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 "airplane design" wg kryterium: Temat

  Lista filtrów
Wyrównaj
    Wyświetlanie 1-9 z 9
    Tytuł:
    European airports usefulness analysis to develop European Personal Air Transportation System (EPATS)
    Autorzy:
    Klepacki, Z.
    Majka, A.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/393948.pdf
    Data publikacji:
    2008
    Wydawca:
    Polskie Stowarzyszenie Telematyki Transportu
    Tematy:
    transport
    projektowanie samolotów
    optymalizacja
    airplane design
    optimization
    Opis:
    The paper presents results of survey of European airports and civilian landing fields. The most important features, such as location, airport category technical characteristics of the runway, and equipment were collected in a database form. Moreover, a broad demographic analysis has been performed, the objectives of which included the determination of the number of population living in the immediate vicinity of airports of various categories. Catchment areas for airports of various categories have also been specified. Based on the analysis of the results, the suitability of airports for use within air transport system operated with light transport aircraft has been evaluated.
    Źródło:
    Archives of Transport System Telematics; 2008, 1, 1; 25-29
    1899-8208
    Pojawia się w:
    Archives of Transport System Telematics
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Comparative analysis of light transport aircraft usefulness from the point of view of direct operating cost and fuel consumption
    Autorzy:
    Klepacki, Z.
    Majka, A.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/393950.pdf
    Data publikacji:
    2008
    Wydawca:
    Polskie Stowarzyszenie Telematyki Transportu
    Tematy:
    transport
    projektowanie samolotów
    optymalizacja
    airplane design
    optimization
    Opis:
    The need to increase speed, range and operational load in air transport is currently more topical than ever and is related to the efficiency of fuel use. Minimisation of costs and fuel consumption is connected with the necessity to analyse the influence of profile and procedures of flights depending on the type of aircraft functioning in the transport system. The main objective of the paper was to develop a method of determining costs and fuel consumption depending on the aircraft type and the profile of transport tasks fulfilled, and then to carry out comparative calculations for various types of aircraft designed for local transport. Based on the comparative analysis of results, conclusions have been formulated concerning the optimum ranges of using aircraft with various types of propulsion and optimum flight profiles.
    Źródło:
    Archives of Transport System Telematics; 2008, 1, 1; 19-24
    1899-8208
    Pojawia się w:
    Archives of Transport System Telematics
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Rational moulding of constructional figure and the usable properties of the airplane
    Racjonalne formowanie postaci konstrukcyjnej i cech użytkowych samolotu
    Autorzy:
    Klepacki, Z.
    Majka, A.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/242868.pdf
    Data publikacji:
    2007
    Wydawca:
    Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych
    Tematy:
    transport
    projektowanie samolotów
    modelowanie
    optymalizacja
    airplane design
    modelling
    optimization
    Opis:
    The choice ofparameters of designed airplane should take place according to rational rules, allows to evaluate of project-variants. In spite of the evidence of this ascertainment, both the theory and the designing practice concentrates on the methods of seeking of solutions, and the problem of valuing is maximized simplified, and sometimes outright vulgarized. During that time, it is criteria and limitations determine the form of unknotting, and in the effect about the commercial success of all undertaking. The schema of the general designing of the airplane permits to restore approximate conditions for the real work of the airplane. Obtained results substantially are relative to "depths" of the modelling of the airplane characteristic (accuracy of partial models), the end result is a compromise. Authors worked out the software for different types of airplanes obtaining probable results of calculations. The main elements of the definition of the projects task, the full and reduced morphological board, the partial model, the mathematical model of the airplane are illustrated in the paper.
    Wybór parametrów projektowanego samolotu powinien odbywać się według racjonalnych zasad, pozwalających wartościować warianty projektowe. Mimo oczywistości tego stwierdzenia, teoria i praktyka projektowania koncentruje się na technikach szukania rozwiązań, zaś problem wartościowania jest maksymalnie upraszczany, a czasem wręcz trywializowany. Tymczasem, to kryteria i ograniczenia stanowią o postaci rozwiązania, a w efekcie o sukcesie handlowym całego przedsięwzięcia. Schemat ogólnego projektowania samolotu pozwala odtworzyć warunki zbliżone do rzeczywistego funkcjonowania samolotu, Uzyskane wyniki w dużym stopniu zależą od "głębokości" modelowania właściwości samolotu (precyzji modeli cząstkowych), rezultat końcowy jest wynikiem kompromisu. Autorzy opracowali oprogramowanie dla różnych typów samolotów uzyskując prawdopodobne wyniki obliczeń. Główne elementy definicji zadania projektowego, pełna i zredukowana tablica morfologiczna, model cząstkowy oraz model matematyczny samolotu są zilustrowane w artykule.
    Źródło:
    Journal of KONES; 2007, 14, 3; 272-278
    1231-4005
    2354-0133
    Pojawia się w:
    Journal of KONES
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Optimal cruise performance of light transport aircraft from fuel efficiency point of view
    Optymalne osiągi przelotowe lekkiego samolotu transportowego z punktu widzenia zużycia paliwa
    Autorzy:
    Klepacki, Z.
    Majka, A.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/244209.pdf
    Data publikacji:
    2008
    Wydawca:
    Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych
    Tematy:
    transport
    projektowanie samolotów
    modelowanie
    optymalizacja
    airplane design
    modelling
    optimization
    Opis:
    The need for the increase of speed, range and the useful load of general air transport is presently more actual than ever. In direct conjunction with these factors is the aircraft fuel efficiency. Determination of the fuel quantities used up in aircraft motions both in the air and on the ground has very essential meaning in the analysis of economics of the air transport. Reducing the amount of fuel consumed involves knowing the effect of alternate profiles and procedures on fuel consumption or fuel flow for the various aircraft types operating in the system. The aviation community is striving to provide more fuel efficient operations in the system. Critical to many of the efforts is the ability to estimate fuel consumption. A methodology of SFC (specific fuel consumption) valuation relating to aircraft performance and actual flight profile is the main goal of the work. Aircraft fuel consumption model consist of two submodels. The first is the aircraft computational model, with several submodels: geometrical, aerodynamic, mass, power unit. The second is utilization model, namely transport operation model. The calculations were done for few different categories airplanes. Final results and recommendations based on the analysis of fuel consumption and transportation energy effectiveness are presented in conclusions.
    Potrzeba zwiększania szybkości, zasięgu i ładunku użytecznego transportu lotniczego jest obecnie bardziej aktualna niż kiedykolwiek. Wiąże się z tym sprawność wykorzystania paliwa. Określenie ilości paliwa zużywanego przez samolot poruszający się zarówno w powietrzu jak i na ziemi ma bardzo istotne znaczenie w analizie ekonomiki transportu. Minimalizacja ilości zużytego paliwa wymaga przeprowadzenia analizy wpływu profilu i procedur wykonywania lotów na wymaganą ilość paliwa w zależności od typu samolotu funkcjonującego w systemie transportowym. Firmy lotnicze dążą do wykonywania zadań z maksymalną efektywnością z punktu widzenia zużycia paliwa. Dla wielu z nich najważniejszym zadaniem jest, więc możliwość wiarygodnego oszacowania zużycia paliwa. Głównym celem pracy było opracowanie metody wyznaczania zużycia paliwa w zależności od rodzaju samolotu i profilu lotu. Aby zrealizować ten cel opracowany został odpowiedni model matematyczny składający się z dwóch pod-modeli. Pierwszy z nich to kompleksowy model obliczeniowy samolotu, drugi zaś, model użytkowania. Z wykorzystaniem tych dwóch modeli wyznaczone zostały wskaźniki oceny efektywności samolotów różnych kategorii wykonujących typowe zadania transportowe. Na podstawie analizy porównawczej wyników, sformułowane zostały wnioski dotyczące optymalnych zakresów użytkowania samolotów z różnymi rodzajami napędu oraz optymalnych profilów przelotowych.
    Źródło:
    Journal of KONES; 2008, 15, 2; 173-182
    1231-4005
    2354-0133
    Pojawia się w:
    Journal of KONES
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    The influence of multi - role aircraft mission type on the low bypass engine performance parameters
    Autorzy:
    Wygonik, P.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/242065.pdf
    Data publikacji:
    2013
    Wydawca:
    Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych
    Tematy:
    gas turbine engine design
    airplane-engine integration
    aircraft mission optimization
    Opis:
    The aim of the article is to find the relationship and dependencies between the mission parameters of the multi-role aircraft (altitude, flight velocity, thrust load) and the parameters that define the flow of the turbofan engine. The conclusions of these studies are relevant at the stage of preliminary engine design. There was built the model of thermal cycle of low bypass. The model of an airplane was simplified to its aerodynamic characteristics. The mission was divided into air tasks (stages) such as a take-off, a climb at a certain velocity, sub and supersonic flight and maneuvers (i.e. turn). Dimensionless energy criteria binding both the engine and aircraft parameters were introduced. There were conducted the simulation studies of the model airplane-engine mission to show the part of the mission that "dimensions " the engine. The results were limited to the presentation of the impact of circuit parameters such as T3, π, μ on the defined criteria. The calculations were carried out for a number of selected missions defined in the literature as Loll, HiLoHi and HiHiHi. The comparison of the energy requirements of these missions was done. There were pointed out these criteria of the mission evaluation that may affect making decisions at early design stages. There were designated the areas of design variability in an engine meeting the criteria for energy mission. The advantage of this model is universal character of dimensionless criteria, whereas the disadvantage is the need to build complex models of the engine and the assumption at the outset aerodynamic characteristics of the aircraft. The originality of the presented solution is to show an alternative, unconventional approach to the design process (not as so far) the engine itself but the entire aviation system.
    Źródło:
    Journal of KONES; 2013, 20, 3; 435-442
    1231-4005
    2354-0133
    Pojawia się w:
    Journal of KONES
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Influence of the gas turbine engine design parameters on the energy consumption of the multirole aircraft missions
    Autorzy:
    Wygonik, P.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/246706.pdf
    Data publikacji:
    2012
    Wydawca:
    Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych
    Tematy:
    gas turbine engine design
    simulation
    airplane-engine integration
    aircraft mission optimization
    Opis:
    In the article the analysis of the influence of design parameters of the engine on the performed by the multirole aircraft mission was performed. The problem is complex as a result of performing a series of manoeuvres in various conditions of flight. A special feature of multi-role aircraft mission is a sudden (even pulse) weight change and exactly its reduction as a result of the discharge of cargo bomb, rocket or due to the consumption of ammunition during air combat manoeuvring. Reducing the airplane mass by the weight of the fuel consumed (continuously) and the used weapons radically differ the demands on the energy required to overcome gravity and drag forces. The article shows how the reduction of the aircraft mass influences on the change of the thrust load factor. It was built the mathematical model of the system engine-aircraft-air job (taking into account the flight conditions, elements of the mission - subsonic and supersonic flight, flight time, the heat-and-gasdynamic and mass model of the engine). The model enables for the simulation research of the complex flight missions and their evaluation on the basis of the constructed criteria. The model includes a parametric description of physical processes in the turbofan engine, thus provides a direct assessment of the impact of selection of engine parameters on the effectiveness of the mission. The results of calculations according to classical criteria (e.g. kilometre fuel consumption, specific fuel consumption) were presented. The paper presents new criteria, which enable to analyze the energy consumption of the complex mission of the aircraft (e.g. energy consumption: the unit range, the degree of utilization of energy resources and the carried out the mission engine). Criteria were built in by combining the parameters necessary for the flight with disposable ones. On the basis of these parameters there was done an assessment of the "quantitative" adjustment of a power unit to various missions such as subsonic, supersonic and mixed (for different their proportion), for different levels and the plane range. The results were presented in a pictorial way on numerous charts.
    Źródło:
    Journal of KONES; 2012, 19, 2; 569-576
    1231-4005
    2354-0133
    Pojawia się w:
    Journal of KONES
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Analysis of turbofan engine design modification to add inter-turbine combustor
    Autorzy:
    Jakubowski, R.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/244764.pdf
    Data publikacji:
    2015
    Wydawca:
    Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych
    Tematy:
    jet engine
    turbofan engine
    turbofan engine design
    airplane engine development
    inter turbine combustor turbofan
    Opis:
    An inter turbine combustion is one of modern direction of turbofan engine cycle modification. It is possible to reduce gas temperature in high-pressure turbine inlet section and reduce NOX emission by an additional combustor placed between high and low pressure turbines. The analysis of engine cycle modification and its performance are a scope of many scientific investigations, but it is not any work about engine dimension change due to cycle modification. By these way problems of two combustor engine components and dimensions, change with comparison to conventional turbofan engine is a goal of this work. The structure of a turbofan engine with inter turbine combustor is shown and results of evaluation temperature and pressure in specified engine cut sections are presented and discussed. Then the gas density is calculated and by mass continuity equation application, the specified cross section areas are determined. The results of two-combustor turbofan engine are compared with conventional high bypass turbofan engine. The comparison of engines parameters allow to predict how engine components should be modified in two-combustor turbofan when the base of modification is classic turbofan engine. The analyse contain determination of compressor and turbine stage numbers, prediction of areas of cross section and diameters in specified engine sections and overall engine axial dimensions. The results are used to formulate conclusion about the turbofan engine structure modification by additional combustor implementation between turbines.
    Źródło:
    Journal of KONES; 2015, 22, 3; 75-82
    1231-4005
    2354-0133
    Pojawia się w:
    Journal of KONES
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Zużycie zasobów w cyklu życia konstrukcji: samolot, samochód
    Resources consumption within life cycle for an airplane and a car
    Autorzy:
    Pokorski, M.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/213242.pdf
    Data publikacji:
    2010
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    transport i ochrona środowiska
    konstrukcje lotnicze
    samochód
    samolot
    zużycie zasobów konstrukcji
    transport and environment protection
    aircraft design
    airplane
    car
    Opis:
    W pracy przedstawiono analizę zużycia zasobów w cyklu życia konstrukcji, dla samolotu i samochodu, takich jak: energia, materiały, woda. Analiza uwzględnia głównie fazy produkcji i eksploatacji. A także emisję powstających zanieczyszczeń: odpady wyrzucane, ścieki, dwutlenek węgla (CO2) i lotne pochodne węglowodorów (VOC). Wyniki prezentowane są w formie porównania samolotu do samochodu w przeliczeniu na pasażero-kilometr.
    The elaboration presents analysis of resources consumption within life cycle for an airplane and a car, such as: energy, materials and water. The analysis takes under account production and operating phases, mainly. Also pollution emission of wastes to landfill, water discharge, Carbon Dioxide (CO2) and Volatile Organic Compounds (VOC). Results are presented as comparison airplane to car recalculated per passenger-kilometer.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2010, 4 (206); 124-135
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    The KhAI-90 Light Civil Turboprop Airplane Pilot Project
    Projekt pilotażowy lekkiego cywilnego samolotu turbopropowego KhAI-90
    Autorzy:
    Grebenikov, Oleksandr
    Loginov, Vasyl
    Humennyi, Andrii
    Buival, Liliia
    Chumak, Anton
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/36447778.pdf
    Data publikacji:
    2021
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    pilot project
    aircraft design
    light civil airplane
    method
    take-off weight
    three-dimensional parametric modelling
    projekt pilotażowy
    projektowanie samolotów
    lekki samolot cywilny
    metoda
    masa startowa
    trójwymiarowe modelowanie parametryczne
    Opis:
    The pilot project of new light civil turboprop aircraft, called the KhAI-90, featuring a cruising speed of 350km/h, payload of 600 kg at 500 km range, and equipped with two turboprop Rolls-Royce 250-B17F engines each with power of 420 hp (alternatively, two AI-450C engines each with power of 450 hp may be installed) is presented herein. Based on the developed technical task, the concept for creating the KhAI-90 new competitive light civil aircraft, and the analysis of prototypes’ aircraft parameters and characteristics, the main tactical and technical requirements are assigned. The take-off weight of the new aircraft is determined in three approximations at the preliminary design stage of light civil turboprop aircraft, using the iterative software “CLA-TOW”, studying the influence of the wing geometric parameters and lift devices on aerodynamic performance, the power-to-weight ratio and the airplane weight parameters. The following parameters are calculated for the design: minimum takeoff weight WTO min = 3,600 kg, optimal wing loading p0 opt = 130 daN/m2, optimal aspect ratio 9.6, taper ratio 2.25, sweep angle at leading edge 3 degrees, airfoil relative thickness 10.6%. A general view and three-dimensional parametric models of the master-geometry and passenger cabin space distribution are constructed for the KhAI-90 by means of the SIEMENS NX computer integrated system. More broadly, this pilot project has also demonstrated the viability of the method we developed and previously reported for determining light civil turboprop airplane parameters.
    Przedstawiono projekt pilotażowy nowego lekkiego cywilnego samolotu turbośmigłowego o nazwie KhAI-90, charakteryzującego się prędkością przelotową 350 km/h i ładownością 600 przy zasięgu 500 km, wyposażonego w dwa silniki turbośmigłowe Rolls-Royce 250-B17F, każdy o mocy 420 KM (alternatywnie w dwa silniki AI-450C, każdy o mocy 450 KM). Na podstawie ustalonego zadania technicznego, koncepcji stworzenia nowego wyczynowego lekkiego samolotu cywilnego KhAI-90 oraz analizy parametrów i charakterystyk prototypów samolotu określono główne wymagania taktyczno-techniczne. Masa startowa nowego samolotu określono w trzech przybliżeniach na etapie wstępnego projektowania lekkiego samolotu przy użyciu iteracyjnego oprogramowania „CLA-TOW” (analizując wpływ parametrów geometrycznych skrzydła i urządzeń nośnych na osiągi aerodynamiczne, stosunek mocy do masy i parametry masy samolotu). Obliczono następujące parametry projektu: minimalna masa startowa WTO min = 3600 kg, optymalne obciążenie skrzydła p0 opt = 130 daN/m2, optymalny współczynnik kształtu 9,6, współczynnik zbieżności 2,25, kąt natarcia na krawędzi natarcia 3 stopnie, grubość względna profilu 10,6%. Przedstawiono ogólny widok oraz trójwymiarowe modele parametryczne geometrii głównej i rozkładu przestrzeni kabiny pasażerskiej wygenerowane dla KhAI-90 za pomocą zintegrowanego systemu komputerowego SIEMENS NX. Niniejszy projekt pilotażowy wykazał również przydatność wcześniej opracowanej przez autorów metody określania parametrów lekkich cywilnych samolotów turbośmigłowych.
    Źródło:
    Transactions on Aerospace Research; 2021, 4 (265); 21-40
    0509-6669
    2545-2835
    Pojawia się w:
    Transactions on Aerospace Research
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
      Wyświetlanie 1-9 z 9

      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