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 "samolot wielozadaniowy" wg kryterium: Temat

  Lista filtrów
Wyrównaj
    Wyświetlanie 1-13 z 13
    Tytuł:
    Analiza porównawcza testów emisji związków szkodliwych spalin silnika turbinowego
    Comparative analysis of exhaust emission tests for a turbine engine
    Autorzy:
    Merkisz, J.
    Markowski, J.
    Ślusarz, G.
    Galant, M.
    Karpiński, D.
    Wirkowski, P.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/133551.pdf
    Data publikacji:
    2015
    Wydawca:
    Polskie Towarzystwo Naukowe Silników Spalinowych
    Tematy:
    emisja
    samolot wielozadaniowy
    test LTO
    emission
    multipurpose aircraft
    LTO test
    Opis:
    Lotnicze silniki turbinowe o sile ciągu większej od 27,6 kN podlegają normom emisji związków szkodliwych spalin zgodnie z Aneksem 16 Konwencji Chicagowskiej ustalonymi przez ICAO. Normy emisji silników odrzutowych określone są wg przyjętego jako wzorcowy - cyklu startu i lądowania LTO (ang. Landing and take-off cycle). Normy te stosuje się również dla silników wykorzystywanych w wojskowych samolotach wielozadaniowych. Jednak eksploatacja samolotów wielozadaniowych różni się od eksploatacji cywilnych statków powietrznych. W związku z tym przeprowadzono analizę wyników emisji zanieczyszczeń uzyskanych w przeprowadzonych testach badawczych z wartościami emisji wynikających z wytycznych zawartych w normach.
    Aviation gas turbines with thrust greater than 27.6 kN are subject to exhaust emission norms and regulations for harmful compounds outlined in Annex 16 of the Chicago Convention as established by ICAO. Jet engine emission standards are defined with the use of an established takeoff and landing model known as the LTO cycle (Landing and take-off). These standards also apply to engines used in multi-role combat aircraft. However, multi-role combat aircraft operation differs from the operation of civilian aircraft. Therefore, the analysis of the emission results obtained in the carried out research was done with the use of emission values contained in the norm guidelines.
    Źródło:
    Combustion Engines; 2015, 54, 3; 449-455
    2300-9896
    2658-1442
    Pojawia się w:
    Combustion Engines
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Selection criteria of internal parameters of turbofan engine for the type of multi-task aircraft mission
    Kryteria doboru parametrów wewnetrznych silnika dwuprzepływowego do rodzaju misji samolotu wielozadaniowego
    Autorzy:
    Wygonik, P.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/133911.pdf
    Data publikacji:
    2013
    Wydawca:
    Polskie Towarzystwo Naukowe Silników Spalinowych
    Tematy:
    multi-task airplane
    turbofan engine
    engine parameters optimization
    samolot wielozadaniowy
    silnik przepływowy
    optymalizacja parametrów silnika
    Opis:
    The problem described in the paper concerns the selection strategy of the so-called calculation point of the turbofan engine of the multi-task aircraft already at the stage of preliminary design of the aircraft and aircraft engine as a system. A multi-task airplane during each mission needs to perform a series of tasks with different levels of power utilization, while changing the mass, at different altitudes and flight velocities. There was defined the criterion of the LoLoLo mission based on an assessment of mission energy consumption. The calculation results were presented from the point of view of the influence of thermo-gas-dynamic parameters of the comparative cycle circulation (such as compression, turbine inlet temperature, the degree of streams distribution) on the criterion of energy resources usage. The presented criterion allows to make a correct selection of parameters of thermodynamic cycle from the viewpoint of energy possibilities of an aircraft and a mission.
    Problem przedstawiony w artykule dotyczy strategii wyboru tzw. punktu obliczeniowego silnika systemu lotniczego. Samolot wielozadaniowy podczas każdej misji musi wykonać cały szereg zadań, różniących się poziomem wykorzystania mocy, przy zmieniającej się masie własnej, na różnych wysokościach i prędkościach lotu. Zdefiniowano kryterium oceny misji typu LoLoLo w oparciu o ocenę energochłonności misji. Wyniki obliczeń przedstawiono z punktu widzenia wpływu parametrów termogazodynamicznych obiegu porównawczego (jak spręż, temperatura przed turbiną, stopień podziału strumieni) na kryterium wykorzystania zasobów energetycznych. Przedstawione kryterium pozwala dokonac prawidłowości wyboru parametrów obiegu termodynamicznego z punktu widzenia możliwości energetycznych samolotu i misji.
    Źródło:
    Combustion Engines; 2013, 52, 3; 483-488
    2300-9896
    2658-1442
    Pojawia się w:
    Combustion Engines
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Criteria of aircraft engine parameters evaluation for multi-purpose aircraft
    Kryteria oceny parametrów silnika turbinowego stanowiącego napęd samolotu wielozadaniowego
    Autorzy:
    Wygonik, P.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/243118.pdf
    Data publikacji:
    2007
    Wydawca:
    Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych
    Tematy:
    samolot wielozadaniowy
    silniki turbinowe
    integracja samolotu i silnika
    multi-purpose aircraft
    turbine engines
    airframe and engine integration
    Opis:
    At the stage of a power unit selection for a multi-purpose aircraft the problem of mutual relations between the dimension of an aircraft and an engine should be solved. Starting from the motion equation of an aircraft and the theory of similarity the criteria and performance were determined which connect in a geometrical and power way the engine and the aircraft. The analysis of the influence of flight conditions and the parameters of an engine comparative cycle on the geometrical dimensions was conducted. In the paper it was shown that the fundamental flight stage which determines the relations between the geometrical parameters of the aircraft and the engine is the take-off or supersonic flight on the big altitude. Usually the parameters selection of the turbine engine thermal cycle is done on the basis of the internal characteristics of the engine, such as specific thrust and specific fuel usage. In case of the turbofan engine model with the mixer, afterburner, and the aircraft model (with simplified aerodynamic and mass characteristics) the influence of the cycle parameters on the performance and aerodynamic lift/drag ratio, the agreed range and the theoretical range was described. The next problem is to find those thermodynamics parameters (compression ratio, turbine inlet total temperature, bypass ratio) which give minimum of total mass of engine and consumed fuel for different airplane missions gamma Z. For long-lasting mission minimum gamma Z is occurs for compression ratio near his economic value (for specific fuel consumption). For short missions minimum of gamma Z occurs for smaller compression ratio (near 20-30), but greater than for those giving maximum specific thrust. A little change in minimum value of gamma Z gives a big difference in compression ratio. The most important conclusion is that the best thermodynamics parameters from minimum mass criterion are less than for minimum specific fuel consumption.
    Na etapie wyboru zespołu napędowego do samolotu wielozadaniowego należy rozwiązać problem wzajemnych relacji między wymiarami samolotu i silnika. Wychodząc z równań ruchu samolotu i teorii podobieństwa wyznaczono kryteria i wskaźniki wiążące geometrycznie i energetycznie silnik oraz samolot. Przeprowadzono analizę wpływu warunków lotu samolotu i parametrów obiegu porównawczego silnika na wybrane wymiary geometryczne. W pracy wykazano, że zasadniczym stanem lotu determinującym relacje między parametrami geometrycznymi samolotu i silnika jest start samolotu lub przelot naddźwiękowy na dużej wysokości. Zwykle doboru parametrów obiegu cieplnego silnika turbinowego dokonuje się w oparciu o charakterystyki wewnętrzne silnika- ciąg jednostkowy, jednostkowe zużycie paliwa. W oparciu o model silnika dwuprzepływowewgo, z mieszalnikiem strumieni, dopalaczem oraz model samolotu (przyjęto uproszczone charakterystyki aerodynamiczne i masowe) określono wpływ parametrów obiegu na podstawowe wskaźniki samolotu jak doskonałość aerodynamiczna, zasięg umowny i zasięg teoretyczny. Kolejnym problemem jest określenie parametrów termogazodynamicznych, które pozwalają minimalizować masę silnika i zużytego w trakcie misji samolotu paliwa. W trakcie misji tzw. długich parametr jednostkowej masy względnej silnika gamma Z osiąga minimum dla sprężu całkowitego sprężarki rzędu (20-30), ale większych niż wartości sprężu optymalnego. Niewielka zmiana w wartości minimum gamma Z powoduje znaczną zmianę w wartości sprężu sprężarki. Parametry termogazodynamiczne, które pozwalają minimalizować masę sumaryczną paliwa i silnika są mniejsze niż dla minimum jednostkowego zużycia paliwa i zbliżone do wartości charakterystycznych dla współczesnych silników lotniczych.
    Źródło:
    Journal of KONES; 2007, 14, 2; 571-578
    1231-4005
    2354-0133
    Pojawia się w:
    Journal of KONES
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Exhaust emissions evaluation for multi-role fighter aircraft operation
    Autorzy:
    Merkisz, J.
    Markowski, J.
    Pielecha, J.
    Jasinski, R.
    Wirkowski, P.
    Slusarz, G.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/2073639.pdf
    Data publikacji:
    2016
    Wydawca:
    Politechnika Gdańska. Wydział Inżynierii Mechanicznej i Okrętownictwa
    Tematy:
    exhaust emissions
    harmful compounds
    aircraft operation
    turbine engine
    multi-role aircraft
    emisje spalin
    związki szkodliwe
    silnik turbinowy
    samolot wielozadaniowy
    Opis:
    Multi-role aircraft as a technical object of a certain functional purpose and operating characteristics resulting from its construction, affects the operating environment mechanically, as a source of disturbance of the medium in which it moves and chemically, by generating the emission of harmful substances resulting from the need to use consumable fuels. Operation of multi-role aircraft, in contrast to civil aircraft, is characterized by high volatility of flight data resulting from the diversity of performed tasks. Therefore it seems desirable to attempt the ecological evaluation of the drive in terms of emissions on the basis of a dedicated test for a particular group of aircraft. An attempt at such an assessment is presented in this article.
    Źródło:
    Journal of Polish CIMEEAC; 2016, 11, 1; 117--130
    1231-3998
    Pojawia się w:
    Journal of Polish CIMEEAC
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Masowe kryteria wyboru punktu obliczeniowego silnika dwuprzepływowego do napędu samolotu wielozadaniowego
    Mass selection criteria for multi-task aircraft low by-pass engine
    Autorzy:
    Wygonik, P.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/254139.pdf
    Data publikacji:
    2015
    Wydawca:
    Instytut Naukowo-Wydawniczy TTS
    Tematy:
    silnik dwuprzepływowy
    samolot wielozadaniowy
    model zużycia paliwa
    model masowy
    dual-flow motor
    multi-purpose aircraft
    fuel consumption model
    mass model
    Opis:
    W artykule przedstawiono model masowy oraz model zużycia paliwa zespołu napędowego samolotu wielozadaniowego. Oba modele na potrzeby artykułu powiązano z parametrami termogazodynamicznymi obiegu silnika. Wprowadzono pojęcie wskaźnika jednostkowej masy silnika jako sumy masy silnika i masy paliwa odniesionych do ciągu silnika w tzw. punkcie obliczeniowym. Zbadano jaki wpływ na zmianę wskaźnika masy mają wielkości definiujące punkt obliczeniowy (wysokość lotu, prędkość lotu). Zbadano również jak na przykładzie przyjętego modelu zmienia się wskaźnik masy gdy zmienia się (na etapie projektowania)parametry obiegu silnika jak: spręż sprężarki, temperatura spalin przed turbiną, stopień podziału strumienia. Uwzględniono również wpływ długotrwałości lotu samolotu, na charakterystyki masowego modelu obliczeniowego. Ustalono, że dla tzw. misji długotrwałych minimum wskaźnika masowego znajduje się blisko tzw. sprężu ekonomicznego, a dla misji krótkotrwałych przesuwa się w kierunku sprężu optymalnego. Bardzo ważnym wnioskiem jest stwierdzenie, że najlepsze wartości parametrów termogazodynamicznych obiegu silnika mają mniejsze wartości niż te, które charakteryzują jednostkowe zużycie paliwa, co ma istotne znaczenie dla wyboru parametrów optymalnych silnika. Wskaźnik całkowitej sumarycznej masy jednostkowej silnika jest jednym z kryteriów optymalizacji parametrów obiegu silnika z punktu widzenia wykonywanej misji lotniczej.
    The presented model of the masses of the engine, and the fuel consumption model which are the functions of thermodynamic parameters were described in the article. In the paper specific total engine mass index was introduced. This index is equal to total engine-fuel mass divided by thrust in design point. Impact of the choice of the design point (Mach velocity and altitude H) on the total mass index of the engine and the fuel used up was presented for different airplane mission. The next problem is to find those thermodynamics parameters (compression ratio, turbine inlet total temper-ature, bypass ratio) which give minimum of total mass of engine and consumed fuel for different airplane missions. A very important parameter that plays the part in fuel consumption is airplane flight time. For long-lasting mission minimum of specific mass is occurs for compression ratio near his economic value (for specific fuel consumption). For short missions minimum of specific mass occurs for smaller compression ratio (near 20-30), but greater than for those giving maximum specific thrust. A little change in minimum value of specific mass gives a big difference in compression ratio. The most important conclusion is that the best thermodynamics parameters from minimum mass criterion are less than for minimum specific fuel consumption. Specific total engine-fuel mass is a very important figure of merit for parameters optimization at the first step of aircraft engines design.
    Źródło:
    TTS Technika Transportu Szynowego; 2015, 12; 1703-1708, CD
    1232-3829
    2543-5728
    Pojawia się w:
    TTS Technika Transportu Szynowego
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
      Wyświetlanie 1-13 z 13

      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