Temat: aircraft design - Katalog OPAC zbiorów

Skocz do pozycji: 1.

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

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 2.

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

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 3.

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

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 4.

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 W_{TO min} = 3,600 kg, optimal wing loading p_{0 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 W_{TO min} = 3600 kg, optymalne obciążenie skrzydła p_{0 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

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 5.

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

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 6.

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

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 7.

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

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 8.

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

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 9.

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

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 10.

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

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 11.

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

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 12.

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

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 13.

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

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 14.

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

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 15.

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

Zmień widok

na półce

Informacja

Wyszukujesz frazę "aircraft design" wg kryterium: Temat

Źródło danych

Dostawca treści

Kolekcja

Rok wydania

Wydawca

Temat

Autor

Typ dokumentu

Język