Temat: turboshaft - Katalog OPAC zbiorów

Skocz do pozycji: 1.

Tytuł:: Flight characteristics of helicopter turboshaft engine with free turbine
Autorzy:: Czarnecki, M.
Orkisz, M.
Powiązania:: https://bibliotekanauki.pl/articles/243360.pdf
Data publikacji:: 2007
Wydawca:: Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych
Tematy:: propulsion
engine
turboshaft
helicopte
performance
ceiling
Opis:: Numerical model for selected turboshaft engine is highly required by helicopter and aircraft designers. Presented paper includes key features for turboshaft numeric model builders. The study of the real performance and estimated results showed that presented method is exact for higher throttle levels. Presented method will be useful for preliminary design when is no need to acquire real test data. Numerical model was build for steady state operations, because maintenance manual for selected engine includes tests records only at its state. In that case helicopter turboshaft manuals are very similar, steady state was used widely for testing in TB3 and T700 family engines. Steady state reduced effect of rotor head positions which was influencing total engine performance. TB3-117 helicopter turboshaft engine, engine cutaway sections, first step - expansion ratios, second step - on the ground calculations for different throttle position, engine inlet mass flow ratio as a function of maximum allowable EGT, and throttle position, third step - on the ground calculations for different throttle position, second step - on the ground calculations for different throttle position, performance charts for RR-250 BJ turboshaft, and for TB3-117 M/MT - Mi-14/17, TB3-117 III-series Mi-24 are presented in the paper.
Źródło:: Journal of KONES; 2007, 14, 3; 149-151
1231-4005
2354-0133
Pojawia się w:: Journal of KONES
Dostawca treści:: Biblioteka Nauki

Artykuł

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 2.

Tytuł:: GTD-350 engine powered by LPG : research work
Autorzy:: Kalina, P.
Niedziałek, B.
Gryglewski, W.
Irzycki, A.
Snopkiewicz, K.
Powiązania:: https://bibliotekanauki.pl/articles/247365.pdf
Data publikacji:: 2013
Wydawca:: Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych
Tematy:: turboshaft engine
liquefied petroleum gas (LPG)
toxicity
Opis:: The paper presents results of comparative tests of exhaust gases toxicity of GTD-350 turboshaft engine powered by Liquefied Petroleum Gas (LPG) and conventional JET-A1 fuel. Structure of GTD-350 engine’s test bed was discussed. Because of explosion danger of LPG vapour the test stand was arranged in the open air. Paper comprises specification of LPG supply system, gas injector’s construction and visualization of LPG injection. The supply system was based on the newly constructed pressurized injectors. Required LPG operating pressure was obtained by pressurizing LPG tank using nitrogen and LPG-flow was controlled using needle valve. A series of photographs presents shape of fuel streams for new injector supplied by JET-A1 and LPG. Photos of flame torches for multi-hole and conical type injectors fuelled by LPG are inserted as well. A comparative study of carbon monoxide, nitrogen oxides, hydrocarbons and carbon dioxide as well as oxygen concentration for GTD-350 equipped with new injectors fuelled by LPG and standard supplied by Jet-A1 was carried out. The study comprised turbocharger speed range between 40 and 80% of NTS. The exhaust gas temperature comparison for above-mentioned configuration is presented as well. All data shown in presented figures are mean of 6 measurements. All completed tests were carried out for standard GTD-350 engine combustion chamber.
Źródło:: Journal of KONES; 2013, 20, 3; 209-214
1231-4005
2354-0133
Pojawia się w:: Journal of KONES
Dostawca treści:: Biblioteka Nauki

Artykuł

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 3.

Tytuł:: Numerical prediction of GTD-350 turboshaft engine combustor deterioration
Autorzy:: Chmielewski, M.
Fulara, S.
Gieras, M.
Powiązania:: https://bibliotekanauki.pl/articles/245489.pdf
Data publikacji:: 2017
Wydawca:: Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych
Tematy:: turboshaft engine
engine health monitoring
digital analytics
engine deterioration
CFD modelling
Opis:: The aim of this article is to describe the use of Computational Fluid Dynamics (CFD) model for turboshaft combustor chamber deterioration analysis. To show advantages of the proposed approach the test bench of GTD-350 turboshaft engine operating at the Institute of Heat Engineering, Warsaw University of Technology was used as an example. The CFD modelling of the reactive flow inside 40º sector of GTD-350 engine section was developed. Proposed modelling technique provides good correlations with experimental data and shows that the combustor front wall soot accumulation is clearly related to the fuel droplets residence time and the oxygen mass fraction. The temperature distribution inside the combustion chamber allows concluding on possible hot distress areas on the combustion chamber liner walls. Engine borescope inspection (BSI) of the compressor, combustion chamber, compressor turbine and power turbine is used to correlate model predictions with a real GTD-350 engine deterioration. Very good correlation of the engine BSI observations with the numerical predictions proves usefulness of the developed model. Finally, advantages and future applications of the developed model are discussed.
Źródło:: Journal of KONES; 2017, 24, 2; 47-58
1231-4005
2354-0133
Pojawia się w:: Journal of KONES
Dostawca treści:: Biblioteka Nauki

Artykuł

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 4.

Tytuł:: Development of Turboshaft Engine Adaptive Dynamic Model: Analysis of Estimation Errors
Autorzy:: Yepifanov, Sergiy
Bondarenko, Oleksiy
Powiązania:: https://bibliotekanauki.pl/articles/36807197.pdf
Data publikacji:: 2022
Wydawca:: Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
Tematy:: turbine engine
turboshaft
gas generator
dynamic model
engine time constant
identification
estimation error
design of experiment
Opis:: One of the most perspective directions of aircraft engine development is related to implementing adaptive automatic electronic control systems (ACS). The significant elements of these systems are algorithms of matching of mathematical models to actual performances of the engine. These adaptive models are used directly in control algorithms and are a combination of static and dynamic sub-models. This work considers the dynamic sub-models formation using the Least Square method (LSM) on a base of the engine parameters that are measured in-flight. While implementing this function in the (ACS), the problem of checking the sufficiency of the used information for ensuring the required precision of the model arises. We must do this checking a priori (to determine a set of operation modes, the shape of the engine test impact and volume of recorded information) and a posteriori. Equations of the engine models are considered. Relations are derived that determine the precision of parameters of these models’ estimation depending on the precision of measurement, the composition of the engine power ratings, and durability of observations, at a stepwise change of fuel flow. We present these relations in non-dimensional coordinates that make them universal and ready for application to any turboshaft engine.
Źródło:: Transactions on Aerospace Research; 2022, 4 (269); 59-71
0509-6669
2545-2835
Pojawia się w:: Transactions on Aerospace Research
Dostawca treści:: Biblioteka Nauki

Artykuł

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 5.

Tytuł:: Problem sterowania optymalnego dla czterowirnikowego BSP
Optimal control problem for a quadrotor UAV
Autorzy:: Brzozowski, B.
Kowaleczko, G.
Powiązania:: https://bibliotekanauki.pl/articles/212972.pdf
Data publikacji:: 2013
Wydawca:: Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
Tematy:: modelowanie sterowania śmigłowcem czterowirnikowym
modelowanie przepływów w silniku turbinowym
quadrotor helicopter control modeling
turboshaft engine flow modeling
Opis:: Sformułowanie problemu sterowania optymalnego podzielone jest na cztery etapy: opracowanie modelu matematycznego sterowanego obiektu, określenie ograniczeń wektorów stanu i sterowań, zdeterminowanie zadania sterowania, oraz zdefiniowanie wskaźnika jakości. Wszystkie te etapy zostały przeprowadzone w pracy dla czterowirnikowego bezpilotowego statku powietrznego (BSP). W ten sposób określony został problem sterowania optymalnego dla tego typu obiektu latającego. Kolejne etapy badań uwzględniają doprecyzowanie ograniczeń i macierzy wagowych wskaźnika jakości oraz implementację algorytmów sterowania optymalnego i weryfikację ich funkcjonalności.
Optimal control formulation is divided into four stages: development of a mathematical model of a controlled object dynamics, constraint declaration for state and control vectors, determination of control objectives, and definition of performance measure. All of those stages were successfully conducted and described in the paper for a quadrotor unmanned aerial vehicle (UAV). That way optimal control problem was determined for this type of a flying object. Following researches include precise determination of constraints and weight matrixes of performance measure as well as implementation of optimal control algorithms and their functionality verification.
Źródło:: Prace Instytutu Lotnictwa; 2013, 3-4 (230-231); 5-13
0509-6669
2300-5408
Pojawia się w:: Prace Instytutu Lotnictwa
Dostawca treści:: Biblioteka Nauki

Artykuł

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 6.

Tytuł:: Analiza wykorzystania termowizji do oceny przebiegu rozruchu silnika turbinowego na pokładzie śmigłowca
Examining the use thermovision to verify the course of helicopter turbine engine start-up
Autorzy:: Fijałkowski, S.
Powiązania:: https://bibliotekanauki.pl/articles/213062.pdf
Data publikacji:: 2013
Wydawca:: Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
Tematy:: modelowanie sterowania śmigłowcem czterowirnikowym
modelowanie przepływów w silniku turbinowym
quadrotor helicopter control modeling
turboshaft engine flow modeling
Opis:: W artykule przedstawiono wyniki analizy rozruchu mechanicznego, cieplnego i termicznego napędowego silnika turbinowego, przebiegającego na pokładzie śmigłowca, w warunkach polowych. Analizę przeprowadzono na podstawie wyników badań eksperymentalnych przeprowadzonych przy użyciu kamery termowizyjnej Therma CAMS45 oraz zapisów zmian podstawowych znamion rozruchu rejestrowanych przez komputer pokładowy śmigłowca PZL W3 Sokół.
This paper discusses the results of the study on the mechanical, thermal start-up in the helicopter propulsion turbine engine in operation conditions. The examination is based on the results of experimental tests done by means of infrared camera THERMA CAM S45 and the changes in basic quantities of start-up recorded by an on-board computer in the PZL W-3 Sokół.
Źródło:: Prace Instytutu Lotnictwa; 2013, 3-4 (230-231); 36-53
0509-6669
2300-5408
Pojawia się w:: Prace Instytutu Lotnictwa
Dostawca treści:: Biblioteka Nauki

Artykuł

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 7.

Tytuł:: O uwarunkowaniach chłodzenia przedziałów silnikowych śmigłowców z napędemturbinowym w różnych warunkach lotu
The conditiona for cooling termovision in the turbine propulsion helicopter in varied flight conditions
Autorzy:: Fijałkowski, S.
Powiązania:: https://bibliotekanauki.pl/articles/212373.pdf
Data publikacji:: 2013
Wydawca:: Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
Tematy:: modelowanie sterowania śmigłowcem czterowirnikowym
modelowanie przepływów w silniku turbinowym
quadrotor helicopter control modeling
turboshaft engine flow modeling
Opis:: W artykule przedstawiono wyniki analizy warunków kształtujących chłodzenie przedziałów silnikowych śmigłowców. Uwagę skupiono głównie na chłodzeniu wynikającym z cech i właściwości przepływu strumieni powietrza w śladach zawirnikowych, w otoczeniach bliższych przedziałów, np. w postaci gondol silnikowych dodatkowo osłoniętych ekranami podczerwieni. Analizę przeprowadzono metodami modelowania numerycznego w śladach zawirnikowych. Sformułowane modele poddano symulacji obliczeniowej. Wyniki przedstawiono w postaci wykresów i tablic.
This paper discusses the results of the examination on the conditions that influence the process of cooling in helicopter engine compartments. the cooling due to the characteristic and properties of the air flow in the wake near compartments, e.g. engine nacelles that are extra shielded with infrared screens is focused here. the wake was numerically modelled and the models generated were computationally simulated. the results are presented as graphs and tables.
Źródło:: Prace Instytutu Lotnictwa; 2013, 3-4 (230-231); 14-35
0509-6669
2300-5408
Pojawia się w:: Prace Instytutu Lotnictwa
Dostawca treści:: Biblioteka Nauki

Artykuł

Zmień widok

na półce

Informacja

Wyszukujesz frazę "turboshaft" wg kryterium: Temat

Źródło danych

Dostawca treści

Kolekcja

Rok wydania

Wydawca

Temat

Autor

Typ dokumentu

Język