskiego
    Tematy:
    design and retrofitting of aircraft guns
    operation
    life estimation
    service life
    high fire rate guns
    reliability
    ordnance
    replacement parts stocks
    ordnance availability
    projektowanie i modernizacja lotniczej broni lufowej
    eksploatacja
    szacowanie trwałości
    resurs
    armata szybkostrzelna
    niezawodność
    uzbrojenie
    zapasy części zamiennych
    dyspozycyjność broni
    Opis:
    This paper presents an outline of a method of optimising the service life of aircraft guns at the stage of design engineering and retrofitting. The essence of this method is a selection of service lives and quantities of preventively replaced components and the service parts of non-reconditionable components resulting in an overall reduction of gun production and operating costs (including the costs of replacement parts stocks) with an improvement of the service life of the whole gun assembly. The method assumes that the service lives to be selected must meet a criterion of predefined reliability, maximum service availability when installed aboard a combat platform (i.e. an aircraft) and the minimum time to re-use. It is pointed out that in the design engineering of preventive component replacement and the assessment of the gun selection, a criterion of total gun cost reduction shall apply; the total gun cost is construed as the cost of production/purchase and maintenance applicable to the operating mode (with the costs and time to provide replacement parts). The total gun cost should be decisive in the definition of service lives and the number of components in preventive replacement. To analyse and select the service life and the MTBR (Mean Time Between Replacements), examples of reliability and life models of guns were developed in reference to the applicable operating standards and changes in total costs. This was followed by a demonstration of an innovative model of mapping gun (production/purchase and operating) costs with a complex number plane. The method presented herein facilitates analysing and assessing the feasibility for improvement of a gun’s availability in combat field and training operations.
    W artykule opracowano zarys metody optymalizacji resursu lotniczej broni lufowej (w skrócie broni) w etapie jej projektowania i modernizacji. Istotą metody jest taki dobór resursów i liczby części wymienianych profilaktycznie oraz resursów części nieodnawialnych, by uzyskać sumaryczne zmniejszenie kosztów produkcji i kosztów eksploatacji broni (w tym zapasów części zamiennych) przy jednoczesnym zwiększeniu resursu całej broni. W metodzie przyjęto, że dobór resursów musi spełniać kryterium zachowania założonej niezawodności, maksymalnej dyspozycyjności na platformie bojowej (np. statku powietrznym) oraz minimalnego czasu przygotowania do powtórnego użycia. Wskazano, że przy projektowaniu profilaktycznych wymian i ocenie wyboru broni należy stosować kryterium minimalizacji kosztu całkowitego broni, tj. koszt produkcji/zakupu, jak i koszt procedur obsługowych stosowanych w danym typie eksploatacji (w tym koszt i czas pozyskiwania części zamiennych). Zakłada się, że koszt ten powinien odgrywać decydującą rolę w określeniu zarówno resursów, jak i liczby części wymienianych profilaktycznie. Do analizy i doboru resursu oraz okresów wymian opracowano przykładowe modele niezawodnościowo-trwałościowe broni w odniesieniu do ich norm użytkowania i zmiany kosztów całkowitych. Następnie pokazano innowacyjny model powiązania kosztów broni (produkcyjnych/zakupu i eksploatacyjnych) na płaszczyźnie liczb zespolonych. Zaprezentowana w artykule metoda umożliwia analizę i ocenę możliwości zwiększania dyspozycyjności broni w trakcie jej użytkowania zarówno na polu walki, jak i w procesie szkolenia.
    Źródło:
    Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa; 2019, 10, 2 (36); 103-130
    2081-5891
    Pojawia się w:
    Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa
    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
    Tytuł:
    Budowa kabin w samolotach myśliwskich RAF-u i wpływ na zmiany ich kształtu w czasie II wojny światowej
    Canopies for RAF fighter aircraft in World War II – design and influences
    Autorzy:
    Bronder, T. J.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/167981.pdf
    Data publikacji:
    2016
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Ceramiki i Materiałów Budowlanych
    Tematy:
    lotnictwo II wojny światowej
    rozwój techniczny samolotów myśliwskich
    projekty kabin
    taktyka lotnictwa myśliwskiego
    szkło akrylowe
    World War II aviation
    fighter aircraft development
    canopy design
    fighter tactics
    Poly(methyl methacrylate)
    Opis:
    Zadaniem artykułu jest przeanalizowanie przemian zachodzących w konstrukcji kabin pilotów w brytyjskich samolotach myśliwskich w trakcie II wojny światowej. W czasie wojny najbardziej zaawansowane technicznie maszyny zostały gruntownie rozwinięte pod względem maksymalizacji osiągów i zwiększenia siły ognia. Jednakże, niedostateczną uwagę w badaniach poświęcono kwestii zachodzących równolegle przemian w budowie kabin pilotów, które okazały się jednym z ważniejszych aspektów technicznych, znacznie wpływającym na skuteczność bojową pilotów i szanse przeżycia w czasie lotów bojowych. Niniejszy artykuł wykaże, że głównymi czynnikami wpływającymi na rozwój kabin pilotów były zmieniające się postrzeganie charakteru wojny powietrznej, jak również coraz lepsze metody konstrukcyjne. Efektem tych przemian były nie tylko znacznie lepsze konstrukcje z końcowej fazy działań wojennych, lecz również nowe koncepcje w projektowaniu, z których korzystamy do dziś.
    This paper discusses the changes in the design of canopies for British fighter aircraft in World War II. During the war, the state of the art for these aircraft types underwent a major evolution in terms of performance and armament. Somewhat underappreciated is the corresponding development of canopy designs, which proved to be a critical component in terms of pilot effectiveness and survivability. It will be shown that this development was influenced by the evolving perspective on the nature of the aerial warfare as well as improved construction methods. This resulted in not only massively improved designs at the end of the war, but also in establishing new concepts which are still in use today.
    Źródło:
    Szkło i Ceramika; 2016, R. 67, nr 3, 3; 11-14
    0039-8144
    Pojawia się w:
    Szkło i Ceramika
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
      Wyświetlanie 1-26 z 26

      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