POMIAR KĄTA NATARCIA I ŚLIZGU
|
|
- Monika Makowska
- 7 lat temu
- Przeglądów:
Transkrypt
1 POLITECHNIKA RZESZOWSKA im. Ignacego Łukasiewicza Wydział Budowy Maszyn i Lotnictwa Katedra Awioniki i Sterowania POMIAR KĄTA NATARCIA I ŚLIZGU Mateusz KRAWCZYK Seminarium Dyplomowe 00/00 LOTNICTWO PILOTAŻ Streszczenie Tematem niniejszej pracy jest pomiar kątów natarcia i ślizgu. Referat ten jest przeglądem obecnie stosowanych w lotnictwie czujników kata natarcia i ślizgu, takich jak: swobodne skrzydełko, czujnik szczelinowy i pneumometryczny. Została omówiona ich zasada działania, budowa jak i błędy charakterystyczne dla każdego z czujników. Omówiono także wpływ miejsca i sposobu zabudowania czujnika na dokładność wskazań..wstęp Aerodynamiczne kąty natarcia i ślizgu określają położenie wektora prędkości powietrznej samolotu względem układu odniesienia Oxyz związanego z samolotem. Kątem natarcia α nazywa się kąt miedzy podłużną osią Ox a rzutem wektora prędkości powietrznej na płaszczyznę symetrii Oxz. Kąt ten jest dodatni, jeśli rzut wektora prędkości odchyla się od podłużnej osi samolotu w stronę ujemnego końca osi normalnej samolotu Oz. Kątem ślizgu β nazywa się kąt miedzy wektorem prędkości powietrznej, a płaszczyzną symetrii samolotu Oxz. Jest on dodatni, jeśli wektor prędkości powietrznej odchyla się od płaszczyzny symetrii w stronę prawego skrzydła. Pomiar tego parametru jest wykorzystywany do kontroli sterowania ogniem broni pokładowej, prędkości i do instalacji ostrzegającej o przeciągnięciu (rys. ). Rys.. Kąty aerodynamiczne w układzie współrzędnych Oxyz Fig.. Aerodynamic angels in coordinate system Oxyz Na pewnym etapie rozwoju techniki lotniczej pojawiła się konieczność dokładnego pomiaru kątów aerodynamicznych samolotu. Informacja o kątach natarcia i ślizgu jest niezbędna do zapewnienia bezpieczeństwa lotu, poprawy stateczności i sterowności samolotu oraz poprawnego rozwiązywania zadań pilotażowych i bojowych. Zerowa wartość kąta ślizgu, utrzymywana przez pilota lub autopilota, zapewnia symetryczny opływ samolotu oraz najmniejszy aerodynamiczny opór czołowy. Większe znaczenie dla bezpieczeństwa lotu ma utrzymanie odpowiedniej wartości kąta natarcia. Informacje o jego bieżącej wartości wykorzystuje pilot unikając wprowadzenia samolotu na krytyczne kąty natarcia. (α kr ). O wadze problemu może świadczyć fakt, iż 30 % katastrof lotniczych w ostatnich latach spowodowane było wprowadzeniem samolotu na α kr []. Fazy lotu w których jest największe prawdopodobieństwo że może wystąpić podana wyżej sytuacja to lądowanie (wyrównanie na dużym kącie natarcia, przy pracy silników na małych obrotach), start i wznoszenie po starcie oraz manewry bojowe które często wykonuje się na kątach bliskich α kr. M. Krawczyk Pomiar kąta natarcia i ślizgu MK -
2 Aby zapobiec powyżej wymienionym sytuacjom gdzie α α kr, współczesne samoloty wyposaża się w układy pomiarowo-ostrzegawcze, których zadaniem jest uprzedzenie pilota lub ograniczenie w sposób automatyczny wprowadzenia samolotu na niebezpieczne zakresy lotu. Do podstawowych funkcji tych systemów (np. UUAP-7) należy pomiar bieżącej wartości kąta, automatyczne określenie wartości krytycznej zależnej między innymi od liczby Macha, obecności i rodzaju podwieszeń, położenia mechanizmów sterowania i elementów mechanizacji skrzydła i innych parametrów lotu - oraz ciągle porównywanie obu wartości. W momencie zbliżania się wartości bieżącej kąta natarcia do wartości granicznie dopuszczalnej, układ generuje z określonym wyprzedzeniem kątowym sygnały ostrzegawcze. Może to być realizowane za pomocą dźwięku, migania lampki ostrzegawczej lub drganiami wolantu lub drążka. W niektórych systemach następuje automatyczne korygowanie działania pilota w celu zapobiegania wejścia samolotu na zakres niedopuszczalny. Układy te uwalniają pilota od konieczności ciągłego śledzenia wskazań podstawowego wskaźnika kąta natarcia i wyręczają z czynności określania dopuszczalnego zakresu kąta natarcia w danych warunkach lotu oraz pozwalają pilotowi skupić się na zasadniczym celu sterowania bez obaw o utratę sterowności, przy maksymalnym wykorzystaniu dynamicznych właściwości samolotu []. Informacja o kątach aerodynamicznych wykorzystywana jest także w celu zmniejszenia naprężeń w konstrukcji płatowca w czasie lotu wywołanych aerosprężystymi drganiami kadłuba samolotu. Informacja ta wykorzystywana jest w układach których zadaniem jest przedłużenie żywotności płatowca oraz poprawienie komfortu lotu ( Boeing 747, B 5) [].. Ogólna zasada pomiaru kąta natarcia i ślizgu Pomiar kątów aerodynamicznych stanowi ciągle aktualne i złożone zadanie techniczne. Problem polega na tym, iż strumień powietrza w miejscu potencjalnie najbardziej nadającym się do pomiaru, a mianowicie przed lecącym samolotem jest zaburzony i dlatego sondę mierzącą kąty należy wysunąć dostatecznie daleko do przodu na specjalnym wysięgniku poza strefę zaburzoną. Dlatego też jest ona zazwyczaj umieszczana na wysięgniku przed nosem samolotu lub przed skrzydłem. Zmniejsza to błędy pomiaru i zbliża ich wyniki do wartości rzeczywistego kąta. Różnica pomiędzy zmierzoną a rzeczywistą wartością kąta zależy od miejsca zamontowania czujnika, bieżącej deformacji płatowca, prędkości i wysokości lotu oraz zakresu pracy zespołu napędowego. Sposób bezpośredniego pomiaru rzeczywistych kątów aerodynamicznych poprzez umieszczenie czujników na wysięgniku w nie zaburzonej strefie strumienia przed samolotem ma również swoje wady. Źródłem błędów w tym przypadku jest deformacja przedniej części samolotu i samego wysięgnika. W niektórych przypadkach (zależy w którym miejscu samolotu sonda jest umieszczona) błąd montażu może ulegać zmianie podczas zmiany konfiguracji lotu wynikającej np. z wychylenia klap lub z wypuszczenia podwozia. Całkowity błąd składa się z błędu wynikającego z czułości przyrządu pomiarowego i błędu montażu. Błąd czułości przyrządu jest badany i określany podczas badań w tunelach aerodynamicznych. Błąd montażu musi być określony podczas kalibracji w locie. Podczas gwałtownych manewrów z dużą prędkością błąd ten może ulec zmianie wskutek zmian prędkości samolotu, wyginania się wysięgnika, elastyczności kadłuba i opóźnień powstałych w instalacji. 3. Metody pomiaru kąta natarcia i ślizgu W poniższej pracy zostaną przedstawione trzy sposoby pomiaru kąta natarcia i ślizgu. Głównym czynnikiem wpływającym na ten podział jest typ czujnika wykorzystywanego do pomiaru kątów aerodynamicznych, są to czujnik typu skrzydełkowego, szczelinowego i pneumometryczne. 3.. Pomiar kątów za pomocą czujnika typu swobodne skrzydełko (Pivoted Vanes) Czujniki są przeważnie umieszczane na wspólnym wysięgniku z odbiornikami ciśnienia całkowitego i statycznego (rys. ) mogą by też montowane w doświadczalnie wybranych miejscach na kadłubie (rys. 3). Zasada pomiaru polega na pomiarze wychylenia metalowego, wyważonego masowo skrzydełka o klinowym profilu, które ustawia się równolegle do napływającego powietrza (rys. 4), za pomocą przetwornika potencjometrycznego lub selsynu. W celu wytłumieniu drgań skrzydełka stosuje się w nadajniku specjalne tłumiki cieczowe. Czujniki omawianego typu mierzą kąt natarcia w przedziale ±30 z dokładnością ±0,5. Masa przyrządu wynosi średnio 0,8 0,9 kg. Mierzą one poprawnie kąt dla prędkości lotu 45 00m/s. Obecnie, czujniki typu skrzydełkowego są dość powszechnie stosowane mimo wielu ich poważnych wad. Jedną z nich jest to, iż ich sygnał wyjściowy oprócz składowej użytkowej zawiera przypadkowe zakłócenia typu fluktuacyjnego (stochastyczne), których źródłem są drgania aerodynamiczne swobodnego skrzydełka. Maksymalna amplituda tych drgań wynosi ok. 0,3 0,5, a ich częstotliwość zawiera się w granicach 8 5Hz. Jeśli czujnik wykorzystywany jest tylko w celu zobrazowania kąta, to uwzględniając bezwładność i tłumienie w układzie, błąd fluktuacyjny można pominąć []. M. Krawczyk Pomiar kąta natarcia i ślizgu MK -
3 Rys.. Sonda pomiarowa typu swobodne skrzydełko umieszczana przed samolotem [3] Fig.. Pivoted Vane mounted on a transverse shaft which is attached to the boom Rys. 3. Sonda typu swobodne skrzydełko umieszczana na kadłubie samolotu [3] Fig.3. Pivoted Vane mounted to the body of the plane Rys. 4. Schemat czujnika typu swobodne skrzydełko Fig. 4. Pivoted Vanes angel of attack sensor Inna znacząca wada czujników skrzydełkowych polega na zmianie w szerokim zakresie ich charakterystyk dynamicznych w zależności od prędkości i wysokości lotu. Kąt mierzony poprzez sondę umieszczoną na wysięgniku zmienia się w czasie lotu ze względu na zamocowanie, asymetrię powstałą podczas montażu w fabryce i uginanie się wysięgnika spowodowane oporem. Podczas manewrów, wysięgnik będzie ulęgał jeszcze większym ugięciom co spowoduje zwiększenie błędu. Do tego dochodzą zmiany prędkości lotu i błąd spowodowany niedostateczna sztywnością konstrukcji samolotu. Poniżej zostały przedstawione wyniki kalibracji sondy typu swobodne skrzydełko (rys. 5) w tunelu aerodynamicznym w zakresie prędkości od 0,6 Ma do,0 Ma. Kalibracja została przeprowadzona dla zakresu kątów od -5 do 5. Wzrost błędu wraz ze wzrostem prędkości jest spowodowany odkształceniami konstrukcji samolotu i wysięgnika, spowodowane jest to oporem opływu wysięgnika. Błąd przy α=0 jest spowodowany unoszeniem skrzydełka. Drugi wykres przedstawia kalibracje przeprowadzoną dla prędkości,6 Ma i,0 Ma. Kalibracja została przeprowadzona dla przedziału kątów od -3 do 0. Jak widać na drugim wykresie przy prędkości,0 Ma błąd może wynosić prawie dwa stopnie. Jednakże jak widać na wykresach, dla dodatnich kątów natarcia mierzony kąt jest większy od rzeczywistego co ma korzystny wpływ na bezpieczeństwo. Obie kalibracje zostały przeprowadzone przy wartości kąta ślizgu β=0. M. Krawczyk Pomiar kąta natarcia i ślizgu MK - 3
4 Rys. 5. Kalibracja sondy pomiarowej dla prędkości supersonicznych i transsonicznych przy kącie ślizgu β=0 [] Fig. 5. Calibration of transverse-mounted pivoted vane at transonic and supersonic speeds, β= Pomiar kątów za pomocą czujnika typu szczelinowego (Null-Seeking Pressure Sensor). W ostatnich latach szerokie zastosowanie znalazły czujniki kątów aerodynamicznych typu szczelinowego. Głównym elementem tego czujnika jest obrotowa, cylindryczna sonda, której wnętrze podzielone jest na dwie komory (rys. 6). Każda z komór połączona jest z otoczeniem poprzez szczeliny umieszczone na powierzchni sondy. Dwie sekcje szczelin umieszczone są symetrycznie wzdłuż sondy. Oś sondy musi być prostopadła do płaszczyzny pomiaru kąta α lub β, a szczeliny są skierowane naprzeciw napływającemu strumieniowi. Różnica ciśnień w komorach będzie występowała do momentu symetrycznego ustawienia sekcji szczelin względem strumienia. Obrót sondy wymuszony sygnałem różnicy ciśnień w komorach zachodzi bezpośrednio pod wpływem tej różnicy lub za pomocą elektroserwonapędu. Kąt obrotu sondy jest przetwarzany w elektryczny sygnał pomiarowy. Czujniki szczelinowe z pneumonapędem charakteryzują się prostą konstrukcją oraz dobrymi charakterystykami dokładnościowymi i dynamicznymi. Ich główną wadą jest przepływ strumienia powietrza przez wnętrze sondy, co może prowadzić do zapylenia i zawilgocenia wewnętrznej przestrzeni sondy. Rys. 6. Schemat czujnika szczelinowego z pneumonapędem [] Fig. 6. Null-Seeking Pressure Sensor M. Krawczyk Pomiar kąta natarcia i ślizgu MK - 4
5 Rys. 7. Schemat czujnika szczelinowego z elektroserwonapędem [] Fig. 7. Null-Seeking Pressure Sensor Czujniki szczelinowe z elektroserwonapędem (rys. 7) nie wymagają przepływu powietrza przez nie. Sonda jest połączona kanałami z komorami różnicowego, elektrycznego przetwornika ciśnień, który powinien mieć wysoką stabilność zera i niski próg czułości. Innym typem czujnika szczelinowego może być sonda umieszczona na końcu poziomego wysięgnika. Element pomiarowy tego czujnika składa się z elipsoidalnej końcówki o średnicy dwóch cali z otworami rozmieszczonymi symetrycznie (rys. 8). Otwory są połączone z komorą znajdującą się na początku wysięgnika. Z komory sygnał jest przesyłany do serwomechanizmu który obraca wysięgnik do pozycji w której ciśnienie w obu otworach będzie takie same. Wynik testów przeprowadzonych w tunelu aerodynamicznym (rys. 8) pokazuje, że błąd spowodowany opływem wysięgnika przez powietrze jest rzędu - dla kąta natarcia -0 i, dla kąta natarcia. Rys. 8. Kalibracja sondy szczelinowej umieszczonej na wysięgniku [] Fig. 8. Calibration of null-seeking pressure type angle of attack sensor, β= Pomiar kątów za pomocą czujnika typu pneumomertrycznego (Differential-Pressure Tube) Trzecim typem miernika kątów jest czujnik pneumometryczny. Zasada działania tego czujnika opiera się na pomiarze różnicy ciśnień (rys 9). Oś tego czujnika jest ustawiona równolegle do osi podłużnej samolotu. Powierzchnia czołowa sondy ma kształt stożka (rys. ) lub półsfery (rys. 0). Montowana jest na końcu rurki Pitota i dwoma parami otworów umieszczonych symetrycznie względem otworu centralnego (w płaszczyznach; α Rys. 9. Schemat czujnika typu pneumomertrycznego Fig. 9. Differential-Pressure Sensor M. Krawczyk Pomiar kąta natarcia i ślizgu MK - 5
6 pionowej i poziomej) pobiera ciśnienia naporu powietrza. Różnica ciśnień zmierzona w płaszczyźnie pionowej jest wykorzystywana do określenia kąta natarcia, a różnica ciśnień zmierzonych w płaszczyźnie poziomej do pomiaru kąta ślizgu. Kąty można wyznaczyć z zależności [3]: Pα P3 P 4 P3 P α P3 P4 P4 P β Pβ P β P β Pα P 4 P α Pomiar kąta natarcia Pomiar kąta ślizgu Pomiar kąta natarcia i ślizgu. 3) Pα Pα α = P + 3 B P K P B ) Pα Pα α = ) Pβ Pβ β = K( P3 P4 ) K( P3 P4 ) K współczynnik czułości 4) Pβ Pβ β = P + 3 B P K P B Wzory i są przykładami szczególnymi. Wzór można wykorzystać w przypadku gdy β=0, wzór natomiast w przypadku gdy α=0. W rzeczywistych warunkach lotu takie sytuacje nie występują, ponieważ podczas lotu zarówno α 0 jak i β 0. Dlatego stosuje się wzory 3 i 4 w celu korekcji wpływu β na pomiar α i na odwrót. W przypadku używania sondy o kształcie półsfery najlepsze wyniki uzyskuje się przez rozmieszczenie otworów na łuku opartym na kącie 90, a w przypadku sondy o kształcie stożka najlepsze efekty uzyskuje się przez zastosowanie stożka o wartości kąta wierzchołkowego 90. Na rys. 0 i rys. zostały przedstawione wyniki kalibracji czujnika o kształcie półsfery na którym otwory rozmieszczone są na łuku opartym na kącie 90. Kalibracja została przeprowadzona dla prędkości 0, Ma i w zakresie kątów od - 0 do +0. Jak widać na wykresie zależność p/q od α jest prawie liniowa co jest dużą zaletą tej sondy. Rys. 0. Kalibracja czujnika pneumomertrycznego [] Fig. 0. Calibration of differential pressure sensor having a hemispherical nose shape M. Krawczyk Pomiar kąta natarcia i ślizgu MK - 6
7 Na rys. przedstawiono wyniki kalibracji czujników o kształcie półsferycznym, w jednym z nich otwory rozmieszczono na łuku opartym na kącie 90 w drugim na łuku opartym na kącie 60. Kalibracja została przeprowadzona dla zakresu od 0,3Ma do 0,8Ma i kąta od 0 do 0. Na wykresie przedstawione są wyniki dla prędkości 0,35 Ma i 0,60 Ma. Na wykresach widać wyraźnie, że sonda o otworach rozmieszczonych na łuku 90 jest bardziej czuła od sondy na której otwory są rozmieszczone na łuku 60. Na wykresie widać również ze czułość zależy także od prędkości przy jakiej odbywała się kalibracja. Rys.. Kalibracja czujników o kształcie półsfery [] Fig.. Calibration of differential pressure sensors having a hemispherical nose shapes W przypadku sondy o kształcie stożka, która jest wykorzystywana do pomiaru kątów przy prędkościach supersonicznych, na uwagę zasługuje fakt iż ciśnienie z otworów na powierzchni stożka można wykorzystać do pomiarów liczby Macha, ciśnienia statycznego, jak kąta natarcia i ślizgu. Na rys. przedstawiono wyniki kalibracji w tunelu aerodynamicznym trzech czujników stożkowych o wartościach kąta wierzchołkowego 30,40 i 50, przy prędkości 0,30Ma i 0,60Ma w zakresie kątów od 0 do 0. Badania wykazały, że im większy kąt wierzchołkowy tym bardziej sonda jest czuła na zmiany kąta natarcia. Ciekawą rzeczą jest to, iż w przypadku czujnika o kącie 50 czułość się nieznacznie zmienia wraz ze zmianą liczby Macha, natomiast w przypadku sond o kątach 40 i 30 zmiana ta jest pomijalna. Rys.. Kalibracja czujników o kształcie stożkowym [] Fig.. Calibration of differential pressure sensors having a conical nose shapes M. Krawczyk Pomiar kąta natarcia i ślizgu MK - 7
8 Rysunek 3 przedstawia wyniki badań sondy stożkowej o kącie wierzchołkowym 45 w przedziale prędkości od 0,70Ma do,0ma, oraz w zakresie kątów od -0 do 50. Wyniki pomiarów dla poszczególnych wartości nie odbiegały zbytnio od siebie, zatem na wykresie został pokazany wynik pomiaru dla jednej prędkości Macha. Na wykresie widać iż zależność p/q od α jest liniowa. Rys. 3. Kalibracja czujnika stożkowego [] Fig. 3. Calibration of differential pressure sensor having conical nose shape Na rysunku 4 przedstawiono wyniki kalibracji sondy stożkowej o kącie wierzchołkowym 0. Badania przeprowadzono dla prędkości,5 Ma,,6 Ma i,7 Ma, w zakresie kątów od -5 do 0. Rys. 4. Kalibracja czujnika stożkowego [] Fig. 4.. Calibration of differential pressure sensor having conical nose shape Dokładność czujników pneumometrycznych wynosi 0,05 w przedziale ±40 dla prędkości,7 00m/s []. Zaletą tych czujników jest prosta konstrukcja, małe rozmiary oraz brak elementów ruchomych. Wadą jest konieczność dokonywania skomplikowanych przeliczeń zmierzonych wartości ciśnień w celu uzyskania wartości kątów. W tym celu wykorzystuje się nieliniowe równania algebraiczne, których współczynniki zależą od warunków lotu. M. Krawczyk Pomiar kąta natarcia i ślizgu MK - 8
9 4.Błędy pomiarów spowodowane miejscem zamocowania sondy Wiadomo, że samolot lecąc generuje duże zakłócenia w powietrzu. Z tego powodu mierzony kąt natarcia nie jest kątem rzeczywistym. W przypadku prędkości poddźwiękowych dużym problemem jest fala uderzeniowa powstała przed samolotem. Przy prędkościach ponaddźwiękowych fala znajdująca się za samolotem nie generuje zakłóceń przed samolotem. Opływ i turbulencja zależy od typu samolotu, dlatego dla każdego typu samolotu powinno się przeprowadzić oddzielną kalibracje w locie. 4.. Czujnik zamontowany przed samolotem Rys. 5. Czujnik zamontowany przed samolotem[] Fig. 5. Sensor located ahead of a fuselage Przy prędkościach poniżej prędkości dźwięku błąd pomiaru zależy w znacznym stopniu od odległości w jakiej został zamocowany czujnik, od maksymalnej średnicy kadłuba jak i od kształtu przedniej części kadłuba. Zależy on też od wartości współczynnika sił normalnych (normal-force coefficient) C N. Na rysunku 5 i 6 przedstawiono zależność pomiędzy odległością czujnika od nosa samolotu a lokalnym zmierzonym kątem natarcia α ; badania przeprowadzono dla prędkości 0,8 Ma. Na wykresie widać, iż im większa odległość czujnika od kadłuba, tym mniejsza i bliższa rzeczywistej wartości wartość lokalnego kąta natarcia. Rys. 6. Czujnik umieszczony przed samolotem [] Fig. 6. Sensor located ahead of a fuselage M. Krawczyk Pomiar kąta natarcia i ślizgu MK - 9
10 4.. Czujnik umieszczony przed skrzydłem W przypadku umieszczenia sondy przed skrzydłem istnieje obawa o to iż lokalny kąt natarcia będzie się znacznie różnił od rzeczywistego kąta natarcia (rys. 8). Wpływ na błąd ma grubość cięciwy skrzydła i odkształcanie się skrzydła podczas lotu. Błąd spowodowany odkształceniem się skrzydła może być bardzo duży w zależności od stanu lotu w jakim się znajduje samolot. Rys. 7. Kalibracja czujnika zamontowanego na skrzydle dla M= 0,3 [] Fig. 7. Sensor located ahead of the wing tip of an airplane 4.3. Czujnik zamontowany na kadłubie Rysunek 8 przedstawia wyniki kalibracji czujnika szczelinowego umieszczonego na kadłubie samolotu. Badania zostały przeprowadzone dla zakresu prędkości od 0,6Ma do,0ma. Na wykresie przedstawiono wyniki dla trzech prędkości 0,6Ma, 0,8Ma i 0,9Ma. Widać iż zależność pomiędzy mierzonym kątem natarcia a rzeczywistym jest liniowa, należy też zwrócić uwagę na to iż im większa prędkość tym mniejsza różnica pomiędzy mierzonym kątem a rzeczywistym kątem natarcia. Rys. 8. Kalibracja czujnika zamontowanego na kadłubie [] Fig. 8. Calibration of angle of attack sensor installed on the fuselage of an airplane M. Krawczyk Pomiar kąta natarcia i ślizgu MK - 0
11 Trzeba pamiętać że różnica pomiędzy kątem mierzonym a rzeczywistym będzie ulegać zmianie dla innego kształtu kadłuba jak i miejsca umieszenia czujnika. Miejsce umieszczenia czujnika dobiera się indywidualnie dla każdego samolotu. Wykres 0 przedstawia zmiany wartości mierzonego kąta natarcia wraz z zaistnieniem ślizgu. Z wykresu widać, iż zależność kąta mierzonego od kąta ślizgu jest liniowa i nie zależy w dużym stopniu od prędkości oraz rzeczywistej wartości kąta natarcia. W zakresie niedużych kątów ślizgu błąd ten można zniwelować poprzez zainstalowanie czujników po obu stronach samolotu i porównaniu wartości przez nie mierzonych. Rys. 9. Zależność pomiędzy kątem ślizgu a mierzonym kątem natarcia [] Fig. 9. Effect of sideslip on the angle of attack measurement by sensor installed on the fuselage of an airplane 5. Podsumowanie Pomiar kąta natarcia i ślizgu jest zagadnieniem bardzo złożonym. Z opisanych w tej pracy trzech metod każda ma swoje zalety i wady. Różnią się one nie tylko budową i sposobem działania ale także zakresem prędkości przy których ich wskazania są poprawne. Mimo że wszystkie z nich są z powodzeniem stosowane w lotnictwie. Inżynierowie pracują nad bardziej doskonałymi systemami pomiarowymi. Jednym z możliwych rozwiązań tego problemu jest pomiar kątów aerodynamicznych w specjalizowanym systemie pomiarowym na bazie mikrokomputera []. Który w tym systemie pełni rolę zarówno urządzenia przetwarzającego wyniki pomiarów samych kątów jak i przelicznika pozostałych parametrów pilotażowych pośrednio związanych z kątami aerodynamicznymi. Podstawą tych związków jest przyjęty model matematyczny dynamiki samolotu. Algorytm realizowany przez mikrokomputer systemu, wykorzystując związki ustalone w przyjętym modelu oraz dane z poszczególnych czujników systemu określa wartość kątów oraz szacuje błędy ich pomiaru. W najprostszych przypadkach wykorzystuje się związek pomiędzy wartościami kątów a wartościami przeciążeń normalnych i poprzecznych. Literatura. SUMMARY OF METHODS OF MEASURING ANGLE OF ATTACK ON AIRCRAFT By William Gracy, Langley Aeronautical Laboratory, National Advisory Committee for Aeronautics, Langley Field, Va., March 4, POMIAR KĄTÓW AERODYNAMICZNYCH-METODY I PRZYRZĄDY Z. Gosiewski, T. Grzegorczyk, K. Falkowski, T. Krawczyk. I Konferencja Awioniki Jawor 95, 995 rok 3. Foldery i prospekty ofertowe Rosemount Aerospace i Space Age Control. THE MEASURMENT OF ANGLE OF ATTACK AND ANGLE OF SLDESLIP Mateusz KRAWCZYK This paper is a summary of methods of measuring the angle of attack and the angle of sideslip on aircraft. Additionally, the work also presents wind tunnel calibrations of three types of sensing devices of the angle of attack, which are: the pivoted vane, the differential pressure tube and the null-seeking pressure tube. What is more, the paper presents the flight data on the position errors of three sensor locations: ahead of the fuselage nose, ahead of the wing tip and on the forebody of the fuselage. M. Krawczyk Pomiar kąta natarcia i ślizgu MK -
.DOŚWIADCZALNE CHARAKTERYSTYKI AERODYNAMICZNE MODELU SAMOLOTU TU-154M W OPŁYWIE SYMETRYCZNYM I NIESYMETRYCZNYM
.DOŚWIADCZALNE CHARAKTERYSTYKI AERODYNAMICZNE MODELU SAMOLOTU TU-154M W OPŁYWIE SYMETRYCZNYM I NIESYMETRYCZNYM ALEKSANDER OLEJNIK MICHAŁ FRANT STANISŁAW KACHEL MACIEJ MAJCHER Wojskowa Akademia Techniczna,
Bardziej szczegółowoDobrą manewrowość samolotu, czyli zdolność
TECHNIKA I EKSPLOATACJA Płk w st. sp. pil. dr inż. Antoni Milkiewicz Możliwości manewrowe samolotu z elektrycznym systemem sterowania na przykładzie samolotu F-16 Dobrą manewrowość samolotu, czyli zdolność
Bardziej szczegółowoPOMIAR HAŁASU ZEWNĘTRZNEGO SAMOLOTÓW ŚMIGŁOWYCH WG PRZEPISÓW FAR 36 APPENDIX G I ROZDZ. 10 ZAŁ. 16 KONWENCJI ICAO
POMIAR HAŁASU ZEWNĘTRZNEGO SAMOLOTÓW ŚMIGŁOWYCH WG PRZEPISÓW FAR 36 APPENDIX G I ROZDZ. 10 ZAŁ. 16 KONWENCJI ICAO Piotr Kalina Instytut Lotnictwa Streszczenie W referacie przedstawiono wymagania oraz zasady
Bardziej szczegółowoAutomatyka i pomiary wielkości fizykochemicznych. Instrukcja do ćwiczenia III. Pomiar natężenia przepływu za pomocą sondy poboru ciśnienia
Automatyka i pomiary wielkości fizykochemicznych Instrukcja do ćwiczenia III Pomiar natężenia przepływu za pomocą sondy poboru ciśnienia Sonda poboru ciśnienia Sonda poboru ciśnienia (Rys. ) jest to urządzenie
Bardziej szczegółowoInstrukcja do ćwiczenia jednopłaszczyznowe wyważanie wirników
Instrukcja do ćwiczenia jednopłaszczyznowe wyważanie wirników 1. Podstawowe pojęcia związane z niewyważeniem Stan niewyważenia stan wirnika określony takim rozkładem masy, który w czasie wirowania wywołuje
Bardziej szczegółowo3. WYNIKI POMIARÓW Z WYKORZYSTANIEM ULTRADŹWIĘKÓW.
3. WYNIKI POMIARÓW Z WYKORZYSTANIEM ULTRADŹWIĘKÓW. Przy rozchodzeniu się fal dźwiękowych może dochodzić do częściowego lub całkowitego odbicia oraz przenikania fali przez granice ośrodków. Przeszkody napotykane
Bardziej szczegółowoFunkcjonalność urządzeń pomiarowych w PyroSim. Jakich danych nam dostarczają?
Funkcjonalność urządzeń pomiarowych w PyroSim. Jakich danych nam dostarczają? Wstęp Program PyroSim zawiera obszerną bazę urządzeń pomiarowych. Odczytywane z nich dane stanowią bogate źródło informacji
Bardziej szczegółowoPomiar rezystancji metodą techniczną
Pomiar rezystancji metodą techniczną Cel ćwiczenia. Poznanie metod pomiarów rezystancji liniowych, optymalizowania warunków pomiaru oraz zasad obliczania błędów pomiarowych. Zagadnienia teoretyczne. Definicja
Bardziej szczegółowo(86) Data i numer zgłoszenia międzynarodowego: , PCT/LV01/00008 (87) Data i numer publikacji zgłoszenia międzynarodowego:
RZECZPOSPOLITA POLSKA (12) OPIS PATENTOWY (19) PL (11) 200550 (21) Numer zgłoszenia: 365319 (13) B1 Urząd Patentowy Rzeczypospolitej Polskiej (22) Data zgłoszenia: 14.11.2001 (86) Data i numer zgłoszenia
Bardziej szczegółowoUrządzenie i sposób pomiaru skuteczności filtracji powietrza.
Urządzenie i sposób pomiaru skuteczności filtracji powietrza. dr inż. Stanisław Kamiński, mgr Dorota Kamińska WSTĘP Obecnie nie może istnieć żaden zakład przerabiający sproszkowane materiały masowe bez
Bardziej szczegółowoDoświadczenia w eksploatacji gazomierzy ultradźwiękowych
Doświadczenia w eksploatacji gazomierzy ultradźwiękowych Daniel Wysokiński Mateusz Turkowski Rogów 18-20 września 2013 Doświadczenia w eksploatacji gazomierzy ultradźwiękowych 1 Gazomierze ultradźwiękowe
Bardziej szczegółowoFMDRU. Przepustnica z miernikiem przepływu. Wymiary. Opis. Przykładowe zamówienie. Ød i. Ød 1
Wymiary Ød Ødi Opis Zastosowanie Miernik przeznaczony jest zarówno do ustawiania jak i dociągłego pomiaru powietrza. Miernik montuje się na stałe, należy go zatem uwzględniać już na etapie projektowym.
Bardziej szczegółowoMechanika lotu. TEMAT: Parametry aerodynamiczne skrzydła samolotu PZL Orlik. Anna Kaszczyszyn
Mechanika lotu TEMAT: Parametry aerodynamiczne skrzydła samolotu PZL Orlik Anna Kaszczyszyn SAMOLOT SZKOLNO-TRENINGOWY PZL-130TC-I Orlik Dane geometryczne: 1. Rozpiętość płata 9,00 m 2. Długość 9,00 m
Bardziej szczegółowoKurs teoretyczny PPL (A) Dlaczego samolot lata?
1 Kurs teoretyczny PPL (A) Dlaczego samolot lata? 2 Spis treści: 1. Wstęp (str. 4) 2. Siła nośna Pz (str. 4) 3. Siła oporu Px (str. 7) 4. Usterzenie poziome i pionowe (str. 9) 5. Powierzchnie sterowe (str.
Bardziej szczegółowoOPŁYW PROFILU. Ciała opływane. profile lotnicze łopatki. Rys. 1. Podział ciał opływanych pod względem aerodynamicznym
OPŁYW PROFILU Ciała opływane Nieopływowe Opływowe walec kula profile lotnicze łopatki spoilery sprężarek wentylatorów turbin Rys. 1. Podział ciał opływanych pod względem aerodynamicznym Płaski np. z blachy
Bardziej szczegółowoPOMiAR HAŁASU ZEWNĘTRZNEGO SAMOLOTÓW WEdŁUG PRZEPiSÓW FAR 36 APPENdiX G i ROZdZiAŁU 10 ZAŁOżEń 16 KONWENCJi icao
PRACE instytutu LOTNiCTWA 221, s. 109 114, Warszawa 2011 POMiAR HAŁASU ZEWNĘTRZNEGO SAMOLOTÓW WEdŁUG PRZEPiSÓW FAR 36 APPENdiX G i ROZdZiAŁU 10 ZAŁOżEń 16 KONWENCJi icao PIotr KalINa Insytut lotnictwa
Bardziej szczegółowoBADANIE ZJAWISK PRZEMIESZCZANIA WSTRZĄSOWEGO
BADANIE ZJAWISK PRZEMIESZCZANIA WSTRZĄSOWEGO 1. Cel ćwiczenia Celem ćwiczenia jest poznanie kinematyki i dynamiki ruchu w procesie przemieszczania wstrząsowego oraz wyznaczenie charakterystyki użytkowej
Bardziej szczegółowoI. Kontrola stanu technicznego układu wydechowego i poziomu hałasu zewnętrznego podczas postoju pojazdu. Kontrola organoleptyczna - I etap
ZAŁĄCZNIK Nr 3 SPOSÓB OCENY STANU TECHNICZNEGO UKŁADU WYDECHOWEGO I POMIARU POZIOMU HAŁASU ZEWNĘTRZNEGO PODCZAS POSTOJU POJAZDU ORAZ SPOSÓB KONTROLI STANU TECHNICZNEGO SYGNAŁU DŹWIĘKOWEGO PODCZAS PRZEPROWADZANIA
Bardziej szczegółowoRys. 11.11. Przeciągniecie statyczne szybowca
Cytat z książki: MECHANIKA LOTU SZYBOWCÓW Dr inż. WIESŁAWA ŁANECKA MAKARUK 11.5. LOT NA KRYTYCZNYCH KĄTACH NATARCIA Przeciągnięcie" szybowca. Lot szybowca na ytycznym kącie natarcia i powyżej niego różni
Bardziej szczegółowoPL B1. Sposób prostopadłego ustawienia osi wrzeciona do kierunku ruchu posuwowego podczas frezowania. POLITECHNIKA POZNAŃSKA, Poznań, PL
PL 222915 B1 RZECZPOSPOLITA POLSKA (12) OPIS PATENTOWY (19) PL (11) 222915 (13) B1 Urząd Patentowy Rzeczypospolitej Polskiej (21) Numer zgłoszenia: 401901 (22) Data zgłoszenia: 05.12.2012 (51) Int.Cl.
Bardziej szczegółowoJ. Szantyr Wykład nr 18 Podstawy teorii płatów nośnych Płaty nośne są ważnymi elementami wielu wytworów współczesnej techniki.
J. Szantyr Wykład nr 18 Podstawy teorii płatów nośnych Płaty nośne są ważnymi elementami wielu wytworów współczesnej techniki. < Helikoptery Samoloty Lotnie Żagle > < Kile i stery Wodoloty Śruby okrętowe
Bardziej szczegółowoUkład kierowniczy. Potrzebę stosowania układu kierowniczego ze zwrotnicami przedstawia poniższy rysunek:
1 Układ kierowniczy Potrzebę stosowania układu kierowniczego ze zwrotnicami przedstawia poniższy rysunek: Definicja: Układ kierowniczy to zbiór mechanizmów umożliwiających kierowanie pojazdem, a więc utrzymanie
Bardziej szczegółowoPomiar rozkładu ciśnień na modelu samochodu
Miernictwo C-P 1 Pomiar rozkładu ciśnień na modelu samochodu Polonez (Część instrukcji dotyczącą aerodynamiki samochodu opracowano na podstawie książki J. Piechny Podstawy aerodynamiki pojazdów, Wyd. Komunikacji
Bardziej szczegółowoWYNiki badań SYSTEmU POmiAROWO-REjESTRACYjNEgO WiATRAkOWCA
PRACE instytutu LOTNiCTWA 219, s. 59-72, Warszawa 2011 WYNiki badań SYSTEmU POmiAROWO-REjESTRACYjNEgO WiATRAkOWCA WItold dąbrowski, StaNISłaW PoPoWSkI, radosław rybaniec Instytut Lotnictwa Streszczenie
Bardziej szczegółowo(13)B1 PL B1. (54) Sposób oraz urządzenie do pomiaru odchyłek okrągłości BUP 21/ WUP 04/99
RZECZPOSPOLITA POLSKA (12) OPIS PATENTOWY (19)PL 176148 (13)B1 Urząd Patentowy Rzeczypospolitej Polskiej (21) Numer zgłoszenia: 307963 (22) Data zgłoszenia: 30.03.1995 (51) IntCl6 G01B 5/20 (54) Sposób
Bardziej szczegółowoO 2 O 1. Temat: Wyznaczenie przyspieszenia ziemskiego za pomocą wahadła rewersyjnego
msg M 7-1 - Temat: Wyznaczenie przyspieszenia ziemskiego za pomocą wahadła rewersyjnego Zagadnienia: prawa dynamiki Newtona, moment sił, moment bezwładności, dynamiczne równania ruchu wahadła fizycznego,
Bardziej szczegółowoDoświadczalne charakterystyki aerodynamiczne modelu samolotu F-16 w opływie symetrycznym
BIULETYN WAT VOL. LVI, NR 1, 2007 Doświadczalne charakterystyki aerodynamiczne modelu samolotu F-16 w opływie symetrycznym ALEKSANDER OLEJNIK, ADAM KRZYŻANOWSKI, STANISŁAW KACHEL, MICHAŁ FRANT, WOJCIECH
Bardziej szczegółowoAplikacje Systemów. Nawigacja inercyjna. Gdańsk, 2016
Aplikacje Systemów Wbudowanych Nawigacja inercyjna Gdańsk, 2016 Klasyfikacja systemów inercyjnych 2 Nawigacja inercyjna Podstawowymi blokami, wchodzącymi w skład systemów nawigacji inercyjnej (INS ang.
Bardziej szczegółowoUderzenie dźwiękowe (ang. sonic boom)
Dr inż. Antoni Tarnogrodzki Politechnika Warszawska Uderzenie dźwiękowe (ang. sonic boom) to zjawisko polegające na rozchodzeniu się na dużą odległość silnego zaburzenia fal wywołanego przez samolot naddźwiękowy.
Bardziej szczegółowoDrgania poprzeczne belki numeryczna analiza modalna za pomocą Metody Elementów Skończonych dr inż. Piotr Lichota mgr inż.
Drgania poprzeczne belki numeryczna analiza modalna za pomocą Metody Elementów Skończonych dr inż. Piotr Lichota mgr inż. Joanna Szulczyk Politechnika Warszawska Instytut Techniki Lotniczej i Mechaniki
Bardziej szczegółowoPOLITECHNIKA OPOLSKA WYDZIAŁ MECHANICZNY Katedra Technologii Maszyn i Automatyzacji Produkcji POMIARY KĄTÓW I STOŻKÓW
POLITECHNIKA OPOLSKA WYDZIAŁ MECHANICZNY Katedra Technologii Maszyn i Automatyzacji Produkcji TEMAT: Ćwiczenie nr 4 POMIARY KĄTÓW I STOŻKÓW ZADANIA DO WYKONANIA:. zmierzyć 3 wskazane kąty zadanego przedmiotu
Bardziej szczegółowoTematy prac dyplomowych w Katedrze Awioniki i Sterowania. Studia: II stopnia (magisterskie)
Tematy prac dyplomowych w Katedrze Awioniki i Sterowania Studia II stopnia (magisterskie) Temat: Układ sterowania płaszczyzną sterową o podwyższonej niezawodności 1. Analiza literatury. 2. Uruchomienie
Bardziej szczegółowoĆw. 18: Pomiary wielkości nieelektrycznych II
Wydział: EAIiE Kierunek: Imię i nazwisko (e mail): Rok:. (2010/2011) Grupa: Zespół: Data wykonania: Zaliczenie: Podpis prowadzącego: Uwagi: LABORATORIUM METROLOGII Ćw. 18: Pomiary wielkości nieelektrycznych
Bardziej szczegółowoBADANIE DRGAŃ TŁUMIONYCH WAHADŁA FIZYCZNEGO
ĆWICZENIE 36 BADANIE DRGAŃ TŁUMIONYCH WAHADŁA FIZYCZNEGO Cel ćwiczenia: Wyznaczenie podstawowych parametrów drgań tłumionych: okresu (T), częstotliwości (f), częstotliwości kołowej (ω), współczynnika tłumienia
Bardziej szczegółowoWyznaczanie współczynnika sprężystości sprężyn i ich układów
Ćwiczenie 63 Wyznaczanie współczynnika sprężystości sprężyn i ich układów 63.1. Zasada ćwiczenia W ćwiczeniu określa się współczynnik sprężystości pojedynczych sprężyn i ich układów, mierząc wydłużenie
Bardziej szczegółowoDoświadczalne charakterystyki aerodynamiczne modelu samolotu dalekiego zasięgu ze skrzydłem o ujemnym kącie skosu w opływie symetrycznym
BIULETYN WAT VOL. LV, NR 4, 2006 Doświadczalne charakterystyki aerodynamiczne modelu samolotu dalekiego zasięgu ze skrzydłem o ujemnym kącie skosu w opływie symetrycznym ALEKSANDER OLEJNIK, STANISŁAW KACHEL,
Bardziej szczegółowoTermoanemometr z możliwością wyznaczania wektora prędkości w płaszczyźnie
169 Prace Instytutu Mechaniki Górotworu PAN Tom 12, nr 1-4, (2010), s. 169-174 Instytut Mechaniki Górotworu PAN Termoanemometr z możliwością wyznaczania wektora prędkości w płaszczyźnie WŁADYSŁAW CIERNIAK,
Bardziej szczegółowoCHARAKTERYSTYKI CZĘSTOTLIWOŚCIOWE
CHARAKTERYSTYKI CZĘSTOTLIWOŚCIOWE Do opisu członów i układów automatyki stosuje się, oprócz transmitancji operatorowej (), tzw. transmitancję widmową. Transmitancję widmową () wyznaczyć można na podstawie
Bardziej szczegółowom OPIS OCHRONNY PL 60056
EGZEMPLARZ ARCHIMLNY RZECZPOSPOLITA POLSKA Urząd Patentowy Rzeczypospolitej Polskiej m OPIS OCHRONNY PL 60056 WZORU UŻYTKOWEGO 13) Y1 (2n Numer zgłoszenia: 110343 @ Data zgłoszenia: 01.12.1999 0 Intel7:
Bardziej szczegółowoLIV OLIMPIADA FIZYCZNA 2004/2005 Zawody II stopnia
LIV OLIMPIADA FIZYCZNA 004/005 Zawody II stopnia Zadanie doświadczalne Masz do dyspozycji: cienki drut z niemagnetycznego metalu, silny magnes stały, ciężarek o masie m=(100,0±0,5) g, statyw, pręty stalowe,
Bardziej szczegółowoLABORATORIUM POMIARY W AKUSTYCE. ĆWICZENIE NR 4 Pomiar współczynników pochłaniania i odbicia dźwięku oraz impedancji akustycznej metodą fali stojącej
LABORATORIUM POMIARY W AKUSTYCE ĆWICZENIE NR 4 Pomiar współczynników pochłaniania i odbicia dźwięku oraz impedancji akustycznej metodą fali stojącej 1. Cel ćwiczenia Celem ćwiczenia jest poznanie metody
Bardziej szczegółowoĆ w i c z e n i e K 4
Akademia Górniczo Hutnicza Wydział Inżynierii Mechanicznej i Robotyki Katedra Wytrzymałości, Zmęczenia Materiałów i Konstrukcji Nazwisko i Imię: Nazwisko i Imię: Wydział Górnictwa i Geoinżynierii Grupa
Bardziej szczegółowo(86) Data i numer zgłoszenia międzynarodowego: , PCT/DE03/00923 (87) Data i numer publikacji zgłoszenia międzynarodowego:
RZECZPOSPOLITA POLSKA (12) OPIS PATENTOWY (19) PL (11) 204399 (21) Numer zgłoszenia: 370760 (13) B1 Urząd Patentowy Rzeczypospolitej Polskiej (22) Data zgłoszenia: 20.03.2003 (86) Data i numer zgłoszenia
Bardziej szczegółowoNumeryczne modelowanie procesów przepł ywowych
Numeryczne modelowanie procesów przepł ywowych dr inż. Grzegorz Grodzki Temat: Ć wiczenie 3 Numeryczna symulacja ruchu elastycznie umocowanego płata lotniczego umieszczonego w tunelu aerodynamicznym 1.
Bardziej szczegółowoĆw. 18: Pomiary wielkości nieelektrycznych II
Wydział: EAIiIB Kierunek: Imię i nazwisko (e mail): Rok: Grupa: Zespół: Data wykonania: Zaliczenie: Podpis prowadzącego: Uwagi: LABORATORIUM METROLOGII Ćw. 18: Pomiary wielkości nieelektrycznych II Celem
Bardziej szczegółowoĆw. 18: Pomiary wielkości nieelektrycznych II
Wydział: EAIiE Kierunek: Imię i nazwisko (e mail): Rok:. (../..) Grupa: Zespół: Data wykonania: Zaliczenie: Podpis prowadzącego: Uwagi: LABORATORIUM METROLOGII Ćw. 18: Pomiary wielkości nieelektrycznych
Bardziej szczegółowoPodstawowe narzędzia do pomiaru prędkości przepływu metodami ciśnieniowymi
Ć w i c z e n i e 5a Podstawowe narzędzia do pomiaru prędkości przepływu metodami ciśnieniowymi 1. Wprowadzenie Celem ćwiczenia jest zapoznanie się z przyrządami stosowanymi do pomiarów prędkości w przepływie
Bardziej szczegółowol2^ OPIS OCHRONNY PL 60066
EGZEMPLARZ ARCHIWALNY RZECZPOSPOLITA POLSKA Urząd Patentowy Rzeczypospolitej Polskiej l2^ OPIS OCHRONNY PL 60066 WZORU UŻYTKOWEGO (2n Numer zgłoszenia: 110342 @ Data zgłoszenia: 01.12.1999 Y1 @ Intel7:
Bardziej szczegółowoTematy prac dyplomowych w Katedrze Awioniki i Sterowania Studia II stopnia (magisterskie)
Tematy prac dyplomowych w Katedrze Awioniki i Sterowania Studia II stopnia (magisterskie) Temat: Analiza właściwości pilotażowych samolotu Specjalność: Pilotaż lub Awionika 1. Analiza stosowanych kryteriów
Bardziej szczegółowoDRGANIA SWOBODNE UKŁADU O DWÓCH STOPNIACH SWOBODY. Rys Model układu
Ćwiczenie 7 DRGANIA SWOBODNE UKŁADU O DWÓCH STOPNIACH SWOBODY. Cel ćwiczenia Doświadczalne wyznaczenie częstości drgań własnych układu o dwóch stopniach swobody, pokazanie postaci drgań odpowiadających
Bardziej szczegółowoĆw. nr 31. Wahadło fizyczne o regulowanej płaszczyźnie drgań - w.2
1 z 6 Zespół Dydaktyki Fizyki ITiE Politechniki Koszalińskiej Ćw. nr 3 Wahadło fizyczne o regulowanej płaszczyźnie drgań - w.2 Cel ćwiczenia Pomiar okresu wahań wahadła z wykorzystaniem bramki optycznej
Bardziej szczegółowoLaboratorium. Hydrostatyczne Układy Napędowe
Laboratorium Hydrostatyczne Układy Napędowe Instrukcja do ćwiczenia nr 5 Charakterystyka rozdzielacza hydraulicznego. Opracowanie: Z.Kudźma, P. Osiński J. Rutański, M. Stosiak Wiadomości wstępne Rozdzielacze
Bardziej szczegółowoANALiZA WPŁYWU PARAMETRÓW SAMOLOTU NA POZiOM HAŁASU MiERZONEGO WEDŁUG PRZEPiSÓW FAR 36 APPENDiX G
PRACE instytutu LOTNiCTWA 221, s. 115 120, Warszawa 2011 ANALiZA WPŁYWU PARAMETRÓW SAMOLOTU NA POZiOM HAŁASU MiERZONEGO WEDŁUG PRZEPiSÓW FAR 36 APPENDiX G i ROZDZiAŁU 10 ZAŁOżEń16 KONWENCJi icao PIotr
Bardziej szczegółowoMgr inż. Wojciech Chajec Pracownia Kompozytów, CNT Mgr inż. Adam Dziubiński Pracownia Aerodynamiki Numerycznej i Mechaniki Lotu, CNT SMIL
Mgr inż. Wojciech Chajec Pracownia Kompozytów, CNT Mgr inż. Adam Dziubiński Pracownia Aerodynamiki Numerycznej i Mechaniki Lotu, CNT SMIL We wstępnej analizie przyjęto następujące założenia: Dwuwymiarowość
Bardziej szczegółowoWOJSKOWA AKADEMIA TECHNICZNA Wydział Mechaniczny Katedra Pojazdów Mechanicznych i Transportu LABORATORIUM TERMODYNAMIKI TECHNICZNEJ
WOJSKOWA AKADEMIA TECHNICZNA Wydział Mechaniczny Katedra Pojazdów Mechanicznych i Transportu LABORATORIUM TERMODYNAMIKI TECHNICZNEJ Instrukcja do ćwiczenia T-06 Temat: Wyznaczanie zmiany entropii ciała
Bardziej szczegółowoFRAGMENT DOKUMENTACJI PRĘDKOŚCIOMIERZA PR-50-AB km/h węzłów ±5 km/h w zakresie do 400 km/h ±8 km/h w zakresie km/h. 80 mm.
Przykładowe zadanie egzaminacyjne w części praktycznej egzaminu w modelu d dla kwalifikacji E.17 Wykonywanie obsługi liniowej statków powietrznych i obsługi hangarowej wyposażenia awionicznego W ośrodku
Bardziej szczegółowoPL 203461 B1. Politechnika Warszawska,Warszawa,PL 15.12.2003 BUP 25/03. Mateusz Turkowski,Warszawa,PL Tadeusz Strzałkowski,Warszawa,PL
RZECZPOSPOLITA POLSKA (12) OPIS PATENTOWY (19) PL (11) 203461 (13) B1 (21) Numer zgłoszenia: 354438 (51) Int.Cl. G01F 1/32 (2006.01) G01P 5/01 (2006.01) Urząd Patentowy Rzeczypospolitej Polskiej (22) Data
Bardziej szczegółowoNawiew powietrza do hal basenowych przez nawiewne szyny szczelinowe
Nawiew powietrza do hal basenowych przez nawiewne szyny szczelinowe 1. Wstęp Klimatyzacja hali basenu wymaga odpowiedniej wymiany i dystrybucji powietrza, która jest kształtowana przez nawiew oraz wywiew.
Bardziej szczegółowoTemat ćwiczenia. Pomiary drgań
POLITECHNIKA ŚLĄSKA W YDZIAŁ TRANSPORTU Temat ćwiczenia Pomiary drgań 1. Cel ćwiczenia Celem ćwiczenia jest zapoznanie studentów z metodami pomiarów drgań urządzeń mechanicznych oraz zasadą działania przetwornika
Bardziej szczegółowoPL B1. Svensson Jngemar,Głosków,PL Svensson Karol,Głosków,PL BUP 15/ WUP 07/09. Groszkowski Przemysław
RZECZPOSPOLITA POLSKA (12) OPIS PATENTOWY (19) PL (11) 202803 (13) B1 (21) Numer zgłoszenia: 351759 (51) Int.Cl. B64C 1/00 (2006.01) B64C 27/02 (2006.01) Urząd Patentowy Rzeczypospolitej Polskiej (22)
Bardziej szczegółowoBadania efektywności pracy wywietrzników systemowych Zefir w układach na pustaku wentylacyjnym w czterorzędowym wariancie montażowym
Badania efektywności pracy wywietrzników systemowych Zefir - 150 w układach na pustaku wentylacyjnym w czterorzędowym wariancie montażowym wywietrzniki ZEFIR-150 Środkowe wywietrzniki z podniesioną częścią
Bardziej szczegółowoINSTRUKCJA do ćwiczenia Wyważanie wirnika maszyny w łożyskach własnych
ZAKŁAD PODSTAW KONSTRUKCJI I EKSPLOATACJI MASZYN ENERGETYCZNYCH Instytut Maszyn i Urządzeń Energetycznych Politechnika Śląska INSTRUKCJA do ćwiczenia Wyważanie wirnika maszyny w łożyskach własnych Wprowadzenie
Bardziej szczegółowoLVI OLIMPIADA FIZYCZNA (2006/2007). Stopień III, zadanie doświadczalne D
LI OLIMPIADA FIZYCZNA (26/27). Stopień III, zadanie doświadczalne D Źródło: Autor: Nazwa zadania: Działy: Słowa kluczowe: Komitet Główny Olimpiady Fizycznej. Andrzej ysmołek Komitet Główny Olimpiady Fizycznej,
Bardziej szczegółowoWyznaczanie przyspieszenia ziemskiego za pomocą wahadła rewersyjnego (Katera)
Politechnika Łódzka FTMS Kierunek: nformatyka rok akademicki: 2008/2009 sem. 2. Termin: 6 V 2009 Nr. ćwiczenia: 112 Temat ćwiczenia: Wyznaczanie przyspieszenia ziemskiego za pomocą wahadła rewersyjnego
Bardziej szczegółowo13. WYZNACZANIE CHARAKTERYSTYK ORAZ PRZEŁOŻENIA UKŁADU KIEROWNICZEGO
13. WYZNACZANIE CHARAKTERYSTYK ORAZ PRZEŁOŻENIA UKŁADU KIEROWNICZEGO 13.0. Uwagi dotyczące bezpieczeństwa podczas wykonywania ćwiczenia 1. Studenci są zobowiązani do przestrzegania ogólnych przepisów BHP
Bardziej szczegółowoWojskowa Akademia Techniczna im. Jarosława Dąbrowskiego Projekt miniaturowej sondy aerometrycznej dla bezpilotowego statku powietrznego
Projekt miniaturowej sondy aerometrycznej dla bezpilotowego statku powietrznego przygotował: Bartosz Gawełda kierownik pracy: dr inż. Zdzisław Rochala Czym jest sonda areometryczna? służy do precyzyjnego
Bardziej szczegółowoUkład aktywnej redukcji hałasu przenikającego przez przegrodę w postaci płyty mosiężnej
Układ aktywnej redukcji hałasu przenikającego przez przegrodę w postaci płyty mosiężnej Paweł GÓRSKI 1), Emil KOZŁOWSKI 1), Gracjan SZCZĘCH 2) 1) Centralny Instytut Ochrony Pracy Państwowy Instytut Badawczy
Bardziej szczegółowoPolitechnika Poznańska Instytut Technologii Mechanicznej. Laboratorium MASZYN I URZĄDZEŃ TECHNOLOGICZNYCH. Nr 2
Politechnika Poznańska Instytut Technologii Mechanicznej Laboratorium MASZYN I URZĄDZEŃ TECHNOLOGICZNYCH Nr 2 POMIAR I KASOWANIE LUZU W STOLE OBROTOWYM NC Poznań 2008 1. CEL ĆWICZENIA Celem ćwiczenia jest
Bardziej szczegółowoPraca domowa nr 2. Kinematyka. Dynamika. Nieinercjalne układy odniesienia.
Praca domowa nr 2. Kinematyka. Dynamika. Nieinercjalne układy odniesienia. Grupa 1. Kinematyka 1. W ciągu dwóch sekund od wystrzelenia z powierzchni ziemi pocisk przemieścił się o 40 m w poziomie i o 53
Bardziej szczegółowoW NACZYNIU WIRUJĄCYM WOKÓŁ OSI PIONOWEJ
POLITECHNIKA BIAŁOSTOCKA Wydział Budownictwa i Inżynierii Środowiska Instrukcja do zajęć laboratoryjnych Temat ćwiczenia: POWIERZCHNIA SWOBODNA CIECZY W NACZYNIU WIRUJĄCYM WOKÓŁ OSI PIONOWEJ Ćwiczenie
Bardziej szczegółowoPOMIAR PRĘDKOŚCI DŹWIĘKU METODĄ REZONANSU I METODĄ SKŁADANIA DRGAŃ WZAJEMNIE PROSTOPADŁYCH
Ćwiczenie 5 POMIR PRĘDKOŚCI DŹWIĘKU METODĄ REZONNSU I METODĄ SKŁDNI DRGŃ WZJEMNIE PROSTOPDŁYCH 5.. Wiadomości ogólne 5... Pomiar prędkości dźwięku metodą rezonansu Wyznaczanie prędkości dźwięku metodą
Bardziej szczegółowoPL B1. ŁAZUR ZBIGNIEW, Lublin, PL BUP 09/16. ZBIGNIEW ŁAZUR, Lublin, PL WUP 03/17 RZECZPOSPOLITA POLSKA
PL 225366 B1 RZECZPOSPOLITA POLSKA (12) OPIS PATENTOWY (19) PL (11) 225366 (13) B1 (21) Numer zgłoszenia: 409882 (51) Int.Cl. F03D 3/06 (2006.01) F03D 3/00 (2006.01) Urząd Patentowy Rzeczypospolitej Polskiej
Bardziej szczegółowoKatedra Elektroniki ZSTi. Lekcja 12. Rodzaje mierników elektrycznych. Pomiary napięći prądów
Katedra Elektroniki ZSTi Lekcja 12. Rodzaje mierników elektrycznych. Pomiary napięći prądów Symbole umieszczone na przyrządzie Katedra Elektroniki ZSTiO Mierniki magnetoelektryczne Budowane: z ruchomącewkąi
Bardziej szczegółowo(13) B1 (12) OPIS PATENTOWY (19) PL (11) 177181 PL 177181 B1 F03D 3/02
RZECZPOSPOLITA POLSKA (12) OPIS PATENTOWY (19) PL (11) 177181 (13) B1 Urząd Patentowy Rzeczypospolitej Polskiej (21) Numer zgłoszenia 298286 (22) Data zgłoszenia 26.03.1993 (51) IntCl6: F03D 3/02 (54)
Bardziej szczegółowo20. BADANIE SZTYWNOŚCI SKRĘTNEJ NADWOZIA. 20.1. Cel ćwiczenia. 20.2. Wprowadzenie
20. BADANIE SZTYWNOŚCI SKRĘTNEJ NADWOZIA 20.1. Cel ćwiczenia Celem ćwiczenia jest wykonanie pomiaru sztywności skrętnej nadwozia samochodu osobowego. 20.2. Wprowadzenie Sztywność skrętna jest jednym z
Bardziej szczegółowoTemat: POMIAR SIŁ SKRAWANIA
AKADEMIA TECHNICZNO-HUMANISTYCZNA w Bielsku-Białej Katedra Technologii Maszyn i Automatyzacji Ćwiczenie wykonano: dnia:... Wykonał:... Wydział:... Kierunek:... Rok akadem.:... Semestr:... Ćwiczenie zaliczono:
Bardziej szczegółowoSiatka spiętrzająca opis czujnika do pomiaru natężenia przepływu gazów. 1. Zasada działania. 2. Budowa siatki spiętrzającej.
Siatka spiętrzająca opis czujnika do pomiaru natężenia przepływu gazów. 1. Zasada działania. Zasada działania siatki spiętrzającej oparta jest na teorii Bernoulliego, mówiącej że podczas przepływów płynów
Bardziej szczegółowoDRGANIA ELEMENTÓW KONSTRUKCJI
DRGANIA ELEMENTÓW KONSTRUKCJI (Wprowadzenie) Drgania elementów konstrukcji (prętów, wałów, belek) jak i całych konstrukcji należą do ważnych zagadnień dynamiki konstrukcji Przyczyna: nawet niewielkie drgania
Bardziej szczegółowoLaboratorium techniki światłowodowej. Ćwiczenie 3. Światłowodowy, odbiciowy sensor przesunięcia
Laboratorium techniki światłowodowej Ćwiczenie 3. Światłowodowy, odbiciowy sensor przesunięcia Katedra Optoelektroniki i Systemów Elektronicznych, WETI, Politechnika Gdaoska Gdańsk 2006 1. Wprowadzenie
Bardziej szczegółowoPOMIAR NATĘŻENIA PRZEPŁYWU
POMIAR NATĘŻENIA PRZEPŁYWU Określenie ilości płynu (objętościowego lub masowego natężenia przepływu) jeden z najpowszechniejszych rodzajów pomiaru w gospodarce przemysłowej produkcja światowa w 1979 ropa
Bardziej szczegółowodr hab. inż. LESŁAW ZABUSKI ***
POMIARY INKLINOMETRYCZNE dr hab. inż. LESŁAW ZABUSKI Konsultant Rozenblat Sp. z o.o. *** CEL Celem pomiarów inklinometrycznych jest stwierdzenie, czy i w jakim stopniu badany teren podlega deformacjom,
Bardziej szczegółowoCelem ćwiczenia jest eksperymentalne określenie rozkładu ciśnienia na powierzchni walca kołowego oraz obliczenie jego współczynnika oporu.
OPŁYW WALCA KOŁOWEGO 1. Cel ćwiczenia Celem ćwiczenia jest eksperymentalne określenie rozkładu ciśnienia na powierzchni walca kołowego oraz obliczenie jego współczynnika oporu. Wyznaczenie rozkładu ciśnienia
Bardziej szczegółowoDlaczego samoloty latają? wykonał: Piotr Lipiarz 229074
Dlaczego samoloty latają? wykonał: Piotr Lipiarz 229074 Wprowadzenie Teoretyczne Prawie każdy wie, że odpowiedzią na pytanie dlaczego samolot lata? jest specjalny kształt skrzydła, dokładnie jego przekroju
Bardziej szczegółowoPodstawy niepewności pomiarowych Ćwiczenia
Podstawy niepewności pomiarowych Ćwiczenia 1. Zaokrąglij podane wartości pomiarów i ich niepewności. = (334,567 18,067) m/s = (153 450 000 1 034 000) km = (0,0004278 0,0000556) A = (2,0555 0,2014) s =
Bardziej szczegółowoNazwisko i imię: Zespół: Data: Ćwiczenie nr 1: Wahadło fizyczne. opis ruchu drgającego a w szczególności drgań wahadła fizycznego
Nazwisko i imię: Zespół: Data: Cel ćwiczenia: Ćwiczenie nr 1: Wahadło fizyczne opis ruchu drgającego a w szczególności drgań wahadła fizycznego wyznaczenie momentów bezwładności brył sztywnych Literatura
Bardziej szczegółowoKąty Ustawienia Kół. WERTHER International POLSKA Sp. z o.o. dr inż. Marek Jankowski 2007-01-19
WERTHER International POLSKA Sp. z o.o. dr inż. Marek Jankowski 2007-01-19 Kąty Ustawienia Kół Technologie stosowane w pomiarach zmieniają się, powstają coraz to nowe urządzenia ułatwiające zarówno regulowanie
Bardziej szczegółowowiczenie 15 ZGINANIE UKO Wprowadzenie Zginanie płaskie Zginanie uko nie Cel wiczenia Okre lenia podstawowe
Ćwiczenie 15 ZGNANE UKOŚNE 15.1. Wprowadzenie Belką nazywamy element nośny konstrukcji, którego: - jeden wymiar (długość belki) jest znacznie większy od wymiarów przekroju poprzecznego - obciążenie prostopadłe
Bardziej szczegółowoPROJEKTOWANIE I BUDOWA
ObciąŜenia usterzenia PROJEKTOWANIE I BUDOWA OBIEKTÓW LATAJĄCYCH I ObciąŜenia usterzenia W. BłaŜewicz Budowa samolotów, obciąŝenia St. Danilecki Konstruowanie samolotów, wyznaczanie ociąŝeń R. Cymerkiewicz
Bardziej szczegółowoKRYTERIA OCENY PARAMETRÓW KÓŁ POJAZDÓW POWYPADKOWYCH
KRYTERIA OCENY PARAMETRÓW KÓŁ POJAZDÓW POWYPADKOWYCH CZYM GROZI NIEWŁAŚCIWE USTAWIENIE GEOMETRII KÓŁ? KRYTERIA OCENY PARAMETRÓW KÓŁ POJAZDÓW POWYPADKOWYCH Geometria kół ma bezpośredni wpływ na bezpieczeństwo,
Bardziej szczegółowoCentralny Ośrodek Chłodnictwa COCH w Krakowie Sp. z o.o Kraków. ul. Juliusza Lea 116. Laboratorium Urządzeń Chłodniczych
Centralny Ośrodek Chłodnictwa COCH w Krakowie Sp. z o.o. 30-133 Kraków ul. Juliusza Lea 116 Laboratorium Urządzeń Chłodniczych e-mail: laboratorium@coch.pl tel. 12 637 09 33 wew. 203, 161, 160 www.coch.pl
Bardziej szczegółowoOpis ćwiczenia. Cel ćwiczenia Poznanie budowy i zrozumienie istoty pomiaru przyspieszenia ziemskiego za pomocą wahadła rewersyjnego Henry ego Katera.
ĆWICZENIE WYZNACZANIE PRZYSPIESZENIA ZIEMSKIEGO ZA POMOCĄ WAHADŁA REWERSYJNEGO Opis ćwiczenia Cel ćwiczenia Poznanie budowy i zrozumienie istoty pomiaru przyspieszenia ziemskiego za pomocą wahadła rewersyjnego
Bardziej szczegółowoMECHANIKA PŁYNÓW LABORATORIUM
MECANIKA PŁYNÓW LABORATORIUM Ćwiczenie nr 4 Współpraca pompy z układem przewodów. Celem ćwiczenia jest sporządzenie charakterystyki pojedynczej pompy wirowej współpracującej z układem przewodów, przy różnych
Bardziej szczegółowo1. Jeśli częstotliwość drgań ciała wynosi 10 Hz, to jego okres jest równy: 20 s, 10 s, 5 s, 0,1 s.
1. Jeśli częstotliwość drgań ciała wynosi 10 Hz, to jego okres jest równy: 20 s, 10 s, 5 s, 0,1 s. 2. Dwie kulki, zawieszone na niciach o jednakowej długości, wychylono o niewielkie kąty tak, jak pokazuje
Bardziej szczegółowoDoświadczalne badanie drugiej zasady dynamiki Newtona
Doświadczalne badanie drugiej zasady dynamiki Newtona (na torze powietrznym) Wprowadzenie Badane będzie ciało (nazwane umownie wózkiem) poruszające się na torze powietrznym, który umożliwia prawie całkowite
Bardziej szczegółowoĆWICZENIE NR.6. Temat : Wyznaczanie drgań mechanicznych przekładni zębatych podczas badań odbiorczych
ĆWICZENIE NR.6 Temat : Wyznaczanie drgań mechanicznych przekładni zębatych podczas badań odbiorczych 1. Wstęp W nowoczesnych przekładniach zębatych dąży się do uzyskania małych gabarytów w stosunku do
Bardziej szczegółowoLaboratoryjny system do badania charakterystyk kątowych czujników anemometrycznych
19 Prace Instytutu Mechaniki Górotworu PAN Tom 8, nr 1-4, (2006), s. 19-24 Instytut Mechaniki Górotworu PAN Laboratoryjny system do badania charakterystyk kątowych czujników anemometrycznych PAWEŁ JAMRÓZ,
Bardziej szczegółowoLABORATORIUM MECHANIKI PŁYNÓW
Ćwiczenie numer 5 Wyznaczanie rozkładu prędkości przy przepływie przez kanał 1. Wprowadzenie Stanowisko umożliwia w eksperymentalny sposób zademonstrowanie prawa Bernoulliego. Układ wyposażony jest w dyszę
Bardziej szczegółowoSPRĘŻ WENTYLATORA stosunek ciśnienia statycznego bezwzględnego w płaszczyźnie
DEFINICJE OGÓLNE I WIELKOŚCI CHARAKTERYSTYCZNE WENTYLATORA WENTYLATOR maszyna wirnikowa, która otrzymuje energię mechaniczną za pomocą jednego wirnika lub kilku wirników zaopatrzonych w łopatki, użytkuje
Bardziej szczegółowo(12) OPIS PATENTOWY (19) PL (11) 174940 (13) B1
RZECZPOSPOLITA POLSKA (12) OPIS PATENTOWY (19) PL (11) 174940 (13) B1 Urząd Patentowy Rzeczypospolitej Polskiej (21) Numer zgłoszenia: 305007 (22) Data zgłoszenia: 12.09.1994 (51) IntCl6: B25J 9/06 B25J
Bardziej szczegółowoLABORATORIUM ELEKTROTECHNIKI POMIAR PRZESUNIĘCIA FAZOWEGO
POLITECHNIKA ŚLĄSKA WYDZIAŁ TRANSPORTU KATEDRA LOGISTYKI I TRANSPORTU PRZEMYSŁOWEGO NR 1 POMIAR PRZESUNIĘCIA FAZOWEGO Katowice, październik 5r. CEL ĆWICZENIA Poznanie zjawiska przesunięcia fazowego. ZESTAW
Bardziej szczegółowo