Informacja

Drogi użytkowniku, aplikacja do prawidłowego działania wymaga obsługi JavaScript. Proszę włącz obsługę JavaScript w Twojej przeglądarce.

Wyszukujesz frazę "turboprop aircraft" wg kryterium: Temat


Wyświetlanie 1-6 z 6
Tytuł:
Results of using sustainable aviation fuel in transport aircraft on different flight levels and their influence on carbon-dioxide Co2 emissions
Autorzy:
Lazic, Dragan
Grujic, Vladimir
Cvetkovic, Dragan
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/27311348.pdf
Data publikacji:
2023
Wydawca:
Politechnika Śląska. Wydawnictwo Politechniki Śląskiej
Tematy:
sustainable aviation fuel
flight level
carbon dioxide
turboprop aircraft
zrównoważone paliwo lotnicze
wysokość lotu
dwutlenek węgla
samolot turbośmigłowy
Opis:
During the recent 40 years, the quantity of energy sources globally has been reduced, and the consequence of this situation that the oil in the world becomes more expensive. Many manufacturers have been forced to initiate the development of completely new concepts of developing commercial aircraft which would be more rational regarding fuel consumption by completely retaining the best quality of passenger services. A continuous uptrend of the propellant cost globally since 1990s has forced not only smaller companies but also the most powerful enterprises in aviation industry, such as the “General Electric”, to return to the research and development programs of Turbo Prop engines. In the case of the aircraft DHC Dash 8 Q 400, the engineering preparation of the flight for calculating the changes of travel propellant while the switch of the flight altitude was being done. By analyzing nine various levels of flight, the conclusion has been indisputably reached that regardless of the vast altitudes of a flight and the horizontal distance covered during climb and descent, the fuel consumption is significantly lower than while flying at much lower altitudes with much lower horizontal distance in climb and descent. All the indicators that have been reached undeniably confirm the fact that a flight at great altitudes enables lower consumption of fuel and less necessary time of the flights. By such analysis and setting sustainable aircraft fuels into equations, numerous improvements in the world of aviation, which directly influence the quality of life on the global level, are achieved. Likewise, it will indicate the possibility of substitution of classical hydrocarbon (fossil) fuels with biofuels which, while burning, release much lower emission of exhaust gases.
Źródło:
Zeszyty Naukowe. Transport / Politechnika Śląska; 2023, 119; 105--123
0209-3324
2450-1549
Pojawia się w:
Zeszyty Naukowe. Transport / Politechnika Śląska
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Ground and in-fligh testing of cooling efficiency of turboprop engine compartment
Badania na ziemi i w locie skuteczności chłodzenia przedziału silnika turbośmigłowego
Autorzy:
Idzikowski, M.
Miksa, W.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/213173.pdf
Data publikacji:
2018
Wydawca:
Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
Tematy:
light aircraft
in-flight tests
turboprop engine installation
turboprop engine integration in airframe
engine compartment cooling
samolot lekki
badania w locie
zabudowa silnika turbośmigłowego
integracja silnika turbośmigłowego z płatowcem
chłodzenie przedziału silnika
Opis:
This article presents selected results of I-31T propulsion tests, obtained in the framework of EU project ESPOSA (Efficient Systems and Propulsion for Small Aircraft). I-31T aircraft, as a testbed, was fitted with 180 kW turboprop engine TP100. The scope of the work include results of ground and in-flight tests of engine compartment cooling suitability. The purpose of the cooling tests was to prove that temperatures of the propulsion components are within limits set by the engine manufacturer for the engine type in the most disadvantageous conditions on the ground and in flight up to aircraft maximum altitude, maximum ambient temperature and after standard engine shutdown. Engine oil cooling is beyond the scope of this work.
Praca zawiera wybrane wyniki badań w locie zespołu napędowego samolotu I-31T, które uzyskano podczas realizacji europejskiego projektu badawczego ESPOSA (Efficient Systems and Propulsion for Small Aircraft). Samolot I-31T jako platforma badawcza był wyposażony w silnik turbośmigłowy typu TP100 o mocy startowej 180 kW. W pracy przedstawiono wyniki prób na ziemi i w locie przeprowadzone pod kątem sprawdzenia prawidłowości chłodzenia przedziału silnika. Prezentowane badania prezentują przeprowadzone próby chłodzenia aby dowieść, że temperatury elementów zespołu napędowego utrzymywane są w zakresie ograniczeń, ustalonych dla tych elementów przez producenta silnika, w najbardziej niekorzystnych warunkach użytkowania na ziemi i w locie do maksymalnej wysokości lotu i w warunkach maksymalnej temperatury otaczającej atmosfery oraz po normalnym wyłączeniu silnika. Praca nie porusza tematu chłodzenia oleju silnika. Słowa kluczowe: samolot lekki, badania w locie, zabudowa silnika turbośmigłowego, integracja silnika turbośmigłowego z płatowcem, chłodzenie przedziału silnika.
Źródło:
Prace Instytutu Lotnictwa; 2018, 1 (250); 16-24
0509-6669
2300-5408
Pojawia się w:
Prace Instytutu Lotnictwa
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Flight tests of turboprop engine with reverse air intake system
Badania w locie silnika turbośmigłowego z układem wlotowym powietrza o odwróconym przepływie
Autorzy:
Idzikowski, M.
Miksa, W.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/36389792.pdf
Data publikacji:
2018
Wydawca:
Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
Tematy:
light aircraft
flight tests
turboprop engine installation
turboprop engine integration
reverse air flow to engine
samolot lekki
badania w locie
zabudowa silnika turbośmigłowego
integracja silnika turbośmigłowego
odwrócony przepływ powietrza do silnika
Opis:
This work presents selected results of I-31T propulsion flight tests, obtained in the framework of ESPOSA (Efficient Systems and Propulsion for Small Aircraft) project. I-31T test platform was equipped with TP100, a 180 kW turboprop engine. Engine installation design include reverse flow inlet and separator, controlled from the cockpit, that limited ingestion of solid particulates during ground operations. The flight tests verified proper air feed to the engine with the separator turned on and off. The carried out investigation of the intake system excluded possibility of hazardous engine operation, such as compressor stall, surge or flameout and potential airflow disturbance causing damaging vibration of the engine body. Finally, we present evaluation of total power losses associated with engine integration with the airframe.
Praca zawiera wybrane wyniki badań w locie zespołu napędowego samolotu I-31T, które uzyskano podczas realizacji europejskiego projektu badawczego ESPOSA (Efficient Systems and Propulsion for Small Aircraft). Samolot I-31T jako platforma badawcza był wyposażony w silnik turbośmigłowy typu TP100 o mocy startowej 180 kW. Projekt zabudowy silnika uwzględniał wlot powietrza o odwróconym przepływie i sterowany z kabiny separator ograniczający do minimum pochłanianie przez silnik obcych ciał podczas operowania samolotu na ziemi. Omawiane próby w locie miały na celu sprawdzenie prawidłowości zasilania silnika powietrzem poprzez układ wlotowy z separatorem wyłączonym i włączonym. Przeprowadzone badania układu wlotowy wykluczyły wystąpienie niebezpiecznych charakterystyk użytkowania silnika takich jak: przeciągniecie sprężarki, pompaż czy gaśnięcie oraz potencjalne zaburzenia przepływu powietrza w układzie, mogące powodować powstawanie szkodliwych drgań korpusu silnika. Przytoczono także wyniki oceny sumarycznych strat mocy silnika związanych z jego zabudową na płatowcu.
Źródło:
Transactions on Aerospace Research; 2018, 3 (252); 30-39
0509-6669
2545-2835
Pojawia się w:
Transactions on Aerospace Research
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Estimation of turboprop engine parameters for various fuels
Autorzy:
Jakubowski, R.
Ciechanowicz, M.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/245965.pdf
Data publikacji:
2017
Wydawca:
Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych
Tematy:
aircraft engine
fuel
turboprop engine
silnik lotniczy
paliwo
silnik turbośmigłowy
Opis:
The analysis of work parameters of a turboprop engine fuelled by various fuels was done in the article. The turboprop engine model was presented in the beginning. The main feature of this model is description of the flow in the engine as semi-perfect gas model. By this way, the change of fumes chemical composition influence the gas properties as heat constant and isentropic index are determined. Next energy balance of a compressor and turbine was analysed and turbine pressure drop was evaluated. Finally, engine output power was determined. It was done for selected fuels, which could be applied in the aero engines. The results of analyse were presented in the tables and charts and discussed. Summary of the test results with the results for contemporary applied fuel allows drawing the conclusions about the turboprop engine performance change by various fuel application. Main of them refers to the point that higher combustion heat value of fuel and higher heat constant of fumes cause better engine work conditions By this way the hydrogen seems to be perspective fuel of future, because its combustion heat value is three times JET A-1 and by this way it is possible the engine fuel consumption will be lower.
Źródło:
Journal of KONES; 2017, 24, 1; 203-210
1231-4005
2354-0133
Pojawia się w:
Journal of KONES
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Design and optimisation of exhaust system of light turboprop airplane
Autorzy:
Stalewski, W.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/247804.pdf
Data publikacji:
2016
Wydawca:
Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych
Tematy:
turboprop aircraft
exhaust system
ejector
computer-aided design
optimisation
Opis:
Innovative exhaust system for light turboprop airplane has been developed and optimised. Apart from the basic function of removing exhaust from turboprop engine, the system supports cooling of the engine bay. To do this, the system removes hot air from the engine bay, utilising the ejector-pump effect, where the exhaust stream generates under-pressure, sucking the hot air through the ejector slot and removes the air together with the exhaust gases. The design and optimisation of the exhaust system has been conducted based on computational methods of Computer-Aided Design and Optimisation and Computational Fluid Dynamic. Three-dimensional analysis of flow around the airplane (including effect of propeller) and inside the exhaust system was conducted by application of URANS solver ANSYS FLUENT. Using these software the trajectories of exhaust particles, both inside the exhaust ducts and outside the airplane, have been determined. Parametric model of the designed exhaust system has been developed using the in-house software PARADES. As design parameters the diameter, length and direction of exhaust ducts as well as few parameters describing a shape of the ejector, have been established. The optimisation process aimed at designing of the exhaust system, which removes the exhaust gases possibly far away from the airframe, especially during a descent flight of the airplane. Additional objectives were maximisation of the mass flow rate of hot air sucked through the ejector and minimisation of the drag force generated by external part of the exhaust system. The optimised exhaust system should have also fulfilled requirements of permissible total-pressure losses inside the exhaust ducts. The optimised exhaust system has been implemented on the light turboprop airplane and validated during flight tests.
Źródło:
Journal of KONES; 2016, 23, 2; 341-348
1231-4005
2354-0133
Pojawia się w:
Journal of KONES
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Aerodynamic model identification of turboprop aircraft based on flight test data
Autorzy:
Muhammad, H.
Hariowibowo, H.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/245880.pdf
Data publikacji:
2013
Wydawca:
Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych
Tematy:
turboprop aircraft
flight testing
parameter identification
Opis:
The aerodynamic model of an aircraft can be considered as a mathematical representation of the forces and moments acting on the aircraft. These forces and moments are usually approximated by polynomials as function of aircraft’s state variables. The coefficients in the polynomials are known as the aerodynamic parameters. These aerodynamic parameters are of importance in the evaluation of aircraft performance and stability-control characteristics of an aircraft. These parameters also can be used in the design of, for example, automatic flight control systems and mathematical model of flight simulator. This paper will discuss the principles of the aerodynamic model identification of the aircraft based on flight test data using parameter identification techniques. The paper starts with discussion of a mathematical model of an aircraft. Next, parameter identification techniques will be described. Two techniques often used for estimation of the aerodynamic parameters will be discussed. Results of the modelling and estimation of the aerodynamic parameters, state trajectory of the aircraft, bias errors in the instrumentation system, and calibration factors of the vane-angle of attack from flight test data of the N-250 turboprop aircraft will be presented in this paper. Original achievement of that paper is the mathematical model of a turboprop aircraft.
Źródło:
Journal of KONES; 2013, 20, 3; 275-282
1231-4005
2354-0133
Pojawia się w:
Journal of KONES
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