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 1-15 z 26
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:
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:
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:
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:
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:
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:
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
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:
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:
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:
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:
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:
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:
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
Wyświetlanie 1-15 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