Skocz do pozycji: 1.

Tytuł:

Rapid prototyping process of monocrystal aircraft engine blades

Autorzy:

Budzik, G.
Matysiak, H.
Cygan, R.
Bąk, S.
Cygnar, M.

Powiązania:

https://bibliotekanauki.pl/articles/245805.pdf

Data publikacji:

2009

Wydawca:

Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych

Tematy:

rapid prototyping
monocrystal
aircraft engine
blades

Opis:

The article presents process application of the rapid prototyping (RP) for manufacturing of blades of aircraft turbine in mono- crystallization and also directional crystallization of casting process. It is describing the method of modeling of the chosen elements of casting model kit with the usage of RP and RT systems. The article presents the analysis of a additive rapid prototyping methods (stereolithography) in an aspect of manufacturing of casting models. The possibilities of RP system usage to the ceramic form were the main criteria of the analysis. The ceramic form is a one of the parts of process casting of monocrystal blade of aircraft engine. In the article the possibilities making of models by means of rapid tooling system based on the Vacuum Casting (VC) technology were also analysed. The Vacuum Casting technology allows producing the silicone mould under decreasing pressure. Silicone tools allow creating wax casting models as a vacuum casting process, casting process and low pressure of injection. Rapid prototyping and rapid tooling technologies allow creating casting wax models of a blade and other parts of casting models. RP and RT methods allow creating connectors of the parts. These connectors allow connecting the parts of model kit in a fast and simple method. The stereolithography and Vacuum Casting allow accelerating process of manufacturing of monocrystal blades of aircraft engines.

Źródło:

Journal of KONES; 2009, 16, 4; 23-28
1231-4005
2354-0133

Pojawia się w:

Journal of KONES

Dostawca treści:

Biblioteka Nauki

/5

Artykuł

Zmień widok

• na półce

Skocz do pozycji: 2.

Tytuł:

Rapid prototyping process of monocrystal aircraft engine blades

Autorzy:

Budzik, G.
Matysiak, H.
Cygan, R.
Bąk, S.
Cygnar, M.

Powiązania:

https://bibliotekanauki.pl/articles/246158.pdf

Data publikacji:

2010

Wydawca:

Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych

Tematy:

rapid prototyping
monocrystal
aircraft engine
blades

Opis:

The article presents process application of the rapid prototyping (RP) for manufacturing of blades of aircraft turbine in mono- crystallization and also directional crystallization of casting process. It is describing the method of modelling of the chosen elements of casting model kit with the usage of RP and RT systems. The article presents the analysis of additive rapid prototyping methods (stereolithography) in an aspect of manufacturing of casting models. The possibilities of RP system usage to the ceramic form were the main criteria of the analysis. The ceramic form is a one of the parts of process casting of monocrystal blade of aircraft engine. In the article the possibilities making of models by means of rapid tooling system based on the Vacuum Casting (VC) technology were also analysed. The Vacuum Casting technology allows producing the silicone mold under decreasing pressure. Silicone tools allow creating wax casting models as a vacuum casting process, casting process and Iow pressure of injection. Rapid prototyping and rapid tooling technologies allow creating casting wax models of a blade and other parts of casting models. RP and RT methods allow creating connectors of the parts. These connectors allow connecting the parts of model kit in a fast and simple method. The stereolithography and Vacuum Casting allow accelerating process of manufacturing of monocrystal blades of aircraft engines.

Źródło:

Journal of KONES; 2010, 17, 1; 81-86
1231-4005
2354-0133

Pojawia się w:

Journal of KONES

Dostawca treści:

Biblioteka Nauki

/5

Artykuł

Zmień widok

• na półce

Skocz do pozycji: 3.

Tytuł:

Phase mapping in the diagnosing of a turbojet engine
Odwzorowanie fazowe w diagnozowaniu silnika turboodrzutowego

Autorzy:

Kowalski, M.

Powiązania:

https://bibliotekanauki.pl/articles/281694.pdf

Data publikacji:

2012

Wydawca:

Polskie Towarzystwo Mechaniki Teoretycznej i Stosowanej

Tematy:

aircraft engine diagnostics
phase mapping of engine parameters

Opis:

This paper describes possibilities of using the phase portrait for the diagnosis of the turbojet engine AŁ-21F3 type. Attention is paid to description of the theoretical basis of application of this method to identify the engine fuel system. The identification of the engine fuel system was conducted for each operating adjusting point according to the mono-selection 3r plan with variable data sampling period with a frequency equal to a constant submultiple of the engine rotation frequency. It is explained how the settings of the operational control of the AŁ-23F3 engine fuel system influence the shape of the phase characteristics of engine rotation speed. Additionally, the location of the phase portrait distinctive points is determined. Moreover, there are shown examples of phase portraits for selected ranges of engine operation. It is shown, as an example of using the phase mapping, the ability to monitor parameters of the automatic engine start up using the adjusting machine screw of the altitude corrector of the start-up automaton and changes of the diameter of the start-up automaton nozzle. It is also shown that the qualitative analysis of the adjustment of specific ranges of engine operation is sufficient to determine the influence of the individual adjusting points for those operating ranges.
W referacie przedstawiono możliwości wykorzystania portretu fazowego do diagnozowania turbinowych silników odrzutowych typu AŁ-21F3. Opisano podstawy teoretyczne zastosowania tej metody do identyfikacji układu paliwowego silnika. Identyfikację układu realizowano dla każdego punktu regulacji eksploatacyjnej, zgodnie z planem monoselekcyjnym 3r, ze zmiennym okresem próbkowania danych, z częstotliwością równą stałej podwielokrotności częstotliwości obrotowej silnika. Wykazano wpływ nastawy regulacji eksploatacyjnej układu paliwowego silnika AŁ-21F3 na kształt charakterystyk fazowych prędkości obrotowej. Określono położenie charakterystycznych punktów portretu fazowego. Przedstawiono przykłady portretów fazowych dla wybranych zakresów pracy silnika. Jako przykład zastosowania odwzorowania fazowego pokazano możliwość kontroli parametrów automatycznego uruchamiania silnika przy pomocy wkręta korektora wysokości automatu uruchamiania oraz zmiany średnicy dyszy automatu ruchamiania. Wykazano także, że do analizy jakościowej regulacji poszczególnych zakresów pracy silnika wystarczającym jest określenie wpływu poszczególnych punktów regulacyjnych na te zakresy pracy.

Źródło:

Journal of Theoretical and Applied Mechanics; 2012, 50, 4; 913-921
1429-2955

Pojawia się w:

Journal of Theoretical and Applied Mechanics

Dostawca treści:

Biblioteka Nauki

/5

Artykuł

Zmień widok

• na półce

Skocz do pozycji: 4.

Tytuł:

Application of the phase reproduction method to the analysis of an avionic event on board of the W-3 "Sokół" helicopter

Autorzy:

Kowalski, M.

Powiązania:

https://bibliotekanauki.pl/articles/244580.pdf

Data publikacji:

2011

Wydawca:

Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych

Tematy:

aircraft engine diagnostics
phase mapping of engine parameters

Opis:

This paper presents a new approach to the study of events/cases of the use of so-called air mapping phase. The examinations were carried out by means of the selective method on the basis of data for basic operational parameters acquired from the both driving units of the W-3 "Sokół" helicopter. The analysis covered quality of information received from the S2-3a on-board recorder of flight parameters, in particular its resolution and recording frequency. Then it was possible to plot waveforms for variation of the recorded parameters associated with operation of the helicopter engines and its rotor. The waveforms were used to determine the most important fragments suitable for detailed analysis of variations exercised by basic parameters and to check them against the Operation Manual for flights of the W-3 helicopter. The selected operation parameters were used for phase imaging (development of phase portraits), which served as the basis to assess dynamic properties of the parameters variations. The final component of the study consisted in discussion of the obtained results with presentation of conclusions. It is infeasible to monitor technical condition of the package joint between the transmission shaft and the PZL-10W aircraft. It is necessary to install additional sensors and gauges intended to improve accuracy and frequency of parameter readouts. Only sufficient amount of information shall enable application of the phase imaging method to efficient monitoring of technical and emergency operating conditions of aircraft engines.

Źródło:

Journal of KONES; 2011, 18, 1; 301-310
1231-4005
2354-0133

Pojawia się w:

Journal of KONES

Dostawca treści:

Biblioteka Nauki

/5

Artykuł

Zmień widok

• na półce

Skocz do pozycji: 5.

Tytuł:

Development of the aircraft power plants - challenges

Autorzy:

Szczeciński, S.

Powiązania:

https://bibliotekanauki.pl/articles/242001.pdf

Data publikacji:

2008

Wydawca:

Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych

Tematy:

transport
combustion engines
internal combustion aircraft engine

Opis:

On the background of a current level of the aircraft power plants modernities presented here is the trial settlement of the possible directions of their further development - resultant from the current and future economic, military, sports needs. The general direction of development of all types of aeronautical propulsion systems, and also of these produced a long time ago and exploited for many years, is their permanent " upgrade" in the new equipment and of methodic of the current technical state checking for the purpose of the indispensable flights safety assurance, the prolongation of the failure-free exploitation time - but also the maintenance of the economic concurrency requirements. Recently, a categorical form receives the requirement of the noise limitation of aviation power plants and the limitation for emission of toxic elements in exhaust. In the piston engines, the direction of developments are aimed on the design of compression ignition engines, fuelled with standardized aircraft jet fuel. Their additional valour is their smaller fuel expenditure, about 30% less with respect to their spark ignition equivalents. Particularly important is the task of decrease the quantities of fuel used up, the limitation of number of produced engines through raising their efficiency and durability, limitation of noisiness of engines alone and driven: propellers, ventilators and the lifting rotors of helicopters, the limitation of thrust, required to the flight of the airplanes and the helicopters. One turned attention on ecological requirements, which force the application of mineral fuels completed by biofuels.

Źródło:

Journal of KONES; 2008, 15, 4; 545-555
1231-4005
2354-0133

Pojawia się w:

Journal of KONES

Dostawca treści:

Biblioteka Nauki

/5

Artykuł

Zmień widok

• na półce

Skocz do pozycji: 6.

Tytuł:

Influence of the selected exploitation tasks on airline operating cost and flight safety taking as an example turbofan engine

Autorzy:

Glowacki, P.

Powiązania:

https://bibliotekanauki.pl/articles/242859.pdf

Data publikacji:

2016

Wydawca:

Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych

Tematy:

aircraft engine
maintenance
exploitation cost
flight safety

Opis:

The total cost of the aircraft maintenance was in 2012 about $ 80 billion, including maintenance, repair and overhaul, ie. MRO market (Maintenance, Repairs and Overhaul), the operators of these aircraft have spent about $ 60.7 billion – of which 40% were direct maintenance costs of the engines. It can be concluded that main influencer on airline direct maintenance costs are spending for power plants. The article shows that the appropriate exploitation of the engine, leading not only to the total operating costs (mainly the cost of fuel and maintenance) reduction. Also through continuously engine health monitoring, resulting in a higher reliability, and thereby increases the safety of flying and – what is now especially important – by decreasing fuel consumption reduces greenhouse gas and exhaust toxic components emissions. The modern aircraft engine and its basic performances were described. Based on data, analysis from approximately twenty thousand flights of the specific operator and self-experience, the benefits from the use of specific maintenance and operational tasks are presented. Results of the calculations were demonstrated which proved that engine life extension between overhaul (TBO) has impact on the operator’s maintenance reserves reduction, positive cash flow and fuel cost savings. The article confirms that it need not be contradiction between aircraft operator economic effect, and the improvement of safety of flying.

Źródło:

Journal of KONES; 2016, 23, 2; 129-136
1231-4005
2354-0133

Pojawia się w:

Journal of KONES

Dostawca treści:

Biblioteka Nauki

/5

Artykuł

Zmień widok

• na półce

Skocz do pozycji: 7.

Tytuł:

Study on kerosene atomization process under a high speed air stream

Autorzy:

Perkowski, W.
Irzycki, A.
Snopkiewicz, K.
Grudzień, Ł.
Kawalec, M.

Powiązania:

https://bibliotekanauki.pl/articles/247137.pdf

Data publikacji:

2011

Wydawca:

Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych

Tematy:

transport
aircraft engine
combustion chamber
fuel atomization

Opis:

For the needs of fuel-injection system development for the experimental detonation combustion chamber with a rotating detonation (PoiG - Project: "Turbine engine with detonation combustion chamber") a series of experiments with injection of kerosene under a high speed air stream was performed at the Institute of Aviation. The proper preparation of combustible mixture is very important for the initiation and sustenance of a rotating detonation. The task in case of kerosene-air mixture is far more difficult than for mixtures of hydrogen-air or kerosene-oxygen. A simple stream injector has been tested as a base system, and the kerosene was injected perpendicular to the air stream vector directly from the plane wall of the constant cross-section channel. The process of injection and atomization of kerosene was observed in the special transparent visualization chamber, enabling the spray observation of two mutually perpendicular directions. In subsequent experiments air pressure, air temperature and air flow velocity as well as and injection pressure of kerosene were varied. The tested process was photographed and, in case of chosen experiments, filmed using a high-speed digital camera. The surveys were aimed at identifying and assessing of following parameters of fuel atomization process: the range of the fuel stream and filling grade of research channel with aerosol, aerosol homogeneity and the size of forming it droplets, the possible presence of fuel streams flowing down the walls of channel. The resulting photos allowed for more comprehensive, but only a qualitative assess of the spraying process, while the filmed small regions of visualization chamber allowed the counting down and dimensioning of droplets. This paper presents a test facility and measuring techniques applied during the research activity and selected results of carried out tests.

Źródło:

Journal of KONES; 2011, 18, 4; 341-347
1231-4005
2354-0133

Pojawia się w:

Journal of KONES

Dostawca treści:

Biblioteka Nauki

/5

Artykuł

Zmień widok

• na półce

Skocz do pozycji: 8.

Tytuł:

Aircraft engines : analysis of reported systems failures in Polish aviation during years 2008-2015

Autorzy:

Balicki, W.
Glowacki, P.

Powiązania:

https://bibliotekanauki.pl/articles/243587.pdf

Data publikacji:

2016

Wydawca:

Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych

Tematy:

aircraft engine
failure
engine system
ATA chapter
safety system

Opis:

Aircraft engine failure during different aircraft flight phases can cause accidents or incidents. ICAO Annex 19 requires from each state establishing the state safety program (SSP) and from the subordinate aviation organizations safety management system (SMS). Point 5.2.1 of Annex 19 instructs to establish safety database, which should be used for effective analysis of actual and potential safety deficiencies. Such analysis should lead to determining necessary measures in order to improve safety. Polish Civil Aviation Authority among other databases manages an important one called European Coordination Centre for Aviation Incident Reporting Systems (ECCAIRS). The authors have done a laborious processing of the data contained in that database analysing engine failures based on criteria like phases of flight, ATA chapters concerning powerplant and category of the occurrence. Separately, under consideration were taken engines installed on aircraft with an MTOM <5700 kg (mainly General Aviation) and for aircraft with MTOM > 5700 kg (commercial aviation). The article presents a proposed method of predicting the number of events, the alert levels for the next years and for ATA chapters’ determination, assuming a normal distribution (Gaussian). It is one of the first attempts to use the actual data contained in the database of events in Poland. The results of this analysis can support the decisions of supervisory authorities in the areas where security threats are most important.

Źródło:

Journal of KONES; 2016, 23, 1; 31-37
1231-4005
2354-0133

Pojawia się w:

Journal of KONES

Dostawca treści:

Biblioteka Nauki

/5

Artykuł

Zmień widok

• na półce

Skocz do pozycji: 9.

Tytuł:

Researches of the dynamic characteristics of the turbine jet engine in flight based on its ground tests

Autorzy:

Golak, K.
Lindstedt, P.
Grądzki, R.

Powiązania:

https://bibliotekanauki.pl/articles/247300.pdf

Data publikacji:

2016

Wydawca:

Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych

Tematy:

jet engine
adjustment
ground tests
engine condition
aircraft engine maintenance

Opis:

Turbine jet engines maintenance (adjustment) actions are performed during standard ground tests, but they are used during the flight. It turns out that the characteristics of the engine determined during the ground tests from the input value "w" introduced by the engine control lever DSS are significantly different from those obtained from disturbance “z" operating in the engine during the aircraft flight. It is noticed, that improvement of the engine control state made by mechanic during aircraft ground tests may cause the deterioration of the engine performance, which is felt by the pilot. The article presents a method that allows determining the basic characteristics of the engine in flight based only on the signals measured during testing ground. This method is based on measurement the major engine signals n – engine rpm, p4 – turbine discharge total pressure, p2 – low pressure compressor inlet, mp – fuel usage, then the designation of synthetic signals y=n/p4 (which describes the engine output), u=mp/p2 (describes engine input) and further their own and cross correlation function. Next, the power spectral density functions of these synthetic signals were calculated. Power spectral density functions is a basis to determine the spectral transfer function HW(jω) (during the ground tests) and HZ(jω) (in flight) which are the basis to determine the characteristics (step response) of the turbine jet engine in flight and during ground tests.

Źródło:

Journal of KONES; 2016, 23, 3; 151-156
1231-4005
2354-0133

Pojawia się w:

Journal of KONES

Dostawca treści:

Biblioteka Nauki

/5

Artykuł

Zmień widok

• na półce

Skocz do pozycji: 10.

Tytuł:

Pracownia Zawieszeń Magnetycznych Laboratorium Badań Napędów Lotniczych WAT
Magnetic Suspension Workroom of Aircraft Engine Laboratory in Military University of Technology

Autorzy:

Olejnik, A.
Falkowski, K.
Henzel, M.

Powiązania:

https://bibliotekanauki.pl/articles/276598.pdf

Data publikacji:

2013

Wydawca:

Sieć Badawcza Łukasiewicz - Przemysłowy Instytut Automatyki i Pomiarów

Tematy:

zawieszenia magnetyczne
silnik lotniczy
magnetic suspension
aircraft engine

Opis:

W artykule opisane zostały efekty realizacji projektu POIG.02.02.00-14-022/09 Programu Operacyjnego Innowacyjna Gospodarka, którego głównym celem było utworzenie w Wojskowej Akademii Technicznej Laboratorium Badań Lotniczych. W Laboratorium powstała m.in. Pracowania Zawieszeń Magnetycznych, która będzie prowadzić unikalne w skali Kraju i Unii Europejskiej numeryczne oraz doświadczalne badania nad opracowywaniem pasywnych i aktywnych zawieszeń magnetycznych, ich optymalizacją, sterowaniem, zasilaniem itp. Działalność Laboratorium będzie nakierowana na rozwiązywanie problemów napędów lotniczych i w istotny sposób przyczyni się do rozwiązywania problemów eksploatacyjnych, umożliwi modernizację testowanych konstrukcji, jak również projektowanie nowych.
In the paper are presented results of realization in Military University of Technology of The Innovative Economy Programme. The main goal of the project is organization of the Aircraft Engines Research Laboratory. There are the Magnetic Suspension Workroom. There are realized the unique in Poland and European Union research investigations under passive and active magnetic suspensions, their optimization, control, supplying, etc. The Engine Laboratory will find solutions of operation problems, reliability of constructions. It makes possible modernization of investigated constructions and designing practical of new applications.

Źródło:

Pomiary Automatyka Robotyka; 2013, 17, 2; 245-249
1427-9126

Pojawia się w:

Pomiary Automatyka Robotyka

Dostawca treści:

Biblioteka Nauki

/5

Artykuł

Zmień widok

• na półce

Skocz do pozycji: 11.

Tytuł:

Estimation of turboprop engine parameters for various fuels

Autorzy:

Jakubowski, R.
Ciechanowicz, M.

Powiązania:

https://bibliotekanauki.pl/articles/245965.pdf

Data publikacji:

2017

Wydawca:

Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych

Tematy:

aircraft engine
fuel
turboprop engine
silnik lotniczy
paliwo
silnik turbośmigłowy

Opis:

The analysis of work parameters of a turboprop engine fuelled by various fuels was done in the article. The turboprop engine model was presented in the beginning. The main feature of this model is description of the flow in the engine as semi-perfect gas model. By this way, the change of fumes chemical composition influence the gas properties as heat constant and isentropic index are determined. Next energy balance of a compressor and turbine was analysed and turbine pressure drop was evaluated. Finally, engine output power was determined. It was done for selected fuels, which could be applied in the aero engines. The results of analyse were presented in the tables and charts and discussed. Summary of the test results with the results for contemporary applied fuel allows drawing the conclusions about the turboprop engine performance change by various fuel application. Main of them refers to the point that higher combustion heat value of fuel and higher heat constant of fumes cause better engine work conditions By this way the hydrogen seems to be perspective fuel of future, because its combustion heat value is three times JET A-1 and by this way it is possible the engine fuel consumption will be lower.

Źródło:

Journal of KONES; 2017, 24, 1; 203-210
1231-4005
2354-0133

Pojawia się w:

Journal of KONES

Dostawca treści:

Biblioteka Nauki

/5

Artykuł

Zmień widok

• na półce

Skocz do pozycji: 12.

Tytuł:

Application of visual test methods loaded elements of rotating machinery flow to assess their condition
Zastosowanie wizyjnych metod badań obciążonych elementów wirnikowych maszyn przepływowych do oceny ich stanu technicznego

Autorzy:

Warczek, J.
Juzuń, M.

Powiązania:

https://bibliotekanauki.pl/articles/198416.pdf

Data publikacji:

2016

Wydawca:

Politechnika Śląska. Wydawnictwo Politechniki Śląskiej

Tematy:

non-destructive tests
aircraft engine diagnostics
condition of aircraft engine assess
badania nieniszczące
diagnostyka silników lotniczych
oszacowanie stanu technicznego silnika lotniczego

Opis:

The article presents the aims and objectives of the process of non-destructive testing of turbine aircraft engines using visual methods indirect use of endoscopy. Presents brief characteristics of the construction of engines tested, analyzed the diagnostic procedures used in non-destructive testing methods are shown diagnostic equipment used in research. The paper presents examples of the results of diagnostic checks obtained for the test aircraft engine.
W artykule przedstawiono cele i założenia procesu badań nieniszczących lotniczych silników turbinowych przy użyciu metod wizualnych pośrednich, z wykorzystaniem endoskopii. Przedstawiono krótkie charakterystyki budowy badanych silników, przeanalizowano procedury diagnostyczne, wykorzystywane w metodach badań nieniszczących, przedstawiono sprzęt diagnostyczny wykorzystany w badaniach. W artykule przedstawiono przykładowe wyniki sprawdzeń diagnostycznych, uzyskane dla badanego silnika lotniczego.

Źródło:

Zeszyty Naukowe. Transport / Politechnika Śląska; 2016, 90; 195-204
0209-3324
2450-1549

Pojawia się w:

Zeszyty Naukowe. Transport / Politechnika Śląska

Dostawca treści:

Biblioteka Nauki

/5

Artykuł

Zmień widok

• na półce

Skocz do pozycji: 13.

Tytuł:

Numerical Simulation of Fatigue Fracture of the Turbine Disc

Autorzy:

Witek, L.

Powiązania:

https://bibliotekanauki.pl/articles/97889.pdf

Data publikacji:

2012

Wydawca:

Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa

Tematy:

aircraft engine
crack propagation analysis
finite element method
fatigue fracture

Opis:

This paper presents the results of the crack propagation analysis of an aircraft engine turbine disc. In the first part of the work the finite element method was used for calculation of the stress state and the stress intensity factor (SIF, K_I, K-factor) in the turbine disc with an embedded quarter-elliptical corner crack, subjected to low-cycle thermo-mechanical fatigue. To refine the K-factor calculation, specially degenerated finite elements were used. These elements provide stress singularity suitable for the linear-elastic material of the disc. The performed calculations yielded the stress intensity factor K_I for different crack sizes. Subsequently, ΔK parameter was determined as a difference of the K_I values calculated for the turbine’s speeds equal to 6373 and 14200 RPM. Based on the Paris-Erdogan equation and the obtained ΔK values, the fatigue crack growth plot for the turbine disc subjected to complex thermo-mechanical loads was determined.

Źródło:

Fatigue of Aircraft Structures; 2012, 4; 114-122
2081-7738
2300-7591

Pojawia się w:

Fatigue of Aircraft Structures

Dostawca treści:

Biblioteka Nauki

/5

Artykuł

Zmień widok

• na półce

Skocz do pozycji: 14.

Tytuł:

Aspekty metrologiczne bezdotykowego diagnozowania wirujących łopatek sprężarki
Metrological aspects of non-contact roating blade measurements

Autorzy:

Witoś, M.
Kowalski, M.

Powiązania:

https://bibliotekanauki.pl/articles/209146.pdf

Data publikacji:

2008

Wydawca:

Wojskowa Akademia Techniczna im. Jarosława Dąbrowskiego

Tematy:

odstęp czasu
nierównomierne próbkowanie
łopatki
zmęczenie
silniki lotnicze
diagnostyka silników lotniczych
tip timing
nonuniform sampling
blades
fatigue
aircraft engine
diagnosis of aircraft engine

Opis:

Przedstawiono podstawy teoretyczne stosowania elastycznego znacznika fazy - wirującej i drgającej łopatki sprężarki - do kompleksowego diagnozowania turbinowego silnika lotniczego (metoda tip timing). Wskazano na rolę numerycznych metod analizy w rozdzieleniu składowych sygnału pomiarowego (aperiodycznej i oscylacyjnej) oraz potrzebę weryfikacji istniejących algorytmów analizy danych, pochodzących z nierównomiernego próbkowania. Omówiono 15-letnie spostrzeżenia eksploatacyjne stosowania metody na samolotach TS-11 "Iskra".
The paper presents theoretical background of using elastic key phasor-rotating and vibrating compressor blade - for complex jet engine diagnosis (tip timing method). The role of numerical methods of measurement signal decomposition onto parts (aperiodic and oscillation) is pointed. It also shows the need of existing algorithms (from irregular sampling) verification. Fifteen years' service knowledge of using mentioned method aboard T-11 "Iskra" is presented.

Źródło:

Biuletyn Wojskowej Akademii Technicznej; 2008, 57, 2; 289-299
1234-5865

Pojawia się w:

Biuletyn Wojskowej Akademii Technicznej

Dostawca treści:

Biblioteka Nauki

/5

Artykuł

Zmień widok

• na półce

Skocz do pozycji: 15.

Tytuł:

Influence of the cyclic hardening model on the results of the numerical analysis of fatigue life on example of the compressor blade

Autorzy:

Bednarz, Arkadiusz

Powiązania:

https://bibliotekanauki.pl/articles/245046.pdf

Data publikacji:

2019

Wydawca:

Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych

Tematy:

fatigue life
compressor blade
aircraft engine
cyclic hardening
numerical analysis

Opis:

The main goal of the presented work is to determine the impact of the cyclic hardening model on the numerical results of the ε-N fatigue test. As an object of study, compressor blade (from PZL-10W helicopter engine) was used. The examined blade was made of EI-961 alloy. In numerical analysis, a geometrical model of the blade with a preliminary defect was created. Geometrical defect – V-notch was created on the leading edge. This defect was introduced in order to weaken the structure of the element and the possibility of observing the crack initiation process (in experimental tests). Material data to ε-N analysis, based on Manson-Coffin-Basquin equation, were estimated for Mitchell’s model. This model was built based on strength data provided by the steel producer. Based on three different models of cyclic hardening (Manson, Fatemi, and Xianxin), a number of load cycles were calculated. Load cycle during numerical analysis was represented as resonance bending with an amplitude of displacement equal to A = 1.8 mm. Obtained results were compared with experimental data. Additionally, the analytical model of ε-N fatigue (depending on the cyclic hardening) was prepared. All the work carried out has been summarized by a comprehensive comparative analysis of the results. Obtained results and dependencies can be used in the selection of an appropriate model of cyclic hardening in further fatigue tests of many aerospace elements.

Źródło:

Journal of KONES; 2019, 26, 2; 7-14
1231-4005
2354-0133

Pojawia się w:

Journal of KONES

Dostawca treści:

Biblioteka Nauki

/5

Artykuł

Zmień widok

• na półce

Skocz do pozycji: 16.

Tytuł:

Badania symulacyjne tłokowego silnika lotniczego ASz-62IR w warunkach ustalonych
Simulation studies of aircraft engine ASz-62IR in steady-state conditions

Autorzy:

Karpiński, P.
Grabowski, Ł.

Powiązania:

https://bibliotekanauki.pl/articles/213596.pdf

Data publikacji:

2016

Wydawca:

Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa

Tematy:

silnik lotniczy
zapłon
model zerowymiarowy
aircraft engine
ignition
zero-dimensional model

Opis:

W pracy przedstawiono wyniki badań modelowych tłokowego silnika lotniczego. Jednym ze sposobów umożliwiających analizę pracy silnika jest opracowanie jego modelu i wykonanie obliczeń symulacyjnych. Zerowymiarowy model lotniczego tłokowego silnika ASz-62IR opracowano w programie AVL BOOST. Parametry modelu spalania uzyskano przy pomocy modułu Burn. Porównano wartości pewnych parametrów otrzymane drogą obliczeniową i doświadczalną. Wykonano szereg symulacji, w wyniku których otrzymano wartości wybranych parametrów pracy silnika. Wartości te porównano z wynikami uzyskanymi doświadczalnie w celu weryfikacji opracowanego modelu. Następnie przeprowadzono obliczenia symulacyjne w celu otrzymania szeregu charakterystyk regulacyjnych kąta wyprzedzenia zapłonu, ktore przedstawiają zależność uzyskiwanej mocy dla różnych zakresów wysokości w funkcji kąta wyprzedzenia zapłonu. Przedstawiono wnioski wynikające z wykonanych symulacji oraz zwrócono uwagę na inne możliwości wykorzystania opracowanego modelu silnika.
The paper presents the results of research aircraft piston engine model. One of the methods used to analyze engine work is creating the model and performing simulation. Zero-dimensional model of aircraft piston engine ASz-62IR was created in the AVL BOOST program. Combustion parameters were obtained with help of the Burn module. A series of simulations were performed, which resulted in the values of selected parameters of the engine. These values were compared with the results obtained experimentally to verify the created model. Then, simulations were performed to obtain regulatory characteristics of the ignition timing. At the end of the paper, conclusions conclusions drawn from the performed simulations and other ways of using the created model engine were presented.

Źródło:

Prace Instytutu Lotnictwa; 2016, 3 (244); 305-317
0509-6669
2300-5408

Pojawia się w:

Prace Instytutu Lotnictwa

Dostawca treści:

Biblioteka Nauki

/5

Artykuł

Zmień widok

• na półce

Skocz do pozycji: 17.

Tytuł:

The Application of Ontology in Forecasting the Demand for Spare Parts

Autorzy:

Kozik, P.

Powiązania:

https://bibliotekanauki.pl/articles/409336.pdf

Data publikacji:

2016

Wydawca:

Politechnika Poznańska. Wydawnictwo Politechniki Poznańskiej

Tematy:

Web Ontology Language
artificial neural network
spare parts
forecasting
aircraft engine

Opis:

The intermittent demand for spare parts of an aircraft engine which results from their random wear and tear during operation makes it difficult to manage logistic supply chains in MRO company. The supply chains indicate the need to develop information technology to support resource planning in an enterprise. The response to that are studies on new methods of forecasting the demand for spare parts replaced in engine overhaul using artificial neural networks. The article presents the concept of using OWL AEDO ontology in selecting independent variables for regressive SSN models. Such a solution allows to implement a systemic approach to SSN construction, and in effect to use SSN in forecasting for a wider range of spare parts. Due to the high requirements of flight safety, aircrafts are equipped with numerous data acquisition systems, data analysis and comprehensive diagnostics of their components, and aircraft engines undergo particular scrutiny. The data is collected in specialist bases, which after processing with artificial intelligence methods may bring significant economic gains for the MRO business.

Źródło:

Research in Logistics & Production; 2016, 6, 4; 287-297
2083-4942
2083-4950

Pojawia się w:

Research in Logistics & Production

Dostawca treści:

Biblioteka Nauki

/5

Artykuł

Zmień widok

• na półce

Skocz do pozycji: 18.

Tytuł:

Determination of heat treatment parameters for heavily - loaded aircraft engine components

Autorzy:

Rokicki, P.
Dychtoń, K.
Nowotnik, A.
Drajewicz, M.
Sieniawski, J.
Kurkowski, D.
Wierzbińska, M
Jakubowicz, G.
Budzik, G.

Powiązania:

https://bibliotekanauki.pl/articles/243068.pdf

Data publikacji:

2013

Wydawca:

Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych

Tematy:

aircraft engine components
vacuum carburizing
heat treatment
quenching
alloy steel microstructure

Opis:

Gears, due to their complex shape, carried load and required accuracy are ones of most complex aircraft engine parts. Single tooth damage usually breaks the power transmission and causes failure of the entire gear system. Adequate sustainability and guarantees of transmission is therefore a condition for secure operation of whole device. Particularly high requirements for reliability are put to transmissions used in the aerospace industry. Due to the loads which are transmitted through the gears, the materials used by the manufacturer must have not only high strength but also show the abrasion resistance of the surface layer and the ductility of the core. Proper parameters matching allows to create an element that can operate at higher stresses and loads. In addition, factor strength and abrasion resistance of the surface layer has a significant impact on the life of the gear. Thermo-chemical treatment of industrial gears is a fundamental process, which gives them adequate mechanical properties regarding loads they carry and the surface conditions of work. Among many methods of thermo-chemical treatment used in the industry, the most distinctive are innovative technologies designed to reduce process costs and being more environmentally friendly. The most promising methods in the discussed field are vacuum carburizing and high-pressure hardening, which by their specification of work significantly reduce the emission of CO2 and the duration of the process, without reducing the quality of the final product. The main aim of the paper is to present criteria for selection of heat treatment parameters as a part of thermo-chemical treatment process performed using vacuum methods. Proper heat treatment parameters are crucial in programming of some of final material characteristics as grain size and retained austenite morphology.

Źródło:

Journal of KONES; 2013, 20, 2; 349-354
1231-4005
2354-0133

Pojawia się w:

Journal of KONES

Dostawca treści:

Biblioteka Nauki

/5

Artykuł

Zmień widok

• na półce

Skocz do pozycji: 19.

Tytuł:

The study on algorithm for identification the fatigue crack length of compressor blade based on amplitude-frequency resonant characteristics

Autorzy:

Lichoń, D.
Bednarz, A.

Powiązania:

https://bibliotekanauki.pl/articles/243684.pdf

Data publikacji:

2017

Wydawca:

Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych

Tematy:

fatigue failure
crack length
compressor blade
aircraft engine
failure identification algorithm

Opis:

The article is focused on building the algorithm for identification the fatigue crack length in the first stage of compressor blade of the helicopter PZL-10W turbo-shaft engine. The fatigue wear of compressor blade is a process in which the fatigue crack begins at the structural notch of the working part. For compressor blade, the crack starts at the leading edge and progress along the blade chord. Due to working conditions, the compressor blades are referred to as critical components. The helicopter rotor downwash can easily lift particles form the ground that may cause damages in the compressor section. Aircraft engines are designed so that the rotational speed of impeller remains below the resonant frequency. However, the pulsation of working medium or mechanical vibrations may cause temporary increase of vibration frequency. The appearance of structural notch combined with temporary increase of vibrations may initiate the fatigue failure. The works undertaken at the Department of Aircraft and Aircraft Engines, Rzeszow University of Technology provided a wide spectrum of research data of amplitude-frequency (A-F) characteristics of 1st stage of compressor blade. For different crack lengths, the fatigue tests of resonant frequency and asymmetry of A-F characteristics were acquired. The crack lengths were measured by fluorescent or infrared mapping method. The aim of the article is to develop the numerical method for identification of crack length of compressor blade basing on A-F characteristics. The studies on A-F characteristics in order to find correlations between crack length, resonant frequency and characteristics asymmetry were performed. The next step was to build the algorithm for identification the crack length when only A-F characteristic is known. The article contains the description of researches background, A-F characteristics unique features, algorithm detailed methods of work and sample use of algorithm in identification the crack length.

Źródło:

Journal of KONES; 2017, 24, 4; 157-164
1231-4005
2354-0133

Pojawia się w:

Journal of KONES

Dostawca treści:

Biblioteka Nauki

/5

Artykuł

Zmień widok

• na półce

Skocz do pozycji: 20.

Tytuł:

Causes of the powerplants failures installed on Polish civil aviation aircraft

Autorzy:

Balicki, W.
Głowacki, P.

Powiązania:

https://bibliotekanauki.pl/articles/133379.pdf

Data publikacji:

2017

Wydawca:

Polskie Towarzystwo Naukowe Silników Spalinowych

Tematy:

powerplant
aircraft engine failure
safety risk
elektrownia
awaria silnika samolotu
ryzyko zagrożenia

Opis:

Currently in Poland about 2,500 different engine types are installed on the aircraft. In the years 2008-2016 powerplants failures caused nearly 600 aviation events. Aborted flight or emergency landing, especially in the case of aircraft powered by a single piston engine occurred. The objective of the article was to determine the failure causes and assessment of their impact on the flight safety. Engine faults were assigned to particular types of powerplants, for example turboshaft, piston, etc. Causes of the failures were examined, assigning ATA chapter to each of them. Also human factor was taken into account. According to the ICAO methodology, aviation safety engine systems essential for flight safety and theirs impact on the safety risk was determined. The results of the analyzes presented in this article are useful for managing the national aviation safety and supervising SMS in aviation organizations. The article shows that preventive measures to raise the level of aviation safety should be taken. This is the first comprehensive analysis of the powerplants failure causes and an evaluation of their influence on the level of aviation safety in Poland.

Źródło:

Combustion Engines; 2017, 56, 1; 110-121
2300-9896
2658-1442

Pojawia się w:

Combustion Engines

Dostawca treści:

Biblioteka Nauki

/5

Artykuł

Zmień widok

• na półce

Skocz do pozycji: 21.

Tytuł:

Investigations of the temperature distribution in the exhaust system of an aircraft piston engine

Autorzy:

Czarnigowski, Jacek
Skiba, Krzysztof
Dubieński, Kamil

Powiązania:

https://bibliotekanauki.pl/articles/134051.pdf

Data publikacji:

2019

Wydawca:

Polskie Towarzystwo Naukowe Silników Spalinowych

Tematy:

aircraft engine
exhaust system
temperature distribution
silnik lotniczy
układ wydechowy
rozkład temperatury

Opis:

Ultralight aviation is based on piston engines requiring both performance and reliability. An important aspect is also the requirements for the installation of such an engine on an airframe, especially its heat emission. This is firstly because of the need to ensure proper engine cooling and secondly because composite elements of the airframe skin are not exposed to excessive overheating. For this purpose, bench tests of the temperature distribution of the exhaust system of ROTAX 912 engine were carried out. Measurements were taken at 6 points of the exhaust system, where the temperature of the exhaust gases and exhaust pipes were measured. The tests covered a wide range of engine operation. The paper presents the temperature distribution at selected points in relation to the engine speed and load.

Źródło:

Combustion Engines; 2019, 58, 2; 12-18
2300-9896
2658-1442

Pojawia się w:

Combustion Engines

Dostawca treści:

Biblioteka Nauki

/5

Artykuł

Zmień widok

• na półce

Skocz do pozycji: 22.

Tytuł:

Early detection of fatigue cracks in turbine aero - engine rotor blades during flight

Autorzy:

Szczepanik, R.

Powiązania:

https://bibliotekanauki.pl/articles/245961.pdf

Data publikacji:

2013

Wydawca:

Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych

Tematy:

aero-engines
diagnostic of aircraft engine
non-contact blade-vibration measurement
damage to the aircraft

Opis:

The author shows results of research done in the Air Force Institute of Technology concerning design, development and implementation of modern diagnostic systems for aero-engines. The papers gives brief description of a project of a new advanced monitoring system basing on non-contact blade-vibration measurement. Recent monitoring systems for engines offer a great potential to reduce the high maintenance costs of aircraft while increasing reliability and safety. These systems check for abnormal engine responses to detect failures, saving lives and reducing secondary damage to the aircraft. A phenomenon of dynamic change of an aero-engine compressor blades natural frequency in course of fatigue cracks propagation in their roots on the example of a Polish turbojet engine is described. On the ground of this phenomenon main working principles of a device, which measures vibrations of turbine engine rotor blades with application of the noninterfering discrete method (MDPh), used for early detection of first stage compressor blade cracks are discussed. Typical representation of the first stage compressor blades vibration during engine acceleration, representation of the first stage blades vibration during engine acceleration and deceleration with steady-state stator distortions, crack initiation and propagation symptoms in blades, comparison of blade vibration spectra of the same blades for different conditions are presented in the paper.

Źródło:

Journal of KONES; 2013, 20, 1; 337-342
1231-4005
2354-0133

Pojawia się w:

Journal of KONES

Dostawca treści:

Biblioteka Nauki

/5

Artykuł

Zmień widok

• na półce

Skocz do pozycji: 23.

Tytuł:

Turbocharging the aircraft two-stroke diesel engine

Autorzy:

Karpiński, Paweł
Pietrykowski, Konrad
Grabowski, Łukasz

Powiązania:

https://bibliotekanauki.pl/articles/133547.pdf

Data publikacji:

2019

Wydawca:

Polskie Towarzystwo Naukowe Silników Spalinowych

Tematy:

aircraft engine
two-stroke engine
diesel engine
turbocharger
supercharger
silnik lotniczy
silnik dwusuwowy
silnik wysokoprężny
turbosprężarka
supersprężarka

Opis:

The power and efficiency of a two-stroke engine strongly depends on the efficiency of the scavenging process which consists in removing the rest of the exhaust gases from the cylinder and filling it with a fresh charge. The quality of the charge exchange process is significantly influenced by the construction of the intake system. The paper presents a zero-dimensional model of the aircraft two-stroke opposed-piston diesel engine with two variants of the intake system: with a mechanical compressor and a turbocharger connected in series with a mechanical compressor. Simulation studies of the developed cases were carried out in the AVL BOOST software. For the defined engine operating points, its performance was compared for different designs of the intake system. It was confirmed that the use of a turbocharger with a mechanical compressor extends the range of operating at high altitudes.

Źródło:

Combustion Engines; 2019, 58, 3; 112-116
2300-9896
2658-1442

Pojawia się w:

Combustion Engines

Dostawca treści:

Biblioteka Nauki

/5

Artykuł

Zmień widok

• na półce

Skocz do pozycji: 24.

Tytuł:

Analysis of the dual control system operation during failure conditions
Analiza działania dublowanego systemu sterowania w stanach awaryjnych

Autorzy:

Jakliński, P.

Powiązania:

https://bibliotekanauki.pl/articles/1366184.pdf

Data publikacji:

2013

Wydawca:

Polska Akademia Nauk. Polskie Naukowo-Techniczne Towarzystwo Eksploatacyjne PAN

Tematy:

silnik lotniczy
certyfikacja
badania stanowiskowe
CS-E
aircraft engine
certification process
bench testing

Opis:

The paper presents an analysis of the ASz-62IR-16E aircraft engine dual control system during failure conditions. The studies which are part of the certification tests in accordance with CS-E are described. The engine was equipped with a prototype electronic fuel injection control system. The experiments were conducted on the ASz-62IR-series piston aircraft engine test stand located in WSK "PZL-Kalisz" S.A. Robustness of the electronic control system has been studied for a single sensor failures and the effects of these failures have been evaluated. The tests included simulated failures of engine speed, manifold air pressure and engine temperature sensors. The results of these tests were described and presented on the time-domain charts. The paper concludes with an analysis and a summary.
W artykule przedstawiono analizę działania dublowanego systemu sterowania silnika lotniczego ASz-62IR-16E w stanach awaryjnych. Opisano badania stanowiące fragment próby dowodowej zgodnej z normą CS-E. Silnik wyposażony był w prototypowy, elektroniczny układ sterowania wtryskiem paliwa. Próby wykonano na stoisku hamownianym silników lotniczych tłokowych ASz-62IR w WSK "PZL-Kalisz" S.A. Badano odporność układu na pojedyncze awarie czujników oraz oceniano skutki tych awarii. Wykonano próby, w których symulowano awarie czujników prędkości obrotowej, ciśnienia powietrza w kolektorze dolotowym i temperatury silnika. Wyniki tych prób opisano i przedstawiono na wykresach przebiegów czasowych oraz przeprowadzono ich analizę. Artykuł zakończono podsumowaniem.

Źródło:

Eksploatacja i Niezawodność; 2013, 15, 3; 266-272
1507-2711

Pojawia się w:

Eksploatacja i Niezawodność

Dostawca treści:

Biblioteka Nauki

/5

Artykuł

Zmień widok

• na półce

Skocz do pozycji: 25.

Tytuł:

Equivalent Heat Load Test on Hot Aircraft Engine Components

Autorzy:

Mróz, Marek
Orłowicz, A. W.
Tupaj, Mirosław
Lenik, Magdalena

Powiązania:

https://bibliotekanauki.pl/articles/27314117.pdf

Data publikacji:

2023

Wydawca:

Polska Akademia Nauk. Czasopisma i Monografie PAN

Tematy:

heat load
heat barrier
aircraft engine components
obciążenie cieplne
bariera cieplna
elementy silnika samolotu

Opis:

The paper presents the assumptions and methodology for investigating equivalent heat load testing of hot aircraft engine components. The basic heat loads occurring in an aircraft engine during aircraft flight are characterised. Diagrams of the proposed heat loads are presented, together with the number of cycles, and a test bench is characterised and shown to enable equivalent heat load testing of aircraft engine components.

Źródło:

Archives of Foundry Engineering; 2023, 23, 1; 34--36
1897-3310
2299-2944

Pojawia się w:

Archives of Foundry Engineering

Dostawca treści:

Biblioteka Nauki

/5

Artykuł

Zmień widok

• na półce

Skocz do pozycji: 26.

Tytuł:

Effect of the atmosphere on the performances of aviation turbine engines

Autorzy:

Balicki, Wł.
Szczeciński, S.
Chachurski, R.
Szczeciński, J.

Powiązania:

https://bibliotekanauki.pl/articles/386806.pdf

Data publikacji:

2014

Wydawca:

Politechnika Białostocka. Oficyna Wydawnicza Politechniki Białostockiej

Tematy:

power plant
aircraft engine
turbine engine
inlet icing
standard atmosphere
elektrownia
silnik samolotowy
silnik turbinowy
oblodzenie wlotu

Opis:

The paper presents how the parameters defining the state of the atmosphere: pressure, temperature, humidity, are affecting performance of the aircraft turbine engines and their durability. Also negative impact of dust pollution level is considered as an important source of engine deterioration. Article highlights limitation of the aircraft takeoff weight (TOW) and requirements for length of the runways depending on weather condition changes. These problems stem from the growing "demand" of gas turbine engines for an air. The highest thrust engines have air mass flow more than 1000 kg/s. Engine inlet ice formation is presented as a result of weather conditions and inlet duct design features.

Źródło:

Acta Mechanica et Automatica; 2014, 8, 2; 70-73
1898-4088
2300-5319

Pojawia się w:

Acta Mechanica et Automatica

Dostawca treści:

Biblioteka Nauki

/5

Artykuł

Zmień widok

• na półce

Skocz do pozycji: 27.

Tytuł:

Tests of a prototype spark-ignited, direct-injection engine powered by JET-A1 fuel

Autorzy:

Świątek, Piotr
Fuć, Paweł
Ziółkowski, Andrzej
Świątek, Lech
Melwiński, Paweł

Powiązania:

https://bibliotekanauki.pl/articles/133682.pdf

Data publikacji:

2019

Wydawca:

Polskie Towarzystwo Naukowe Silników Spalinowych

Tematy:

alternative fuel
test engine
piston aircraft engine
jet-a1
paliwo alternatywne
silnik testowy
tłokowy silnik lotniczy

Opis:

The article presents a part of the work done in a research and development project being made by SWIATEK Lech Swiatek company. It describes the comparison of different fuels used in piston engines with JET-A1 turbine engine fuel. Next, the proposed combustion process of JET-A1 fuel and a prototype one-cylinder engine are described. In details, a special cylinder head and direct injection programmable computer are presented. In the next part, a designed and built test stand is described. Finally, the results and conclusions are presented. The designed test stand enabled to perform assumed tests. The innovative JET-A1 combustion process was possible to perform and the power and torque were higher in 1900-3000 rpm range than with the gasoline fuel. The designed GDI programmable injection computer enabled to fully control the injection and ignition parameters.

Źródło:

Combustion Engines; 2019, 58, 3; 117-120
2300-9896
2658-1442

Pojawia się w:

Combustion Engines

Dostawca treści:

Biblioteka Nauki

/5

Artykuł

Zmień widok

• na półce

Skocz do pozycji: 28.

Tytuł:

The influence of the ignition control on the performance of an aircraft radial piston engine

Autorzy:

Czarnigowski, Jacek
Jakliński, Piotr

Powiązania:

https://bibliotekanauki.pl/articles/132922.pdf

Data publikacji:

2019

Wydawca:

Polskie Towarzystwo Naukowe Silników Spalinowych

Tematy:

aircraft engine
ignition system
power
toxic emission
silnik lotniczy
układ zapłonowy
moc
emisja związków toksycznych

Opis:

Aircraft piston engines are built with compromise on performance and safety. The desire to achieve the highest power-to-weight ratio leads to the search for solutions that optimize the combustion process. On the other hand, the need for maximum reliability leads to the simplification of the design at the costs of performance. An example of such a compromise is the ignition system of the ASz-62IR engine. In this engine there is a double magneto ignition system with a fixed ignition advance angle. As part of the modernisation of this engine, an electronically controlled dual ignition system was developed, which allows for optimum control of the ignition advance angle in terms of power. This article discusses the results of bench tests of the ASZ-62IR-16X engine with fixed ignition timing and variable timing control. Functional parameters and toxicity of exhaust gases were analyzed.

Źródło:

Combustion Engines; 2019, 58, 2; 60-65
2300-9896
2658-1442

Pojawia się w:

Combustion Engines

Dostawca treści:

Biblioteka Nauki

/5

Artykuł

Zmień widok

• na półce

Skocz do pozycji: 29.

Tytuł:

The research of acoustic emission of a low-power aircraft engine
Badanie emisji akustycznej lotniczego silnika małej mocy

Autorzy:

Gęca, M.
Pietrykowski, K.
Rosiński, K.

Powiązania:

https://bibliotekanauki.pl/articles/36388826.pdf

Data publikacji:

2018

Wydawca:

Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa

Tematy:

model aircraft engine
aerospace propulsion systems
sound power
noise
silnik modelarski
napędy lotnicze
moc akustyczna
hałas

Opis:

This paper presents the methodology and investigation of the sound power level produced by a radial piston aircraft engine operating at varied speeds. The research model aircraft engine of a maximum power of 5.5 kW with a two-bladed airscrew was placed on a test bend. Its sound power level was calculated from the sound pressure level measured at 9 measurement points distributed on a hemispherical surface in a confined space in line with PN-EN 3744. Mean sound power generated by the ASP FS400AR engine is 96 dB at idle (2,880 rpm) and 105 dB at a cruising speed (4,740 rpm). Accordingly, it can be concluded that a sound level meter registered a higher sound power level at the points in front of the model aircraft engine than at the points behind it, whereas the lowest sound power level was registered directly above the engine.
W artykule przedstawiono metodologię oraz badania emisji akustycznej tłokowego lotniczego silnika w układzie gwiazda przy określonych prędkościach obrotowych silnika. Na badanym modelarskim silniku gwiazdowym o maksymalnej mocy 5,5 kW umieszczono śmigło dwułopatowe. Silnik umieszczono na stanowisku badawczym. Przeanalizowano budowę napędów lotniczych ze szczególnym uwzględnieniem modelarskich silników tłokowych, przyrządy do pomiaru poziomu dźwięku, normy i przepisy dotyczące emisji akustycznej z silników lotniczych oraz jak hałas lotniczy wpływa na zdrowie człowieka. W pracy również przedstawiono metody pomiarów akustycznych oraz elementy stanowiska badawczego. Wyznaczono poziom mocy akustycznej źródła w oparciu o pomiary poziomu ciśnienia akustycznego w 9 punktach pomiarowych na półkulistej powierzchni pomiarowej w przestrzeni zamkniętej zgodnie z normą PN-EN 3744. Przed zasadniczymi pomiarami zmierzono poziom ciśnienia akustycznego tła. Średnia moc akustyczna wytwarzana przez silnik ASP FS400AR na biegu jałowym (2880 obr/min) wynosi 96 dB a przy prędkości przelotowej (4740 obr/min) 105 dB. Na podstawie wyników stwierdzono, że miernik ustawiony w punktach znajdujących się przed silnikiem, zarejestrował wyższy poziom mocy akustycznej niż punkty znajdujące się za modelarskim silnikiem tłokowym, natomiast najmniejsza moc akustyczna wyznaczona w czasie pomiarów znajduje się bezpośrednio nad silnikiem.

Źródło:

Transactions on Aerospace Research; 2018, 3 (252); 19-29
0509-6669
2545-2835

Pojawia się w:

Transactions on Aerospace Research

Dostawca treści:

Biblioteka Nauki

/5

Artykuł

Zmień widok

• na półce

Skocz do pozycji: 30.

Tytuł:

Doświadczenia eksploatacji zespołów napędowych bezzałogowych statków powietrznych o masie powyżej 50 kg
The experience resulting from the exploitation of powerplants of unmanned aerial vehicles weighing more than 50 kg

Autorzy:

Chachurski, R.

Powiązania:

https://bibliotekanauki.pl/articles/213955.pdf

Data publikacji:

2011

Wydawca:

Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa

Tematy:

bezzałogowy statek powietrzny
zespół napędowy
statek lotniczy
eksploatacja
unmanned aerial vehicles
power plant
aircraft engine
operation

Opis:

Coraz powszechniejsze wykorzystywanie bezzałogowych statków powietrznych (BSP) do wykonywania zadań zarówno wojskowych, jak i cywilnych stwarza konieczność rozwiązywania wielu nowych problemów natury nie tylko konstrukcyjnej, ale i eksploatacyjnej. Specyfika użytkowania BSP wyraża się m.in. brakiem „czucia” przez operatora reakcji pilotowanego przez niego samolotu lub śmigłowca na różnego rodzaju oddziaływania, w tym na mogące się pojawiać w trakcie lotu zakłócenia w pracy zespołu napędowego. Wzwiązku z tym istotne jest możliwie szerokie poznanie szczególnych warunków eksploatacji tego rodzaju obiektów latających oraz problemów pojawiających się w jej trakcie. W artykule zebrano doświadczenia z eksploatacji zespołów napędowych różnych typów bezzałogowych statków powietrznych o masie powyżej 50 kg.
The increasing utilization of the unmanned aerial vehicles (UAV) weighing more than 50 kg to perform both military and civilian tasks makes it necessary to solve many new problems, not only structural, but also operational. The specificity of the exploitation UAV is given, among others, by the lack of “feeling” by the operator of airplane or helicopter piloted by him. It is also caused by the response to various types of interaction, including disruptions of powerplant which may appear during flight. Therefore, it is important to have the widest possible knowledge of specific operating conditions such as flying objects and problems appearing during operation of them. The article summarized the experience resulting from the exploitation of powerplants of different types of unmanned aerial vehicles weighing more than 50 kg.

Źródło:

Prace Instytutu Lotnictwa; 2011, 7 (216); 30-38
0509-6669
2300-5408

Pojawia się w:

Prace Instytutu Lotnictwa

Dostawca treści:

Biblioteka Nauki

/5

Artykuł

Zmień widok

• na półce

Skocz do pozycji: 31.

Tytuł:

Diagnostic model of aircraft turbine engine governor pump

Autorzy:

Ohanian, Ihor
Yepifanov, Sergiy

Powiązania:

https://bibliotekanauki.pl/articles/36455739.pdf

Data publikacji:

2022

Wydawca:

Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa

Tematy:

aircraft turbine engine
hydromechanical governor
governor pump
diagnostics
model
influence coefficients

Opis:

This paper presents a mathematical model for a hydromechanical fuel governor pump, to be used in parametric diagnostics. The design and operation of the governor are described. The main requirements of the model are formulated, its structure is determined, corresponding to the specifics of the diagnostic task, and assumptions to make the model simpler are presented (single-dimensional flow and absence of heat exchange). The presented model consists of idealized elements with lumped parameters (such as pressure and mass consumption of the working fluid), accounting for the compressibility of the substance and the design arrangement of the governor (presence of mechanical rests, metering orifices of complex shapes, relay switchers, etc.). Equations of elements with lumped parameters, linked by hydraulic channels in one node, are presented. The model - a system of first-order differential-algebraic equations - is solved and the parameters of the governor pump are determined for different steady-state and transient operation modes. We compare our results to the requirements for the corresponding parameters outlined in the Engineering Specifications. The model is matched to the specifications by correcting setting parameters (tightening of elastic springs, areas of throttles, etc.), and a method of initial model linearization is developed. Based on the results, we conclude that our model can be used as a diagnostic algorithm for a governor pump, at the testing and development stages, during manufacturing, repair and maintenance.

Źródło:

Transactions on Aerospace Research; 2022, 2 (267); 80-95
0509-6669
2545-2835

Pojawia się w:

Transactions on Aerospace Research

Dostawca treści:

Biblioteka Nauki

/5

Artykuł

Zmień widok

• na półce

Skocz do pozycji: 32.

Tytuł:

Methods of counting aircraft turbine engines operating cycles
Metody zaliczania cykli pracy lotniczych silników turbinowych

Autorzy:

Chachurski, R.
Głowacki, P.
Szczeciński, S.

Powiązania:

https://bibliotekanauki.pl/articles/212469.pdf

Data publikacji:

2011

Wydawca:

Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa

Tematy:

zmęczenie silników turbinowych
zaliczanie cykli pracy silników lotniczych
lotnicze silniki turbinowe
turbine engine fatigue
aircraft engine
turbine engine
low-cycle fatigue
cycles number

Opis:

The issue of low-cycle fatigue is very important in terms of operational safety of aircraft turbine engines. This paper discusses methods, which are used in US aviation industry to determine boundary cycle counts, as well as methods of counting turbine engine operating cycles allowing to determine the residual safe operation time (hard time), expressed in cycles. Methods are discussed, which are used for both older types of engines as well as for present-day ones. In the paper titled „Zmęczenie niskocyklowe konstrukcji i jego minimalizacja” (Low-cycle structural fatigue and its minimization), published in volume no. 199/2009 of Prace Instytutu Lotnictwa (Proceedings of the Institute of Aviation) contains a schematic presentation of loads acting on components in the „hot section” of an aircraft turbine engine, as well as loads’ operational dependencies on engines’ operating conditions and operating ranges affecting their lowcycle structural fatigue. The paper pointed out that findings related to this type of loads had caused engine safe operation times to be expressed both in hours as well as in cycles. Methods for determining the number of cycles „utilized” by main engine modules and their important parts affecting operational safety, as well as maximum limits of operational cycle which if exceeded should require replacement of respective modules or individual parts had been imposed on operators by engine manufacturers. They are initially determined basing on fatigue tests performed on standard specimens of structural material and then based on fatigue tests of production parts and tests of complete engines. This paper is a further development of these previously discussed topics.
Zagadnienie zmęczenia niskocyklowego jest bardzo istotne z punktu widzenia bezpieczeństwa eksploatacji lotniczych silników turbinowych. W artykule przedstawiono sposoby wyznaczania granicznej liczby cykli stosowane w lotnictwie USA, a także metody zliczania cykli pracy silnika turbinowego w celu określenia pozostałości czasu jego bezpiecznej eksploatacji (resursu) wyrażonego w cyklach. Opisano metody wykorzystywane podczas użytkowania zarówno silników starszych typów, jak i współczesnych.

Źródło:

Prace Instytutu Lotnictwa; 2011, 8 (217); 5-13
0509-6669
2300-5408

Pojawia się w:

Prace Instytutu Lotnictwa

Dostawca treści:

Biblioteka Nauki

/5

Artykuł

Zmień widok

• na półce

Skocz do pozycji: 33.

Tytuł:

Professor Jan Oderfeld (1908-2010). A tribute on the occasion of unveiling the commemorative plaque at Warsaw University of Technology
Profesor Jan Oderfeld (1908-2010). Wspomnienie z okazji odsłonięcia tablicy pamiątkowej na Politechnice Warszawskiej

Autorzy:

Kędzior, K.
Rzymkowski, C.
Śliwa, L. K.

Powiązania:

https://bibliotekanauki.pl/articles/140326.pdf

Data publikacji:

2015

Wydawca:

Polska Akademia Nauk. Czytelnia Czasopism PAN

Tematy:

Oderfeld Jan
biography
technical sciences
mechanical engineering
aircraft engine
history
biografia
nauki techniczne
inżynieria mechaniczna
silnik lotniczy
historia

Opis:

Absolwent Wydziału Mechanicznego Politechniki Warszawskiej (1930), współtwórca pierwszych w Polsce działających modeli silników odrzutowych: turbinowego (1931) oraz pulsacyjnego (1933). Od 1932 r. pracował w Wytwórni Silników Skoda – PZL, gdzie współuczestniczył w projektowaniu, budowie i badaniu nowoczesnego lotniczego silnika rzędowego. W latach 1937-1939 wykładał przedmiot Silniki Lotnicze w Warszawskiej Szkole Podchorążych Lotnictwa. Po wojnie początkowo wykładał w Wyższej Szkole Inżynierskiej im. H. Wawelberga i S. Rotwanda, a następnie od roku 1949 na Politechnice Warszawskiej, gdzie od roku 1955 do emerytury w 1978 r. był kierownikiem Katedry Teorii Maszyn i Mechanizmów a 19 lutego 2008 r., z okazji setnej rocznicy urodzin, został uhonorowany tytułem Doktora honoris causa. Był twórcą polskiej szkoły TMM i współzałożycielem (1969) Międzynarodowej Federacji Teorii Maszyn i Mechanizmów. W latach 1945-1951 pracował także w Polskim Komitecie Normalizacyjnym, gdzie był twórcą polskiego systemu norm i promotorem statystycznej kontroli jakości wyrobów w przemyśle – w tej dziedzinie doktoryzował się w 1951 r. W latach 1951-1974 działał też w PAN, gdzie prowadził grupę zastosowań matematyki. Był inicjatorem utworzenia w 1954 r. i współredaktorem kwartalnika Archiwum Budowy Maszyn (obecnie: Archive of Mechanical Engineering). Był aktywnym członkiem Naczelnej Organizacji Technicznej, w tym inicjatorem i aktywnym współorganizatorem Olimpiad Wiedzy Technicznej dla uzdolnionych technicznie licealistów.

Źródło:

Archive of Mechanical Engineering; 2015, LXII, 3; 307-314
0004-0738

Pojawia się w:

Archive of Mechanical Engineering

Dostawca treści:

Biblioteka Nauki

/5

Artykuł

Zmień widok

• na półce

Skocz do pozycji: 34.

Tytuł:

Studying a construction of pistons for the aircraft CI engine

Autorzy:

Siadkowska, K.
Majczak, A.
Barański, G.

Powiązania:

https://bibliotekanauki.pl/articles/973134.pdf

Data publikacji:

2017

Wydawca:

Polskie Towarzystwo Naukowe Silników Spalinowych

Tematy:

aircraft engine
piston
CI engine
opposed-piston engine
designing pistons
silnik z przeciwbieżnym układem tłoków
projektowanie tłoków
silnik lotniczy
tłok
silnik o zapłonie samoczynnym

Opis:

This paper examines the selected constructions of piston for aircraft CI engines and discusses tendencies in a development of piston designs. The paper addresses the question of using new materials and coatings to improve quality of pistons and the study of heat transfer and methods to absorb heat from a piston by means of cooling ducts. The selected materials were examined in terms of their advantages and drawbacks. The paper discusses different shapes of piston heads and their impact on combustion as well as indicates other factors behind parameters of combustion and toxic emission like injector shape types, lubrication types and clearances in the combustion chamber.

Źródło:

Combustion Engines; 2017, 56, 1; 161-167
2300-9896
2658-1442

Pojawia się w:

Combustion Engines

Dostawca treści:

Biblioteka Nauki

/5

Artykuł

Zmień widok

• na półce

Skocz do pozycji: 35.

Tytuł:

Wyznaczanie emisji związków toksycznych w spalinach turbiny gazowej do zastosowań morskich w oparciu o charakterystyki emisji turbinowego silnika lotniczego
Determination of toxic exhaust emissions of a gas turbine for seagoing vessels based on a jet engine emission characteristic

Autorzy:

Pawlak, M.
Kuźniar, M.

Powiązania:

https://bibliotekanauki.pl/articles/316453.pdf

Data publikacji:

2017

Wydawca:

Instytut Naukowo-Wydawniczy "SPATIUM"

Tematy:

turbina gazowa
silniki okrętowe
turbinowe silniki lotnicze
współczynnik emisji
porównanie silników
gas turbine
marine engines
turbine aircraft engine
emission factor
engine comparison

Opis:

W artykule opisano metodykę wyznaczenia emisji wybranych szkodliwych związków do atmosfery przez turbinę gazową napędzającą morską jednostkę pływającą. Opisano konstrukcję takiego silnika, porównano go do spokrewnionego z nim silnika odrzutowego. Powiązano parametry obiegu silników używając do tego formuł gazodynamicznych, a na tej podstawie dobrano współczynniki emisji NOx, CO, HC. Wyniki zebrano w tabelach i przedstawiono na wykresach. Rezultaty analizy zostały omówione i są podstawą do dalszych, bardziej szczegółowych symulacji i analiz.
The paper describes the methodology for determining the emission into the atmosphere of selected harmful compounds generated by a gas turbine that drives a seagoing vessel. The design of such an engine was described and compared to its related jet engine. The engine parameters were adjusted using gasodynamic formulas and the NOx, CO, HC emission coefficients were adjusted accordingly. The results are summarized in tables and graphed. The results of the analysis are discussed and are the basis for further, more detailed simulations and analyzes.

Źródło:

Autobusy : technika, eksploatacja, systemy transportowe; 2017, 18, 12; 345-350, CD
1509-5878
2450-7725

Pojawia się w:

Autobusy : technika, eksploatacja, systemy transportowe

Dostawca treści:

Biblioteka Nauki

/5

Artykuł

Zmień widok

• na półce

Skocz do pozycji: 36.

Tytuł:

Evaluation of performance properties of two combustor turbofan engine
Ocena właściwości eksploatacyjnych dwuprzepływowego silnika turbinowego z dwiema komorami spalania

Autorzy:

Jakubowski, R.

Powiązania:

https://bibliotekanauki.pl/articles/1365908.pdf

Data publikacji:

2015

Wydawca:

Polska Akademia Nauk. Polskie Naukowo-Techniczne Towarzystwo Eksploatacyjne PAN

Tematy:

aircraft engine
turbofan engine
modifications and development of a turbofan engine
characteristics of turbofan engine
silnik turbinowy
silnik dwuprzepływowy
modyfikacje i rozwój silnika turbinowego
charakterystyki silnika turbinowego

Opis:

This article presents issues connected with modification of a bypass engine with an additional combustion chamber placed between the high pressure and low pressure turbines. At the beginning, on the basis of scientific literature analysis possible benefits were pointed out which follow from modification of a turbofan aircraft engine. First of all, the attention was drawn to a possibility to limit the gas temperature in the exhaust area of a combustion chamber, which helps to reduce NOx in relation to currently used aircraft engines. Then, a design solution scheme of a two combustor engine was presented. It was discussed how this solution modifies the engine cycle. The assumptions and the adopted limitations in the stage of preparing a numerical model of the engine were presented. The main parameters of the engine operating which were used to estimate its functional qualities were characterized. On the bases of an existing high bypass ratio turbofan engine and the assumptions concerning the influence of the mentioned modification of the engine to its internal characteristics performance properties of a two combustor engine in variable performance conditions were determined: for different speeds and flight altitudes. The results were graphically illustrated in the charts in the form of dependences of thrust, specific thrust, fuel consumption and specific fuel consumption vs. the flight speed for different altitudes. In the discussion of the obtained results performance characteristics for standard a high bypass ratio turbofan engine were referred to. On this basis possible benefits which follow from exploitation of the two combustor engine were shown. This engine is characterized by better performance characteristics in comparison to a conventional turbofan engine in the range of transonic velocity. It was pointed out that despite a little higher specific fuel consumption in take-off conditions it can be more economic in further exploitation cycle, which in the case of the aircraft for which it is dedicated, takes place mostly at a transonic velocity at the altitude of about 11 km.
W artykule przedstawiono zagadnienia związane z modyfikacją silnika dwuprzepływowego o dodatkową komorę spalania usytuowaną pomiędzy turbiną wysokiego i niskiego ciśnienia. Na wstępie, na podstawie analizy literatury, wskazano możliwe korzyści wynikające z zastosowania takiej modyfikacji lotniczego silnika dwuprzepływowego. Przede wszystkim zwrócono uwagę na możliwość ograniczenia maksymalnej temperatury spalin w przekroju wylotowym komory spalania w silniku tego typu, przez co istnieje możliwość istotnej redukcji NOx w odniesieniu do współcześnie eksploatowanych silników lotniczych. Następnie przedstawiono schemat rozwiązania konstrukcyjnego silnika z dwiema komorami spalania. Omówiono, jak takie rozwiązanie modyfikuje obieg silnika. Przedstawiono założenia i przyjęte ograniczenia na etapie przygotowywania modelu numerycznego silnika oraz scharakteryzowano główne parametry pracy silnika, które wykorzystano do oceny jego właściwości eksploatacyjnych. Na bazie danych istniejącego silnika dwuprzepływowego o dużym stopniu dwuprzepływowości oraz przyjętych założeń odnośnie wpływu omawianej modyfikacji silnika na jego charakterystyki wewnętrzne, wyznaczono osiągi silnika z dwiema komorami spalania w zmieniających się warunkach eksploatacji tj. dla różnej prędkości i wysokości lotu. Wyniki zilustrowano graficznie na wykresach w postaci zależności ciągu, ciągu jednostkowego, zużycia paliwa i jednostkowego zużycia paliwa od prędkości lotu dla różnych wysokości. W dyskusji uzyskanych wyników odniesiono się do charakterystyk eksploatacyjnych dla standardowych silników dwuprzepływowych o dużym stopniu dwuprzepływowości. Na tej podstawie wykazano możliwe korzyści wynikające z eksploatacji silnika z dwiema komorami spalania. Silnik ten cechuje korzystniejszy przebieg charakterystyk eksploatacyjnych od klasycznego silnika dwuprzepływowego w zakresie prędkości okołodźwiękowych. Zaznaczono, że pomimo nieco wyższych wartości jednostkowego zużycia paliwa w warunkach startowych, może on być ekonomiczniejszy w całym cyklu eksploatacyjnym, który w przypadku statków powietrznych do których jest dedykowany, odbywa się w zdecydowanej większości czasu z prędkością okołodźwiękową na wysokości ok 11 km.

Źródło:

Eksploatacja i Niezawodność; 2015, 17, 4; 575-581
1507-2711

Pojawia się w:

Eksploatacja i Niezawodność

Dostawca treści:

Biblioteka Nauki

/5

Artykuł

Zmień widok

• na półce

Skocz do pozycji: 37.

Tytuł:

Problemy degradacji oraz modyfikacji hafnem aluminidkowych powłok ochronnych na elementach turbin silników lotniczych
Degradation problems and hafnium modified aluminide coatings on aircraft engine parts

Autorzy:

Swadźba, L.
Hetmańczyk, M.
Mendala, B.

Powiązania:

https://bibliotekanauki.pl/articles/256863.pdf

Data publikacji:

2011

Wydawca:

Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Technologii Eksploatacji - Państwowy Instytut Badawczy

Tematy:

powłoka aluminidkowa
modyfikacja hafnem
degradacja powłok
silnik lotniczy
łopatka turbiny
aluminide coatings
hafnium modification
coating degradation
aircraft engine
turbine blades

Opis:

W artykule przedstawiono wyniki badań nad strukturą powłok aluminidkowych na wybranych stopach żarowytrzymałych wytwarzanych metodą gazową (out of pack) oraz fizycznego osadzania PVD. Przedstawiono wpływ parametrów otrzymywania powłok na stopach Inconel 100 oraz Mar M 247. Wykazano zależność pomiędzy składem chemicznym stopów a strukturą oraz rozmieszczeniem pierwiastków w powłoce aluminidkowej. Wyniki badań odporności na cykliczne utlenianie powłok aluminidkowych na stopach wykazały, że najwyższą odpornością charakteryzuje się powłoka na stopie Mar M 247. Przedstawiono wyniki badań łopatek z powłokami powłok w testach silnikowych. Przeprowadzono analizę zmian na powierzchni łopatek kierujących oraz degradacji struktury w charakterystycznych przekrojach poprzecznych łopatek kierujących. Wykazano, że obszarem szczególnie narażonym na złuszczenia powłoki jest obszar wysokiego ciśnienia. Analiza degradacji struktury powłok po testach silnikowych wskazuje na lokalny charakter ataku korozyjnego. W produktach korozji stwierdzono podwyższoną zawartość siarki oraz cynku. Przedstawiono możliwość zwiększenia odporności na cykliczne utlenianie powłok aluminidkowych przez ich modyfikację hafnem. Wykazano możliwość wprowadzania hafnu do powłok aluminidkowych metodą Arc-PVD.
The article presents structure investigation results of aluminide coatings deposited on heat-resistant alloys using gas phase method (out of pack) and physical vapor deposition (PVD). It describes the influence of deposition process parameters on the coatings applied on Inconel 100 and Mar M 247 alloys. A dependence of alloys' chemical composition on the structure and elements distribution of the aluminide coatings has been revealed. Cyclic oxidation tests of aluminide coatings on these alloys proved that the coating on Mar M 247 alloy exhibits the highest durability. Engine test results of coated blades are presented. The conducted analysis concerned the changes occurring on the surface of the vanes as well as structure degradation in the cross sections. It has been revealed that the high pressure area is particularly prone to coating spallation. Degradation analysis of the coatings structure after engine tests indicates a local type of the corrosion attack. An increased amount of sulfur and zinc has been found in the corrosion products. A prospect of aluminide coatings cyclic oxidation resistance increase induced by hafnium modification is presented. Arc-PVD method has been proven to be useable in introducing hafnium to aluminide coatings.

Źródło:

Problemy Eksploatacji; 2011, 4; 53-64
1232-9312

Pojawia się w:

Problemy Eksploatacji

Dostawca treści:

Biblioteka Nauki

/5

Artykuł

Zmień widok

• na półce

Skocz do pozycji: 38.

Tytuł:

Możliwości zastosowania szybkiego prototypowania w procesie projektowania i wytwarzania elementów pojazdów samochodowych
The possibilities of application of rapid prototyping in process of designing and manufacturing of elements of car vehicles

Autorzy:

Budzik, G.
Budzik, W.
Cygnar, M.
Janisz, K.

Powiązania:

https://bibliotekanauki.pl/articles/256605.pdf

Data publikacji:

2009

Wydawca:

Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Technologii Eksploatacji - Państwowy Instytut Badawczy

Tematy:

szybkie prototypowanie
RP
komputerowe wspomaganie projektowania
CAD
szybkie wytwarzanie narzędzi
RT
rapid prototyping
aircraft engine
blade of impellers
mono-crystallization

Opis:

Artykuł przedstawia możliwości zastosowania szybkiego prototypowania w procesie projektowania i wytwarzania pojazdów samochodowych. Prototypy przedstawione w artykule zostały wykonane metodą trójwymiarowego druku (Three Dimensional Printing - 3DP). W pierwszej części artykułu zostały opisane zasady wytwarzania prototypów z wykorzystaniem przyrostowych metod szybkiego prototypowania (Rapid Prototyping - RP). Przedstawione zostały również możliwości metod RP oraz ich miejsce w procesie technologicznym wytwarzania elementów pojazdów samochodowych - elementów silnika, elementów układu napędowego i nadwozia. Opisany został proces przygotowania budowy prototypów techniką 3DP, począwszy od etapu projektowania poprzez obróbkę programową danych, skończywszy na budowie prototypu fizycznego. Przedstawiona została również możliwość wykorzystania metody 3DP jako techniki szybkiego wytwarzania narzędzi (Rapid Tooling - RT). Przedstawiona w artykule analiza możliwości wykorzystania systemów RP w przemyśle samochodowym oraz dynamiczny rozwój tych systemów pokazuje, że obszar zastosowań szybkiego prototypowania w dziedzinie motoryzacji stale się powiększa. Techniki RP pozwalają również na skrócenie procesu projektowania i wytwarzania elementów pojazdów samochodowych.
The article presents the possibilities of application of rapid prototyping (RP) in process of designing and manufacturing of car vehicles. The presented prototypes in article were created by method of three-dimensional printing (Three Dimensional Printing - 3DP).The principles of manufacturing of prototypes with application of additive methods of rapid prototyping (Rapid Prototyping - RP) were described in the first part of article. Possibilities of methods RP and also their place in technological process of manufacturing of elements of car vehicles i.e. elements of engine, elements of the driving system and car body also were presented. Process of preparation of building of prototypes by means of technique 3DP was described to begin with stage of designing and across the program processing of data and to finish on building of physical prototype. Possibility of application of method 3DP as technique of rapid manufacturing of tools (Rapid Tooling - RT) also was presented. Presented in article analysis of possibilities of application systems RP in car industry and dynamic development of these systems shows, that the area of applications of rapid prototyping in the range of the motorization still increases. Techniques RP also enable on shortening of process of designing and manufacturing of elements of car vehicles.

Źródło:

Problemy Eksploatacji; 2009, 1; 7-16
1232-9312

Pojawia się w:

Problemy Eksploatacji

Dostawca treści:

Biblioteka Nauki

/5

Artykuł

Zmień widok

• na półce

Skocz do pozycji: 39.

Tytuł:

Vision-based damage detection of aircraft engine’s compressor blades
Wizyjna detekcja uszkodzeń łopatek sprężarki silnika lotniczego

Autorzy:

Holak, Krzysztof
Obrocki, Wojciech

Powiązania:

https://bibliotekanauki.pl/articles/1840858.pdf

Data publikacji:

2021

Wydawca:

Polska Akademia Nauk. Polskie Towarzystwo Diagnostyki Technicznej PAN

Tematy:

aircraft engine
compressor blade
diagnostics
image processing
vision-based damage detection
silnik lotniczy
diagnostyka
łopatka sprężarki
przetwarzanie obrazów
wizyjna detekcja uszkodzeń

Opis:

In this paper, a new vision-based method for an evaluation of aircraft engine's compressor turbine blade damage is presented. The algorithm developed in the research uses image processing and analysis techniques for detection, localization and evaluation of the extent of compressor blades' damage. An introduction of local pixel intensity standard deviation image (SDI) computed for each image pixel made it possible to perform a correct image binarization and damage detection even for images taken in poor lighting conditions and corrupted by specular reflections, shadows and micro reflections from blade’s surface roughness. Fractal dimension (FD) analysis of the blade's edge has been applied for automatic localization of detected damage along the blade’s edge. An extraction of damage for computation of its geometrical dimensions was carried out with a help of binary image convex hull complement. The performance and accuracy of the developed method was compared with other image analysis methods. Hough transform for marker detection has been used as a method for scaling. The application of the developed measurement tool may be a useful aid in diagnostic inspections of aircraft engines using endoscopic cameras.
W artykule przedstawiono nową, wizyjną metodę oceny uszkodzeń łopatek turbiny sprężarki silnika lotniczego. Algorytm opracowany w badaniach wykorzystuje techniki przetwarzania i analizy obrazu do wykrywania, lokalizacji i oceny stopnia uszkodzenia łopatek. Wprowadzenie obrazu lokalnego odchylenia standardowego intensywności pikseli (SDI) o wartościach obliczonych dla każdego piksela obrazu wejściowego umożliwiło poprawną binaryzację obrazu i wykrycie uszkodzeń nawet w przypadku zdjęć wykonanych w złych warunkach oświetleniowych i zaburzonych przez refleksy świetlne, cienie i mikroodbicia od chropowatej powierzchni łopatki. Analiza wymiaru fraktalnego (FD) krawędzi łopatki sprężarki została zastosowana w celu automatycznej lokalizacji uszkodzeń na krawędzi łopatki. Wyodrębnienie uszkodzenia z obrazu do obliczenia jego wymiarów geometrycznych przeprowadzono za pomocą dopełnienia binarnego obrazu do powłoki wypukłej. Skuteczność i dokładność opracowanej metody porównano z innymi metodami analizy obrazu. Do wykrywania markerów skalujących zastosowano transformatę Hougha. Wprowadzenie opracowanego narzędzia pomiarowego może okazać się pomocne w badaniach diagnostycznych silników lotniczych z wykorzystaniem kamer endoskopowych.

Źródło:

Diagnostyka; 2021, 22, 3; 83-90
1641-6414
2449-5220

Pojawia się w:

Diagnostyka

Dostawca treści:

Biblioteka Nauki

/5

Artykuł

Zmień widok

• na półce

Skocz do pozycji: 40.

Tytuł:

Vision-based damage detection of aircraft engine’s compressor blades
Wizyjna detekcja uszkodzeń łopatek sprężarki silnika lotniczego

Autorzy:

Holak, Krzysztof
Obrocki, Wojciech

Powiązania:

https://bibliotekanauki.pl/articles/1840863.pdf

Data publikacji:

2021

Wydawca:

Polska Akademia Nauk. Polskie Towarzystwo Diagnostyki Technicznej PAN

Tematy:

aircraft engine
compressor blade
diagnostics
image processing
vision-based damage detection
silnik lotniczy
diagnostyka
łopatka sprężarki
przetwarzanie obrazów
wizyjna detekcja uszkodzeń

Opis:

In this paper, a new vision-based method for an evaluation of aircraft engine's compressor turbine blade damage is presented. The algorithm developed in the research uses image processing and analysis techniques for detection, localization and evaluation of the extent of compressor blades' damage. An introduction of local pixel intensity standard deviation image (SDI) computed for each image pixel made it possible to perform a correct image binarization and damage detection even for images taken in poor lighting conditions and corrupted by specular reflections, shadows and micro reflections from blade’s surface roughness. Fractal dimension (FD) analysis of the blade's edge has been applied for automatic localization of detected damage along the blade’s edge. An extraction of damage for computation of its geometrical dimensions was carried out with a help of binary image convex hull complement. The performance and accuracy of the developed method was compared with other image analysis methods. Hough transform for marker detection has been used as a method for scaling. The application of the developed measurement tool may be a useful aid in diagnostic inspections of aircraft engines using endoscopic cameras.
W artykule przedstawiono nową, wizyjną metodę oceny uszkodzeń łopatek turbiny sprężarki silnika lotniczego. Algorytm opracowany w badaniach wykorzystuje techniki przetwarzania i analizy obrazu do wykrywania, lokalizacji i oceny stopnia uszkodzenia łopatek. Wprowadzenie obrazu lokalnego odchylenia standardowego intensywności pikseli (SDI) o wartościach obliczonych dla każdego piksela obrazu wejściowego umożliwiło poprawną binaryzację obrazu i wykrycie uszkodzeń nawet w przypadku zdjęć wykonanych w złych warunkach oświetleniowych i zaburzonych przez refleksy świetlne, cienie i mikroodbicia od chropowatej powierzchni łopatki. Analiza wymiaru fraktalnego (FD) krawędzi łopatki sprężarki została zastosowana w celu automatycznej lokalizacji uszkodzeń na krawędzi łopatki. Wyodrębnienie uszkodzenia z obrazu do obliczenia jego wymiarów geometrycznych przeprowadzono za pomocą dopełnienia binarnego obrazu do powłoki wypukłej. Skuteczność i dokładność opracowanej metody porównano z innymi metodami analizy obrazu. Do wykrywania markerów skalujących zastosowano transformatę Hougha. Wprowadzenie opracowanego narzędzia pomiarowego może okazać się pomocne w badaniach diagnostycznych silników lotniczych z wykorzystaniem kamer endoskopowych.

Źródło:

Diagnostyka; 2021, 22, 3; 83-90
1641-6414
2449-5220

Pojawia się w:

Diagnostyka

Dostawca treści:

Biblioteka Nauki

/5

Artykuł

Zmień widok

• na półce

Skocz do pozycji: 41.

Tytuł:

A reliability evaluation study based on competing failures for aircraft engines
Badania dotyczące oceny niezawodności silników lotniczych w oparciu o uszkodzenia konkurujące

Autorzy:

Wang, H.
Gao, J.

Powiązania:

https://bibliotekanauki.pl/articles/300888.pdf

Data publikacji:

2014

Wydawca:

Polska Akademia Nauk. Polskie Naukowo-Techniczne Towarzystwo Eksploatacyjne PAN

Tematy:

silnik lotniczy
ocena niezawodności
uszkodzenia konkurujące
bayesowskie uśrednianie modeli
fuzja danych
aircraft engine
reliability evaluation
competing failures
Bayesian model averaging
data fusion

Opis:

Aircraft engine is a complex and repairable system, and the diversity of its failure modes increases the difficulty of reliability evaluation. It is necessary to establish a dynamic relationship among data, failure mode and system reliability, to achieve the scientific reliability evaluation for aircraft engines. This paper has used data fusion method to establish reliability evaluation models respectively for performance degradation failures and sudden failures. Furthermore, these two models have been integrated on the basis of competing failures’ mechanism. Bayesian model averaging has been used to analyze the impacts of performance degradation failures and sudden failures on aircraft engines’ reliability. As a result of above, the goal of an accurate evaluation of the reliability for aircraft engines has been achieved. Example shows the effectiveness of the proposed model.
Silnik samolotu to złożony system naprawialny, w którym różnorodność przyczyn uszkodzeń zwiększa trudność oceny niezawodności. Dlatego też istnieje konieczność ustalenia dynamicznych związków pomiędzy danymi, przyczynami uszkodzenia i niezawodnością systemu, których znajomość pozwoliłaby przeprowadzać naukową ocenę niezawodności silników lotniczych. W prezentowanej pracy wykorzystano metodę fuzji danych do opracowania modeli oceny niezawodności w zakresie uszkodzeń wynikających z obniżenia charakterystyk oraz uszkodzeń nagłych. Ponadto, opracowane modele zintegrowano na podstawie mechanizmu uszkodzeń konkurujących. Do analizy wpływu dwóch omawianych typów uszkodzeń na niezawodność silników lotniczych wykorzystano procedurę bayesowskiego uśredniania modeli. Dzięki powyższym krokom, osiągnięto założony cel dokładnej oceny niezawodności silników samolotowych. Przykład pokazuje skuteczność proponowanego modelu.

Źródło:

Eksploatacja i Niezawodność; 2014, 16, 2; 171-178
1507-2711

Pojawia się w:

Eksploatacja i Niezawodność

Dostawca treści:

Biblioteka Nauki

/5

Artykuł

Zmień widok

• na półce

Skocz do pozycji: 42.

Tytuł:

Operation reliability analysis based on fuzzy support vector machine for aircraft engines
Analiza niezawodności eksploatacyjnej silników lotniczych w oparciu o metodę rozmytej maszyny wektorów nośnych (FSVM)

Autorzy:

Gao, J.
Wang, H.

Powiązania:

https://bibliotekanauki.pl/articles/301319.pdf

Data publikacji:

2015

Wydawca:

Polska Akademia Nauk. Polskie Naukowo-Techniczne Towarzystwo Eksploatacyjne PAN

Tematy:

aircraft engine
reliability analysis
competing failure
Bayesian model averaging
data fusion
silnik samolotu
analiza niezawodności
uszkodzenie konkurujące
bayesowskie uśrednianie modeli
fuzja danych

Opis:

The aircraft engine is a complex and repairable system, and the diversity of its failure modes increases the difficulty of operation reliability analysis. It is necessary to establish a dynamic relationship among monitoring information, failure mode and system reliability for achieving scientific reliability analysis for aircraft engines. This paper has used fuzzy support vector machine (FVSM) method to fuse condition monitoring information. The reliability analysis models including Gamma process model and Winner process model, respectively for different failure modes, have been presented. Furthermore, these two models have been integrated on the basis of competing failures’ mechanism. Bayesian model averaging has been used to analyze the effects of different failure modes on aircraft engines’ reliability. As a result of above, the goal of an accurate analysis of the reliability for aircraft engines has been achieved. Example shows the effectiveness of the proposed model.
Silnik samolotu to złożony system naprawialny, a różnorodność przyczyn jego uszkodzeń zwiększa trudność analizy niezawodności eksploatacyjnej. Istnieje konieczność ustalenia dynamicznych związków pomiędzy monitorowaniem informacji, przyczynami uszkodzeń i niezawodnością systemu, których znajomość pozwoliłaby przeprowadzać naukową analizę niezawodności silników lotniczych. Do integracji danych z monitorowania informacji, w pracy wykorzystano metodę rozmytej maszyny wektorów nośnych (FSVM). Dla różnych przyczyn uszkodzeń, przedstawiono odpowiednie modele analizy niezawodności – model procesu Gamma i model procesu Wienera. Przedstawione modele zintegrowano na podstawie mechanizmu uszkodzeń konkurujących. Do analizy wpływu różnych przyczyn uszkodzeń na niezawodność silników lotniczych wykorzystano procedurę bayesowskiego uśredniania modeli. Dzięki powyższym krokom, osiągnięto założony cel dokładnej analizy niezawodności silników samolotowych. Przykład pokazuje skuteczność proponowanego modelu.

Źródło:

Eksploatacja i Niezawodność; 2015, 17, 2; 186-193
1507-2711

Pojawia się w:

Eksploatacja i Niezawodność

Dostawca treści:

Biblioteka Nauki

/5

Artykuł

Zmień widok

• na półce

Skocz do pozycji: 43.

Tytuł:

Analysis of Methods Used to Eliminate the Propeller Slipstream Effect in Single-Engine Aircraft
Przegląd metod eliminacji wpływu strugi zaśmigłowej w samolotach jednosilnikowych

Autorzy:

Popowski, S.
Dąbrowski, W.

Powiązania:

https://bibliotekanauki.pl/articles/213279.pdf

Data publikacji:

2018

Wydawca:

Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa

Tematy:

single-engine aircraft
propeller slipstream
sideslip angle
samolot jednosilnikowy
strumień zaśmigłowy
kąt ślizgu

Opis:

Propeller-driven single-engine aircraft are affected by unsymmetrical flow of air around the fuselage, and especially around the vertical stabilizer [1-3]. This unsymmetrical, propeller-induced slipstream produces sideslip [4,5] that needs to be compensated by the pilot using the rudder [6]. In order to relieve the pilot from this additional task, automatic rudder deflection systems are used that compensate for sideslip by trimming the rudder accordingly. Such compensation algorithms are based on flight parameter measurements. This paper presents more complex systems used to eliminate the phenomenon in question. In addition, it analyzes the existing solutions, based on patents divided into two groups. The first group deals with active slipstream effect compensation solutions, based on aircraft movement parameters that are derived from aircraft performance characteristics defined in advance. The other group comprises solutions that are based directly on feedback containing actual or estimated sideslip angle values. The most advanced systems rely on a combination of the two methods described above.
Napęd śmigłowy samolotu jednosilnikowego powoduje niesymetrię opływu samolotu a szczególnie statecznika pionowego. W następstwie niesymetrycznego opływu samolotu przez strumień zaśmigłowy występuje kąt ślizgu, który kompensowany jest przez pilota za pomocą steru kierunku. Aby odciążyć pilota od tej dodatkowej czynności wprowadza się automatyczną kompensację wychylenia steru kierunku przez odpowiednie sterowanie trymerem steru kierunku. Sterowanie to uzależnione jest od mierzonych parametrów lotu. W pracy przedstawiono bardziej rozbudowane układy usuwania następstw tego zjawiska. Dokonano przeglądu rozwiązań w oparciu o istniejące patenty w dwóch grupach. Pierwsza grupa zawiera rozwiązania aktywnego kompensowania zjawiska strugi zaśmigłowej ze sprzężeniem od parametrów ruchu samolotu w oparciu o zdjęte wcześniej charakterystyki samolotu, druga grupa to rozwiązania ze sprzężeniem zwrotnym bezpośrednio od kąta ślizgu lub estymowanego kąta ślizgu. Bardziej rozbudowane układy zawierają połączenie obu sposobów.

Źródło:

Prace Instytutu Lotnictwa; 2018, 2 (251); 58-66
0509-6669
2300-5408

Pojawia się w:

Prace Instytutu Lotnictwa

Dostawca treści:

Biblioteka Nauki

/5

Artykuł

Zmień widok

• na półce

Skocz do pozycji: 44.

Tytuł:

Termo-mechaniczna analiza naprężeń i odkształceń zespołu cylindra silnika spalinowego jako próba wyjaśnienia niekontrolowanego zapłonu mieszanki paliwowo-powietrznej
Thermo-mechanical analysis of stress and deformation of engine cylinder block assembly as the attempt to explain an uncontrolled ignition of air-fuel mixture

Autorzy:

Michalski, J.
Woś, P.

Powiązania:

https://bibliotekanauki.pl/articles/309904.pdf

Data publikacji:

2018

Wydawca:

Instytut Naukowo-Wydawniczy "SPATIUM"

Tematy:

połączenie skurczowo-rozprężne
zespół cylindra silnika
stan wytężenia tulei
stan wytężenia kadłuba cylindra
silnik lotniczy
zapłon samoczynny
szczelina
pełzanie materiału
model analityczny naprężeń
compression-expansion joint
engine cylinder device
cylinder stress pattern
aircraft engine
compression ignition
gap
creep
analytical stress model

Opis:

W pracy przeprowadzono analizę możliwej przyczyny występowania samoczynnego zapłonu mieszanki paliwowo-powietrznej lotniczego silnika spalinowego obciążonego mocą maksymalną podczas badań na hamowni silnikowej. Takie objawy niepoprawnej pracy silnika mogą występować także w locie samolotu i śmigłowca. W celu wyjaśnienia przyczyny niepoprawnej pracy silnika zastosowano nieliniową analizę metodą elementów skończonych. Określono dyskretny model uproszczonego układu zespołu cylindra silnika obejmujący kadłub i tuleję cylindrową. W analizie numerycznej uwzględniono zarówno siłę mechaniczną, wynikającą z obciążenia zaciskiem tulei cylindrowej w kadłubie jak i obciążenie ciśnieniem czynnika roboczego oraz obciążenie nierównomiernym polem temperatury. Przemieszczenia i naprężenia w tulei i kadłubie obliczono metodą elementów skończonych za pomocą systemu PATRAN oraz systemem ABAQUS. Wynikło to z konieczności uwzględnienia silnej anizotropii właściwości tulei cylindrowej z żeliwa szarego podczas rozciągania i ściskania. Geometrię części modelowano elementami płaskimi o topologii czterowęzłowej z elementami kontaktowymi dwuwymiarowymi sprzęgającymi. Analitycznie wyznaczono także naprężenia zginające w zespole cylindra wywołane obciążeniem bocznym tłoka silnika poprzez uwzględnienie ciśnienia czynnika roboczego, sił masowych i siły tarcia. Obciążenie ciśnieniem i temperaturą zespołu cylindra określono w wyniku badań stanowiskowych silnika. Charakterystyki materiałowe żeliwa szarego i żaroodpornego stopu aluminium wyznaczono doświadczalnie. Wyniki nieliniowej analizy statycznej naprężeń i odkształceń dla połączenia tuleja cylindrowa-kadłub wykazały, że w obszarze zwrotu zewnętrznego pierścieni tłokowych wystąpiły wysokie naprężenia i odkształcenie plastyczne tulei cylindrowej, wywołujące brak styku połączenia tych elementów. Zakłóca to przepływ ciepła z tulei cylindrowej do kadłuba i stwarza możliwość niekontrolowanego zapłonu mieszanki paliwowo-powietrznej. W silniku istnieje konieczność stosowania zacisku średnicowego tulei w cylindrze w granicach 0.21÷0.42 mm, co wynika z rozszerzalności cieplnej elementów w warunkach jego pracy z maksymalną prędkością obrotową i obciążenia maksymalną mocą. Połączenie skurczowo-rozprężne tulei z cylindrem dla największego zacisku powoduje odkształcenie plastyczne żeliwa szarego tulei cylindrowej. Wymagana jest zmiana gatunku lub rodzaju żeliwa o wytrzymałości doraźnej powyżej 400 MPa.
The paper analyzes the possible cause of self-ignition of air-fuel mixture in spark-ignition internal combustion engine loaded with maximum power during tests on the engine dynamometer stand. It leads to incorrect engine operation and may also occur during the flight of an aircraft or helicopter. In order to explain the cause of incorrect engine operation, a non-linear analysis using the finite element method was applied. A discreet model of a simplified engine cylinder assembly system comprising a cylinder body and the liner was determined. The numerical analysis includes both the mechanical force resulting from loading the cylinder liner clamp in the body as well as the pressure of the working medium pressure and the load on the non-uniform temperature field taken from engine test-bed measurements. The results of nonlinear static analysis of stresses and strains for the cylinder body-liner connection have shown that in the area of TDC where outer piston ring turns back, high stresses and plastic deformation of the cylinder liner occurr, causing a lack of contact between these elements. This disrupts the heat transfer from the cylinder liner to the cylinder body and creates the possibility of uncontrolled ignition of the fuel-air mixture.

Źródło:

Autobusy : technika, eksploatacja, systemy transportowe; 2018, 19, 6; 609-618, CD
1509-5878
2450-7725

Pojawia się w:

Autobusy : technika, eksploatacja, systemy transportowe

Dostawca treści:

Biblioteka Nauki

/5

Artykuł

Zmień widok

• na półce

Skocz do pozycji: 45.

Tytuł:

Diagnostics and analysis of jet engine malfunctions

Autorzy:

Rojewski, A.
Bartoszewicz, J.

Powiązania:

https://bibliotekanauki.pl/articles/242847.pdf

Data publikacji:

2018

Wydawca:

Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych

Tematy:

jet engine
aircraft
diagnostics
safety

Opis:

The article describes emergency situations occurring in the propulsion system of an aircraft with the jet engine used in Poland on planes such as MiG-29 or F-16. The article also presents statistics of polish aircrafts damage over the years. Due to the technological progress of turbine engines used in fighter aircraft, the authors decided to discuss the issue of monitoring emergency states in this study. In particular, efforts have been made to ensure that damage to the aircraft engine can be prevented by monitoring its operation with the equipment available on the aircraft. Counteracting phenomena that occur in the jet engine can lead to permanent damage; can lead to an increase in the safety of the pilot and the local population, but also to a reduction of costs. The authors also decided to se the threats that occur during take-off and landing, and the flight when they land outside the plane. Jet engines are almost reliable and most common cause of engine damages as the analysis shows are foreign bodies, particularly dangerous for a turbine engine on or near the runway, as well as birds, which provides to mechanical damage of engine. Securing the airport against foreign objects on the runway is one of the most important tasks of ground staff.

Źródło:

Journal of KONES; 2018, 25, 2; 313-318
1231-4005
2354-0133

Pojawia się w:

Journal of KONES

Dostawca treści:

Biblioteka Nauki

/5

Artykuł

Zmień widok

• na półce

Skocz do pozycji: 46.

Tytuł:

FEM Simulation of Different Engine Mount Models in an Aircraft Piston Diesel Engine

Autorzy:

Magryta, Paweł
Pietrykowski, Konrad
Borowiec, Piotr

Powiązania:

https://bibliotekanauki.pl/articles/2204049.pdf

Data publikacji:

2022

Wydawca:

Stowarzyszenie Inżynierów i Techników Mechaników Polskich

Tematy:

engine mount
diesel engine
aircraft
FEM
finite element method

Opis:

The article presents the results of numerical simulations using the FEM (Finite Element Method) of the engine mount strength for mounting an aircraft diesel engine with opposite pistons called PZL-100. Four versions of the mount prepared by aircraft engine producer WSK "PZL-Kalisz" company were analyzed. Tests were performed in Catia v5 software in the Generative Structure Analysis module. The boundary conditions were engine gravity force, propeller thrust force, and propeller torque. S235JR steel was defined as the material. A design grid with tetrahedral elements with a single element size of 2 mm was used. As part of the simulation study, four structural solutions for the test engine mounts were calculated in terms of strength. The results of stress maps and the magnitude of deformation of the mount elements were compared. Based on the obtained results, one of the mount versions was recommended for actual fabrication.

Źródło:

Advances in Science and Technology. Research Journal; 2022, 16, 5; 230--241
2299-8624

Pojawia się w:

Advances in Science and Technology. Research Journal

Dostawca treści:

Biblioteka Nauki

/5

Artykuł

Zmień widok

• na półce

Skocz do pozycji: 47.

Tytuł:

Estimating emissions of harmful exhaust components by aircraft engines during the takeoff and landing cycle in airport space
Szacowanie emisji toksycznych składników spalin wytwarzanych przez samoloty w cyklu startu i lądowania w przestrzeni portu lotniczego

Autorzy:

Głowacki, Paweł
Kalina, Piotr
Kawalec, Michal

Powiązania:

https://bibliotekanauki.pl/articles/36441042.pdf

Data publikacji:

2021

Wydawca:

Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa

Tematy:

ecology
aircraft turbine engine
engine exhaust
toxic exhaust gas components
nitrogen oxides
carbon monoxide
hydrocarbons
carbon dioxide
ekologia
lotniczy silnik turbinowy
spaliny silnika
toksyczne składniki spalin
tlenki azotu
tlenek węgla
węglowodory
dwutlenek węgla

Opis:

This articleexamines, based on the availableinformation and authors’ self-assessments, theenvironmental impact of turbine engine exhaust gases effect on the environment in the airport space during engines flight phases in the landing and takeoff cycle (LTO). The attention of aviation professionals is drawn to the fact that the amount of exhaust from the turbine engine is so significant that it may adversely change the ambient air at the airport. Consequently, increased emission level of carbon monoxide (CO), hydrocarbons (HC) during engine start-up and idle may pose a threat to the health of ramp staff. Also, high emission levels of nitrogen oxides (NO_x) during takeoff, climb, cruise and descent is not without importance for the environment around the airport space. The paper gives CO₂, HC, CO and NO_x emission estimations based on ICAO Engine Emission Data Bank and the number of passenger operations at a medium-sized airport. It also provides calculation results of aircraft CO₂, HC, CO and NO_x emission using average times of aircraft maneuvers taken from aircraft Flight Data Recorder (FDR) in the LTO cycle various aircraft types at the airport. The latter, based on actual maneuvering times, lead to significantly reduced estimates of toxic exhaust gas emission volumes.
W artykule przeanalizowano, w oparciu o dostępne informacje oraz ocenę autorów, wpływ gazów spalinowych z silników turbinowych na środowisko w przestrzeni wokół portu lotniczego podczas cyklu lądowania i startu (LTO) samolotów. Autorzy zwracają uwagę na fakt, że ilość spalin produkowanych przez silniki turbinowe jest na tyle znacząca, iż może niekorzystnie zmienić powietrze otaczające lotniska. Zwiększony poziom emisji tlenku węgla (CO) i węglowodorów (HC) podczas rozruchu silnika i na biegu jałowym może więc stanowić zagrożenie dla zdrowia pracowników obsługi naziemnej. Wysoki poziom emisji tlenków azotu (NO_x) podczas startu, wznoszenia, schodzenia i kołowania również nie jest obojętny dla środowiska wokół lotniska. W artykule najpierw przedstawiono szacunki emisji CO₂, HC, CO i NO_x w oparciu o normy ICAO oraz liczbę operacji pasażerskich na lotnisku średniej wielkości. Następnie obliczono szacunkowe emisje CO₂, HC, CO i NO_x na podstawie danych pobranych z rejestratora lotu (FDR) podczas cyklu LTO różnych typów statków powietrznych na lotnisku. Te drugie obliczenia, oparte na rzeczywistych czasach manewrowych, wskazują na znacznie niższe szacunkowe emisje toksycznych gazów w obrębie portu lotniczego.

Źródło:

Transactions on Aerospace Research; 2021, 2 (263); 63-70
0509-6669
2545-2835

Pojawia się w:

Transactions on Aerospace Research

Dostawca treści:

Biblioteka Nauki

/5

Artykuł

Zmień widok

• na półce

Skocz do pozycji: 48.

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

/5

Artykuł

Zmień widok

• na półce

Skocz do pozycji: 49.

Tytuł:

Analysis of the impact of changes in flight speed and altitude on emission indexes of pollutants in jet engine exhausts

Autorzy:

Pawlak, Małgorzata
Kuźniar, Michał

Powiązania:

https://bibliotekanauki.pl/articles/244064.pdf

Data publikacji:

2019

Wydawca:

Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych

Tematy:

aircraft
exhausts emission
bypass engine
emission index

Opis:

In currently implemented international aviation strategies and programs, including those realised under the European Union policy, such as Clean Sky, SES, SESAR and, CORSIA, the environmental aspect is particularly prominent – reducing the emission of all gaseous pollutants, and from 2020 also particulate matter. Therefore, it is important to know how the change in flight parameters (altitude, speed) affects the emission of pollutants in jet engine exhausts. Such information will enable to adjust the flight altitude of the aircraft when ecological aspect is taken into consideration. In addition to the operating condition (altitude, flight speed, range of power or thrust), the amount and type of pollutants emitted depends on the type of aircraft, its aerodynamic characteristics, engine type and as well as on the type of fuel used. The impact of changes in aircraft flight parameters (speed and altitude) on the performance of a bypass jet engine and the emission of pollutants in its exhausts is analysed in the paper. For this purpose, the speed-altitude characteristics of such an engine were determined. Next, the emission indexes (EI) for the LTO phase taken from the ICAO database were used to determine the emission indexes corresponding to given parameters of both the engine operation and the aircraft flight. For selected speeds and cruising altitudes, the value of thrust required for the flight of the aircraft was determined and to this value, the engine operation range was assigned as well the corresponding pollutant emission indexes. This allowed to calculate the mass of pollutants emitted per unit of time for given flight parameters. The results obtained are presented in the graphs and discussed.

Źródło:

Journal of KONES; 2019, 26, 2; 107-113
1231-4005
2354-0133

Pojawia się w:

Journal of KONES

Dostawca treści:

Biblioteka Nauki

/5

Artykuł

Zmień widok

• na półce

Skocz do pozycji: 50.

Tytuł:

Impact of work of turbine adaptive engines for the natural environment

Autorzy:

Ćwik, D.
Kowalski, M.
Steżycki, P.

Powiązania:

https://bibliotekanauki.pl/articles/246614.pdf

Data publikacji:

2018

Wydawca:

Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych

Tematy:

noise of aircraft engines
environmental impact
jet engine turbine
emission of toxic compounds
aircraft engines
turbine jet engine

Opis:

The article describes the problem of the operation of turbine jet, adaptive engine work on the natural environment. In particular, the analysis of noise generated by turbine jet engines has been made. It points out possible directions of noise decrease with particular emphasis upon structural changes within the engines, the task of which is to reduce the noise mission. The example of the modernization is based upon the “bypass” type of one-flow turbine jet engine. The essay contains theoretical basis of calculation of the noise emission level and the results, which graphically indicate a relative level of noise of this type of engine depending upon the amount of discharged air and the diameter of the discharge nozzle and the radius, upon the basis of which the noise level is determined. This work also includes a comparison of the relative noise level of this type of engine with regard to one-flow turbine engine equipped with the function of air discharge to the environment and with regard to two-flow turbine jet engine equipped with air stream flow mixing device. The use of low-emission combustion chambers in the "bypass" turbine engine was indicated. This allowed addressing the problem of emissions of toxic exhaust components by this type of aircraft engines. At the same time, the dependence of this emission related to the mass of fuel used on the engine's thrust range was indicated. The article was concluded with a short summary.

Źródło:

Journal of KONES; 2018, 25, 4; 509-516
1231-4005
2354-0133

Pojawia się w:

Journal of KONES

Dostawca treści:

Biblioteka Nauki

/5

Artykuł

Zmień widok

• na półce