Informacja

Drogi użytkowniku, aplikacja do prawidłowego działania wymaga obsługi JavaScript. Proszę włącz obsługę JavaScript w Twojej przeglądarce.

English (EN)·Polski (PL)·Yкраїнський (UK)
Przejdź do strony domowej biblioteki Centralna Biblioteka Wojskowa Link otwiera się w nowym oknie Logo biblioteki Prolib Integro - strona głównaCentralna Biblioteka Wojskowa

Wyszukujesz frazę "aircraft structure" wg kryterium: Temat

  Lista filtrów
Wyrównaj
    Wyświetlanie 1-15 z 15
    Tytuł:
    The Fatigue Life Assessment of PZL-130 Orlik Structures Based on Historical Usage Data
    Autorzy:
    Leski, A.
    Klimaszewski, S.
    Kurdelski, M.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/97857.pdf
    Data publikacji:
    2009
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    aircraft structure
    fatigue
    usage profile
    Opis:
    Material fatigue is the basic factor limiting aircraft's durability. It comes from the fact that changing loads affect aircraft structure as well as from the fact that aircraft’s mass restrictions do not allow for diminishing stress to the level when material fatigue does not occur. Estimating fatigue durability of a particular structure as well as its actual fatigue damage degree is possible when the history of loads affecting the structure is known. Accuracy of loads monitoring influences the accuracy of indicated fatigue wear. In case of older structures, which have been maintained according to safe life principle, the number of hours have been commonly used as a fatigue wear indicator. After aircraft structure reaches flying time estimated by the produces, it is considered as fatigue wear and it is no longer in service. In case of a lack of results of loads spectrum measurements, results of tests conducted for other aircraft (of similar structure and assignment) can be used. For this purpose, average loads spectrum has been elaborated for particular aircraft groups, for example, HELIX, FELIX, FALSTAFF, ENSTAFF, TWIST(10). In the case of small aircraft, the data from FAA (2) report have been often used. This article describes the way of fatigue wear estimation for PZL-130 Orlik aircraft on the basis of historical data from flight recorders.
    Źródło:
    Fatigue of Aircraft Structures; 2009, 1; 131-139
    2081-7738
    2300-7591
    Pojawia się w:
    Fatigue of Aircraft Structures
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Optimization of wing parameters to achieve minimum weight at defined aerodynamic loads
    Optymalizacja parametrów skrzydła minimalnej masy z uwzględnieniem ograniczeń do obciążeń aerodynamicznych
    Autorzy:
    Kachel, S.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/280972.pdf
    Data publikacji:
    2013
    Wydawca:
    Polskie Towarzystwo Mechaniki Teoretycznej i Stosowanej
    Tematy:
    aircraft structure optimization
    parametrical design systems
    Opis:
    The paper presents the method suitable for optimization of parameters and applied to design aircraft subassemblies on the example of a swept wing. It outlines the assumptions that are necessary to develop a mathematical model and describes constraints that served as the basis to develop an algorithm and describe the corresponding procedures in the GRIP (Graphics Interactive Programming) language that is a part of the CAD/CAM/CAE Unigraphics system. The further part of the study comprises discussion how the wing parameters and the mass functional are affected by the rigidity constraints and strength constraints. The algorithm for designing aircraft components was finally developed with inputs to the multicriteria design process “Web Modelling” of an aircraft body. The study also includes initial assumptions to algorithms originally developed by the author and dedicated to the modelling of components incorporated into aircraft structures.
    W artykule zaprezentowano metodykę optymalizacji parametrów w zastosowaniu do projektowania zespołów samolotu na przykładzie skrzydła skośnego. Przedstawiono główne założenia niezbędne do opracowania matematycznego modelu. Opisano ograniczenia będące podstawą do utworzenia algorytmu i opisania procedur w języku GRIP (Graphics Interactive Programming) dla systemu CAD/CAM/CAE Unigraphics. Przeprowadzono dyskusję zmiany parametrów sztywnościowych i masy w zależności od ograniczenia obciążeniami aerodynamicznymi. Opracowano algorytm projektowania zespołów składowych samolotu z uwzględnieniem wejść do wielokryterialnego procesu projektowania Web Modelling bryły samolotu. W pracy zawarto założenia opracowanych przez autora i zastosowanych algorytmów modelowania elementów struktur lotniczych.
    Źródło:
    Journal of Theoretical and Applied Mechanics; 2013, 51, 1; 159-170
    1429-2955
    Pojawia się w:
    Journal of Theoretical and Applied Mechanics
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Effect of changes in some design parameters on the dynamic properties of aircraft
    Autorzy:
    Wiśniewski, W.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/243891.pdf
    Data publikacji:
    2010
    Wydawca:
    Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych
    Tematy:
    ground vibration test
    modal analysis
    aircraft structure dynamics
    Opis:
    The aim of the study presented in the paper was to examine the impact of changes related to aircraft modernization, the dynamic properties of an aircraft on the basis of five cases studied experimentally. Which changes in the dynamics of an aircraft structure occurred as a result of modernization can be experimentally tested by resonance tests. For this purpose, resonance tests should be carried out before the aircraft modernization and after its completion. In order to mapping the conditions of free flight the objects were suspended flexibly. The electrodynamics actuators were used to induce vibrations, piezoelectric transducers were used for the measurement of vibrations. The size and phase of extortion forces and their application points were selected individually for each resonance in order to get the best separation of it. The first stage of the study was based on recordings the frequency - amplitude characteristics. The second stage of the study was the Identification of individual frequencies and mode shapes of each resonance, which was implemented by choosing the size and the proportion of mutual phase shifts between the extortion forces. In the selection the criteria based on minimizing the phase difference of vibrations measured at several points of the structure were used. The final stage of this study was to register the frequency and shapes mode of the tested resonance and the resonance generalized masses and damping coefficients.
    Źródło:
    Journal of KONES; 2010, 17, 1; 479-483
    1231-4005
    2354-0133
    Pojawia się w:
    Journal of KONES
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Innovationality is the transfer process from the idea to commercialization
    Autorzy:
    Wiśniewski, W.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/243893.pdf
    Data publikacji:
    2010
    Wydawca:
    Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych
    Tematy:
    ground vibration test
    modal analysis
    aircraft structure dynamics
    Opis:
    In today's world, innovationality is synonymous with modernity, development, good governance and strategic thinking. The country 's economy and whole of society should be innovative. The research and development process and the results of the work would be reviewed from the commercialization perspective. The all innovative projects should finish on thefree market, but majority of them end their lives at the research and development stage. The idea of spin-off corporations has to serve the subordination of the entire innovative project realization cycle to the vision of its commercialization. Innovative society and economy require implementation of both large and small innovations, created in large, medium and small R & D programs. In economically leading countries, the mega-programs play an important role in innovationality. small innovation programs are usually created by small research teams and individual inventors. For the balanced development of the country's economy, there is a needfor the variety, both small and large innovation programs. In the absence of an effective opportunity to realize one's own Polish mega-programs, it is worth to consider the mega-program named: ,,Provision of services on the International research market" as a Polish specialty. For 10 years the Warsaw's Institute of Aviation pursues this strategy. The Institute of Aviation employs about 800 specialists, which perform the advanced research of the new materials and designs for the new gas turbine engines and combustion systems.
    Źródło:
    Journal of KONES; 2010, 17, 1; 485-488
    1231-4005
    2354-0133
    Pojawia się w:
    Journal of KONES
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Numerical analysis of the metal-composite joints
    Autorzy:
    Derewońko, A.
    Cielęta, R.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/243344.pdf
    Data publikacji:
    2008
    Wydawca:
    Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych
    Tematy:
    metal-composite joint
    FEM
    contact problem
    nonlinearity
    aircraft structure
    Opis:
    The development and implementation of the new technologies and materials are one of the conditions allowing improving the aircraft structures. The composite materials enable to reduce the aircraft weight and keep appropriate strength and fatigue properties. Application of the composite materials in the wing elements, and metal alloys in assemblies of the aircraft fuselage requires elaboration of the appropriate method for technology joining metal and composite. Bonding eliminates breakages in the composite plies which are initiated during assembly process of the structure with mechanically fastened joints e.g. bolts [1]. The strength and stiffness of the composite depend on shape and direction of the fibre which carry the tensile and compression stresses. Shear stress and strength of the composite depend on the resin system. Therefore, the use of composites brings more complicated design approach compare to metal. The aim of the study is tofind appropriate method to determine the failure loading of the metal-composite aircraft wing pivot fitting. Numerical and laboratory investigations for metal-composite joints are presented. Interaction between the composite plies is modelled as the contact problem. It allows determining the strain and stress at the contact surfaces and stress concentration fields. Contact modelling technique is also applied to model interface between metal and composite. Engineering approach to the model full-scale co-curing triple stepped lap joint is presented. The professional engineering software tools are used to create accurate models. Tensile tests of the metal-composite joint were carried out to verify the numerical analysis methods.
    Źródło:
    Journal of KONES; 2008, 15, 1; 39-50
    1231-4005
    2354-0133
    Pojawia się w:
    Journal of KONES
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Eddy current techniques for detecting hidden subsurface defects in multilayer aircraft structures
    Autorzy:
    Uchanin, Valentyn
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/36455560.pdf
    Data publikacji:
    2022
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    aircraft structure
    subsurface defect
    eddy current
    fatigue crack
    corrosion
    operational frequency
    repair patch
    Opis:
    In-service non-destructive inspection (NDI) is a very important part of the aircraft maintenance program that minimizes aircraft breakdowns due to the fracture of critical components. The eddy current (EC) NDI method is one of the most applicable methods for this purpose, due to its high sensitivity to fatigue cracks and corrosion damage in the main structural materials. In this paper, selective double differential type EC probes characterized by the enhanced possibility of detecting subsurface cracks initiated by fatigue or stress corrosion phenomena are presented. For different applications, a family of double differential type EC probes was developed with different sizes (from 5 to 33 mm) and different spatial resolutions. These types of probes are characterized by different operational frequencies in a wide frequency range (from 0.2 kHz to 1.0 MHz), high penetration depth and unique sensitivity to subsurface defects of different types (like elongated fatigue cracks or local corrosive pitting), and a high level of specific noise suppression concerned with the scanning inspection procedures. The EC probes proposed were investigated as effective tools for characteristic aircraft applications concerned with subsurface defect detection in multilayer structures, such as the detection of cracks in the second layer of a riveted two-layer structure or cracks initiated on the side surface of a multilayer structure with the suppression of the reinforcing hoop influence; the detection of subsurface defects in arc welding with a rough surface; the detection of cracks through repair patches fabricated from aluminum alloy or carbon fiber reinforced plastic, etc. These techniques create remarkable possibilities for the well-timed detection of dangerous damage without disassembling the aircraft structure or removing protective coating.
    Źródło:
    Transactions on Aerospace Research; 2022, 2 (267); 69-79
    0509-6669
    2545-2835
    Pojawia się w:
    Transactions on Aerospace Research
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Reliability at the checkpoints of an aircraft supporting structure
    Niezawodność w punktach struktury nośnej statków powietrznych
    Autorzy:
    Woch, M.
    Kurdelski, M.
    Matyjewski, M.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/1365942.pdf
    Data publikacji:
    2015
    Wydawca:
    Polska Akademia Nauk. Polskie Naukowo-Techniczne Towarzystwo Eksploatacyjne PAN
    Tematy:
    aircraft structure
    reliability testing
    crack propagation
    struktura nośna samolotu
    badania niezawodnościowe
    propagacja pęknięć
    Opis:
    For complex systems, such as the structure of an aircraft, the implementation of prognostic and health management techniques can effectively improve system performance. This paper presents some recent results of research on risk assessment for aircraft structures and intends to show the procedures of reliability calculation for a point of aircraft structure as an object under investigation. In this paper, the ways to determine failure rate and failure probability at the location of interest have been presented based on the example of the PZL-130 TC II ORLIK aircraft structure. The results can be applied to optimize the process of aircraft flight authorization, while ensuring safety during operations.
    W przypadku złożonych systemów, jakim jest struktura samolotu wdrożenie technik prognostycznych oraz zarządzania czasem zdatności do eksploatacji może skutecznie poprawić wydajność systemu. Celem publikacji jest przedstawienie metody oceny niezawodności konstrukcji lotniczych oraz odpowiedniej procedury obliczeń wraz z ostatnimi wynikami badań. W niniejszej pracy określono chwilową intensywność uszkodzeń oraz prawdopodobieństwo awarii w wybranych miejscach struktury samolotu PZL130 TC II ORLIK. Uzyskane wyniki mogą być zastosowane do optymalizacji procesu dopuszczenia statków powietrznych do lotów, przy jednoczesnym zapewnieniu bezpieczeństwa ich eksploatacji.
    Źródło:
    Eksploatacja i Niezawodność; 2015, 17, 3; 457-462
    1507-2711
    Pojawia się w:
    Eksploatacja i Niezawodność
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Sztywność i utrata sztywności konstrukcji lotniczych
    Stiffness and the loss of stiffness in aircraft structures
    Autorzy:
    Wiśniowski, W.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/212606.pdf
    Data publikacji:
    2011
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    sztywność konstrukcji
    utrata sztywności konstrukcji
    konstrukcje lotnicze
    stiffness in aircraft structures
    loss of stiffness in aircraft structure
    Opis:
    Sztywność spełnia fundamentalną rolę w zapewnieniu integralności i funkcjonalności konstrukcji. W budowie statków latających istnieje konieczność doboru właściwej sztywności, która zapewniłaby odpowiednią wytrzymałość konstrukcji przy możliwie małej masie. Dlatego sztywność konstrukcji lotniczych często jest parametrem decydującym, który w przypadku błędów produkcyjnych lub zmniejszenia sztywności mogących wystąpić w eksploatacji, prowadzi do katastrof lub awarii. W pracy przytoczono te przykłady i sposoby, które zastosowano w celu zapewnienia bezpieczeństwa i integralności konstrukcji.
    Stiffness fulfills a fundamental role in ensuring the integrity and functionality of the structure. In aircraft manufacturing, there is a need for selection of the proper stiffness, which would provide adequate structural strength with the weight of structure as low as possible. Therefore, stiffness of aircraft structure is often a crucial parameter, which in the case of manufacturing errors or stiffness lowering that may occur in the operation, are leading to disasters or accidents. The paper quoted the examples and methods that were used to ensure the safety and structural integrity of design.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2011, 5 (214); 15-23
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Design and Optimisation of Fuel Tanks for BWB Configurations
    Projektowanie i optymalizacja zespołu zbiorników paliwowych dla konfiguracji BWB
    Autorzy:
    Goraj, Z.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/139593.pdf
    Data publikacji:
    2016
    Wydawca:
    Polska Akademia Nauk. Czytelnia Czasopism PAN
    Tematy:
    blended wing body
    BWB
    aircraft design
    fuel tank
    aircraft structure
    kadłub przechodzący płynnie w skrzydło
    projekt statku powietrznego
    zbiornik paliwa
    konstrukcja statku
    Opis:
    This paper describes assumptions, goals, methods, results and conclusions related to fuel tank arrangement of a flying wing passenger airplane configuration. A short overview of various fuel tank systems in use today of different types of aircraft is treated as a starting point for designing a fuel tank system to be used on very large passenger airplanes. These systems may be used to move fuel around the aircraft to keep the centre of gravity within acceptable limits, to maintain pitch and lateral balance and stability. With increasing aircraft speed, the centre of lift moves aft, and for trimming the elevator or trimmer must be used thereby increasing aircraft drag. To avoid this, the centre of gravity can be shifted by pumping fuel from forward to aft tanks. The lesson learnt from this is applied to minimise trim drag by moving the fuel along the airplane. Such a task can be done within coming days if we know the minimum drag versus CG position and weight value. The main part of the paper is devoted to wing bending moment distribution. A number of arrangements of fuel in airplane tanks are investigated and a scenario of refuelling – minimising the root bending moments – is presented. These results were obtained under the assumption that aircraft is in long range flight (14 hours), CL is constant and equal to 0.279, Specific Fuel Consumption is also constant and that overall fuel consumption is equal to 20 tons per 1 hour. It was found that the average stress level in wing structure is lower if refuelling starts from fuel tanks located closer to longitudinal plane of symmetry. It can influence the rate of fatigue.
    W pracy przedstawiono założenia, cele, metody, wyniki i wnioski dotyczące układu zbiorników paliwowych dla projektu samolotu pasażerskiego w konfiguracji BWB, t.j. kadłuba przechodzącego płynnie w skrzydło. Zamieszczono krótki przegląd współczesnych układów zbiorników paliwowych, które mogą stanowić punkt wyjściowy do projektu systemu paliwowego dla dużych samolotów pasażerskich. Takie systemy powinny umożliwiać przepompowywanie paliwa w celu zachowania położenia środka masy samolotu w akceptowalnych granicach, ze względu na warunki równowagi oraz stateczności samolotu. Wraz ze wzrostem prędkości środek parcia przesuwa się do tyłu samolotu i dla zachowania równowagi podłużnej zmianie ulega wychylenie sterów wysokości, trymera lub tzw. elewonów. Aby uniknąć nadmiernego wzrostu oporów wyważenia paliwo powinno być przepompowywane ze zbiorników położonych z przodu do zbiorników położonych w tylnej części samolotu. W tym celu obliczono zmianę oporu minimalnego w funkcji położenia środka masy i ciężaru samolotu. Główna część pracy jest poświęcona analizie rozkładu momentów gnących skrzydła w funkcji wypełnienia zbiorników paliwowych. Zbadano kilkanaście różnych wariantów wypompowywania paliwa ze zbiorników umieszczonych w skrzydle i zminimalizowano wartości momentów gnących u nasady skrzydła. Optymalizacje przeprowadzono przy założeniu, że samolot wykonuje długotrwały lot (14 godzin), ze współczynnikiem siły nośnej CL = 0:279 i przy stałym jednostkowym zużyciu paliwa (SFC = 20 ton na 1 godz = const). Stwierdzono, że średni poziom naprężeń w strukturze dźwigara głównego skrzydła jest najmniejszy jeżeli wypompowywanie paliwa rozpocznie się od zbiorników zlokalizowanych jak najbliżej pionowej płaszczyzny symetrii samolotu, czyli u nasady skrzydeł. Minimalizacja naprężeń może mieć istotny wpływ na zmniejszenie zmęczenia dźwigarów.
    Źródło:
    Archive of Mechanical Engineering; 2016, LXIII, 4; 605-617
    0004-0738
    Pojawia się w:
    Archive of Mechanical Engineering
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Zarys metody określania trwałości resztkowej elementów konstrukcji statku powietrznego, uszkodzonych w wyniku trafienia pociskami penetrującymi
    Outline of estimation method of reminder durability of aircraft structure elements damaged by penetrator projectile hit
    Autorzy:
    Jasztal, M.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/210458.pdf
    Data publikacji:
    2006
    Wydawca:
    Wojskowa Akademia Techniczna im. Jarosława Dąbrowskiego
    Tematy:
    elementy konstrukcji statku powietrznego
    wytrzymałość doraźna
    wytrzymałość zmęczeniowa
    trwałość resztkowa
    aircraft structure elements
    immediate strength
    fatigue strength
    remainder durability
    Opis:
    Prezentowana praca dotyczy problemu oceny trwałości resztkowej elementów konstrukcji statku powietrznego, uszkodzonych pociskami penetrującymi przeciwnika. Dokonano analizy fizyki niszczenia wybranych elementów konstrukcyjnych pod wpływem pocisków penetrujących. NAstępnie został stworzony deterministyczny opis zmiany wytrzymałości doraźnej oraz zmeczęniowej elementów konstrukcyjnych, powstałej po trafieniu pociskami penetrującymi. W analizie wytrzymałości zmęczeniowej został wykorzystany opis prędkości pękania zmęczeniowego dla materiałów liniowo sprężystych oparty na zależności Parisa, natomiast prędkość pękania zmęczeniowego w materiałach nieliniowo sprężystych opisana została za pomocą całki J. Efektem końcowym pracy było opracowanie metody szacowania trwałości resztkowej uszkodzonych elementów konstrukcji statku powietrznego. Prezentowane opracowanie zawiera również weryfikację opracowanej metody oceny trwałości resztkowej na podstawie danych rozwoju pęknięć zmęczeniowych w elementach płatowca, uzyskanych w procesie eksploatacji statków powietrznych.
    Presented study concerns estimation of remainder durability aircraft's structure elements impaired by a penetrator projectile. The first stage of the study was an analysis of damage physics of the chosen structure's elements under projectile hit. Next, the author gives deterministic description of immediate strength and fatigue strength of construction after the hit. Analysis of fatigue strength was based on description of velocity fatigue cracking. For linear elastic materials, Paris equation was used, and for nonlinear elastic materials "integral J" equation. On the basic of the presented mathematical description, the author achieved final effect of this work that is the estimation method of remainder durability of aircraft's structure elements impaired by a projectile. The presented study includes verification of this method on the basis of the data of crack growth in aircraft's structure elements obtained during aircraft expoitation.
    Źródło:
    Biuletyn Wojskowej Akademii Technicznej; 2006, 55, 3; 279-295
    1234-5865
    Pojawia się w:
    Biuletyn Wojskowej Akademii Technicznej
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Zastosowanie technologii FSW w strukturach aluminiowych
    The application of FSW technology in aluminum structures
    Autorzy:
    Lacki, P.
    Derlatka, A.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/212045.pdf
    Data publikacji:
    2013
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Obróbki Plastycznej
    Tematy:
    zgrzewanie tarciowe z mieszaniem
    struktury lotnicze
    obliczenia numeryczne MES
    aluminium
    mikrostruktura
    friction stir welding
    aircraft structure
    FEM numerical calculations
    aluminum
    microstructure
    Opis:
    W pracy omówiono zastosowanie technologii zgrzewania tarciowego z mieszaniem do budowy aluminiowych struktur lotniczych. Przedstawiono sposób badania złączy FSW w celu określenia wytrzymałości na rozciąganie. Dokonano oceny mikrostruktury złącza. W celu określenia obciążeń działających na złącze FSW przeprowadzono obliczenia numeryczne. W pracy podano wyniki analizy numerycznej fragmentu struktury aluminiowej stosowanej w konstrukcjach lotniczych. Analizę numeryczną przeprowadzono dla dwóch kategorii struktur, różniących się geometrią. Pierwsza analizowana struktura zbudowana jest z arkusza blachy, ramek, podłużnic i podpórek. Druga analizowana struktura składa się z blachy, podłużnic i podpórek. W każdej kategorii analizowanych struktur rozważano model powierzchniowy i objętościowy. Oceniano przemieszczenia oraz naprężenia w warunkach obciążenia ciśnieniem działającym prostopadle do powierzchni blachy.
    The paper discusses the application of friction stir welding technology for the construction of aluminum aircraft structures. The method of testing FSW welds to determine their tensile strength is presented. An assessment of the weld microstructure was conducted. To determine the loads acting on the FSW weld, numerical calculations were carried out. This paper presents the results of numerical analysis of a part of the aluminum structure used in aircraft construction. Numerical analysis was carried out for two categories of structures with different geometry. The first analyzed structure is made of sheet metal, frames, stringers and supports. The second analyzed structure consists of sheet metal, stringers and supports. Within each of the analyzed structures, surface and volume models were considered. Displacement and stress were evaluated in conditions of pressure load acting perpendicularly to the sheet surface.
    Źródło:
    Obróbka Plastyczna Metali; 2013, 24, 3; 205-218
    0867-2628
    Pojawia się w:
    Obróbka Plastyczna Metali
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Detection of the Fatigue Cracks Initiated Near the Rivet Holes by Eddy Current Inspection Techniques
    Wykrywanie peknieć zmęczonych zainicjowanych w otworach nitów za pomocą technik wiroprądowych
    Autorzy:
    Uchanin, Valentin
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/36414040.pdf
    Data publikacji:
    2020
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    prąd wirowy
    EC
    sonda EC
    nit
    wielowarstwowa konstrukcja samolotu
    pęknięcie zmęczeniowe
    częstotliwość operacyjna
    eddy current
    EC probe
    rivet
    multilayer aircraft structure
    fatigue crack
    operational frequency
    Opis:
    Eddy current (EC) method is considered as most applicable for in-service detection of fatigue subsurface cracks initiated in aircraft multilayer structures near the rivet holes. At the same time, the successful solution of this problem is obstructed by additional noise created by defect-free rivets. All EC inspection techniques for the detection of subsurface cracks around the rivets can be classified into three main groups: 1) static mode – carried out by placing the EC probe concentrically on the rivet head; 2) rotational mode – when the EC probe is rotated around the rivet axle and 2) sliding mode – performed by the movement of EC probe along the rivet line or near it. All these approaches have some advantages and limitations. In this study, known EC techniques for the detection of cracks in multilayer aircraft structures are analyzed. New advanced EC techniques for the detection of fatigue cracks in internal layers of the riveted structures based on different types (ring, sliding, and rotational) probes are presented. The static EC method with developed low-height ring-type probe creates the possibility to detect cracks in the difficult of access areas. The possibility to estimate the length of detected cracks by a ring-type probe is shown. The proposed rotational remote field EC probe can detect as small as 1.0 mm long cracks under the button-head rivet and 2 mm thick upper skin with a high signal-to-noise ratio. Therefore, in many aircraft structures, fatigue cracks will be detected before a critical threshold achieved. New EC sliding techniques based on remote field and double differential probes were proposed for the rapid detection of cracks in internal layers of riveted aircraft structures. Remote-field EC probe for reliable detection of fatigue cracks in third and fourth layers of five-layer units was proposed. Another sliding technique based on a double differential EC probe gives the possibility to detect transverse cracks in the second layer without the rivet row area access. The main advantage of developed techniques is high inspection reliability due to the possibility to discriminate the signals created by cracks and defect-free rivets. Presented inspection procedures include the selective signal analysis in the complex plane diagram. Proposed EC inspection techniques were successfully implemented into the aircraft maintenance practice.
    Metodę wiroprądową (EC) uważa się za najbardziej odpowiednią do wykrywania pęknięć podpowierzchniowych zmęczeniowych zapoczątkowanych w konstrukcjach wielowarstwowych w pobliżu otworów nitów stosowanych w statkach powietrznych. Jednocześnie skuteczne rozwiązanie tego problemu jest utrudnione przez dodatkowy hałas wytwarzany przez nity pozbawione wad. Wszystkie techniki inspekcji EC do wykrywania pęknięć podpowierzchniowych wokół nitów można podzielić na trzy główne grupy: 1) tryb statyczny - przeprowadzany poprzez umieszczenie sondy EC koncentrycznie na głowicy nitu; 2) tryb rotacyjny - gdy sonda EC obraca się wokół osi nitu oraz 3) tryb ślizgowy - wykonywany przez ruch sondy EC wzdłuż linii nitu lub w jej pobliżu. Wszystkie te sposoby mają pewne zalety i ograniczenia. W tym badaniu analizowane są znane techniki EC do wykrywania pęknięć w wielowarstwowych strukturach samolotów. Przedstawiono nowe zaawansowane techniki EC do wykrywania pęknięć zmęczeniowych w wewnętrznych warstwach nitowanych konstrukcji opartych na różnych typach (pierścieniowych, przesuwnych i obrotowych) sond. Statyczna metoda EC z opracowaną sondą pierścieniową daje możliwość wykrywania pęknięć w trudno dostępnych obszarach. Pokazano możliwość oszacowania długości wykrytych pęknięć za pomocą sondy typu pierścieniowego. Proponowana sonda obrotowa EC z odległym polem może wykrywać pęknięcia o długości zaledwie 1,0 mm pod nitem z grzybkiem i górną powłokę o grubości 2 mm z wysokim stosunkiem sygnału do szumu. Dlatego w wielu konstrukcjach lotniczych pęknięcia zmęczeniowe zostaną wykryte przed osiągnięciem progu krytycznego. Zaproponowano nowe techniki przesuwania EC oparte na zdalnych sondach polowych i podwójnych sondach różnicowych do szybkiego wykrywania pęknięć w wewnętrznych warstwach nitowanych konstrukcji lotniczych. Zaproponowano sondę EC z odległym polem do niezawodnego wykrywania pęknięć zmęczeniowych w trzeciej i czwartej warstwie pięciowarstwowych konstrukcji. Inna technika przesuwna oparta na podwójnej różnicowej sondzie EC daje możliwość wykrycia pęknięć poprzecznych w drugiej warstwie bez dostępu do obszaru rzędu nitów. Główną zaletą opracowanych technik jest wysoka niezawodność inspekcji dzięki możliwości rozróżnienia sygnałów wytwarzanych przez pęknięcia i nity wolne od wad. Przedstawione procedury inspekcji obejmują selektywną analizę sygnału na złożonym schemacie płaszczyzny. Proponowane techniki inspekcji EC zostały pomyślnie wdrożone w praktyce obsługi technicznej statku powietrznego.
    Źródło:
    Transactions on Aerospace Research; 2020, 2 (259); 47-58
    0509-6669
    2545-2835
    Pojawia się w:
    Transactions on Aerospace Research
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Enhanced Eddy Current techniques for detection of surface-breaking cracks in aircraft structures
    Wzmocnione techniki prądów wirowych do wykrywania pęknięć powierzchniowych w strukturach lotniczych
    Autorzy:
    Uchanin, Valentin
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/36435333.pdf
    Data publikacji:
    2021
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    eddy current (EC)
    EC flaw detector
    single-coil EC probe
    complex plane
    aircraft structure
    fatigue crack
    self-generating scheme
    lift-off
    prądy wirowe (EC)
    wykrywacz wad EC
    jednocewkowa sonda EC
    płaszczyzna złożona
    struktura samolotu
    pęknięcie zmęczeniowe
    schemat samogenerujący
    Opis:
    Well-timed detection of the defects (e.g., fatigue cracks and corrosive damages) in aircraft structures is the question of vital importance. Periodic in-service non-destructive inspection (NDI) is necessary to prevent expensive aircraft breakdowns during in-service life. Eddy current (EC) NDI method have many advantages for in-service aircraft inspection due to high mobility and the possibility to detect fatigue cracks without direct contact with the inspected surface (even through a protective coating withou tremoval). Last decades some enhanced EC techniques were developed for aircraft in-service inspection in the Karpenko Physico-Mechanical Institute of National Academy of Sciences (Lviv) in collaboration with Ukrainian and foreign aircraft companies. Proposed earlier EC efficiency coefficient was applied for the selection of the ferrite-core EC probe parameters. Investigations concerned with the crack detectability for single-coil EC probes of different sizes were carried out to improve the inspection procedures. The sensitivity of the developed single-coil EC probe was experimentally investigated. The possibility to distinguish the signals associated with detected defect and lift-off was shown. The new inspection procedure was proposed for full suppression of the noise concerned with the rivet edge influence. The high-frequency EC flaw detector of Leotest VD 3.03 type based on self-generator mode andminiature single-coil EC probes application was developed for detection of the surface-breaking fatigue cracks. The original scheme of double-circuit self-generator with intermittent oscillations was invented and investigated. The pulse-repetition frequency of high-frequency oscillations was used as an informative parameter. The important feature of the developed self-generating scheme is the effective suppression ofthe lift-off influence (the changes of the clearance between the EC probe and the inspected object surface during the scanning). Developed EC flaw detectors of Leotest VD 3.03 type and inspection procedures were successfully implemented into the maintenance practice for detection of the fatigue cracks initiated in the wing and the fuselage structures and aviation engines in many companies such as ANTONOV AIRCRAFT, Lviv State Aircraft Repair Plant, Konotop aircraft repair plant «AVIAKON», Ukrainian International Airlines, MOTOR-SICH, State Enterprise “IVCHENKO-PROGRESS”, etc.
    Odpowiednio wczesne wykrywanie defektów (np. pęknięć zmęczeniowych i uszkodzeń korozyjnych) w strukturach lotniczych jest zagadnieniem o kluczowym znaczeniu. Okresowa eksploatacyjna kontrola nieniszcząca (NDI) jest konieczna, aby zapobiec kosztownym awariom samolotu w trakcie jego eksploatacji. Metoda wiroprądowa (EC) NDI ma wiele zalet dla kontroli samolotów w trakcie eksploatacji ze względu na wysoką mobilność i możliwość wykrywania pęknięć zmęczeniowych bez bezpośredniego kontaktu z badaną powierzchnią (nawet przez powłokę ochronną bez jej usuwania). W ostatnich dziesięcioleciach w Instytucie Fizyko-Mechanicznym Narodowej Akademii Nauk im. Karpenki (Lwów), we współpracy z ukraińskimi i zagranicznymi firmami lotniczymi, opracowano udoskonalone techniki EC do kontroli eksploatacyjnej samolotów. Zaproponowany wcześniej współczynnik efektywności EC został zastosowany do doboru parametrów ferrytowo-rdzeniowej sondy EC. Przeprowadzono badania dotyczące wykrywalności pęknięć dla jednocewkowych sond EC o różnych rozmiarach w celu poprawy procedur kontroli. Doświadczalnie zbadano czułość opracowanej sondy jednowstęgowej EC. Wykazano możliwość rozróżnienia sygnałów związanych z wykrytym defektem i lift-off. Zaproponowano nową procedurę inspekcyjną umożliwiającą pełne wyeliminowanie szumów związanych z oddziaływaniem krawędzi nitów. Opracowano wysokoczęstotliwościowy detektor wad EC typu Leotest VD 3.03 oparty na trybie samogeneratora i zastosowaniu miniaturowych jednocewkowych sond EC do wykrywania pęknięć zmęczeniowych pękających powierzchniowo. Wynaleziono i zbadano oryginalny schemat dwuobwodowego samogeneratora z przerywanymi oscylacjami. Jako parametr informacyjny wykorzystano częstotliwość powtarzania impulsów oscylacji o wysokiej częstotliwości. Istotną cechą opracowanego schematu samogenerującego jest skuteczne tłumienie wpływu zjawiska lift-off (zmiany prześwitu pomiędzy sondą EC a powierzchnią badanego obiektu podczas skanowania). Opracowane wykrywacze wad EC typu Leotest VD 3.03 oraz procedury kontrolne zostały z powodzeniem wdrożone do praktyki obsługowej w celu wykrywania pęknięć zmęczeniowych inicjowanych w strukturach skrzydeł i kadłuba oraz silnikach lotniczych w wielu firmach, takich jak ANTONOV AIRCRAFT, Lwowskie Państwowe Zakłady Remontu Samolotów, Konotopskie Zakłady Remontu Samolotów "AVIAKON", Ukraińskie Międzynarodowe Linie Lotnicze, MOTOR-SICH, Przedsiębiorstwo Państwowe "IVCHENKO-PROGRESS", itp.
    Źródło:
    Transactions on Aerospace Research; 2021, 1 (262); 1-14
    0509-6669
    2545-2835
    Pojawia się w:
    Transactions on Aerospace Research
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Study on Possible Replacement of the Aluminum Spar with a Composite Structure Illustrated with the Case of Agricultural Aircraft
    Autorzy:
    Fałek, M.
    Szymczyk, E.
    Jachimowicz, J.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/98018.pdf
    Data publikacji:
    2017
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    composite structure
    agricultural aircraft
    airplane wing
    Opis:
    Composite materials are increasingly being used in aviation. Specific stiffness and strength of composite materials (especially CFRP laminate, sandwich structure) are higher compared to metal alloys. They are beneficial features of materials used in aviation. Mass reduction of aircraft structures (e.g. due to the use of composite materials) contributes to an aircraft’s better performance in terms of its range, top speed and ceiling and consequently causes an increase in airplanes capacity. Moreover, the use of high-strength and lightweight materials in aviation contributes to longer life time and lower exploitation costs. The aim of the paper was the study the possibilities of replacing the aluminum spar of an airplane wing with a composite structure. In order to compare the mass and strength of the aluminum with the composite spar, the global shell and local solid models were created and finite elements analysis was performed. The analysis was carried out for the front spar of the wing of the agricultural aircraft PZL-106.
    Źródło:
    Fatigue of Aircraft Structures; 2017, 9; 85-99
    2081-7738
    2300-7591
    Pojawia się w:
    Fatigue of Aircraft Structures
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Aircraft wing structural design application in MATLAB App Designer
    Autorzy:
    Bilal, Ahmed
    Siddiqui, Faisal
    Abbas, Messam
    Mansoor, Mohtashim
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/29520093.pdf
    Data publikacji:
    2021
    Wydawca:
    Akademia Górniczo-Hutnicza im. Stanisława Staszica w Krakowie. Wydawnictwo AGH
    Tematy:
    automated aircraft wing design
    aircraft preliminary design phase
    wing structure
    analytical method
    bending
    torsional stiffness
    MATLAB App Designer
    Opis:
    This study focuses on developing an automated application in the MATLAB® App Designer module, based on basic structural members and different theories for various loading cases, providing ballpark values of bending and torsional stiffness and sizing of the load-carrying structural member at a span wise location. All the code developed on MathWorks (2018) is automated using the App Designer module. In this approach, governing equations of structural members under different types of loading are solved in MATLAB IDE with the assumption that in the preliminary phase MATLAB App Designer provides an easy drag and drop type application developer that can be easily subsumed in any mathematical automation process.
    Źródło:
    Computer Methods in Materials Science; 2021, 21, 4; 193-202
    2720-4081
    2720-3948
    Pojawia się w:
    Computer Methods in Materials Science
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
      Wyświetlanie 1-15 z 15

      Ta witryna wykorzystuje pliki cookies do przechowywania informacji na Twoim komputerze. Pliki cookies stosujemy w celu świadczenia usług na najwyższym poziomie, w tym w sposób dostosowany do indywidualnych potrzeb. Korzystanie z witryny bez zmiany ustawień dotyczących cookies oznacza, że będą one zamieszczane w Twoim komputerze. W każdym momencie możesz dokonać zmiany ustawień dotyczących cookies