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 "rotor loads" wg kryterium: Temat

  Lista filtrów
Wyrównaj
    Wyświetlanie 1-9 z 9
    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:
    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:
    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:
    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:
    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:
    Analysis of the pre-rotation engine loads in the autogyro
    Autorzy:
    Czyż, Z.
    Łusiak, T.
    Czyz, D.
    Kasperek, D.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/103223.pdf
    Data publikacji:
    2016
    Wydawca:
    Stowarzyszenie Inżynierów i Techników Mechaników Polskich
    Tematy:
    prerotation
    main rotor
    aerodynamics
    aerodynamic loads
    gyroplane
    autogyro
    Opis:
    The paper presents the analyzes of the pre-rotation engine loads in the Taurus autogyro manufactured by Aviation Artur Trendak from Poland. Based on the NACA-9 H-12 airfoil characteristics of the drag coefficient, on which the rotor blade was made, forces acting on the rotor during pre-rotation have been calculated. The paper presents the characteristics of the drag coefficient as a function of angle of attack for Re = 1,800,000 and Re = 2,600,000. For the speed range of 0 to 400 rpm torque resulting from the drag forces and the power required to drive the rotor were calculated.
    Źródło:
    Advances in Science and Technology. Research Journal; 2016, 10, 31; 169-176
    2299-8624
    Pojawia się w:
    Advances in Science and Technology. Research Journal
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Residual strength assessment of wind turbine rotor blade composites under combined effects of natural aging and fatigue loads
    Autorzy:
    Gao, Jian-Xiong
    An, Zong-Wen
    Ma, Qiang
    Bai, Xue-Zong
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/1841943.pdf
    Data publikacji:
    2020
    Wydawca:
    Polska Akademia Nauk. Polskie Naukowo-Techniczne Towarzystwo Eksploatacyjne PAN
    Tematy:
    wind turbine rotor blade
    natural aging
    fatigue loads
    residual strength
    composite material
    Opis:
    In this paper, the combined effects of natural aging and fatigue loads are considered to assess the residual strength of wind turbine rotor blade composites under actual service environments. Firstly, a comprehensive environmental factor (CEF) methodology is adopted to quantify the combined effects of environmental factors on residual strength. Meanwhile, the artificial accelerated aging test data are used to determine the weight coefficients of the CEF. Subsequently, a two-variable function is presented to characterize the relationship among residual strength, aging time and the CEF. The natural aging test data are utilized to estimate the unknown parameters of the two-variable function. Finally, the combined effects of natural aging and fatigue loads are considered, and a residual strength model is proposed to analyze the strength degradation behaviors of the wind turbine rotor blade composites. The results indicate that fatigue loads have negative effect on the residual strength, while natural aging has both positive and negative effects on the residual strength.
    Źródło:
    Eksploatacja i Niezawodność; 2020, 22, 4; 601-609
    1507-2711
    Pojawia się w:
    Eksploatacja i Niezawodność
    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
      Wyświetlanie 1-9 z 9

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