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 "model aircraft engine" wg kryterium: Temat

  Lista filtrów
Wyrównaj
    Wyświetlanie 1-6 z 6
    Tytuł:
    Diagnostic model of aircraft turbine engine governor pump
    Autorzy:
    Ohanian, Ihor
    Yepifanov, Sergiy
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/36455739.pdf
    Data publikacji:
    2022
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    aircraft turbine engine
    hydromechanical governor
    governor pump
    diagnostics
    model
    influence coefficients
    Opis:
    This paper presents a mathematical model for a hydromechanical fuel governor pump, to be used in parametric diagnostics. The design and operation of the governor are described. The main requirements of the model are formulated, its structure is determined, corresponding to the specifics of the diagnostic task, and assumptions to make the model simpler are presented (single-dimensional flow and absence of heat exchange). The presented model consists of idealized elements with lumped parameters (such as pressure and mass consumption of the working fluid), accounting for the compressibility of the substance and the design arrangement of the governor (presence of mechanical rests, metering orifices of complex shapes, relay switchers, etc.). Equations of elements with lumped parameters, linked by hydraulic channels in one node, are presented. The model - a system of first-order differential-algebraic equations - is solved and the parameters of the governor pump are determined for different steady-state and transient operation modes. We compare our results to the requirements for the corresponding parameters outlined in the Engineering Specifications. The model is matched to the specifications by correcting setting parameters (tightening of elastic springs, areas of throttles, etc.), and a method of initial model linearization is developed. Based on the results, we conclude that our model can be used as a diagnostic algorithm for a governor pump, at the testing and development stages, during manufacturing, repair and maintenance.
    Źródło:
    Transactions on Aerospace Research; 2022, 2 (267); 80-95
    0509-6669
    2545-2835
    Pojawia się w:
    Transactions on Aerospace Research
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Termo-mechaniczna analiza naprężeń i odkształceń zespołu cylindra silnika spalinowego jako próba wyjaśnienia niekontrolowanego zapłonu mieszanki paliwowo-powietrznej
    Thermo-mechanical analysis of stress and deformation of engine cylinder block assembly as the attempt to explain an uncontrolled ignition of air-fuel mixture
    Autorzy:
    Michalski, J.
    Woś, P.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/309904.pdf
    Data publikacji:
    2018
    Wydawca:
    Instytut Naukowo-Wydawniczy "SPATIUM"
    Tematy:
    połączenie skurczowo-rozprężne
    zespół cylindra silnika
    stan wytężenia tulei
    stan wytężenia kadłuba cylindra
    silnik lotniczy
    zapłon samoczynny
    szczelina
    pełzanie materiału
    model analityczny naprężeń
    compression-expansion joint
    engine cylinder device
    cylinder stress pattern
    aircraft engine
    compression ignition
    gap
    creep
    analytical stress model
    Opis:
    W pracy przeprowadzono analizę możliwej przyczyny występowania samoczynnego zapłonu mieszanki paliwowo-powietrznej lotniczego silnika spalinowego obciążonego mocą maksymalną podczas badań na hamowni silnikowej. Takie objawy niepoprawnej pracy silnika mogą występować także w locie samolotu i śmigłowca. W celu wyjaśnienia przyczyny niepoprawnej pracy silnika zastosowano nieliniową analizę metodą elementów skończonych. Określono dyskretny model uproszczonego układu zespołu cylindra silnika obejmujący kadłub i tuleję cylindrową. W analizie numerycznej uwzględniono zarówno siłę mechaniczną, wynikającą z obciążenia zaciskiem tulei cylindrowej w kadłubie jak i obciążenie ciśnieniem czynnika roboczego oraz obciążenie nierównomiernym polem temperatury. Przemieszczenia i naprężenia w tulei i kadłubie obliczono metodą elementów skończonych za pomocą systemu PATRAN oraz systemem ABAQUS. Wynikło to z konieczności uwzględnienia silnej anizotropii właściwości tulei cylindrowej z żeliwa szarego podczas rozciągania i ściskania. Geometrię części modelowano elementami płaskimi o topologii czterowęzłowej z elementami kontaktowymi dwuwymiarowymi sprzęgającymi. Analitycznie wyznaczono także naprężenia zginające w zespole cylindra wywołane obciążeniem bocznym tłoka silnika poprzez uwzględnienie ciśnienia czynnika roboczego, sił masowych i siły tarcia. Obciążenie ciśnieniem i temperaturą zespołu cylindra określono w wyniku badań stanowiskowych silnika. Charakterystyki materiałowe żeliwa szarego i żaroodpornego stopu aluminium wyznaczono doświadczalnie. Wyniki nieliniowej analizy statycznej naprężeń i odkształceń dla połączenia tuleja cylindrowa-kadłub wykazały, że w obszarze zwrotu zewnętrznego pierścieni tłokowych wystąpiły wysokie naprężenia i odkształcenie plastyczne tulei cylindrowej, wywołujące brak styku połączenia tych elementów. Zakłóca to przepływ ciepła z tulei cylindrowej do kadłuba i stwarza możliwość niekontrolowanego zapłonu mieszanki paliwowo-powietrznej. W silniku istnieje konieczność stosowania zacisku średnicowego tulei w cylindrze w granicach 0.21÷0.42 mm, co wynika z rozszerzalności cieplnej elementów w warunkach jego pracy z maksymalną prędkością obrotową i obciążenia maksymalną mocą. Połączenie skurczowo-rozprężne tulei z cylindrem dla największego zacisku powoduje odkształcenie plastyczne żeliwa szarego tulei cylindrowej. Wymagana jest zmiana gatunku lub rodzaju żeliwa o wytrzymałości doraźnej powyżej 400 MPa.
    The paper analyzes the possible cause of self-ignition of air-fuel mixture in spark-ignition internal combustion engine loaded with maximum power during tests on the engine dynamometer stand. It leads to incorrect engine operation and may also occur during the flight of an aircraft or helicopter. In order to explain the cause of incorrect engine operation, a non-linear analysis using the finite element method was applied. A discreet model of a simplified engine cylinder assembly system comprising a cylinder body and the liner was determined. The numerical analysis includes both the mechanical force resulting from loading the cylinder liner clamp in the body as well as the pressure of the working medium pressure and the load on the non-uniform temperature field taken from engine test-bed measurements. The results of nonlinear static analysis of stresses and strains for the cylinder body-liner connection have shown that in the area of TDC where outer piston ring turns back, high stresses and plastic deformation of the cylinder liner occurr, causing a lack of contact between these elements. This disrupts the heat transfer from the cylinder liner to the cylinder body and creates the possibility of uncontrolled ignition of the fuel-air mixture.
    Źródło:
    Autobusy : technika, eksploatacja, systemy transportowe; 2018, 19, 6; 609-618, CD
    1509-5878
    2450-7725
    Pojawia się w:
    Autobusy : technika, eksploatacja, systemy transportowe
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    The research of acoustic emission of a low-power aircraft engine
    Badanie emisji akustycznej lotniczego silnika małej mocy
    Autorzy:
    Gęca, M.
    Pietrykowski, K.
    Rosiński, K.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/36388826.pdf
    Data publikacji:
    2018
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    model aircraft engine
    aerospace propulsion systems
    sound power
    noise
    silnik modelarski
    napędy lotnicze
    moc akustyczna
    hałas
    Opis:
    This paper presents the methodology and investigation of the sound power level produced by a radial piston aircraft engine operating at varied speeds. The research model aircraft engine of a maximum power of 5.5 kW with a two-bladed airscrew was placed on a test bend. Its sound power level was calculated from the sound pressure level measured at 9 measurement points distributed on a hemispherical surface in a confined space in line with PN-EN 3744. Mean sound power generated by the ASP FS400AR engine is 96 dB at idle (2,880 rpm) and 105 dB at a cruising speed (4,740 rpm). Accordingly, it can be concluded that a sound level meter registered a higher sound power level at the points in front of the model aircraft engine than at the points behind it, whereas the lowest sound power level was registered directly above the engine.
    W artykule przedstawiono metodologię oraz badania emisji akustycznej tłokowego lotniczego silnika w układzie gwiazda przy określonych prędkościach obrotowych silnika. Na badanym modelarskim silniku gwiazdowym o maksymalnej mocy 5,5 kW umieszczono śmigło dwułopatowe. Silnik umieszczono na stanowisku badawczym. Przeanalizowano budowę napędów lotniczych ze szczególnym uwzględnieniem modelarskich silników tłokowych, przyrządy do pomiaru poziomu dźwięku, normy i przepisy dotyczące emisji akustycznej z silników lotniczych oraz jak hałas lotniczy wpływa na zdrowie człowieka. W pracy również przedstawiono metody pomiarów akustycznych oraz elementy stanowiska badawczego. Wyznaczono poziom mocy akustycznej źródła w oparciu o pomiary poziomu ciśnienia akustycznego w 9 punktach pomiarowych na półkulistej powierzchni pomiarowej w przestrzeni zamkniętej zgodnie z normą PN-EN 3744. Przed zasadniczymi pomiarami zmierzono poziom ciśnienia akustycznego tła. Średnia moc akustyczna wytwarzana przez silnik ASP FS400AR na biegu jałowym (2880 obr/min) wynosi 96 dB a przy prędkości przelotowej (4740 obr/min) 105 dB. Na podstawie wyników stwierdzono, że miernik ustawiony w punktach znajdujących się przed silnikiem, zarejestrował wyższy poziom mocy akustycznej niż punkty znajdujące się za modelarskim silnikiem tłokowym, natomiast najmniejsza moc akustyczna wyznaczona w czasie pomiarów znajduje się bezpośrednio nad silnikiem.
    Źródło:
    Transactions on Aerospace Research; 2018, 3 (252); 19-29
    0509-6669
    2545-2835
    Pojawia się w:
    Transactions on Aerospace Research
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Badania symulacyjne tłokowego silnika lotniczego ASz-62IR w warunkach ustalonych
    Simulation studies of aircraft engine ASz-62IR in steady-state conditions
    Autorzy:
    Karpiński, P.
    Grabowski, Ł.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/213596.pdf
    Data publikacji:
    2016
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    silnik lotniczy
    zapłon
    model zerowymiarowy
    aircraft engine
    ignition
    zero-dimensional model
    Opis:
    W pracy przedstawiono wyniki badań modelowych tłokowego silnika lotniczego. Jednym ze sposobów umożliwiających analizę pracy silnika jest opracowanie jego modelu i wykonanie obliczeń symulacyjnych. Zerowymiarowy model lotniczego tłokowego silnika ASz-62IR opracowano w programie AVL BOOST. Parametry modelu spalania uzyskano przy pomocy modułu Burn. Porównano wartości pewnych parametrów otrzymane drogą obliczeniową i doświadczalną. Wykonano szereg symulacji, w wyniku których otrzymano wartości wybranych parametrów pracy silnika. Wartości te porównano z wynikami uzyskanymi doświadczalnie w celu weryfikacji opracowanego modelu. Następnie przeprowadzono obliczenia symulacyjne w celu otrzymania szeregu charakterystyk regulacyjnych kąta wyprzedzenia zapłonu, ktore przedstawiają zależność uzyskiwanej mocy dla różnych zakresów wysokości w funkcji kąta wyprzedzenia zapłonu. Przedstawiono wnioski wynikające z wykonanych symulacji oraz zwrócono uwagę na inne możliwości wykorzystania opracowanego modelu silnika.
    The paper presents the results of research aircraft piston engine model. One of the methods used to analyze engine work is creating the model and performing simulation. Zero-dimensional model of aircraft piston engine ASz-62IR was created in the AVL BOOST program. Combustion parameters were obtained with help of the Burn module. A series of simulations were performed, which resulted in the values of selected parameters of the engine. These values were compared with the results obtained experimentally to verify the created model. Then, simulations were performed to obtain regulatory characteristics of the ignition timing. At the end of the paper, conclusions conclusions drawn from the performed simulations and other ways of using the created model engine were presented.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2016, 3 (244); 305-317
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Operation reliability analysis based on fuzzy support vector machine for aircraft engines
    Analiza niezawodności eksploatacyjnej silników lotniczych w oparciu o metodę rozmytej maszyny wektorów nośnych (FSVM)
    Autorzy:
    Gao, J.
    Wang, H.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/301319.pdf
    Data publikacji:
    2015
    Wydawca:
    Polska Akademia Nauk. Polskie Naukowo-Techniczne Towarzystwo Eksploatacyjne PAN
    Tematy:
    aircraft engine
    reliability analysis
    competing failure
    Bayesian model averaging
    data fusion
    silnik samolotu
    analiza niezawodności
    uszkodzenie konkurujące
    bayesowskie uśrednianie modeli
    fuzja danych
    Opis:
    The aircraft engine is a complex and repairable system, and the diversity of its failure modes increases the difficulty of operation reliability analysis. It is necessary to establish a dynamic relationship among monitoring information, failure mode and system reliability for achieving scientific reliability analysis for aircraft engines. This paper has used fuzzy support vector machine (FVSM) method to fuse condition monitoring information. The reliability analysis models including Gamma process model and Winner process model, respectively for different failure modes, have been presented. Furthermore, these two models have been integrated on the basis of competing failures’ mechanism. Bayesian model averaging has been used to analyze the effects of different failure modes on aircraft engines’ reliability. As a result of above, the goal of an accurate analysis of the reliability for aircraft engines has been achieved. Example shows the effectiveness of the proposed model.
    Silnik samolotu to złożony system naprawialny, a różnorodność przyczyn jego uszkodzeń zwiększa trudność analizy niezawodności eksploatacyjnej. Istnieje konieczność ustalenia dynamicznych związków pomiędzy monitorowaniem informacji, przyczynami uszkodzeń i niezawodnością systemu, których znajomość pozwoliłaby przeprowadzać naukową analizę niezawodności silników lotniczych. Do integracji danych z monitorowania informacji, w pracy wykorzystano metodę rozmytej maszyny wektorów nośnych (FSVM). Dla różnych przyczyn uszkodzeń, przedstawiono odpowiednie modele analizy niezawodności – model procesu Gamma i model procesu Wienera. Przedstawione modele zintegrowano na podstawie mechanizmu uszkodzeń konkurujących. Do analizy wpływu różnych przyczyn uszkodzeń na niezawodność silników lotniczych wykorzystano procedurę bayesowskiego uśredniania modeli. Dzięki powyższym krokom, osiągnięto założony cel dokładnej analizy niezawodności silników samolotowych. Przykład pokazuje skuteczność proponowanego modelu.
    Źródło:
    Eksploatacja i Niezawodność; 2015, 17, 2; 186-193
    1507-2711
    Pojawia się w:
    Eksploatacja i Niezawodność
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    A reliability evaluation study based on competing failures for aircraft engines
    Badania dotyczące oceny niezawodności silników lotniczych w oparciu o uszkodzenia konkurujące
    Autorzy:
    Wang, H.
    Gao, J.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/300888.pdf
    Data publikacji:
    2014
    Wydawca:
    Polska Akademia Nauk. Polskie Naukowo-Techniczne Towarzystwo Eksploatacyjne PAN
    Tematy:
    silnik lotniczy
    ocena niezawodności
    uszkodzenia konkurujące
    bayesowskie uśrednianie modeli
    fuzja danych
    aircraft engine
    reliability evaluation
    competing failures
    Bayesian model averaging
    data fusion
    Opis:
    Aircraft engine is a complex and repairable system, and the diversity of its failure modes increases the difficulty of reliability evaluation. It is necessary to establish a dynamic relationship among data, failure mode and system reliability, to achieve the scientific reliability evaluation for aircraft engines. This paper has used data fusion method to establish reliability evaluation models respectively for performance degradation failures and sudden failures. Furthermore, these two models have been integrated on the basis of competing failures’ mechanism. Bayesian model averaging has been used to analyze the impacts of performance degradation failures and sudden failures on aircraft engines’ reliability. As a result of above, the goal of an accurate evaluation of the reliability for aircraft engines has been achieved. Example shows the effectiveness of the proposed model.
    Silnik samolotu to złożony system naprawialny, w którym różnorodność przyczyn uszkodzeń zwiększa trudność oceny niezawodności. Dlatego też istnieje konieczność ustalenia dynamicznych związków pomiędzy danymi, przyczynami uszkodzenia i niezawodnością systemu, których znajomość pozwoliłaby przeprowadzać naukową ocenę niezawodności silników lotniczych. W prezentowanej pracy wykorzystano metodę fuzji danych do opracowania modeli oceny niezawodności w zakresie uszkodzeń wynikających z obniżenia charakterystyk oraz uszkodzeń nagłych. Ponadto, opracowane modele zintegrowano na podstawie mechanizmu uszkodzeń konkurujących. Do analizy wpływu dwóch omawianych typów uszkodzeń na niezawodność silników lotniczych wykorzystano procedurę bayesowskiego uśredniania modeli. Dzięki powyższym krokom, osiągnięto założony cel dokładnej oceny niezawodności silników samolotowych. Przykład pokazuje skuteczność proponowanego modelu.
    Źródło:
    Eksploatacja i Niezawodność; 2014, 16, 2; 171-178
    1507-2711
    Pojawia się w:
    Eksploatacja i Niezawodność
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
      Wyświetlanie 1-6 z 6

      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