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 "helicopter rotor" wg kryterium: Temat

  Lista filtrów
Wyrównaj
    Wyświetlanie 1-50 z 50
    Tytuł:
    Numerical simulation of model helicopter rotor in hover
    Autorzy:
    Doerffer, P.
    Szulc, O.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/1943245.pdf
    Data publikacji:
    2008
    Wydawca:
    Politechnika Gdańska
    Tematy:
    transonic
    hover
    helicopter rotor
    Opis:
    The article presents details of a URANS simulation of the flow field near a hovering model of the Caradonna and Tung (1981) helicopter rotor [1]. The CFD code SPARC [2] proves to be capable of capturing the aerodynamics of a two-bladed rotor in high-speed transonic hover conditions. A comparison of the simulation results with the experimental data is acceptable, hence the described methodology might be used with confidence in future numerical studies of application of noise-reducing devices on helicopter blades.
    Źródło:
    TASK Quarterly. Scientific Bulletin of Academic Computer Centre in Gdansk; 2008, 12, 3-4; 227-236
    1428-6394
    Pojawia się w:
    TASK Quarterly. Scientific Bulletin of Academic Computer Centre in Gdansk
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Time-accurate simulation of flow past PZL W-3A "Sokół" (Falcon) helicopter main rotor in forward flight
    Autorzy:
    Szulc, O.
    Doerffer, P.
    Żółtak, J.
    Małecki, J.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/1933943.pdf
    Data publikacji:
    2013
    Wydawca:
    Politechnika Gdańska
    Tematy:
    helicopter rotor
    forward flight
    chimera overlapping grid
    Opis:
    The paper presents the results of numerical simulations based on the URANS approach and the chimera overlapping grids technique of the main PZL W-3A "Sokół" (Falcon) helicopter rotor in forward flight conditions. The low-speed flight case models the helicopter rotor as parallel to the ground keeping forward speed of approximately 99km/h. Strong Blade-Vortex Interaction (BVI) is responsible for a high level of vibration and noise. The high-speed (266km/h) case reveals two main problems of modern helicopters: compressibility effects due to strong shock-wave boundary layer interaction on the advancing side and separation leading to a dynamic stall on the retreating side of the rotor. An attempt is made to correlate the results of the simulations with the very limited flight test data.
    Źródło:
    TASK Quarterly. Scientific Bulletin of Academic Computer Centre in Gdansk; 2013, 17, 1-2; 43-61
    1428-6394
    Pojawia się w:
    TASK Quarterly. Scientific Bulletin of Academic Computer Centre in Gdansk
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Numerical analysis of high-speed impulsive (HSI) noise of PZL W3-A "Sokół" (Falcon) helicopter main rotor in forward flight
    Autorzy:
    Szulc, O.
    Doerffer, P.
    Tejero, F.
    Żółtak, J.
    Małecki, J.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/1938632.pdf
    Data publikacji:
    2015
    Wydawca:
    Politechnika Gdańska
    Tematy:
    aerodynamics
    CFD
    forward flight
    helicopter rotor
    HSI noise
    shock wave
    Opis:
    The paper presents the results of a numerical simulation of the flow and acoustic field generated by the PZL W3-A “Sokół” (Falcon) helicopter main roto in high-speed forward flight conditions based on the URANS approach and the chimera overlapping grids technique. A refined CFD model (40+ million of control volumes, 600+ blocks chimera mesh) was designed to resolve the flow-field together with the low-frequency content of the acoustic pressure spectrum in the near-field of the rotor blades to allow high-speed impulsive (HSI) noise prediction. Detailed 3D data was recorded for one rotor revolution (approx. 3 TB) allowing exceptional insight into the physical mechanisms initiating the occurrence and development of the HSI noise phenomenon.
    Źródło:
    TASK Quarterly. Scientific Bulletin of Academic Computer Centre in Gdansk; 2015, 19, 2; 181-196
    1428-6394
    Pojawia się w:
    TASK Quarterly. Scientific Bulletin of Academic Computer Centre in Gdansk
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Zjawisko i rodzaje oblodzenia profili łopat oraz struktury śmigłowca
    The phenomenon and types of icing of helicopter rotor blade profile and structures
    Autorzy:
    Wróbel, M.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/213947.pdf
    Data publikacji:
    2008
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    lotnictwo
    śmigłowce
    oblodzenie profili łopat śmigłowca
    aviation
    helicopters
    helicopter rotor blade profile
    Opis:
    Opracowanie zawiera opis zjawiska oblodzenia łopat i struktur śmigłowca, jak również rodzaju osadzajacego się lodu. Przedstawiono wpływ oblodzenia na charakterystyki aerodynamiczne profili lotniczych, w zależności od rodzaju lodu powstałego na powierzchniach w czasie badań laboratoryjnych, jak rownież fotografie śmigłowca po locie w warunkach oblodzenia.
    The paper includes a description of helicopter blades icing and structures phenomena, as well as layered type of ice. The effect of icing on aerodynamic characteristics of airfoil profiles, depending on the type of ice formed on surfaces during the laboratory tests, as well as photographs of the helicopter in flight during icing conditions are also presented.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2008, 3-4 (194-195); 340-346
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Modelowanie pionowych drgań łopat śmigłowca w systemie CATIA V5
    Modeling of helicopter blades flapping in CATIA V5
    Autorzy:
    Kania, M.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/395591.pdf
    Data publikacji:
    2011
    Wydawca:
    Stowarzyszenie Inżynierów i Techników Mechaników Polskich
    Tematy:
    drgania
    śmigłowiec
    wirnik nośny
    CATIA V5
    DMU Kinematics
    Knowledge Advisor
    kinetyka
    kinetics
    vibration
    helicopter
    helicopter rotor
    Opis:
    Zjawisko drgań układów mechanicznych jest istotnym problemem w projektowaniu części maszyn i mechanizmów. Szczególne ważne jest to w urządzeniach takich ja śmigłowce, w których nie można sobie pozwolić na awarię. Za pomocą modułów DMU Kinematics oraz Knownage Advisor w systemie Catia V5 został stworzony model drgań łopaty wirnika nośnego śmigłowca w układzie klasycznym. W tym modelu zostały odtworzone więzy kinematyczne występujące na rzeczywistym obiekcie oraz dodany opis równań ruchu łopaty w trzech kierunkach, to jest w płaszczyźnie ciągu, obrotów i przekręceń. Model ten pozwala na analizę zachowania się łopat przy różnych wymuszeniach, analizę maksymalnych wychyleń od położenia neutralnego oraz zbadanie zachowania się układu przy różnych wymiarach części składowych mechanizmu.
    In this publication presents virtual vibration model of helicopter main rotor blade, created in modules DMU Kinematics and Knownage Advisor in Catia V5 system. In this model create all kinematic joints based on real object. This method of modeling allow to analyzing blade vibration with parameters of motion defined by user.
    Źródło:
    Postępy Nauki i Techniki; 2011, 7; 94-101
    2080-4075
    Pojawia się w:
    Postępy Nauki i Techniki
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Rotorcraft thickness noise control
    Autorzy:
    Szulc, O.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/38627396.pdf
    Data publikacji:
    2021
    Wydawca:
    Instytut Podstawowych Problemów Techniki PAN
    Tematy:
    helicopter rotor
    aerodynamics
    aeroacoustics
    CFD
    noise reduction
    active flow
    noise control
    surface transpiration
    perforation
    Opis:
    The paper describes an innovative idea of Thickness Noise Control (TNC) based on adoption of a flow control strategy (i.e. surface ventilation) for acoustic attenuation of helicopter rotor periodic noise. The TNC method is relying on incorporation of multiple cavities (closed by perforated panels and linked to low- and high-pressure reservoirs) located in a symmetrical manner at front and rear portions of the blade tip. The efficiency of the new approach is verified using a two-bladed model rotor of Purcell (untwisted variant of the blade of Bell UH-1H Iroquois helicopter) in low-thrust hover conditions. The results of numerical simulations, obtained with CFD solver (Spalart–Allmaras turbulence and Bohning–Doerffer transpiration models), indicate that in the near-field of the blade tip, both the amplitude and spectral contents of pressure impulses of emitted thickness noise are significantly improved. The TNC method, in the proposed unsteady mode of operation, turns out to be a suitable means of thickness noise reduction in forward flight. Moreover, it is demonstrated that by proper azimuthal activation the efficiency is almost unaltered, while the rotor torque penalty and required transpiration mass-flux are decreased by a factor of 3–5 compared to a steady arrangement.
    Źródło:
    Archives of Mechanics; 2021, 73, 4; 391-417
    0373-2029
    Pojawia się w:
    Archives of Mechanics
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Passive control of shock wave applied to helicopter rotor high-speed impulsive noise reduction
    Autorzy:
    Doerffer, P.
    Szulc, O.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/1943208.pdf
    Data publikacji:
    2010
    Wydawca:
    Politechnika Gdańska
    Tematy:
    shock wave
    passive control
    perforated wall
    transpiration
    helicopter rotor in hover
    high-speed impulsive noise
    Opis:
    A strong, normal shock wave, terminating a local supersonic area on an airfoil (or a helicopter blade), not only limits the aerodynamic performance, but also becomes a source of High-Speed Impulsive (HSI) noise. The application of a passive control system (a cavity covered by a perforated plate) on a rotor blade should reduce the noise created by the moving shock. This article describes numerical investigations focused on the application of a passive control device on a helicopter blade in high-speed transonic hover conditions to weaken the shock wave – the main source of HSI noise.
    Źródło:
    TASK Quarterly. Scientific Bulletin of Academic Computer Centre in Gdansk; 2010, 14, 3; 297-305
    1428-6394
    Pojawia się w:
    TASK Quarterly. Scientific Bulletin of Academic Computer Centre in Gdansk
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Symulacyjne określenie obciążeń wirnika nośnego śmigłowca z indywidualnym sterowaniem kąta nastawienia łopat w warunkach lotu ustalonego
    Autorzy:
    Stanisławski, J.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/212579.pdf
    Data publikacji:
    2009
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    awionika
    aerodynamika śmigłowców
    symulacyjne określenie obciążeń wirnika nośnego śmigłowca
    indywidualne sterowanie kata nastawienia łopat
    avionics
    helicopter aerodynamics
    simulation calculations of helicopter rotor
    individual blades angle
    Opis:
    Przedstawiono wyniki obliczeń symulacyjnych zmian obciążeń wirnika śmigłowca w locie ustalonym dla przypadku wprowadzenia dodatkowego indywidualnego sterowania kątem nastawienia łopat.
    Paper presents the results of simulation calculations of helicopter rotor load changes in steady flight for the case of introduction of additional means for control of individual blades angle.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2009, 6 (201); 132-146
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Wielopłatowe, przegubowe śmigło ogonowe do śmigłowca klasy lekkiej
    Autorzy:
    Piłat, M. B.
    Kaznowska, A.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/212567.pdf
    Data publikacji:
    2009
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    awionika
    aerodynamika śmigłowców
    wielopłatowe bezprzegubowe śmigło ogonowe
    śmigłowiec klasy lekkiej
    avionics
    helicopter aerodynamics
    blade helicopter tail rotor
    Opis:
    Artykuł przedstawia koncepcję 4-łopatowego śmigła ogonowego dla śmigłowca klasy lekiej z torsjonowym przenoszeniem sił odśrodkowych oraz otunelowaniem typu DTR (Ducted Tail Rotor).
    The article presents the concept of four blade helicopter tail rotor propeller to the helicopter of the light class with transfer of centrifugal forces by the torsion element and the tunnel duct of DTR (Ducted Tail Rotor) type.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2009, 6 (201); 111-120
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Symulacja zjawiska pierścienia wirowego wokół wirnika śmigłowca w oparciu o rozwiązanie równań Naviera-Stokesa z uproszczonym modelem wirnika w postaci powierzchni skoku ciśnienia
    Vortex ring state around helicopter rotor simulation using Navier-Stokes equations and actuator disc model
    Autorzy:
    Stalewski, W.
    Dziubiński, A.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/212751.pdf
    Data publikacji:
    2006
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    symulacja zjawiska pierścienia wirowego
    wirnik śmigłowca
    równania Naviera-Stokesa
    uproszczony model wirnika
    vortex ring state
    helicopter rotor simulation
    Navier-Stokes equations
    Opis:
    W pracy omówiono zjawisko pierścienia wirowego oraz przedstawiono metodę komputerowej symulacji tego zjawiska. Metoda bazuje na rozwiązaniu równań Naviera-Stokesa opisujących niestacjonarny opływ śmigłowca wykonującego manewry. Zastosowano uproszczony model wirnika śmigłowca bazujący na powierzchni skoku ciśnienia. Symulacje przeprowadzono przy wykorzystaniu komercyjnego programu FLUENT rozwiązującego równania Naviera-Stokesa metodą objętości skończonych. Przedstawiono wyniki symulacji typowego lotu śmigłowca wprowadzającego go w stan pierścienia wirowego oraz manewrów umożliwiających wyjście z tego stanu.
    This work contains the simulations results of Vortex Ring State appearance and evolution around main rotor of a helicopter. These calculations were based on solution of Navier-Stokes equations using the Fluent code. During this simulation An Actuator Disc model of fan has been used. This model assumes that a fan is a pressure jump generating surface. Two mashes has been used during this simulation: three dimensional and axisymmetrical two-dimensional. The most of the cases has been calculated using steady flow solutions, but unsteady model also has been applied. Main goal of this work was a calibration of model, in terms of simplifications influence on results, and also in comparison with experimental results. Two different conditions of flight has been considered: hover and vertical descent with various velocities along axis of rotor. The results has been analyzed to determinate Vortex Ring State conditions and confirmed, that Actuator Disc model can be used to qualitative analisys of VRS phenomena. It is assumed, that after a proper calibration this model can be used in further flight safety methods of VRS elimination research.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2006, 1-2 (184-185); 65-71
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Flow control on helicopter – rotor blades via Active Gurney Flap
    Sterowanie przepływem na łopatach wirnika nośnego śmigłowca
    Autorzy:
    Stalewski, W.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/213441.pdf
    Data publikacji:
    2018
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    helicopter rotor blades
    active flow control
    Active Gurney Flap
    rotorcraft performance
    łopaty wirnika śmigłowca
    aktywne sterowanie przepływem
    Aktywna Klapka Gurneya
    osiągi wiropłatów
    Opis:
    The Active Gurney Flap (AGF) is a small, flat tab cyclically deployed and retracted at lower surface of the rotor blade near its trailing edge. It is expected that the device may improve performance of modern helicopters. The main goal of presented investigations was to develop research methodology and next to use it in studies on phenomena occurring in the flow around helicopter-rotor blades equipped with AGF. Conducted CFD simulations aimed at validation of the developed methodology as well as at significant supplementing and extension of results of experimental research. Simplified sensitivity analysis has been conducted aiming at determination of geometric and motion-control parameters of the AGF, optimal from point of view of helicopter-performance improvement. Fully three-dimensional simulations of the rotor flight aimed at determination of flight conditions, in which the use of Active Gurney Flaps could significantly improve the rotorcraft performance.
    Aktywna Klapka Gurneya to niewielka, płaska płytka cyklicznie wysuwana i chowana prostopadle do dolnej powierzchni łopaty wirnika śmigłowca, ulokowana zazwyczaj w pobliżu krawędzi spływu łopaty. Zakłada się, że urządzenie może poprawić osiągi nowoczesnych helikopterów. Głównym celem prezentowanych badań było opracowanie odpowiedniej metodologii, a następnie użycie jej w badaniach zjawisk aerodynamicznych zachodzących w opływie łopat wirnika śmigłowca, wyposażonych w poruszające się klapki Gurneya. Przeprowadzone symulacje przepływu miały na celu walidację opracowanej metodyki, a także znaczne jej ulepszenie i rozbudowę, m.in. w oparciu o dostępne wyniki badań eksperymentalnych. Analiza wrażliwości została przeprowadzona w oparciu o uproszczoną 2/2,5-wymiarową analizę przepływu i miała ona na celu określenia parametrów geometrycznych i sterowania, optymalnych z punktu widzenia poprawy osiągów śmigłowca. W pełni trójwymiarowe symulacje lotu wirnika miały na celu określenie stanów lotu śmigłowca, w których zastosowanie Aktywnych Klapek Gurneya mogłoby istotnie polepszyć osiągi wiropłata.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2018, 1 (250); 93-113
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Porównanie wyników badań doswiadczalnych obciążeń modelu wirnika nosnego śmigłowca z wynikami symulacji numerycznej programu FLIGHTLAB
    Comparison of loads on helicopter rotor model - experiment VS FLIGHTLAB simulation
    Autorzy:
    Czechyra, T.
    Bibik, P.
    Narkiewicz, J.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/212563.pdf
    Data publikacji:
    2006
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    porównanie wyników badań doświadczalnych
    obciążenia modelu wirnika nośnego śmigłowca
    symulacja numeryczna programu FLIGHTLAB
    comparison of loads
    helicopter rotor model
    experiment vs FLIGHTLAB simulation
    Opis:
    Celem pracy było badanie wpływu zaburzeń kształtu profili łopat na obciążenia wirnika. Badania dotyczyły wirnika śmigłowca IS-2. W referacie porównano wyniki badań eksperymentalnych obciążeń modelu wirnika śmigłowca prowadzonych w Instytucie Lotnictwa z obliczeniami programem FLIGHTLAB przeprowadzonymi na Politechnice Warszawskiej.
    The results of simulation using FLIGHTLAB with wind tunnel experimental results of the helicopter main rotor model are presented. First the method of identification of the parameters of simulation model is described. Next sample results are presented and commented.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2006, 1-2 (184-185); 241-245
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Projekt aerodynamiczny studialnego wirnika nosnego śmigłowca w oparciu o nowoczesne profile śmigłowcowe
    Aerodynamic design of helicopter main rotor on the base of advanced airfoils
    Autorzy:
    Czechyra, T.
    Kania, W.
    Stalewski, W.
    Żółtak, J.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/213818.pdf
    Data publikacji:
    2008
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    lotnictwo
    studialny wirnik nośny śmigłowca
    nowoczesne profile śmigłowcowe
    aviation
    helicopter main rotor
    base of advanced airfoils
    Opis:
    W artykule omówiono rezultaty prac badawczo-projektowych dotyczących aerodynamicznego projektu studialnego wirnika nośnego. Punkt wyjścia stanowiła rodzina nowoczesnych profili śmigłowcowych opracowanych w Zakładzie Aerodynamiki zaś celem pracy było zaprojektowanie wirnika tak, aby dzięki zastosowaniu nowej generacji profili łopat uzyskane polepszenie jego własności aerodynamicznych. Proces numerycznego projektowania wirnika nośnego przeprowadzono wykorzystując szereg programów z zakresu obliczeniowej mechaniki płynów oraz programów wspomagających projektowanie i optymalizację konstrukcji. Przyjęte aerodynamiczne kryteria projektowania i optymalizacji wirnika dotyczyły minimalizacji mocy niezbędnej do napędu wirnika a także eliminacji w opływie łopat wirnika potencjalnych źródeł hałasu oraz oderwania przepływu mogących prowadzić do buffetingu łopat. Dla finalnej wersji zaprojektowanego studialnego wirnika nośnego przeprowadzono szereg symulacji opływu w wybranych stanach lotu śmigłowca. Uzyskane wyniki potwierdzily spełnienie przyjętych kryteriów projektowania. Ostateczna ocena własności zaprojektowanego wirnika zrealizowana będzie w oparciu o wyniki planowanych badań eksperymentalnych.
    Research results, concerning the study of aerodynamic design of helicopter main rotor, have been presented. The main goal was to obtain improved aerodynamic properties of the rotor. To achieve this, advanced helicopter airfoil family has been developed. The design process was performed basing on computational technique, using several CFD and CAD codes. Assumed aerodynamic objectives concerned a minimisation of power required to drive the rotor and elimination of potential noise and buffet sources like shock waves or deep stall. Detailed CFD analysis of aerodynamic properties has been performed for final version of the rotor. Computational results confirmed that the designed rotor fulfils most of assumed design criteria. Aerodynamic properties of the rotor will be definitely evaluated on the base of planned wind tunnel tests, where a main rotor model with new designed blades will be investigated.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2008, 3-4 (194-195); 124-136
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Transonic flows, shock wave-turbulent boundary layer interaction
    Autorzy:
    Doerffer, P.
    Kaczyński, J.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/1953982.pdf
    Data publikacji:
    1998
    Wydawca:
    Politechnika Gdańska
    Tematy:
    transonic flows
    shock waves
    turbulent boundary layer interaction
    computational fluid dynamics CFD
    CFD
    flow configurations
    profile flow
    helicopter rotor
    hovering
    forward flight
    internal flows
    Opis:
    Shock wave-boundary layer interaction is one of the most important phenomenon in transonic flows. Due to its complexity it is difficult as well for experimental as for numerical study. The growing potential of CFD is therefore of great importance. Different aspects of shock wave-boundary layer interaction should be studied in different flow configurations. Therefore results concerning profile flow, helicopter rotor at hovering and forward flight and internal flows are presented in this paper. These are to illustrate our ability in CFD in general. Besides flow simulation the development of codes is carried out.
    Źródło:
    TASK Quarterly. Scientific Bulletin of Academic Computer Centre in Gdansk; 1998, 2, 2; 271-286
    1428-6394
    Pojawia się w:
    TASK Quarterly. Scientific Bulletin of Academic Computer Centre in Gdansk
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Review of Polish Aeronautical Fatigue Work 2005-2007
    Przegląd Polskich Prac z Dziedziny Zmęczenia Konstrukcji Lotniczych 2005-2007
    Autorzy:
    Niepokólczycki, A.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/213720.pdf
    Data publikacji:
    2007
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    zmęczenie konstrukcji lotniczych
    próby zmęczeniowe głowic
    próby zmęczeniowe statecznika śmigłowca PZL SW-4
    próby zmęczeniowe usterzenia samolotu
    obciążenia zmęczeniowe
    aeronautical fatigue work
    test of tail rotor
    helicopter rotor shaft
    horizontal stabilizer of PZL S-4 helicopter
    Opis:
    This review gives a summary of work performed in Poland in the area of aeronautical fatigue during the period from April 2005 to march 2007. The various contributions to this review come from the following sources: Institute of Aviation, Warsaw; Air Force Institute of Technology, Warsaw; University of Minning and Mettalurgy, Cracow; Military University of Technology, Warsaw; Rzeszow University of Technology, Rzeszow; Warsaw University of technology, Warsaw; PZL ŚWIDNIK, Świdnik; PZL MIELEC, Mielec. The names of the principal investigators and their affiliations are presented between brackets at the end of each topic title.
    W publikacji zaprezentowano w formie streszczeń przegląd prac z dziedziny zmęczenia konstrukcji lotniczych opublikowanych w latach 2005-2007 pod redakcją Antoniego Niepokólczyckiego z udziałem następujących współautorów: Marek Stawski - PZL Świdnik, Janusz Pietruszka - PZL Mielec , Józef Krysztofik - Instytut Lotnictwa, Warszawa, Mirosław Nowakowski - Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych, Warszawa; Sebastian Szałkowski - Instytut Lotnictwa, Warszawa; Lucjan Witek - Politechnika Rzeszowska; Mirosław Rodzewicz - Politechnika Warszawska; Anna Boczkowska - Politechnika Warszawska; Elżbieta Szymczyk - Wojskowa Akademia Techniczna; Jerzy Kaniowski - Instytut Lotnictwa, Warszawa; Marek A. Dębski - Instytut Lotnictwa, Warszawa; Daniel K. Dębski - Politechnika Warszawska; Krzysztof M. Gołoś - Politechnika Warszawska; Jan Kaźmierski - Instytut Lotnictwa, Warszawa.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2007, 1 (188); 1-44
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Wykorzystanie oprogramowania flightlab i fluent w projektowaniu wirnika nośnego śmigłowca
    Application of flightlab and fluent codes in design process of helicopter main rotor
    Autorzy:
    Bibik, P.
    Czechyra, T.
    Narkiewicz, J.
    Stalewski, W.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/213814.pdf
    Data publikacji:
    2008
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    lotnictwo
    śmigłowce
    oprogramowanie FLIGHTLAB i FLUENT
    wirnik nośny śmigłowca
    aviation
    helicopters
    FLIGHTLAB and FLUENT codes
    helicopter main rotor
    Opis:
    W pracy omówiono sposób wykorzystania oprogramowania FLIGHTLAB i FLUENT w procesie projektowania, modernizacji i optymalizacji wirnika nośnego Oba programy są stosowane w praktyce. Oprogramowanie FLUENT służy do rozwiązywania zagadnień z dziedziny obliczeniowej mechaniki płynów. Oprogramowanie FLIGHTLAB powstało dla symulacji różnorodnych zagadnień aeromechaniki wiropłatów. Z punktu widzenia projektowania i optymalizacji wirników śmigłowców oba programy wzajemnie się uzupełniają. Praca zawiera opis podstawowych cech obu programów obliczeniowych oraz metodykę ich współpracy w procesie projektowania wirnika śmigłowca.
    Two commercial codes: FLUENT and FLIGHTLAB, have been presented from the point of view of their possible applications and cooperation on main rotor design process. FLUENT is a popular commercial CFD package using the finite volume method to solve Navier Stokes equations. Especially FLUENT may be applied to wide spectrum of problems concerning rotorcraft aerodynamics. FLIGHTLAB is a flight vehicle modelling and analysis tool that allows users to interactively produce models from a components library by arbitrarily selecting the components, interconnecting them into a custom architecture, and assigning aircraft specific data to the parameters of these components. From the point of view of main rotor design and optimisation, the both codes complement each other. The paper contains overviews of FLUENT and FLIGHTLAB codes and worked out methodology of their cooperation on design process of rotorcraft main rotor.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2008, 3-4 (194-195); 137-145
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    The Application of helicopter rotor blade active control systems for noise and vibration reduction and performance improvement
    Zastosowanie układów aktywnego sterowania łopat wirnika nośnego śmigłowca w redukcji hałasu i drgań oraz poprawy osiągów
    Autorzy:
    Miller, M.
    Narkiewicz, J.
    Kania, W.
    Czechyra, T.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/212517.pdf
    Data publikacji:
    2006
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    układy aktywnego sterowania łopat
    łopaty wirnika nośnego śmigłowca
    redukcja hałasu i drgań
    poprawa osiągów
    application of helicopter rotor
    blade activ control systems
    noise and vibration reduction
    performance improvement
    Opis:
    This paper summarises the actual status ofthe development ofactive control systems which tookplace in rotorcraft industry. Helicopter is a specific kind of airship in which structural, mechanical and aerodynamic complexity appears more than in other aircraft. But it also offers opportunities for application of active control systems. Although contemporary research on smart structures and active control are focused ort the reduction of helicopter vibration and noise levels, the developed methodology can be also applicable to augmentation of aeromechanical stability, enhancement ofhandling qualities, stall alleviation, the minimisation of blade dynamie stresses and rotor head health monitoring. The majority of research effort concerns the improvement ofmain rotor qualities because ofits main role in helicopter aeromechanics.
    W artykule przedstawiono możliwości wykorzystania aktywnego sterowania łopat wirnika nośnego śmigłowca do redukcji hałasu i drgań oraz poprawy osiągów. Prace w zakresie opracowywania nowych, cichych i efektywnych pod względem osiągów aerodynamicznych i sterowania wirników nośnych śmigłowców są prowadzone praktycznie przez większość ośrodków badawczych oraz wytwórców śmigłowców na świecie. Własności wirnika nośnego w największym stopniu decydują o parametrach eksploatacyjnych całego śmigłowca: osiągach, manewrowości, poziomie drgań i hałasu, jakości sterowania, itd. Jednym ze sposobów poprawy osiągów wirnika nośnego jest zastosowanie układu aktywnego sterowania łopat wirnika nośnego śmigłowca. Badania nad takimi rozwiązaniami są obecnie prowadzone przez przemysł lotniczy na świecie (Eurocopter, Boeing) (rys. 1). Są one także tematem projektów w ramach europejskich programów badawczych (FRIENDCOPTER). Układy aktywnego sterowania są konstruowane z wykorzystaniem różnorodnych materiałów inteligentnych, które działają jako czujniki i/lub siłowniki, co pozwala na szybkie dostosowanie sterowania do zmieniających się warunków pracy sterowanego układu. Najczęściej stosowane materiały piezoelektryczne są wbudowywane w konstrukcję łopaty jako moduły z piezosiłownikami lub piezokompozyty. W zależności od sposobu zabudowy wielkością sterowaną jest kąt wychylenia klapki lub odkształcanie segmentu łopaty w celu zmiany jego kąt skręcenia. W zależności od miejsca zamocowania materiałów inteligentnych aktywne sterowanie dotyczy całej łopaty lub tylko jej zewnętrznej części.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2006, 1-2 (184-185); 164-180
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Analiza sterowania wirnikiem śmigłowca bezpilotowego
    Analysis the control of the rotor of the unmanned helicopter
    Autorzy:
    Parafiniak, M.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/213225.pdf
    Data publikacji:
    2010
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    awionika
    sterowanie wirnikiem śmigłowca
    śmigłowiec bezpilotowy
    avionics
    rotor of the unmanned helicopter
    Opis:
    Praca poświęcona jest zagadnieniom związanym ze sterowaniem wirnika śmigłowca bezzałogowego, którego układ konstrukcyjny – w tym układ sterowania - jest zbliżony do konstrukcji śmigłowców załogowych. Analizie poddano pojedynczy tor sterowania wykorzystujący jako element wykonawczy siłownik hydrauliczny pracujący w pętli sprzężenia zwrotnego. Zasadnicza cześć pracy opisuje zastosowanie programów wspomagających projektowanie do modelowania i symulacji przebiegu procesu sterowania, wykorzystanych podczas opracowania stanowiska do prób toru sterowania wirnikiem i badania siłownika elektrohydraulicznego. Wykorzystując środowisko Matlab/Simulink zbudowano model cyfrowy stanowiska oraz przeprowadzono symulacje pozwalające ocenić prawidłowość założeń konstrukcyjnych oraz ocenę jakości sterowania jak też właściwości dynamicznych i statycznych siłownika jako elementu układu wykonawczego. Zrealizowane prace potwierdziły, że zastosowanie serwomechanizmów elektro-hydraulicznych może zapewnić prawidłowość sterowania wirnikiem śmigłowca. Po zastąpieniu pilota przez układ pilotażowo-nawigacyjny, który realizowałby kompletne sterowanie obiektem, z tym zestawem siłowników: do obsługi wirnika, śmigła ogonowego i silnika, możliwe staje się sterowanie bezzałogowymi aparatami latającymi.
    The goal of this report is related with the control of the rotor of the unmanned helicopter, whose construction design – including the control system – is similar to the construction design of manned helicopters. The object of analysis is a single control circuit, consisting of a hydraulic cylinder actuator operating in a feedback loop. The main part of the report describes the use of CAD programs for modelling purposes and the simulation of the control process. The same CAD programs were used during the design of the rotor control test station and the electro-hydraulic actuator control analysis. Matlba/Simulink was used to construct a digital model of the test station, as well as used to perform simulations allowing allowing to asses the accuracy of the quality of the construction, as well as the quality of the steering, as well as the dynamic and static properties of the actuator as a part of the executive system. The finalized work has confirmed that the use of electro-hydraulic servo-mechanisms can assure a correct control of the rotor. After replacing the pilot with a pilot-navigation system, which would have a complete control of the object, and with the addition of of the electro-hydraulic actuators used to control the rotor, tail propeller and engine, the control of the unmanned helicopter through these apparatuses becomes possible.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2010, 4 (206); 112-118
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Rotor turbulence influence on helicopter flights in high urban built-up area
    Autorzy:
    Łusiak, T.
    Grudzień, A.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/103088.pdf
    Data publikacji:
    2013
    Wydawca:
    Stowarzyszenie Inżynierów i Techników Mechaników Polskich
    Tematy:
    helicopter
    rotor
    turbulence
    urban area
    Opis:
    The paper provides a discussion of the influence of turbulence in the areaa of high urban buildings or in vicinity of fire on safety of helicopter flights. The analysis was conducted using Ansys Fluent software. All the threats considering helicopter flight, landing and hovering in such an environment were shown. As objects of this research helicopter types: W3-A Sokół, W3-A Głuszec and Robinson R-44 were used.
    Źródło:
    Advances in Science and Technology. Research Journal; 2013, 7, 17; 47-50
    2299-8624
    Pojawia się w:
    Advances in Science and Technology. Research Journal
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Simulation investigation of rotor loads and blade deformations in steady states and at boundaries of helicopter flight envelope
    Autorzy:
    Stanisławski, J.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/246484.pdf
    Data publikacji:
    2017
    Wydawca:
    Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych
    Tematy:
    helicopter
    rotor loads
    blade deformation
    Opis:
    Results of calculation of the helicopter main rotor loads and deformations of rotor blades are presented. The simulations concern level flight states and cases of boundary flight envelope such as wind gust, dive recovery and pull-up manoeuvre. The calculations were performed for data of the three-bladed articulated rotor of light helicopter. The method of analysis assumes modelling the rotor blades as elastic axes with sets of lumped masses of blade segments distributed along radius of blade. The model of deformable blade allows flap, lead-lag and pitch motion of blade including effects of out-of-plane bending, in-plane bending and torsion due to aerodynamic and inertial forces and moments acting on the blade. Equations of motion of rotor blades are solved applying Runge-Kutta method. Parameters of blade motion, according to Galerkin method, are considered as a combination of assumed torsion and bending eigen modes of the rotor blade. The rotor loads, in all considered cases of flight states, are calculated for quasi-steady conditions assuming the constant value of the following parameters: rotor rotational speed, position of the main rotor axis in air and position of swashplate due to rotor axis which defines the collective and cyclic control pitch angle of blades. The results of calculations of rotor loads and blade deflections are presented in form of timeruns and as distributions on rotor disk due to blade elements radial and azimuthal positions. The simulation investigation may help to collect data for prediction the fatigue strength of blade applying results for steady flight states and for definition the extreme loads for boundaries of helicopter flight envelope.
    Źródło:
    Journal of KONES; 2017, 24, 2; 239-246
    1231-4005
    2354-0133
    Pojawia się w:
    Journal of KONES
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Modelling of helicopter main rotor aerodynamic loads in manoeuvres
    Autorzy:
    Kowaleczko, Grzegorz
    Leśniczak, Andrzej
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/241695.pdf
    Data publikacji:
    2019
    Wydawca:
    Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych
    Tematy:
    helicopter
    main rotor
    aerodynamic loads
    Opis:
    The article discusses the method of modelling of the helicopter main rotor aerodynamic loads during steady state flight and manoeuvres. The ability to determine these loads was created by taking into account the motion of each blade relative to the hinges and was a result of the applied method of aerodynamic loads calculating. The first part of the work discusses the basic relationships that were used to build the mathematical model of helicopter flight. The focus was also on the method of calculating of the aerodynamic forces generated by the rotor blades. The results of simulations dedicated to the "jump to hover" manoeuvre were discussed, showing the possibilities of analysing aerodynamic loads occurring in unsteady flights. The main rotor is considered separately in an “autonomous” way and treated as a source of averaged forces and moments transferred to the hub. The motion of individual blades is neglected, and their aerodynamic characteristics are radically simplified. The motion of individual blades is neglected, and their aerodynamic characteristics are radically simplified. This can lead to significant errors when attempting to model dynamic helicopter manoeuvres. The more complex model of helicopter dynamics is discussed.
    Źródło:
    Journal of KONES; 2019, 26, 4; 273-284
    1231-4005
    2354-0133
    Pojawia się w:
    Journal of KONES
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Simulation of boundary states of helicopter flight
    Autorzy:
    Stanisławski, Jarosław
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/245041.pdf
    Data publikacji:
    2019
    Wydawca:
    Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych
    Tematy:
    helicopter
    boundary flight
    rotor loads
    Opis:
    Results of simulation of main rotor blade loads and deformations, which can be generated during boundary states of helicopter flight, are presented. Concerned cases of flight envelope include hover at maximum height, level flight at high velocity, pull-up manoeuvres applying cyclic pitch and mixed collective and cyclic control. The simulation calculations were executed for data of light helicopter with three-bladed articulated rotor. For analysis, the real blades are treated as elastic axes with distributed masses of blade segments. The model of deformable blade allows for out-of-plane bending, in plane bending, and torsion. For assumed flight state of helicopter, the equations of rotor blades motion are solved applying Runge-Kutta method. According to Galerkin method, for each concerned azimuthal position of blade the parameters of its motions are assumed as a combination of considered bending and torsion eigen modes of the blade. The loads of rotor blades generated during flight depend due to velocity of flight, helicopter mass, position of rotor axis in air and deflections of swashplate that correspond to collective and cyclic pitch angle applied to rotor blades. The results of simulations presenting rotor loads and blade deformations are shown in form of timeruns and as plots of rotor-disk distributions. The simulations of helicopter flight states may be useful for prediction the conditions of flight-tests without exceeding safety boundaries or may help to define limitations for manoeuvre and control of helicopter.
    Źródło:
    Journal of KONES; 2019, 26, 2; 137-144
    1231-4005
    2354-0133
    Pojawia się w:
    Journal of KONES
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Influence of rotor parameter changes on helicopter performance and the main rotor load level
    Wpływ zmian parametrów wirnika na osiągi śmigłowca oraz poziom obciążeń wirnika
    Autorzy:
    Stanisławski, J.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/212387.pdf
    Data publikacji:
    2015
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    helicopter
    rotor
    performance
    śmigłowiec
    wirnik
    osiągi
    Opis:
    Paper presents the results of calculations revealing the influence of changes the main rotor significant parameters like number of blades and rotational speed on helicopter performance and on rotor loads. The level of noise for rotor operated in hover condition is estimated. The rotor loads are defined applying simulation program which includes model of deformable blade. A Runge-Kutta method is used to solve the equations of motion of the elastic blade.
    Przedstawiono efekty zmian podstawowych parametrów wirnika nośnego, jak liczba łopat i prędkość obrotowa wirnika na osiągi śmigłowca oraz na obciążenia wirnika nośnego. Zamieszczono przybliżoną ocenę wpływu zmian własności wirnika na poziom generowanego hałasu. Obciążenia wirnika wyznaczano metodą symulacyjną przy wykorzystaniu programu uwzględniającego model odkształcalnej łopaty. Do rozwiązania równań ruchu elastycznej łopaty zastosowano metodę Runge-Kutta.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2015, 1 (238); 54-69
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    A simulation analysis of behaviour of ship-borne helicopter main rotor due to ship motion
    Autorzy:
    Stanisławski, J.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/243038.pdf
    Data publikacji:
    2016
    Wydawca:
    Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych
    Tematy:
    helicopter
    rotor blade
    ship deck operation
    Opis:
    The paper presents a simulation method of analysis of the couplings between rotor blades motion and helicopter fuselage standing on ship deck at the phase of take-off or landing when whirling rotor generates thrust less than weight of the helicopter. The oscillating motion of the ship deck due to waves is considered. The physical model includes the helicopter fuselage treated as the stiff body supported by units of springs and dampers corresponding to landing gear characteristics. The rotor blades are modelled by elastic axes with distributed lumped masses of blade segments. The equations of fuselage and rotor blades motion are solved applying Runge-Kutta method. According to the Galerkin method, parameters of rotor blades motion are assumed as a resultant combination of considered blade torsion and bending eigen modes. Data of the light helicopter with three-bladed rotor are applied for the simulation of the rotorcraft behaviour aboard the ship. The calculations concerning helicopter standing on the fixed plane and on oscillating ship deck show influence of ship movement on fuselage motion and rotor blades deflections, flapping, and lead-lag motion. Moreover, simulations show influence of the side wind and control of the rotor swash-plate deflections. The additional unit of blade eigen modes and frequencies is applied to model the blade hitting to the flapping limiter, which can occur at the low rotation speed of the rotor. Temporary contact of the articulated blade with limiter changes its boundary conditions, which can rapidly increase the blade bending moments. The simulation method enables to determine conditions of safe operations of ship-borne helicopters without exceeding the limits and generating the excessive blade loads.
    Źródło:
    Journal of KONES; 2016, 23, 1; 313-320
    1231-4005
    2354-0133
    Pojawia się w:
    Journal of KONES
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Designing and building heavy lifting modification of a radio controlled helicopter
    Projekt i budowa udźwigowej wersji śmigłowca zdalnie sterowanego
    Autorzy:
    Górzyński, M.
    Bibik, P.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/212375.pdf
    Data publikacji:
    2017
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    helicopter
    rotor
    modification
    śmigłowiec
    wirnik
    modyfikacja
    Opis:
    The paper presents the heavy lifting modification of radio controlled T-Rex 700 DFC PRO helicopter which was originally designed as acrobatic machine. The purpose of designing machine like this is a need for a cheap and reliable machine specifically designed to carry weights for research and development purposes. Thanks to its design there is a possibility to attach to it a measuring apparatus, modules like auto-pilot, and weights. It can be also used to test wide range of rotors and other components which makes it very universal research tool. To achieve those goals the whole frame and landing gear has been redesigned using NX 11 CAD/CAM/CAE to achieve desired cargo space and weight distribution. Additionally the tail has been lengthened to allow use of the rotors with bigger diagonal. All the applied changes has been made to increase the machine payload. The designed elements were fabricated and the helicopter has been tested in flight. During the test flights several performance parameters were measured.
    Artykuł niniejszy prezentuje modyfikację do wersji udźwigowej zdalnie sterowanego śmigłowca T-REX 700 PRO DFC, oryginalnie zbudowanego do akrobacji lotniczych. Celem powstania modyfikacji jest zapotrzebowanie na tanie i niezawodne maszyny bezzałogowe do przenoszenia ładunków zarówno dla celów badawczych jak i komercyjnych. Konstrukcja zmodyfikowanego śmigłowca umożliwia przenoszenie aparatury pomiarowej, modułów dodatkowych (np. autopilota) i ładunków. Maszyna ta może być również użyta jako stanowisko testowe dla wirników nośnych i innych podzespołów. Aby spełnić te wymagania rama nośna śmigłowca oraz podwozie zostały przeprojektowane z wykorzystaniem technik CAD/CAM/CAE aby zapewnić uzyskanie odpowiednich przestrzeni ładunkowych oraz właściwe rozmieszczenie wyposażenia. Dodatkowo belka ogonowa została wydłużona, co pozwala na zastosowanie dłuższych łopat wirnika nośnego. Wykonane zmiany doprowadziły do znacznego powiększenia przenoszonego ładunku użytecznego. Zaprojektowane elementy zostały wykonane i przebudowany śmigłowiec został przetestowany w locie. Podczas prób mierzone były podstawowe parametry osiągowe śmigłowca.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2017, 4 (249); 35-36
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Pattern of helicopter rotor loads and blade deformations in some states of flight envelope
    Obraz obciążeń i odkształceń łopaty wirnika nośnego smigłowca w wybranych stanach lotu
    Autorzy:
    Stanisławski, J.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/213247.pdf
    Data publikacji:
    2015
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    helicopter
    rotor
    blade
    śmigłowiec
    wirnik
    łopata
    Opis:
    Paper contains a calculated range of helicopter rotor loads and deformations of the rotor blades which can occur within the flight envelope in different states: hover, level flight, autorotation, pull-up. The rotor loads were determined by using a computer simulating program including the model of the deformable rotor blade. The equations of motion of the rotor blade were solved by applying Galerkin's method. The results of calculations were presented in the form of plots showing time-run of the loads and the distributions of deformations due to the blade azimuth position on the rotor disk.
    Praca obejmuje określenie poziomu zmian obciążeń wirnika nośnego i odkształceń łopat występujących w różnych warunkach lotu możliwych do wystąpienia w granicach obwiedni stanów lotu śmigłowca: zawis, lot poziomy, autorotacja, wyrwanie. Wartości obciążeń elementów wirnika wyznaczono symulacyjnie z zastosowaniem programu komputerowego uwzględniającego model odkształcalnej łopaty. Do rozwiązania równań ruchu łopat wykorzystano metodę Galerkina. Wyniki obliczeń przedstawiono w formie wykresów pokazujących rozkłady obciążeń i odkształceń.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2015, 1 (238); 70-90
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Ultralight and Very Light Helicopter Rotor Data
    Autorzy:
    Dudnik, Vitaly
    Karabut, Victor
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/36818712.pdf
    Data publikacji:
    2023
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    ultralight helicopter
    main rotor
    blade
    preliminary design
    Opis:
    In recent years, a significant number of one- and two-seat lightweight helicopters have come into existence, and this makes it possible to analyse parameters and determine dependencies for this class of helicopters. The knowledge of such dependencies is necessary at the preliminary design stage. The analysis performed in this paper and its comparison with the statistical data of all categories of helicopters made it possible to determine the necessary corrections in the methods of determining the parameters of the helicopter’s rotor systems.
    Źródło:
    Transactions on Aerospace Research; 2023, 2 (271); 17-24
    0509-6669
    2545-2835
    Pojawia się w:
    Transactions on Aerospace Research
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Anomaly of rotor dynamics in ultra-light helicopter – Robinson R22
    Autorzy:
    Sobieszek, Agnieszka
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/242430.pdf
    Data publikacji:
    2019
    Wydawca:
    Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych
    Tematy:
    rotor hub
    Robinson R22
    helicopter
    pull-up manoeuvre
    rotor dynamics
    Opis:
    The article presents the analysis of anomaly of rotor dynamics in ultra-light helicopter - Robinson R22. Robinson R22 is two-seat, two-blade main rotor and single-engine helicopter, well known as simple and common used aircraft because of low price and high availability. At the same time, large number of accidents and strictly defined rules (recommended piloting technique) and weather condition for safe flight show disadvantages of Robinson R22. The reason for considering this topic is the analysis of different flight properties and helicopter behaviour as well as easy entering into dangerous flight manoeuvre. In the article different flight properties and loss of control during the pull-up, manoeuvre or vertical gusts of wind and mast bumping accidents were analysed. Analysis shows that problem may be caused by construction of three-hinged rotor hub, designed and patented by F. Robinson. Article presents model of rotor hub and review of main rotor and rotor hub construction in light helicopters. Because of number of accidents, caused by the unusual behaviour of Robinson R22, restrictive pilotage rules were introduced: prohibition of flight in certain weather conditions, the necessity of attending additional training conducted by trained instructors. To reduce the probability of an accident a special instruction for specific Robinson R22 properties was created. Moreover, the statistics of accidents resulting from loss of control and review of legal changes caused by Robinson R22 accidents are presented.
    Źródło:
    Journal of KONES; 2019, 26, 4; 235-239
    1231-4005
    2354-0133
    Pojawia się w:
    Journal of KONES
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Numerical study of helicopter fuselage aerodynamic characteriestics with influence of main rotor
    Numeryczne stadium wpływu modelowania wirnika nośnego na charakterystyki aerodynamiczne kadłuba śmigłowca
    Autorzy:
    Żółtak, J.
    Stalewski, W.
    Zalewski, W.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/212694.pdf
    Data publikacji:
    2011
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    aerodynamika
    studium numeryczne
    modelowania wirnika nośnego
    charakterystyki aerodynamiczne kadłuba śmigłowca
    aerodynamics
    numerical study
    aerodynamic characteristics with influence
    main rotor of helicopter
    Opis:
    The influence of simulated main rotor on aerodynamic properties of four different helicopter fuselage configurations has been tested. The research was done using computational fluid dynamics (CFD) method. Simulations were done for hover and forward flight conditions. The results for computation without and with main rotor modelling were compared. Changes of aerodynamic properties with respect to basic configuration were analysed.
    Wpływ symulacji wirnika głównego na własności aerodynamiczne czterech różnych konfiguracji kadłuba śmigłowca został przebadany. Badania obliczeniowe przeprowadzono wykorzystując metody numerycznej mechaniki płynów. Obliczenia wykonano dla zawisu oraz lotu postępowego. Porównano wyniki uzyskane bez i z symulacją wpływu wirnika nośnego. Analizowano również zmianę własności aerodynamicznych badanych konfiguracji względem konfiguracji bazowej.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2011, 6 (215); 50-59
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Aeroelastic analysis of helicopter rotor using virtual blade model and equivalent beam model of a blade
    Autorzy:
    Sieradzki, A.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/242703.pdf
    Data publikacji:
    2016
    Wydawca:
    Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych
    Tematy:
    rotorcraft
    helicopter
    blade
    aeroelasticity
    rotor
    aerodynamics
    CFD
    VBM
    Opis:
    Modern helicopter rotor blades design requires taking into account complex aeroelastic phenomena. Sophisticated computational fluid dynamics and structural dynamics models, available on the market, coupled together enable such analysis with very high fidelity. However, the computational cost of this type of simulation is usually very high and for this reason, it cannot be used in interactive design process or optimization run. Complex Fluid Structure Interaction models are excellent tools for validation purposes, but the design process requires simpler models with lower computational cost and still relatively high accuracy and capabilities. The paper presents a new efficient methodology for calculating helicopter rotor loads, deformations and performance. It uses the well-known Navier-Stokes equations aerodynamic solver – ANSYS Fluent, and modified Virtual Blade Model (based on Blade Element Theory) for rotor flow calculation. This connection guarantees exceptional capabilities and fidelity in comparison with simulation time. The dedicated structural dynamics solver, based on equivalent beam model of a blade and Finite Difference Method, was developed and coupled with CFD part using User Defined Functions in Fluent software. The accuracy of created module was validated with wind tunnel tests data of IS-2 helicopter rotor model, performed in Institute of Aviation. The results of calculations were compared with experimental data for a hover state and a forward flight with three different flight velocities. The comparisons showed very good agreement of the data in most of the analysed cases and pointed out new research possibilities. The presented aeroelastic helicopter rotor model combines all advantages of using three-dimensional Navier-Stokes solver with relatively low computational costs and high accuracy, confirmed by wind tunnel tests. It could be used successfully in helicopter rotor blades design process.
    Źródło:
    Journal of KONES; 2016, 23, 1; 297-304
    1231-4005
    2354-0133
    Pojawia się w:
    Journal of KONES
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Performance requirements and simulation of rotor operation for high-mountain rescue helicopter
    Autorzy:
    Stanisławski, J.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/243448.pdf
    Data publikacji:
    2018
    Wydawca:
    Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych
    Tematy:
    rescue helicopter
    high-mountain operations
    rotor blade deformation
    Opis:
    Simulation results concerning performance of helicopter suitable for high-mountain rescue operations are presented. Including operations in regions of the highest Himalaya Mountains, the possibility of hover ceiling out of ground effect (OGE) at 10,000 m above sea level is assumed. Demand of high ratio of developed lift to power required for hover leads to choice the coaxial rotor configuration as the best for rescue helicopter, which can operate in extremely high mountain environment, and gives good stability features in wind gust conditions in comparison with single main rotor helicopter. For performance calculations the simple model of helicopter is applied, which consists of fuselage point mass and rotor disk. The cases of partial and total power loss are considered to define range of H-V zones and possibilities of flight continuation due to height of landing surface over level of sea. The rotor blades and rotor loads are calculated applying detail model of elastic blade, which includes effects of its deflections due to out-of-plane bending, in plane bending, and torsion. The Runge-Kutta method is applied to solve equations of motion of rotor blades with taken into account effects of blade pitch control and variable deflections of blades. According to Galerkin method, the blade parameters of motion are treated as a combination of torsion and bending eigen modes of the rotor blades. Elastic blade model allows defining behaviour rotor blades in selected states of flight: hover, level flight, wind gust conditions, and pull-up manoeuvre. The results of simulation for upper and lower rotor for blade deflections and loads are shown in form of time-run plots and rotor disk distributions. The simulation investigation may be applied to define features of helicopter configuration suitable for operation in extremely high mountain conditions..
    Źródło:
    Journal of KONES; 2018, 25, 2; 341-348
    1231-4005
    2354-0133
    Pojawia się w:
    Journal of KONES
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Problems of an aerodynamic interference between helicopter rotor slipstream and an elevated heliport
    Autorzy:
    Ruchała, Paweł
    Grabowska, Kamila
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/244357.pdf
    Data publikacji:
    2019
    Wydawca:
    Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych
    Tematy:
    transport
    helicopter flight safety
    rotor wake
    elevated heliport
    Opis:
    An elevated heliport, as it has been defined by FAA (Federal Aviation Administration), is a heliport located on a rooftop or other elevated structure where the TLOF (touchdown and lift-off area) is at least 30 inches (76 cm) above the surrounding surface [1]. One of greatest advantages of such heliports is that they require less free space, which eases its build nearby existing buildings – especially in densely built-up areas. However, design of such heliports is more complicated, than ground level ones, while one must include an aerodynamic impact of the building below the elevated heliport and surrounding buildings. The aerodynamic interference between the helicopter and the buildings may result with decline of flight safety, due to sudden decrease of thrust (when flying above the edge of building) or because of increased turbulence in windy weather, wake behind surrounding buildings causing sudden gusts etc. Moreover, oscillations of pressure caused by helicopter rotor influence on the building structure also must be taken into account due to increased wear of upper part of the building or devices mounted on its roof (for example, elevator drives). These oscillation may also cause vibrations of building’s structure, which is especially important in case of medical heliports – which are a vast majority of elevated heliports (and heliports in general) – because of strict requirements for acceptable vibration level. The article is aimed on summarize aerodynamic issues, which should be taken into account during design of elevated heliport.
    Źródło:
    Journal of KONES; 2019, 26, 3; 189-196
    1231-4005
    2354-0133
    Pojawia się w:
    Journal of KONES
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Performance of quiet helicopter
    Osiągi cichego śmigłowca
    Autorzy:
    Stanisławski, Jarosław
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/36412016.pdf
    Data publikacji:
    2020
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    helicopter
    noise
    rotor loads
    śmigłowiec
    hałas
    obciążenia wirnika
    Opis:
    Noise generated by helicopters is one of the main problems associated with the operation of rotorcrafts. Requirements for reduction of helicopter noise were reflected in the regulations introducing lower limits of acceptable rotorcraft noise. A significant source of noise generated by helicopters are the main rotor and tail rotor blades. Radical noise reduction can be obtained by slowing down the blade tips speed of main and tail rotors. Reducing the rotational speed of the blades may decrease rotor thrust and diminish helicopter performance. The problem can be solved by attaching more blades to main rotor. The paper presents results of calculation regarding improvement of the helicopter performance which can be achieved for reduced rotor speed but with increased number of rotor blades. The calculations were performed for data of hypothetical light helicopter. Results of simulation include rotor loads and blade deformations in chosen flight conditions. Equations of motion of flexible rotor blades were solved using the Galerkin method which takes into account selected eigen modes of the blades. The simulation analyzes can help to determine the performance and loads of a quiet helicopter with reduced rotor speed within the operational envelope of helicopter flight states.
    Hałas generowany przez śmigłowce jest jednym z głównych problemów związanych z eksploatacją wiropłatów. Wymagania ograniczenia hałasu śmigłowców znalazły odzwierciedlenie w przepisach zakładających zmniejszenie hałasu wytwarzanego przez wiropłaty. Znaczącym źródłem hałasu generowanego przez śmigłowce są łopaty wirnika nośnego oraz śmigła ogonowego. Znaczące obniżenie hałasu może być uzyskane w wyniku zmniejszenia prędkości końcówek łopat wirnika i śmigła ogonowego. Zmniejszenie prędkości obrotowej łopat pociąga za sobą spadek wytwarzanego ciągu wirnika i zmniejszenie osiągów śmigłowca. Rozwiązaniem problemu może być zastosowanie większej liczby łopat wirnika. W pracy przedstawiono obliczeniowe wyniki dotyczące możliwych do uzyskania osiągów śmigłowca przy obniżonej prędkości obrotowej wirnika i zwiększonej liczbie łopat. Obliczenia przeprowadzono dla danych masowych hipotetycznego śmigłowca lekkiego. Wykonano symulacyjne obliczenia obciążeń wirnika i odkształceń łopat w kilku stanach lotu śmigłowca rozwiązując równania ruchu elastycznych łopat wirnika z zastosowaniem metody Galerkina przy uwzględnieniu wybranych postaci własnych łopat. Uwzględniono możliwość regulacji obrotów wirnika w zależności od stanu lotu. Przeprowadzone analizy mogą znaleźć zastosowanie przy określaniu parametrów wirnika cichego śmigłowca ze zmniejszoną prędkością wirnika dla obwiedni stanów lotu śmigłowca.
    Źródło:
    Transactions on Aerospace Research; 2020, 1 (258); 1-17
    0509-6669
    2545-2835
    Pojawia się w:
    Transactions on Aerospace Research
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Flight envelope of light helicopter with additional propulsion propeller
    Stany lotu śmigłowca lekkiego z dodatkowym śmigłem napędowym
    Autorzy:
    Stanisławski, J.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/212716.pdf
    Data publikacji:
    2015
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    helicopter
    pushing propeller
    rotor
    śmigłowiec
    śmigło pchające
    wirnik
    Opis:
    The paper presents possibilities of changing a flight envelope of a light helicopter with an additional propeller. Using the propulsion propeller enables to reduce the power required for the main rotor driving in high speed flight conditions. The results of simulating calculations for the conventional helicopter and for the version with the additional propeller are compared. For calculations of the equilibrium flight conditions of the helicopter is used the simple model consisting of a point mass fuselage and a rotor treated as a disk. The more detailed model of the elastic blade is applied to compute the level of rotor loads and blades deformations. The equations of motion of deformable blade are solved by applying Runge-Kutta method.
    Przedstawiono możliwości zmian stanów lotu śmigłowca lekkiego poprzez zabudowę śmigła napędowego. Zastosowanie dodatkowego śmigła wpływa na zmniejszenie mocy niezbędnej wirnika nośnego. Porównano wyniki obliczeń stanów lotu z zastosowaniem uproszczonego modelu wirnika dla śmigłowca konwencjonalnego oraz wersji z dodatkowym śmigłem. Do wyznaczenia obciążeń wirnika z uwzględnieniem odkształceń łopat wykorzystano dokładniejszy model obliczeniowy, gdzie równania ruchu elastycznej łopaty wirnika rozwiązywano metodą Runge-Kutta.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2015, 2 (239); 53-71
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    A New Approach to Modelling and Testing the Fatigue Strength of Helicopter Rotor Blades during Repair Process
    Autorzy:
    Sałaciński, Michał
    Kowalski, Rafał
    Szmidt, Michał
    Augustyn, Sławomir
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/98006.pdf
    Data publikacji:
    2019
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    rotor blade
    helicopter
    fatigue test
    repairs
    bonding
    composites
    Opis:
    The fatigue test was carried out on an element of a rotor blade removed from the Mi-2 helicopter. The purpose of the test was to check the fatigue strength of the repaired rotor blade. Metal composite rotor blades have a metal spar in the form of a box and the trailing sections in the form of metallic honeycomb sandwich panels. The trailing sections are bonded to the spar. The repair had been carried out at the point where the trailing section became debonded from the spar at the Air Force Institute of Technology in Warsaw using a methodology developed for carrying out repairs of rotor blades’ damage. All types of the Mi family helicopters are equipped with metal composite rotors blades. Depending on MTOW (Maximum Take-Off Weight) and destination of helicopters, blades differ in dimensions, but their design solutions are practically the same. For this reason, the developed repair methodology can be used for all characteristic rotor blades structures for Mi helicopters. The fatigue test was performed at the Łukasiewicz - Institute of Aviation in Warsaw, using a hydraulically driven fatigue machine. The fatigue test was carried out by performing over 1.1 million load cycles. In repair places, upon completion of fatigue testing, no damage was found.
    Źródło:
    Fatigue of Aircraft Structures; 2019, 11; 56-67
    2081-7738
    2300-7591
    Pojawia się w:
    Fatigue of Aircraft Structures
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Simulation investigation of aerodynamic effectiveness reduction of helicopter tail rotor
    Symulacyjne badanie zmniejszenia aerodynamicznej efektywności śmigła ogonowego śmigłowca
    Autorzy:
    Stanisławski, J.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/213785.pdf
    Data publikacji:
    2016
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    helicopter
    tail rotor
    aerodynamic effectiveness
    śmigłowiec
    śmigło ogonowe
    efektywność aerodynamiczna
    Opis:
    Paper presents the results of the simulation tests concerning the performance of the tail rotor in the directional maneuver of the helicopter due to the flow changes of the tail rotor blades. The calculation model includes the yawing of the helicopter fuselage and motion of the tail rotor blades treated as the set of the deformable elastic axes with distributed lumped mass. The equations of motion of the tail rotor blades are solved by applying Runge-Kutta method taking into account the bending and torsion eigen modes of the blades. The results of the calculations indicate occurrence of the significant changes of the tail rotor thrust during directional maneuver of the helicopter in case of side wind or influence of the main rotor vortices.
    Przedstawiono wyniki obliczeń symulacyjnych dotyczących pracy śmigła ogonowego w manewrze kierunkowym śmigłowca z uwzględnieniem zmiennych warunków opływu łopat śmigła. W modelu obliczeniowym uwzględniono ruch obrotowy sztywnego kadłuba oraz parametry pracy odkształcalnych łopat śmigła ogonowego traktowanych jako osie sprężyste z przypisanym rozkładem mas skupionych. Równania ruchu łopat rozwiązywano metodą Runge-Kutta z uwzględnieniem giętnych i skrętnych postaci własnych łopat. Wykonane obliczenia wskazują na możliwość wystąpienia znacznych zmian ciągu rozwijanego przez śmigło ogonowe w szczególnych przypadkach realizacji manewru kierunkowego przy podmuchach bocznych lub przy oddziaływaniu zaburzeń opływu pochodzących od wirnika nośnego.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2016, 1 (242); 36-56
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Review of Modern Helicopter Constructions and an Outline of Rotorcraft Design Parameters
    Przegląd nowoczesnych konstrukcji śmigłowcowych wraz ze wskazaniem parametrów projektowych wiropłatów
    Autorzy:
    Kachel, Stanisław
    Rogólski, Robert
    Kocjan, Jakub
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/2036921.pdf
    Data publikacji:
    2021
    Wydawca:
    Wojskowa Akademia Techniczna im. Jarosława Dąbrowskiego
    Tematy:
    aerospace
    helicopter
    analysis
    rotor
    military
    lotnictwo
    śmigłowiec
    analiza
    wirnik
    wojsko
    Opis:
    This work contains the results of a modern helicopter construction analysis. It includes the comparison of almost seventy rotorcraft constructions in terms of size in line with EASA requirements – large and small helicopters. The helicopters are also divided because of a mission purpose. The proposed division for large aircrafts is: transport, multipurpose, attack and for small aircrafts: observation, training, and utility. The aircraft construction features are described. Average dimension values of airframes and rotors are shown. Helicopter rotor arrangements are presented in terms of an operational purpose. Next, the rotorcraft design inputs are described. The mathematical formulas for design inputs are given. The ratios are calculated and gathered for the compared aircrafts. Correlation between the analysed parameters is presented on charts. Design inputs are also presented in the paper as a function of MTOW. The function trends are determined to provide an evaluation tool for helicopter designers. In addition, the parameters are presented as possible optimisation variables.
    Praca zawiera wyniki analizy współczesnych konstrukcji śmigłowcowych. Obejmuje porównanie prawie siedemdziesięciu konstrukcji wiropłatów podzielonych ze względu na rozmiar: zgodnie z wymaganiami EASA – duży i mały śmigłowiec. W ramach rozmiaru statki powietrzne zostały podzielone ze względu na cel misji. Proponowany podział dla dużych śmigłowców to: transportowe, wielozadaniowe i szturmowe, natomiast dla małych: obserwacyjne, szkoleniowe, użytkowe. Wyszczególniono najważniejsze cechy konstrukcyjne wiropłata. W pracy zaprezentowano średnie wartości wymiarów płatowców i wirników. Przedstawiono również układ wirników śmigłowca pod kątem przeznaczenia operacyjnego. Finalnie opisano parametry projektowe przydatne w projektowaniu wstępnym. Parametry opisano za pomocą wzorów matematycznych oraz dla każdego z nich zaprezentowano na wykresie zebrane dane statystyczne. W artykule pokazano zależność parametrów w funkcji maksymalnej masy startowej statków powietrznych. Wyznaczono trendy w celu dostarczenia narzędzi do oceny projektowanych śmigłowców. Dodatkowo przedstawiono możliwość wykorzystania parametrów jako zmiennych optymalizacyjnych.
    Źródło:
    Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa; 2021, 12, 3 (45); 27-52
    2081-5891
    Pojawia się w:
    Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    A comparison of helicopter main rotor features due to stiffness of rotor blade-hub connection
    Porównanie własności wirnika nośnego śmigłowca przy różnej sztywności połączenia łopaty z głowicą wirnika
    Autorzy:
    Stanisławski, J.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/213599.pdf
    Data publikacji:
    2018
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    helicopter
    main rotor
    blade deformations
    śmigłowiec
    wirnik nośny
    odkształcenia łopat
    Opis:
    The paper presents results of simulation calculations concerning an influence of stiffness of blade-hub connection on rotor loads and blades deflections in hover, level flight and pull up maneuver. The three versions of rotor are considered with articulated, elastic and stiff connections of blades and hub. The blades with the same distributions of stiffness, mass and the same aerodynamic characteristics are applied for all rotor cases. The rotor loads are calculated applying Runge-Kutta method to solve the equations of motion of deformable blades. According to the Galerkin method, the parameters of blades motion are treated as combination of considered blade bending and torsion eigen modes. The results of calculations indicate for possibility to generate the greater rotor control moments and to improve helicopter maneuverability in the case of applying the non-changed blade of articulated rotor combined with elastic rotor hub.
    W pracy przedstawiono wyniki obliczeń symulacyjnych dotyczących wpływu sztywności połączenia łopat z głowicą na poziom obciążeń wirnika i odkształceń łopat w warunkach zawisu, lotu poziomego i wyrwania. Przyjęto trzy wersje wirnika nośnego z przegubowym, sprężystym i sztywnym połączeniem łopat i głowicy. Dla wszystkich przypadków wirnika przyjęto łopaty identycznym rozkładzie sztywności, mas i charakterystyk aerodynamicznych. Obciążenia wirnika nośnego wyznaczano rozwiązując metodą Runge-Kutta równania ruchu odkształcalnych łopat z uwzględnieniem metody Galerkina, gdzie parametry ruchu łopat traktowano jako złożenie giętnych i skrętnych postaci własnych łopat. Wyniki symulacyjne wskazują na możliwość generacji większych momentów sterujących wirnika i poprawę manewrowości śmigłowca w przypadku zabudowy niezmienianej łopaty wirnika przegubowego w zespole z głowicą sprężystą.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2018, 1 (250); 114-131
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Design and optimisation of main rotor for ultralight helicopter
    Autorzy:
    Stalewski, W.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/243641.pdf
    Data publikacji:
    2017
    Wydawca:
    Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych
    Tematy:
    rotorcraft
    ultralight helicopter
    main rotor
    airfoil
    computer-aided design
    optimisation
    Opis:
    A modern main rotor, dedicated to the ultralight helicopter, has been designed and optimised. Due to assumed simplicity of the rotor design and taking into account some technological constraints, the principal purpose of the presented research was to design a dedicated airfoil which, when applied on the main-rotor blades, would influence satisfactory improvement in a performance of the ultralight helicopter, especially in fast flight. The design and optimisation process has been supported by a computational methodology. The in-house software has been used for direct and inverse design of shapes of the rotor-blade airfoils. Aerodynamic properties of the airfoils as well as the helicopter main rotor were evaluated based on both the two-dimensional and three-dimensional flow simulations conducted using the ANSYS FLUENT software that was used to solve U/RANS equations. Based on the results of conducted computational simulations of fast flight of the ultralight helicopter, it can be concluded that the newly designed main rotor, compared to the baseline, may give certain improvement in helicopter performance in fast flight. In addition, the application of this newly designed rotor may lead to increase of a maximum speed of the helicopter flight, due to the greater lift force achievable by this rotor on the retreating blade, which is favourable from point of view of keeping of a lateral balance of the helicopter in fast flight.
    Źródło:
    Journal of KONES; 2017, 24, 4; 287-295
    1231-4005
    2354-0133
    Pojawia się w:
    Journal of KONES
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Simulation investigation of operational conditions of rotor for high-speed compound helicopter
    Autorzy:
    Stanisławski, J.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/245640.pdf
    Data publikacji:
    2018
    Wydawca:
    Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych
    Tematy:
    compound helicopter
    rotor loads
    blade deformation
    helikopter
    obciążenia wirnika
    deformacja ostrza
    Opis:
    The article presents results of simulations concerning possibilities of rotorcraft performance enhancements for compound helicopters with introduced additional wings and propellers. The simple model of helicopter including a point mass of fuselage and a rotor treated as a disk was used for calculations of helicopter flight equilibrium conditions. For the defined flight states, the more detailed model of elastic blade was applied to compute magnitude of rotor loads and level of blade deformations. The model of elastic blade includes out-of-plane bending, in plane bending, and torsion effects due to variable aerodynamic and inertial loads of rotor blades. Equations of motion of rotor blades are solved applying Runge-Kutta method. Taking into account Galerkin method, parameters of blade motion are computed as a combination of assumed torsion and bending Eigen modes of the rotor blade. The six-bladed rotor with stiff connections of blades and hub was applied for comparison of flight envelope for conventional helicopter and versions of compound rotorcraft with additional propellers and with wings and propellers. Simulations indicate that, in the case of compound helicopter configuration, achieving the operational flight conditions at high speed of 400 km/h is possible without generating excessive loads and blade deformations. The results of calculations of rotor loads and generated blade deflections are presented in form of time-run plots and as rotor disk distributions, which depend on radial and azimuthal positions of blade elements. The simulation Keywords: compound helicopter, rotor loads, blade deformation 1.Introduction For classical configuration of helicopter, with main rotor and anti-torque tail rotor, the speed of flight is limited in comparison to fixed wing aircraft. The maximum speed of conventional helicopter is restricted due to high drag associated with compressibility effects for advancing rotor blade and stall phenomenon, which occurs at retreating blade zone. A compound helicopter configuration with added lifting wings and separate source of thrust for propulsion may help to unload main rotor and enhance speed range of rotorcraft. Initial development programs of compound helicopters [6], such as the Bell 533, the Lockheed XH-51A fitted with wings and additional turbojet engines, or the Lockheed AH-56A Cheyenne with wings and pushing propeller and after flight tests were not passed to serial production. Emerging demands for improved performance and progress in composite materials and aerodynamics of rotor blades gave impulse to return to compound helicopter concept. In the last decade, the new experimental compound helicopters with additional propulsion were tested [3]: the American Piasecki X-49 Speedhawk, the Sikorsky X2 and the French Eurocopter X3. It should be mentioned that the Eurocopter X3 achieved speed of 472 km/h setting an unofficial speed record for propeller helicopters. Analytical and experimental researchworks were performed to examine features of compound helicopters, which included effects of varying main rotor tip speed [1], wing-rotor lift share [7, 8] and investigation of dynamic stability characteristics [2]. Basing on collected experiences, the next generation of operational compound helicopter designs are being developed. The American Sikorsky S-97 Raider made the maiden flight in 2015 [4] and the European Airbus Helicopter Racer’s configuration was revealed in 2017 [5]. investigation may help to define demands for rotor of high-speed helicopter.
    Źródło:
    Journal of KONES; 2018, 25, 1; 363-370
    1231-4005
    2354-0133
    Pojawia się w:
    Journal of KONES
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Effectiveness of the compound helicopter configuration in rotorcraft performance increase
    Skuteczność śmigłowców o złożonej konfiguracji przy zwiększaniu osiągów wiropłatów
    Autorzy:
    Stanisławski, Jarosław
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/36432947.pdf
    Data publikacji:
    2020
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    compound helicopter
    rotor loads
    blade deformations
    śmigłowiec złożony
    obciążenia wirnika
    odkształcenia łopat
    Opis:
    The article presents the results of calculations applied to compare flight envelopes of varying helicopter configurations. Performance of conventional helicopter with the main and tail rotors, in the case of compound helicopter, can be improved by applying wings and pusher propellers which generate an additional lift and horizontal thrust. The simplified model of a helicopter structure, consisting of a stiff fuselage and the main rotor treated as a stiff disk, is applied for evaluation of the rotorcraft performance and the required range of control system deflections. The more detailed model of deformable main rotor blades, applying the Galerkin method, is used to calculate rotor loads and blade deformations in defined flight states. The calculations of simulated flight states are performed considering data of a hypothetical medium class helicopter with the take-off mass of 6,000 kg. In the case of both of the helicopter configurations, the articulated main rotor hub is taken under consideration. According to the Galerkin method, the elastic blade model allows to compute blade deformations as a combination of the blade bending and torsional eigen modes. Introduction of additional wing and pusher propellers allows to increase the range of operational speed over 300 km/h. Results of the simulation are presented as timeruns of rotor loads and blade deformations and in a form of disk distribution plots of rotor parameters. The simulation method can be useful in defining requirements for a high speed rotorcraft.
    W pracy przedstawiono wyniki obliczeń umożliwiających porównanie obwiedni stanów lotu dla układu konwencjonalnego śmigłowca z wirnikiem głównym i śmigłem ogonowym oraz dla śmigłowca złożonego z dodatkowymi skrzydłami generującymi siłę nośną i śmigłami pozwalającymi zwiększyć poziomą siłę napędową. Uproszczony model struktury śmigłowca obejmujący sztywny kadłub i wirnik nośny traktowany jako sztywny dysk, zastosowano do określenia osiągów wiropłata oraz wymaganego zakresu wychyleń układu sterowania. Bardziej złożony model odkształcalnych łopat wirnika z wykorzystaniem metody Galerkina zastosowano do obliczeń obciążeń wirnika i odkształceń łopat w zadanych stanach lotu obejmujących przedział lotów z dużymi prędkościami. Obliczenia przeprowadzono dla danych dotyczących hipotetycznego śmigłowca średniego o masie 6000 kg i przegubowym połączeniem łopat z głowicą wirnika. Model łopaty odkształcalnej, zgodnie z metodą Galerkina, pozwala wyznaczać odkształcenia łopat jako złożenie składowych pochodzących od uwzględnianych giętnych i skrętnych postaci własnych łopat. wprowadzenie dodatkowych skrzydeł i pchających śmigieł pozwala zwiększyć zakres prędkości lotu powyżej 300 km/h. wyniki obliczeń symulacyjnych przedstawiono w postaci przebiegów czasowych obciążeń wirnika i odkształceń łopat oraz w postaci rozkładów parametrów na dysku wirnika. Metody symulacyjne mogą być zastosowane do zdefiniowania wymagań dotyczących wiropłata dużych prędkości.
    Źródło:
    Transactions on Aerospace Research; 2020, 4 (261); 81-106
    0509-6669
    2545-2835
    Pojawia się w:
    Transactions on Aerospace Research
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    CFD analysis of rotor wake influence on rooftop helipad operations safety
    Analiza numeryczna wpływu strumienia podwirnikowego na bezpieczeństwo użytkowania lądowisk wyniesionych
    Autorzy:
    Dziubiński, A.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/213572.pdf
    Data publikacji:
    2016
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    CFD
    helicopter safety
    helipad
    rotor wake
    aerodynamika numeryczna
    bezpieczeństwo lotu
    lądowisko wyniesione
    strumień zaśmigłowy
    Opis:
    In ihe following work a real design of helipad and two example helicopters data are used to illustrate the methodology of using CFD in prediction of helipad operation safety. The analysis is limited to cases of hover, where the influence of the main rotor wake is dominant. Both safety of helicopter and ihe on-deck helipad crew are taken into account, so the flow velocity on the helipad surface and pressure distribution are obtained as well as the wake - induced flow character near the well-shaped part of a building. The flow is solved using commercial code solving RANS equations with finite volume method. Spalart Allmaras turbulence model is used, since mainly the turbulent flow occurs on rotor wake, and flow is defined around blunt bodies. This method is proven to be useful for rotational fluid cases, and trimmed rotor modeling for hover near building cases. The results were used in design of the above mentioned helipad.
    W niniejszej pracy konstrukcja aktualnie projektowanego lądowiska oraz dane dwu przykładowych śmigłowców zostały użyte do zilustrowania metodologii używania obliczeniowej mechaniki płynów do określania bezpieczeństwa użytkowania takich lądowisk. Analiza jest ograniczona do przypadków zawisu, gdzie wpływ strumienia podwirnikowego jest dominujący. Tematem rozważań jest bezpieczeństwo załogi śmigłowca i personelu naziemnego, więc obliczono prędkość przepływu nad płytą lądowiska, rozkłady ciśnień, ale również sprawdzono przepływ indukowany przez strumień podwirnikowy nad obszarami o kształcie studni. Pola przepływu otrzymano przy użyciu oprogramowania analizującego układ równań Naviera-Stokesa (RANS), metodą objętości skończonych, przy użyciu modelu turbulencji Spalart-Allmaras, dlatego że strumień podwirnikowy jest turbulentny a przepływ następuje wokół obiektów o nieaerodynamicznych kształtach. Metoda jest sprawdzona dla przypadków przepływów wirowych z modelowaniem wpływu wytrymowanego wirnika, w symulacjach zawisu w pobliżu budynków. Rezultaty poniższych prac zostały użyte przy projektowaniu wyżej wspomnianego lądowiska.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2016, 1 (242); 7-22
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    An assessment of the transient effect on helicopter main rotor stability and power demand
    Autorzy:
    Raczyński, Radosław
    Siadkowska, Ksenia
    Ścisłowski, Karol
    Wendeker, Mirosław
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/2202519.pdf
    Data publikacji:
    2022
    Wydawca:
    Polskie Towarzystwo Naukowe Silników Spalinowych
    Tematy:
    propulsion
    rotor
    power demand
    helicopter
    transient effect
    napęd
    wirnik
    zapotrzebowanie na moc
    śmigłowiec
    efekt przejściowy
    Opis:
    The researched object is a helicopter main rotor with blades of variable geometric twist characteristics. Variable torsion refers to systems of actuators made of shape memory alloys. The presented numerical analyses allow for evaluating both the dynamics of the rotor in transient states, i.e. in the zone between the static phase and the full activation phase and the impact of the change on the pulsation of the amplitude of the necessary power generated by the rotor corresponding the flight state, and thus covering the demand by the disposable power generated by the engine. This study follows a methodology of numerical analyses based on Multi Body Dynamics and the Finite Element Method and uses fluid mechanics elements and algorithms to analyze lift generation, compiled in a single computational environment referring to the same period of time.
    Źródło:
    Combustion Engines; 2022, 61, 4; 23--28
    2300-9896
    2658-1442
    Pojawia się w:
    Combustion Engines
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Simulation investigation of tail rotor behavior in directional maneuver of helicopter
    Badania symulacyjne zachowania wirnika ogonowego w manewrze kierunkowym śmigłowca
    Autorzy:
    Stanisławski, J.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/213710.pdf
    Data publikacji:
    2008
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    badania symulacyjne
    wirnik ogonowy
    manewr kierunkowy śmigłowca
    simulation investigation
    tail rotor behavior
    directional maneuver of helicopter
    Opis:
    The paper presents the simulation method for calculating the tail rotor loads and bldes deflections in directional maneuver of helicopter. The simplifed equation of yawing motion of helicopter was applid. The physical model consists of helicopter fuselage treated as stiffness body and tail rotor with blades modeled by elastic axes with distributed lumped masses. The rough control input of the tail rotor blade pitch allows investigate the tail rotor work including occuverrence of large stall regions.
    Przedstawiono symulacyjną metodę obliczania obciążeń wirnika ogonowego oraz odkształceń jego łopat w trakcie wykonywania manewru kierunkowego śmigłowca. Parametry odchylania określano przy wykorzystaniu uproszczonego równania śmigłowca. W modelu fizycznym uwzględniono sztywną bryłę kadłuba oraz odkształcalne łopaty wirnika ogonowego reprezentowane przez osie sprężyste z układem rozłożonych mas skupionych. Wprowadzenie funkcji zmian kąta nastawienia łopat wirnika ogonowego z uwzględnieniem brutalnego sterowania pozwoliło analizować obciążenia łopat w przypadku występowania rozległych stref oderwania.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2008, 2(193); 32-80
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Modyfikacja wirnika nośnego śmigłowca Sokół - ruchomy ogranicznik zwisu łopat
    The modification of the main rotorfor the Sokol helicopter - mobile blade overhang limiter
    Autorzy:
    Dziadosz, P.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/212761.pdf
    Data publikacji:
    2006
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    modyfikacja
    wirnik nośny śmigłowca
    ruchomy ogranicznik zwisu łopat
    modification
    main rotor
    Sokol helicopter
    mobile blade overhang limiter
    Opis:
    W trakcie eksploatacji śmigłowca Sokół zdarzały się przypadki uderzenia końca łopaty wirnika nośnego w belkę ogonową. Spowodowane to było najprawdopodobniej nagłym podmuchem wiatru w trakcie rozruchu wirnika w warunkach dopuszczalnych przez Instrukcję Użytkowania w Locie 180. W praktyce piloci wykonują rozruch wirnika tylko przy wietrze z przodu lub z boku. Unikają rozruchu nawet przy dopuszczalnym wietrze z tyłu. W związku z tym w PZL Świdnik S.A. podjęto prace mające na celu wyposażenie śmigłowca w "ruchomy" ogranicznik zwisu łopat. Założenia projektowe były następujące: - urządzenie powinno być montowane na piaście wirnika nośnego przy wymianie minimalnej ilości części, - dotychczasowe, stałe ograniczniki zwisu pozostają w konstrukcji piasty a w trakcie wyhamowywania wirnika pomiędzy nie wchodzą ograniczniki ruchome, które powodują zwiększenie prześwitu pomiędzy belką ogonową a łopatą, - minimalizacja masy konstrukcji. Konstrukcja ruchomych ograniczników zapewniła zwiększenie prześwitu pomiędzy końcem łopaty WN a belką ogonową o około 40 cm. Założenia projektowe zostały spełnione. Urządzenie montuje się na piaście w miejsce podkładki pod nakrętkę czopa przegubu pionowego. Montażu można dokonać u użytkownika. Masa wprowadzanego ogranicznika wynosi 0,5 kg, (0,4% masy ramienia piasty i łopaty) a jego moment statyczny względem osi obrotu wirnika nośnego wynosi 0,16 kGm (0,07% momentu statycznego ramienia piasty i łopaty). Tak mała masa ograniczników nie wpływa na dotychczasowe ograniczenia eksploatacyjne piasty. W trakcie prób naziemnych przeprowadzonych z użyciem ruchomych ograniczników badano przypadki awarii urządzenia. Zarówno w przypadku kiedy wkładki jednego ogranicznika nie wyjdą spomiędzy ograniczników stałych w trakcie rozruchu wirnika, jak i kiedy te wkładki nie wejdą pomiędzy stałe ograniczniki w trakcie hamowania wirnika, nie występują żadne niepokojące zjawiska. Ponadto w trakcie prób naziemnych opracowano procedurę sprawdzenia, czy wkładki na wszystkich czterech ramionach piasty wyszły spomiędzy ograniczników stałych w trakcie rozruchu wirnika. Ruchome ograniczniki zwisu łopat obecnie poddawane są eksploatacji nadzorowanej na śmigłowcu. W ramach tej eksploatacji wykonano już 265 uruchomień i zatrzymań wirnika i za każdym razem wszystkie ograniczniki działały prawidłowo. W trakcie tych prób ograniczników wylatano 103 godziny.
    During operation of the Sokol helicopter, instances of the main rotor blade edge impacting with the tail boom occurred. It is highly probable that this was caused by a sudden gust of wind during start-up of the rotor in conditions, which are allowable in the in-flight operating Manual 180. In practice, the pilots carry out a rotor start-up only in head - or sidewind conditions. They avoid start-up even during an allowable tailwind. Because of this, in PZL Świdnik SA research was undertaken with the intention of equipping the helicopter with a "mobile" limiter of blade overhang. The requirements of the project were as follows: The device should be fitted on the main rotor hub with a minimal number of parts to be changed. The existing fixed limiters of overhang remain in the hub structure, and during rotor deceleration, mobile limiters do not come in between, which causes an increase in clearance between the tail boom and the blade. The structure of mobile limiters ensured an increase of clearance between the end of the main rotor blade and the tail boom by around 40 cm. The project requirements were fulfilled. The device is fitted on the hub in the location of the washer pod under the nut of the journal of the alpha hinge. The assembly can be performed by the operator. The mass of the added limiter is 0.5 kg (0.4% of the mass of the arm of the hub and blade, and its static moment with respect to the main rotor axis of rotation is 0.16 daNm (0.07% of the static moment of the arm of the hub and blade). Such a small mass of the limiters does not influence the existing operating limits of the hub. In the process of ground tests carried out with the aid of mobile limiters, cases of system failure were analyzed. In both the case when the pads of one limiter will not come out of between the fixed limiters during rotor start-up, as well as when these pads do not come in between the fixed limiters during deceleration of the rotor, no phenomena of concern occur. Furthermore during ground testing a procedure was designed to check if the pads on all 4-hub arms did not come in between the fixed limiters during start-up of the rotor. Mobile blade overhang limiters are currently being monitored in operation on the helicopter. During this operation, already 265 starts and stoppages of the rotor were carried out, and in every case all the limiters functioned correctly. During these tests, the limiters flew for 103 hours.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2006, 1-2 (184-185); 94-98
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Koncepcja i analiza działania projektu wirnika nosnego współosiowego współbieżnego na przykładzie rozwiązania dla śmigłowca IS-2
    Idea and performance analysis of the coaxial synchronous lifting rotor project on the solution example for the IS-2 helicopter
    Autorzy:
    Filipiak, P.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/213892.pdf
    Data publikacji:
    2008
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    lotnictwo
    śmigłowce
    projekt wirnika nośnego współosiowego współbieżnego
    śmigłowiec IS-2
    aviation
    helicopters
    coaxial synchronous lifting rotor
    IS-2 helicopter
    Opis:
    W artykule przedstawiono wstępną koncepcję wirnika nośnego o liczbie łopat większej od pięciu. Rozwiązanie takie pozwoli na obniżenie poziomu emitowanego hałasu przez wirnik nośny. Dodatkowo zwiększona liczba łopat wirnika spowoduje mniejszy poziom drgań powstających na wirniku i przenoszonych na kadłub śmigłowca.
    In the article is submitted the initial idea of lifting rotor with the blades number greater than five. Such solution will permit on the lowering noise level caused by the lifting rotor. Additionally, the increased number of the rotor blades will cause lowering of the rotor vibrations level, later transferred on the helicopter fuselage.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2008, 3-4 (194-195); 240-250
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Numeryczne modelowanie rozpływu spalin w strumieniu zawirnikowym podczas zawisu śmigłowca
    Numerical model of exhaust expansion in rotor wake vortex during vertical helicopter flight
    Autorzy:
    Fijałkowski, S.
    Kania, M.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/213267.pdf
    Data publikacji:
    2011
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    cyfrowa symulacja przepływów
    numeryczne modelowanie rozpływu spalin
    zawis śmigłowca
    numerical simulation of fluid flow
    rotor wake vortex
    helicopter flight
    Opis:
    W artykule przedstawiono model numeryczny i wyniki symulacji rozpływu spalin odpływających z silników napedowych w manewrze zawisu śmigłowca, z różnymi prędkościami wiatru bocznego. Symulację przeprowadzono z wykorzystaniem modelu numerycznego i oprogramowania ANSYS FLUENT. Obliczenia symulacyjne przeprowadzono na przykładzie zawisu śmigłowca PZL W3A Sokół.
    The paper presents the 3D model and simulation for exhaust gases expansion in vertical helicopter flight with different side wind speeds. The ANSYS FLUENT and CFD software were used to develop the model and simulations. The simulation were done for the PZL W-3A "Sokół" in vertical flight.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2011, 12 (221); 71-88
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Wpływ turbulencji wywołanej przez wirnik śmigłowca Mi-8 na możliwość startu i lądowania statku UAV na jego pokładzie
    Influence of turbulence under main rotor MI-8 helicopter on possibility of start and landing UAV vehicle on his loading ramp
    Autorzy:
    Kania, M.
    Sobczak, K.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/213003.pdf
    Data publikacji:
    2011
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    turbulencje
    wirnik śmigłowca
    śmigłowiec Mi-8
    możliwość lądowania i startu statku UAV na pokładzie Mi-8
    turbulence
    main rotor Mi-8 helicopter
    possibility of start and landing UAV vehicle his loading ramp
    Opis:
    W publikacji przedstawiono wyniki analiz ukazujących wpływ turbulencji wywołanej przez wirnik nośny śmigłowca Mi-8, na możliwość startu i lądowania statku UAV na jego pokładzie. Wyznaczono warunki optymalne na wykonanie operacji pojęcia statku bezzałogowego oraz przedstawiono mapy prędkości i linie prądu obrazujące turbulencję w okolicy luku ładunkowego śmigłowca. Obliczenia wykonane zostały za pomocą narzędzia Ansys Fluent.
    In this paper preset results of analysis on influence of turbulence under main rotor Mi-8 helicopter on possibility of start and landing UAV vehicle on his loading ramp. During researches determinate the optimal conditions of helicopter flight to perform the operation of pick up unmanned vehicle. All calculations were performed by using Ansys Fluent software.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2011, 10 (219); 212-220
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Robust flat filtering control of a two degrees of freedom helicopter subject to tail rotor disturbances
    Autorzy:
    Sánchez-Meza, Victor-Gabriel
    Lozano-Hernández, Yair
    Gutiérrez-Frías, Octavio
    Lozada-Castillo, Norma
    Luviano-Juárez, Alberto
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/24200696.pdf
    Data publikacji:
    2023
    Wydawca:
    Uniwersytet Zielonogórski. Oficyna Wydawnicza
    Tematy:
    flat filtering control
    generalized proportional integral control
    nonlinear system
    tail rotor disturbance
    two degrees of freedom helicopter
    sterowanie całkujące
    układ nieliniowy
    zakłócenia wirnika
    Opis:
    This article deals with modelling and a flatness-based robust trajectory tracking scheme for a two degrees of freedom helicopter, which is subject to four types of tail rotor disturbances to validate the control scheme robustness. A mathematical model of the system, its differential flatness and a differential parametrization are obtained. The flat filtering control is designed for the system control with a partially known model, assuming the non-modelled dynamics and the external disturbances (specially the tail rotor ones) to be rejected by means of an extended state model (ultra-local model). Numerical and experimental assessments are carried out on a characterized prototype whose yaw angle (ψ), given by the z axis, is in free form, while the pitch angle (θ), which results from rotation about the y axis, is mechanically restricted. The proposed controller performance is tested through a set of experiments in trajectory tracking tasks with different disturbances in the tail rotor, showing robust behaviour for the different disturbances. Besides, a comparison study against a widely used controller of LQR type is carried out, in which the proposed controller achieves better results, as illustrated by a performance index.
    Źródło:
    International Journal of Applied Mathematics and Computer Science; 2023, 33, 4; 521--535
    1641-876X
    2083-8492
    Pojawia się w:
    International Journal of Applied Mathematics and Computer Science
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Koncepcja wielołopatowego w pełni przegubowego wirnika ogonowego dla śmigłowca lekkiego o masie 900-1200 kg
    Conception a few-bladed hinged tail totor to a light helicopter weighing 900-1200 kg
    Autorzy:
    Zięba, A.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/213032.pdf
    Data publikacji:
    2011
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    wielopłatowy wirnik ogonowy w pełni przegubowy
    analiza porównawcza konstrukcji
    lekki śmigłowiec o masie 900-1200 kg
    few-bladed hinged tail rotor
    light helicopter weighing 900-1200 kg
    Opis:
    W artykule przedstawiono koncepcję wielołopatowego wirnika ogonowego z kompozytowymi łopatami zawieszonymi na przegubach kulistych dla śmigłowca lekkiego o masie 900-1200 kg. Ponadto omówiono rozwiązania konstrukcyjne śmigieł ogonowych współcześnie stosowanych w budowie śmigłowców oraz przeprowadzono analizę porównawczą opracowanej konstrukcji wirnika przegubowego z wirnikiem sztywno mocowanym, w celu zdefiniowania podstawowych wad i zalet każdego z rozwiązań. Analizie poddano także możliwość wystąpienia zjawiska rezonansu naziemnego w omawianej konstrukcji. Przeprowadzone analizy dowiodły, że śmigło ogonowe w pełni przegubowe posiada cechy konstrukcyjne niezwykle przydatne w budowie śmigieł ogonowych.
    This publication presents the conception of the few-bladed tail rotor with composite blades mounted on spherical bearings to the light helicopter weighing 900-1200 kg. This article provides a basic solution to the tail rotor blades currently used in the construction of helicopter. There were shown advantages and disadvantages of the tail rotor with spherical bearings in comparison to other design – particularly of the tail rotor with blades relatively rigidly mounted. For these two constructions were conducted comparative analysis of loads and performance at directional rotation helicopter and maximum thrust the tail rotor. Results this analysis are presented in graphs. In addition examined the possibility of the resonance ground for new tail rotor. It was proved that new design can be alternatively and complementarily used in comparison to contemporary ones.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2011, 10 (219); 321-336
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
      Wyświetlanie 1-50 z 50

      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