CC BY
29
D01:10.12845/bitp.35.3.2014.6
dr inz. Andrzej ZBROWSKI1
Przyjçty/Accepted/Принята: 06.05.2014; Zrecenzowany/Reviewed/Рецензирована: 15.06.2014; Opublikowany/Published/Опубликована: 30.09.2014;
INSTRUMENTARIUM BADAWCZE DO TESTOW ZDERZENIOWYCH KONSTRUKCJI LOTNICZYCH
Research Instruments for Aircraft Impact Tests
Испытательная аппаратура для проведения тестов столкновения авиаконструкций
Abstrakt
Cel: Przedstawienie problemôw zwiqzanych z prowadzeniem badan zderzeniowych konstrukcji lotniczych w tzw. „tescie ptaka". Prezentacja instrumentarium badawczego umozliwiajqcego odtwarzanie warunkôw wystçpujqcych podczas zderzenia statku powietrznego z cialem obcym. Zidentyfikowanie charakterystycznych rôznic konstrukcyjnych i konfiguracyjnych systemôw zderzeniowych, stosowanych w zaleznosci od badanego obiektu, rodzaju odtwarzanej kolizji i skali analizowanego zjawiska. Wprowadzenie: Zjawisko uderzenia ciala obcego w szybko poruszajqcy siç statek powietrzny stanowi powazne zagrozenie dla bezpieczenstwa lotôw maszyn cywilnych i wojskowych. W celu poznania procesôw zachodzqcych w trakcie zderzenia zjawisko definiowane jako Foreign Object Damage (FOD) musi byc badane empirycznie w warunkach laboratoryjnych z zastosowaniem odpowiednich metod. Ze wzglçdu na specyficzny charakter badan niezbçdne jest stosowanie specjalnego instrumentarium umozliwiajqcego wierne odtworzenie warunkôw rzeczywistych oraz precyzyjne zarejestrowanie danych. Budowa i parametry systemu badawczego s§ uzaleznione od rodzaju odtwarzanego zjawiska oraz parametrôw energetycznych zderzenia. W prezentowanym artykule analizie poddano zidentyfikowane systemy zderzeniowe, wykorzystywane w naukowych oraz przemyslowych laboratoriach badan materialôw i konstrukcji lotniczych.
Metodologia: Opisano metody rozpçdzania miotanych obiektôw, problemy dotyczqce struktury stanowisk umozliwiajqcych wlasciwq ekspozycjç badanej konstrukcji na oddzialywanie ciala obcego oraz sposoby budowy ciala obcego odwzorowujqcego prawdziwego ptaka. Przedstawiono zagadnienia zwiqzane z urzqdzeniami miotajqcymi umozliwiajqcymi rozpçdzanie ciala obcego do wymaganej prçdkosci zderzeniowej. Zaprezentowano wystçpujqce rozwiqzania dzial pneumatycznych oraz omôwiono ich wady i zalety. Przedstawiono konstrukcjç stosowanych mechanizmôw spustowych oraz ich wplyw na parametry energetyczne systemu miotajqcego. Scharakteryzowano urzqdzenia wylotowe przeznaczone do oddzielania miotanego obiektu od elementôw sabotu umozliwiajqcych rozpçdzanie pocisku w lufie dziala pneumatycznego. Podano przyklady sabotôw dla systemôw wielko- i malokalibrowych o rôznym potencjale energetycznym.
Wnioski: Z przeprowadzonej analizy wynika, ze podstawowe problemy badan zderzeniowych konstrukcji lotniczych dotyczq sposobôw rozpçdzania miotanego pocisku imitujqcego cialo obce. W tym celu najczçsciej wykorzystywane s§ pneumatyczne uklady miotajqce, tzw. dziala pneumatyczne. Dotychczas wiçkszosc wykorzystywanych systemôw badawczych umozliwia odwzorowanie warunkôw kolizji, ktôre wystçpujq na niskich pulapach lotu, gdzie najczçstszq przyczynq uszkodzen s§ male ptaki poruszajqce siç pojedynczo lub w grupie. Ze wzglçdu na rosnqce wymagania dotyczqce bezpieczenstwa lotôw w najblizszych latach niezbçdny jest rozwôj badan zderzeniowych ukierunkowanych na wiernq odtwarzalnosc warunkôw panujqcych na duzych wysokosciach rejsowych, gdzie dochodzi do zderzen z najwiçkszymi, ciçzkimi ptakami.
SJowa kluczowe: bezpieczenstwo lotôw, samoloty, ptaki, zderzenia, dzialo pneumatyczne Typ artykuJu: artykul przeglqdowy
Abstract
Objective: Presentation of problems related to impact (bird) tests and research instruments enabling true reconstruction of real collision conditions. Identification of characteristic structural and configuration differences between impact systems used for different test objects, types of reconstructed collisions and the scale of the analysed phenomenon.
Introduction: A collision of a fast moving aircraft with a foreign body poses a major threat to the safety of civil and military aircrafts. In order to fully understand the processes that take place at the time of collision, the Foreign Object Damage (FOD) phenomenon has
1 Instytut Technologii Eksploatacji - Panstwowy Instytut Badawczy, Kazimierza Pulaskiego 6/10, Radom; [email protected] / Institute for Sustainable Technologies, Radom, Poland;
DOI:10.12845/bitp.35.3.2014.6
to be empirically investigated in laboratory conditions, and proper research methods need to be applied. Due to the specific character of these tests, the application of specialised research instruments enabling true reconstruction of real conditions and precise data recording, is required. The structure and the parameters of a test system depend on the type of the event reconstructed and the energy of impact. In the article the author analyses different impact systems used for scientific and industrial tests conducted in aviation research laboratories.
Methodology: The paper presents an analysis of problems related to the execution of bird tests and discusses the methods for the acceleration of objects thrown, the test stands enabling proper exposure of the tested structure to the influence of the foreign body, and the structure of the foreign body reflecting the shape and the size of a real bird. Additionally, the article presents the issues related to propellant devices enabling acceleration of a foreign body to the required impact velocity. Among them, solutions in the area of pneumatic guns are shown and their advantages and disadvantages are described. The paper also presents the structure of trigger mechanisms and their influence on the energy performance of the propellant system. The author characterises muzzles for the separation of the thrown object from the elements of the sabot, which enables the acceleration of the projectile in the barrel of the pneumatic gun. The examples of sabots for small and big calibre guns with different energy performance are also given. Conclusions: The analysis indicates that the basic problems in impact tests concern the acceleration of projectiles used. For that purpose, pneumatic guns are most commonly applied. Majority of test systems used so far enable reconstruction of collisions taking place at low altitudes, where the most common cause for aircraft structure damage are small birds flying individually or in flocks. Due to growing flight safety demands, the development of impact tests aimed at true reconstruction of conditions at high altitudes, where collisions with bigger and heavier birds takes place, is therefore a must.
Keywords: flight safety, aircrafts, birds, collisions, pneumatic gun Type of article: review article
Аннотация
Цель: Представление проблем, связанных с проведением испытаний столкновений авиаконструкций с использованием так называемого „удара птицы". Представление испытательной аппаратуры, позволяющей воспроизводить условия, которые характерны во время столкновения самолёта с инородным телом. Определение характеристических конструкционных и конфигурационных различий в системах для испытаний столкновений, используемых в зависимости от исследуемого типа объекта, вида представляемой коллизии и масштаба анализируемого явления.
Введение: Столкновение инородного тела с быстро летящим воздушным судном является очень опасной угрозой безопасности полётов гражданских и военных машин. Чтобы узнать процессы проходящие во время столкновения, так называемое явление Foreing Object Damage (FOD) должно быть эмпирически исследовано в лабораторных условиях, с применением соответствующих методов. В связи со специфическим характером испытаний, необходимо применять специальное оборудование, позволяющие верно отобразить реальные условия и точно зафиксировать данные. Состав и параметры испытательной системы зависят от вида отображаемого явления и энергетических параметров столкновения. В данной статье были проанализированы описанные выше системы для испытаний столкновений, используемые в научных и промышленных лабораториях для испытаний материалов и авиаконструкций.
Методология: Описаны методы разгона объектов метания, проблемы, касающиеся структуры установок, позволяющих правильно установить исследуемую конструкцию на воздействие инородного тела, а также методы построения инородного тела воспроизводящие реальную птицу. Представлены вопросы, связанные с устройствами для метания, позволяющими разгонять инородное тело до требуемой скорости столкновения. Представлены существующие решения пневматических стволов, а также рассмотрены их преимущества и недостатки. Представлена конструкция используемых ударно-спусковых механизмов и их влияние на энергетические параметры системы для метания. Охарактеризованы выводные устройства, предназначенные для отделения объекта метания от элементов поддома, позволяющих разгонять снаряд в стволе пневматической пушки. Указаны примеры поддомов для крупно и - мелкокалиберных систем различного энергетического потенциала.
Выводы: Вышеуказанный анализ показывает, что основные проблемы испытаний столкновений авиационных конструкций связаны со способами разгона метаемого снаряда, имитирующего инородное тело. Для этого, чаще всего используются пневматические системы метания, так называемые пневматические стволы. На сегодняшний день, большинство используемых исследовательских систем позволяет воспроизвести условия столкновений, происходящих при полете на низких высотах, где наиболее распространенной причиной повреждений являются мелкие птицы, движущиеся поодиночке или группами. В связи с увеличением требований к безопасности полетов, в ближайшие годы необходимо развивать испытания столкновений направленные на точное воспроизведение условий, характерных для полётов на большой высоте, где случаются столкновения с самыми большими, тяжелыми птицами.
Ключевые слова: безопасность полётов, самолёты, птицы, столкновения, пневматический ствол Вид статьи: обзорная статья
1. Wstçp
Podczas lotu statku powietrznego wiele elementów platowca lub silników narazonych jest na niebezpieczen-stwo kolizji z ptakiem [1-4]. W celu zapewnienia wlasci-wego poziomu bezpieczenstwa w przypadku zderzenia elementów struktury samolotu z cialem obcym (najczç-sciej z ptakiem) oraz zachowania wymaganych wlasci-wosci lotnych maszyny, miçdzynarodowe standardy or-
ganizacji lotniczych wymagaj^ przeprowadzenia ekspe-rymentalnych badan testowych odpowiednich elemen-tow konstrukcyjnych [5]. S3 to testy obowi^zkowe zde-finiowane w przepisach amerykanskich FAR (Federal Aviation Regulations), europejskich JAR (Jonit Aviation Requirements) i CS (Certification Standards), oraz rosyj-skich AP (Aviacjonnyje Prawiia) w rozdzialach 25, 29 i 33. Badania przeprowadzone w skali rzeczywistej maj^
ИССЛЕДОВАНИЯ И РАЗВИТИЕ
dokumentowac spelnienie wspolnych wymagan okreslo-nych normami. Oznacza to, ze ostateczna postac projek-tu dotycz^cego struktury lotniczej oraz akceptacja osi^-gni^tej wytrzymalosci zderzeniowej zawsze zalezy od wynikow eksperymentalnych testow uderzeniowych. W warunkach laboratoryjnych odtworzenie zjawiska ude-rzenia ptaka w poruszaj^cy si§ samolot jest realizowane poprzez rozp^dzanie ciala obcego do wymaganej pr§d-kosci w kierunku stacjonarnie posadowionego elementu platowca lub silnika. Badane silniki podczas prob s^ uru-chomione, a pociski podlegaj^ wstrzeleniu we wlot po-wietrza pracuj^cej jednostki nap^dowej [6]. Ze wzgl^du na specyficzny charakter badan niezb^dne jest stosowa-nie specjalnego instrumentarium umozliwiaj^cego wier-ne odtworzenie warunkow rzeczywistych oraz precyzyjne zarejestrowanie danych. Aby zwi^kszac odpornosc stat-kow powietrznych na kolizj§ z ptakami, niezb^dny jest rozwoj doswiadczalnych metod badawczych pozwalaj^-cych na odtwarzanie, symulowanie i rejestraj zachodz^-cych zjawisk. Ich rozwoj jest scisle zwi^zany ze stale po-szerzanym zakresem wymagan normatywnych oraz po-wstawaniem nowych rozwi^zan konstrukcyjnych, wyma-gaj^cych prowadzenia nowych rodzajow badan. Systemy badan eksperymentalnych przyczyniaj^ si§ takze do lep-szego poznania interakcji pomi^dzy samolotem a obiek-tem, wyst^puj^cej podczas zderzenia. Uzyskane rezulta-ty umozliwiaj^ weryfikaj nowych rozwi^zan konstrukcyjnych i materialowych oraz pomagaj^ w budowie do-skonalszych modeli cyfrowych stosowanych w badaniach numerycznych, prowadzonych za pomoc^ metody ele-mentow skonczonych.
2. Struktura systemu badawczego
Metody pozwalaj^c^ na pozyskanie najbardziej wia-rygodnych rezultatow s^ testy zderzeniowe prowadzone w skali rzeczywistej. W badaniach zderzeniowych ele-menty konstrukcyjne s^ bombardowane obiektami rozp§-dzanymi do rzeczywistych pr^dkosci wyst^puj^cych podczas kolizji samolotu z ptakami [7]. Nast^puje zatem od-wrocenie naturalnego ukladu pr^dkosci i zamiast szybko poruszaj^cego si§ samolotu mamy do czynienia z szybko poruszaj^cym si§ ptakiem lub innym cialem obcym zmierzaj^cym w kierunku nieruchomego samolotu. W testach wykorzystywany jest wyrzutnik pociskow umozli-wiaj^cy wlasciwe rozp^dzenie obiektu miotanego. W tym celu najcz^sciej stosowane s^ wyrzutniki pneumatyczne okreslane mianem dziala pneumatycznego. Pomiar pr§d-kosci pocisku po opuszczeniu lufy realizowany jest z za-stosowaniem ukladu bramek swietlnych lub za pomoc^ szybkiej kamery [8]. Ze wzgl^du na wlasciwosci ciala ptakow lub pociskow imituj^cych oraz ze wzgl^dow geo-metrycznych, rozp^dzanie takiego nietypowego obiektu w lufie jest realizowane w sabocie. Sabot umozliwia wlasciwe uszczelnienie przewodu wylotowego oraz sta-bilizaj ptaka w osi lufy podczas rozp^dzania. Ladunek w postaci sabotu z pociskiem po wystrzale jest poddawa-ny rozdzieleniu, podczas ktorego sabot jest zatrzymywa-ny lub niszczony za pomoc^ urz^dzenia wylotowego - la-pacza, zas pocisk lub ptak przemieszcza si§ dalej w kierunku celu (ryc. 1).
DQI:10.12845/bitp.35.3.2014.6
Ryc. 1. Struktura stanowiska badawczego Fig. 1. Structure of the test stand
Cel w postaci wydzielonej struktury lotniczej znajduje siç w odleglosci ok. 2 m od wylotu lufy. Wlasciwe pozy-cjonowanie badanego obiektu umozliwia odpowiedni ste-laz zapewniaj^cy jak najwierniejsze odtworzenie warunkow zamocowania testowanej struktury w systemie pla-towca lub silnika. Niezwykle skuteczne w poznawaniu zjawiska i poszukiwaniu nowych rozwi^zan jest pol^cze-nie badan zderzeniowych z szybkimi, cyfrowymi meto-dami rejestracji obrazu oraz szybkimi, tensometrycznymi technikami pomiaru odksztalcen. Analiza zderzenia zare-jestrowanego z rozdzielczosci^ 10 000 klatek/s pozwa-la na bardzo precyzyjne obserwacjç badanej konstrukcji i miotanego obiektu [9].
W najbardziej zaawansowanych konstrukcjach stosowane s^ dwie szybkie kamery. Jedna, ustawiona prosto-padle do toru lotu pocisku, umozliwia precyzyjne wyzna-czenie prçdkosci. Druga jest ustawiona w taki sposob, aby umozliwic rejestracjç uderzenia pocisku w obiekt w wi-doku ukosnym [10].
3. Dzialo pneumatyczne
Dzialo pneumatyczne jest glownym elementem systemu badawczego i to jego parametry decyduj^ o skutecz-nosci odtworzenia zjawiska zderzenia [11]. Pierwsze roz-wi^zania z pocz^tku lat szescdziesi^tych XX w. bazowa-ly na przerobionych wojskowych dzialach artyleryjskich, wykorzystuj^cych do miotania ladunek prochowy. Skla-daly siç one z dodatkowej komory detonacyjnej, w kto-rej spalaj^cy siç material pirotechniczny wytwarzal gazy prochowe niezbçdne do rozpçdzenia pocisku umieszczo-nego w lufie [12]. W celu zmniejszenia przyspieszenia pocisku komora detonacyjna l^czyla siç z zamkiem lufy za pomoc^ przewodu o odpowiednio dobranej srednicy. Srednica przewodu l^cz^cego oraz ilosc materialu piro-technicznego definiowaly prçdkosc i przyspieszenie od-dzialujce na pocisk.
Problem wlasciwego przyspieszenia jest niezwykle istotny, gdyz w przypadku zbyt duzych wartosci moze dojsc do zniszczenia miotanego obiektu na skutek dzia-laj^cych przeci^zen. W przypadku, gdy miotane s^ rze-czywiste ptaki, to zagadnienie nabiera szczegolnego zna-czenia [13].
Wyrzutniki pirotechniczne zostaly jednak zaniechane i obecnie w badaniach domimj dziala z napçdem reali-
zowanym za pomoc^ spr^zonego powietrza. Akumulator powietrza moze stanowic przedluzenie przewodu lufy. Na drugim koncu znajduje si§ lapacz sabota (ryc. 2).
Ryc. 2. Dzialo pneumatyczne kalibru 250 mm z pojedynczym akumulatorem powietrza [14] Fig. 2. Pneumatic gun, calibre 250 mm, with single air accumulator [14]
W konstrukcjach najwi^kszego kalibru i energii strza-lu stosowane s^ dwa wysokocisnieniowe akumulatory po-l^czone rownolegle z luf^ systemu miotaj^cego (ryc. 3).
Ryc. 3. Dzialo pneumatyczne kalibru 250 mm z podwojnym akumulatorem powietrza [15] Fig. 3. Pneumatic gun, calibre 250 mm, with double air accumulator [15]
Duze i ci^zkie systemy s^ rozwi^zaniami stacjonarny-mi posiadaj^cymi wlasne loze w postaci platformy inte-gruj^cej poszczegolne moduly funkcjonalne. W dzialach mniejszego kalibru na wspolnym lozu spoczywa jedynie lufa i akumulator powietrza (Ryc. 4).
Ryc. 4. Dzialo pneumatyczne kalibru 79 mm [16] Fig. 4. Pneumatic gun, calibre 79 mm [16]
Duze systemy posiadaj^ wlasny zespol przygoto-wania spr^zonego powietrza skladaj^cy si§ ze spr^zarki i osuszacza. Akumulatory w dzialach malego kalibru la-dowane s^ z zewn^trznych butli ze spr^zonym powie-trzem (ryc. 4).
W dzialach pneumatycznych rzadko stosuje si§ ukla-dy oporopowrotne, poniewaz rozpraszanie energii odrzu-tu jest uzyskiwane za pomoc^ duzej masy wlasnej systemu miotaj^cego. W ukladach aktywnych zmniejszenie oddzialywania odrzutu wyst^puj^cego po oddaniu strzalu uzyskuje si§ dzi^ki zastosowaniu amortyzatorow hydrau-licznych. W takich przypadkach lufa oraz zbiornik cisnie-
D01:10.12845/bitp.35.3.2014.6
nia s^ przesuwnie posadowione na lozu, a tlumienie energii odbywa si§ za pomoc^ amortyzatora zamocowanego pomi^dzy ram^ a korpusem zbiornika.
4. Mechanizm spustowy
Zasadniczym elementem wyrzutnika pociskow jest mechanizm spustowy. Decyduje on o parametrach ener-getycznych pocisku, ktore zostan^ osi^gni^te na koncu lufy. Jego podstawowa cecha to szybkosc dzialania.
W rozwi^zaniach pirotechnicznych problem mecha-nizmu spustowego byl w zasadzie nieistotny, poniewaz gazy prochowe powstawaly w komorze detonacyjnej po-l^czonej z komor^ zamkow^ lufy. W przypadku takiej konstrukcji problem magazynowania spr^zonego medium nie wyst^puje, a wypelnienie lufy gazami prochowymi nawet z zastosowaniem tlumienia przeplywu jest wystar-czaj^co szybkie, aby kilkukilogramowe ladunki osi^galy pr^dkosc 300 m/s.
W urz^dzeniach pneumatycznych mechanizm spustowy l^cz^cy kanal lufy z akumulatorem spr^zonego powie-trza jest ukladem kluczowym. Nawet minimalne nadci-snienie w lufie powoduje niekontrolowany i niepotrzeb-ny ruch pocisku w kierunku wylotu. W efekcie nast^pu-je szkodliwe skrocenie efektywnej dlugosci lufy, w ktorej rozp^dza si§ pocisk. Im szybciej nast^pi pelne pol^czenie lufy z akumulatorem powietrza, tym mniejsze straty pr^dkosci wywolane pelzaniem pocisku. Im wi^ksza b§-dzie pr^dkosc zadzialania, tym wi^cej zmagazynowanego powietrza zostanie skutecznie wykorzystane do rozp^dza-nia pocisku w lufie.
Problem szybkosci dzialania mechanizmu spustowe-go staje si§ coraz trudniejszy wraz ze wzrostem kalibru dziala pneumatycznego. Musi on umozliwic jak najszyb-sze uzyskanie pelnoprzelotowego przeplywu czynnika ro-boczego z akumulatorow do kanalu lufy. Ze wzgl^du na dlugie czasy otwierania i zamykania typowych duzych zaworow pneumatycznych (np. o przelocie 250 mm), ko-nieczne jest stosowanie konstrukcji specjalnych, indywi-dualnie przeznaczonych do dzial pneumatycznych.
Najprostszym zabiegiem jest wydluzanie kanalu lufy. Jezeli lufa jest wystarczaj^co dluga, wowczas przeplyw pelnoprzelotowy i za pociskiem uzyskane zostanie wy-sokie cisnienie w miejscu zapewniaj^cym jeszcze moz-liwosc dalszego rozp^dzania pocisku (ryc. 5). W takich konstrukcjach stosuje si§ typowe motylowe zawory armaturowe z wlasnym nap^dem pneumatycznym. Ze wzgl§-du na mal^ pr^dkosc zaworu dlugosc lufy dochodzi na-wet do 23 m.
Ryc. 5. Dzialo pneumatyczne dlugolufowe - lufa 19 m [17] Fig. 5. Long-barrel pneumatic gun - barrel 19 m [17]
Rozwi^zania z krotk^ luf^ spotyka si§ rowniez w systemach badawczych, ale w przypadku niskiego cisnienia
ИССЛЕДОВАНИЯ И РАЗВИТИЕ
D01:10.12845/bitp.35.3.2014.6
czynnika roboczego nie zapewniaje one uzyskania wyso-kich parametrow energetycznych (ryc. 6).
Ryc. 6. Dzialo pneumatyczne krôtkolufowe [18] Fig. 6. Short-barrel pneumatic gun [18]
Szybkie uwalnianie czynnika roboczego zapewniaje systemy membranowe stosowane w urzedzeniach wiçk-szego kalibru. W dziale kalibru 10" (ryc. 7) miotany obiekt jest umieszczany w sabocie ladowanym do prze-wodu lufy. Energia napçdowa pochodzi ze sprçzonego powietrza zmagazynowanego w akumulatorze znajduje-cym siç na koncu lufy o dlugosci 23 m. Mechanizm spu-stowy wykorzystuje zasadç komory posredniej, w ktô-rej panuje polowa cisnienia wystçpujecego w akumulatorze. Komora jest zamykana dwoma membranami niszczo-nymi w momencie wystrzalu. Do zniszczenia dochodzi w wyniku odpowietrzenia komory posredniej za pomoce zaworôw elektromagnetycznych. Zaburzenie warun-kôw rôwnowagi wywoluje pçkniçcie membran i uwolnie-nie sprçzonego gazu. a)
b)
дтелухагаг пувгл jii: глу Jl-Ï lh С E h -J t'l-C'TDCr
fri+mfiriru. nr 1 Hlaphf.kgn% rw 1
zbbrnlk prt-i+U-i? 1ляДс
T7
priV'.K zt dapruwaduljce югнапр BJE
с tmprp&ïfd ii.ii. InicL
U
/
ckhvûmaarcTf'Cfny uwor ipuiFaa^i
ehEclTOfniQ)f»1ic rfiçiM Hhf
PI "ipinbf m i LL d j.phr jgrT* rd 1"
ne*
uUh
iPHlAHl cjbcl cilchir
Ryc. 7. Dzialo kalibru 10" z membranowq komory posredniq: a) stanowisko badawcze [19] b) schemat dziala pneumatycznego [20] Fig. 7. 10" calibre gun with membrane intermediate chamber: a) test stand [19] b) schematic of the pneumatic gun [20]
Istnieje takze inne rozwiezania mechanizmôw spusto-wych, wykorzystujecych zasadç komory posredniej, prze-znaczonych do systemôw miotajecych,. W tym przypad-ku komory posrednie znajduje siç pomiçdzy sciankami zestawu kilku kruchych membran umieszczonych pomiçdzy lufe a akumulatorem powietrza. Pocisk jest umieszczany w lufie z jednej strony zestawu. Po drugiej stronie w komorze zamkowej znajduje siç zamek z iglice. Cisnie-nie w komorach jest regulowane za pomoce zaworôw re-dukcyjnych - odpowiednio po jednym do kazdej komory. Zawory redukcyjne stopniowo obnizaje cisnienie w kazdej z komôr w stosunku do cisnienia panujecego w akumulatorze. Cisnienia se tak dobrane, ze membrany dziçki obustronnemu oddzialywaniu sil hydrostatycznych znajduje siç w stanie rôwnowagi statycznej. Membrany moge bye niszczone pirotechnicznie lub mechanicznie za po-moca ruchomej iglicy (ryc. 8).
igtics Firing pr
Wiiribrany J Dlaphragmi
: ZbiûlïllK M2LI
. T
RïKïunc lank
Ryc. 8. Membranowy mechanizm spustowy z komorami posrednimi [21]
Fig. 8. Membrane release mechanism with intermediate chambers [21]
W prezentowanym na rycinie 8 rozwiezaniu membrany se wykonane z tworzywa sztucznego o grubosci 0,07 mm uformowanego na ksztalt dyskôw. Komora zamkowa jest poleczona z akumulatorem cisnienia. Zamek zawiera wykonane w formie zaostrzonego trzpienia iglicç, ktôrej zadaniem jest przebijanie membrany. Iglica jest zamoco-wana w zamku za pomoce cylindrycznej pokrywy, ktôra uszczelnia komorç zamkowe. Napçd iglicy stanowi sprç-zyna naciskowa znajdujeca siç w komorze zamkowej po-miçdzy grotem iglicy a denkiem pokrywy. Iglica jest na-ciegana do tylnego polozenia i blokowana w tym poloze-niu za pomoce dzwigni. Zwolnienie dzwigni za pomoce elektromagnesu wyzwala ruch iglicy w komorze zamko-wej w kierunku zestawu membran. W komorze zamkowej nastçpuje uderzenie iglicy w membranç i jej mechanicz-ne zniszczenie.
Stosowanie membran posrednich w mechanizmach spustowych jest rozwiezaniem drogim, pracochlonnym i wymagajecym kazdorazowego demontazu ukladu lufy lub zamka w celu zainstalowania nowego kompletu membran i umieszczenia pocisku w lufie.
W ukladach malokalibrowych, pracujecych pod ma-lym cisnieniem, stosowane se specjalne mechanizmy blo-kujece sabot w lufie. Zacisk blokujecy utrzymuje sabot
D01:10.12845/bitp.35.3.2014.6
w pozycji nieruchomej, pomimo oddzialywania pelnego cisnienia sprçzonego powietrza na dno sabota. Usuniçcie trzpienia umozliwia natychmiastowe wypchniçcie poci-sku z lufy (ryc. 9).
Ryc. 9. Mechanizm spustowy z trzpieniem blokujqcym [22] Fig. 9. Release mechanism with locking pin [22]
Ujemn^ cech^ tych ukladow jest koniecznosc stoso-wania masywnego sabota o odpowiednio wytrzymalej konstrukcji odpornej na niszcz^ce oddzialywania zacisku blokuj^cego.
Najwi^ksze problemy z szybkim zapowietrzaniem przewodu lufy wyst^puj^ w przypadku dzial wielkoka-librowych (powyzej 200 mm), wykorzystuj^cych po-wietrze spr^zone pod wysokim cisnieniem (do 4 MPa). Wysokie cisnienie oraz kaliber dochodz^cy do 250 mm umozliwia skuteczne miotanie z pr^dkosciami naddzwi^-kowymi ci^zkich obiektow o duzych gabarytach. Urz^-dzenia umozliwiaj^ce spelnienie tak trudnych wymagan s^ rozwi^zaniami o najwyzszym stopniu zawansowa-nia, wykorzystuj^cymi np. kaskadowy system sterowania polozenia zamkiem mechanizmu spustowego (ryc. 10). W tych rozwi^zaniach mechanizm spustowy umozliwia ladowanie dziala sabotem z wykorzystaniem portu lado-wania - „ladownicy" znajduj^cej si§ w osi lufy. Uklad jest sterowany w sposob umozliwiaj^cy zdaln^ obslug§ syste-mu po zaladowaniu sabota do ladownicy.
Przesterowanie zaworow inicjuj^cych (pneumatyczne rozdzielacze typu 3/2) powoduje otwarcie pelnoprzeloto-wych zrzutowych zaworow szybkiego spustu, ktore od-powietrzaj^ przestrzen komory zamkowej. W wyniku od-powietrzenia komory rownowaga sil dzialaj^ca na zamek zostaje zaburzona i wtedy nast^puje samoczynne, dyna-miczne przesuwanie zamka w kierunku pokrywy komory zamkowej.
W czasie tego cyklu zamek odslania boczne otwory w lufie, ktore dostarczaj^ czynnik roboczy z akumulato-row poprzez zbiornik kolektorowy. Po wykonanym strza-le zamek powraca w polozenie wyjsciowe w wyniku po-nownego przesterowaniu zaworow inicjuj^cych.
Ryc. 10. Schemat kaskadowego mechanizmu spustowego [23]: 1 - lufa, 2 - kolektor, 3 - zamek, 4 - pokrywa, 5 - przylqcze
zaworow szybkiego spustu, 6 - zawôr zapowietrzajqcy komorç zamkowq, 7, 8 - zawory szybkiego spustu, 9 - zawôr
odpowietrzajqcy komorç ladownicy, 10 - zawôr inicjujqcy sterujqcy zaworem szybkiego spustu, 11 - pokrywa ladownicy, 12 - sabot, 13 - komora ladownicy, 14 - komora zamkowa, 15 - zderzak zamka, 16 - pelnoprzelotowy zawôr kulowy Fig. 10. Schematic of cascade release mechanism [23]: 1 - barrel, 2 - collector, 3 - lock, 4 - cover, 5 - quick release valves connection, 6 - valve for filling the lock chamber 7, 8 - quick release valves, 9 - valve for draining the breech chamber, 10 - initiating valve for controlling the quick release
valve, 11 - breech cover, 12 - sabot, 13 - breech chamber, 14 - lock chamber, 15 - lock stop, 16 - full-passage ball valve
5. Urzqdzenie wylotowe
Urz^dzenie wylotowe zwane rôwniez lapaczem sabota to element systemu znajduj^cy siç na koncu lufy. Jego zadaniem jest oddzielenie pocisku od sabota w spo-sôb niezaklôcaj^cy toru lotu pocisku. Najczçsciej spoty-kanymi rozwi^zaniami s^ te, w ktôrych urz^dzenie wylotowe jest zamocowane sztywno na koncu lufy jako na-sadka. Stanowi^cy element urz^dzenia pierscieniowy nôz w ksztalcie stozka dokonuje zatrzymania, rozciçcia i frag-mentacji sabota. Ladunek znajduj^cy siç w sabocie zostaje wyrzucony z przewodu lufy, zas pozostalosci sabota zostaje rozproszone na boki (ryc. 11).
Ryc. 11. Schemat lapacza sabota z nozami tnqcymi [24] Fig. 11. Schematic of sabot catcher with cutting tools [24]
W niektôrych przypadkach lapacz jest osadzony ela-stycznie na koncôwce lufy za pomoc^ ukladu sprçzyn. Sabot, uderzaj^c w nôz pierscieniowy, powoduje ugiçcie sprçzyn, czçsciowe rozproszenie energii i zmniejszanie reakcji dynamicznych oddzialuj^cych na koncôwkç lufy (ryc. 12).
ИССЛЕДОВАНИЯ И РАЗВИТИЕ
a)
DQI:10.12845/bitp.35.3.2014.6
b)
Ryc. 12. Lapacz sabota z amortyzaj sprçzynowq [14]: a) przed strzalem, b) w czasie strzalu Fig. 12. Sabot catcher with spring absorbers [14]: a) before the shot, b) during the shot
W systemach o mniejszej energii wylotowej w kon-strukcji lapacza dodatkowo stosowane s^ gumowe pier-scienie tlumi^ce. Sabot, uderzaj^c w hamulec, sciska sprçzyny, a nastçpnie przecina gumy. Wiçkszosc energii kinetycznej sabota pochlaniana jest poprzez ciçcie gumy. Sprçzyny sluz^ jedynie do zmniejszenia wartosci maksy-malnej sily. Po uderzeniu sabota w hamulec, pocisk, ktory srodkowany jest w gilzie poprzez wkladkç styropianow^, opuszcza lufç. W przypadku malych parametrow energe-tycznych oraz stalowej konstrukcji sabota mozliwe jest jego wielokrotne stosowanie (ryc. 13).
jpriuwo pitrias™ Rgböir nnjs
Ryc. 13. Lapacz sabota z amortyzaj gumowo-sprçzynow^ [25] Fig. 13. Sabot catcher with spring-rubber absorbers [25]
W systemach wysokoenergetycznych duzego kali-bru stosuje siç hybrydowe rozwi^zania urz^dzen wyloto-wych, l^cz^ce hamulec akcyjno-reakcyjny z lapaczem sabota (ryc. 14).
Ryc. 14. Hybrydowe urzqdzenie wylotowe [26]: 1 - hamulec
akcyjno-reakcyjny, 2 - lapacz sabota, 3 - tuleja blokujqca Fig. 14. Hybrid muzzle device [26]: 1 - action-reaction muzzle brake, 2 - sabot catcher, 3 - locking sleeve
Podczas strzalu kompletny ladunek dociera do urz^-dzenia wylotowego, w ktorym gilza sabotu jest pocz^t-kowo centrowana na tulei blokuj^cej, a nastçpnie ude-rza o stopien oporowy znajduj^cy siç na tulei. Gilza ule-ga rozbiciu o powierzchniç stopnia znajduj^cego siç na tulei centruj^cej urz^dzenia wylotowego. Wypelniacz i dno sabotu ulegaj^ natomiast rozbiciu na czole tulei cen-truj^cej. Fragmenty gilzy oraz wypelniacza wydostaj^ siç czçsciowo przez wyciçcia znajduj^ce siç w tulei lapacza oraz otworami reakcyjnymi w hamulcu. Elementy sabotu zablokowane po wystrzale pomiçdzy zewnçtrzn^ sciank^ tulei prowadz^cej a wewnçtrzn^ sciank^ tulei lapacza sabotu, zostaj^ usuniçte po otwarciu pokrywy lapacza sa-botu.
6. Sabot
Sabot jest czçsci^ systemu, ktorej konstrukcja jest do-pasowana do zastosowanego w urz^dzeniu wylotowym mechanizmu spustowego oraz ksztaltu pocisku umiesz-czonego w srodku. Pierwotnie w sabocie umieszczane byly prawdziwe ptaki usmiercane bezposrednio przed za-ladowaniem. Ze wzglçdow sanitarnych niemal calkowi-cie zaniechano prob z ptakami. Przyczynilo siç to rowniez do ustalenia pewnych standardow dotycz^cych konstruk-cji substytutu imituj^cego ptaka. Przeprowadzone bada-nia wykazaly, ze podczas zderzenia ptak zachowuje siç podobnie jak ciecz i przyjçcie takiego modelu daje dobre rezultaty opowiadaj^ce procesowi z udzialem obiektu rze-czywistego [12, 24]. Z tego wzglçdu powszechnie wyko-rzystywane s^ pociski zelowe, wykonane z zelatyny zwie-rzçcej z dodatkiem substancji przyspieszaj^cych krzep-niçcie. W zaleznosci od zastosowanej technologii wyko-
nania moge siç roznic sztywnoscie, kolorem oraz prze-zroczystoscie. Najczçsciej se to pociski o masie 1,8 kg lub 3,6 kg w ksztalcie cylindra o plaskich lub zaokreglo-nych podstawach (ryc. 15).
I
Ryc. 15. Pociski zelowe imitujece ptaka [7, 17] Fig. 15. Gel missile to imitate the bird [7, 17]
W przypadku prob imitujecych gradobicie [27] okre-gle lodowe pociski wykonywane se z wody zamrazanej w formach umozliwiajecych uzyskiwanie kul o roznorod-nych srednicach (ryc. 16).
Ryc. 16. Forma do wytwarzania lodowych pociskôw [28] Fig. 16. Mould for producing ice missiles [28]
Pociski umieszczane se w lekkich sabotach, najczç-sciej wykonywanych z pianki poliuretanowej (ryc. 17).
Ryc. 17. Sabot z pianki poliuretanowej [28] Fig. 17. Sabot made out of polyurethane foam [28]
Odpowiednio uksztaltowane gniazdo umozliwia jed-noznaczne ustalenie pozycji pocisku w czasie wystrzalu (ryc. 18).
Ryc. 18. Umieszczenie pocisku w sabocie [28] Fig. 18. Placing the missile in the sabot [28]
Saboty piankowe wykonuje siç w formach odpo-wiednich do plastycznej przerobki tworzyw sztucznych.
D01:10.12845/bitp.35.3.2014.6
W systemach o wyzszym potencjale energetycznym stosowane se saboty wykonane z drzewa balsowego [29]. Se to jednak rozwiezania drogie i stosunkowo ciçzkie.
Saboty do dzial o najwyzszym potencjale energetycznym maje bardziej zlozone konstrukcjç. Skladaje siç one z gilzy wykonanej z PCW, w ktorej umieszczone se sty-ropianowe wkladki ustalajece pozycjç zelowego cylindra. Gilza oprocz uszczelnienia pelni rolç plaszcza ochronne-go zwiçkszajecego odpornosc ladunku na oddzialywanie przyspieszen. W systemach krotkolufowych przyspiesze-nia se tak duze, ze stosowanie sabotow wykonanych je-dynie z pianki jest niemozliwe. Przeciezenia wywolywa-ne kilkukilogramowym pociskiem powoduje samoistne dezintegracjç delikatnej struktury sabota w kanale lufy, co wyklucza prawidlowe realizacjç procedury badan. Wy-pelnienie polistyrenowe moze byc wykonane w jednolitej formie trwale poleczonej z gilze na etapie formowania lub w postaci niezaleznych wyjmowanych wkladek (ryc. 19). a)
b)
Д
V
c)
Ryc. 19. Saboty z gilze: a), b) z wkladkami stabilizujecymi
[7, 30], c) jednolity [17] Fig. 19. Sabots with cartridge: a), b) with stabilising inserts [7, 30], c) uniform [17]
Rozwiezania z niezaleznymi wkladkami zapewniaje lepsze rozproszenie szczetkow sabota po dezintegracji w urzedzeniu wylotowym.
Szczegolnym przypadkiem se saboty wielokrotnego zastosowania uformowane na ksztalt metalowego kubka. Posiadaje one odpowiednie wyprofilowanie powierzchni zewnçtrznej umozliwiajece przytrzymywanie w mecha-nizmie spustowym blokujecym sabot przed wystrzalem. Wewnetrz kubka znajduje siç lekka wkladka ze spienio-nego polistyrenu w ksztalcie dopasowanym do miotanego pocisku (ryc. 20).
Мл ! IQ
Pj (Г 10-
ЛГТ 7
Ryc. 20. Saboty metalowy [22] Fig. 20. Metal sabot [22]
ИССЛЕДОВАНИЯ И РАЗВИТИЕ
DQI:10.12845/bitp.35.3.2014.6
Saboty metalowe wielokrotnego uzytku stosuje siç tylko do malokalibrowych niskoenergetycznych urz^dzen miotaj^cych.
7. Statyw
Statyw jest elementem odpowiednio dopasowanym do badanej struktury lotniczej. Jego zadaniem jest zamo-cowanie testowanego elementu w sposob odpowiadaj^cy warunkom wystçpuj^cym w rzeczywistosci oraz zapew-nienie poz^danej ekspozycji wzglçdem toru pocisku. Wa-runki utwierdzenia obiektu nie mog^ wprowadzac dodat-kowych naprçzen oraz powodowac jego przesztywnie-nia. Konstrukcja statywu powinna umozliwiac pomiar sil wystçpuj^cych podczas uderzenia. W tym celu moze siç on skladac z ukladu ram, pol^czonych z zastosowaniem szybkich przetwornikow sily w trzech wzajemnie prosto-padlych plaszczyznach (ryc. 21).
b)
Ryc. 21. Statyw z wieloosiowym ukladem pomiaru sily uderzenia w krawçdz natarcia [31]: a) model, b) egzemplifikacja stanowiskowa Fig. 21. Frame with multiaxial system for measurement of impact force against the leading edge [31]: a) model, b) test stand example
W rozwi^zaniach uproszczonych badany obiekt mo-cowany jest do plyty pol^czonej z ram^ statywu za pomo-c^ czterech przetwornikow sily (ryc. 22).
Rozmiary statywow zalez^ od wymiarow i rodzaju ba-danej struktury. W przypadku badan elementow usterze-nia, ramy statywu mog^ osi^gac dlugosc dochodz^c^ do kilku metrow (ryc. 23). Ksztalt uchwytow moojcych badany obiekt jednoznacznie definiuje k^t uderzenia po-cisku.
Ryc. 22. Statyw z jednoosiowym ukladem pomiaru sily uderzenia w kraw^dz natarcia [32] Fig. 22. Frame with single-axis system for measurement of impact force against the leading edge [32]
Ryc. 23. Statyw do badan elementöw usterzenia [33] Fig. 23. Frame for testing the elements of horizontal stabilisers [33]
W niektörych przypadkach stosuje si§ statywy rekon-figurowalne, przystosowane do badania zestawu okreslo-nego typu obiektöw [34]. Mocowanie do statywu jest re-alizowane z zastosowaniem tych samych elementöw l^-czeniowych, ktöre wykorzystuje si§ podczas rzeczywistej integracji badanego elementu z kompletn^ struktur^ pla-towca (ryc. 24).
Ryc. 24. Statyw rekonfigurowany do badania elementôw usterzenia i kabiny pilotôw Fig. 24. Reconfigurable frame for testing the elements of flight control surfaces and the cockpit
W przypadku badania elementow drobnych, prowa-dzonego z zastosowaniem niskich parametrow energe-tycznych zderzenia, wykorzystuje siç statywy umozli-wiajece pozycjonowanie obiektu w dowolnej ekspozycji wzglçdem osi strzalu (ryc. 25).
W przypadku badan elementow o malych gabarytach statyw wraz z badanym obiektem moze byc umieszcza-ny wewnetrz komory ochronnej o wytrzymalej konstruk-cji stalowej.
Ryc. 25. Statyw uniwersalny z regulacje pozycji ketowej [35] Fig. 25. Universal frame with variable angular position [35]
Komora zabezpiecza przed niebezpiecznymi odlam-kami, ktore moge stanowic zagrozenie dla osob obslu-gi oraz sprzçtu rejestrujecego przebieg badania. W bada-niach o duzej energii strzalu statyw znajduje siç w spe-cjalnej strefie chronionej, zabezpieczonej przed dostçpem w czasie badan.
8. Wnioski
Rozwoj badan zderzeniowych konstrukcji lotniczych, zainicjowanych w Wielkiej Brytanii i USA, umozliwil opracowanie procedur i standardow, ktore zaczçly funk-cjonowac w formie obowiezujecych przepisow praw-nych. Obecnie kazdy nowy element konstrukcyjny statku powietrznego obligatoryjnie podlega testowemu spraw-dzeniu odpornosci zderzeniowej. Ogromny wzrost mocy obliczeniowej wspolczesnych komputerow w znacznym stopniu rozszerzyl mozliwosci badan symulacyjnych, jed-nak ostatecznej weryfikacji dokonuje siç zawsze za po-moce metod doswiadczalnych. Ceche szczegolne testow zderzeniowych jest koniecznosc stosowania unikatowe-go instrumentarium opracowanego specjalnie do okre-slonych wymagan. O ile stosowanie kamer, przetworni-kow sily oraz systemow rejestracji danych moze podle-gac unifikacji i moge one byc stosowane w roznorodnych testach zderzeniowych, o tyle systemy miotajece, uklady mocowania probki oraz miotane obiekty se dobierane do indywidualnych potrzeb wynikajecych z okreslonej pro-by. Inne rozwiezania musze byc stosowane w systemach malokalibrowych, inne w systemach wysokoenergetycz-nych, a wystçpujeca roznorodnosc jest dodatkowo po-wiçkszana w zaleznosci od materialu i konsystencji poci-sku. Ze wzglçdu na stale zwiçkszajece siç osiegi samolo-tow, szczegolnie w zakresie prçdkosci, nalezy spodziewac siç rozwoju instrumentarium umozliwiajecego prowadze-nie badan wysokoenergetycznych z wykorzystaniem du-zych i ciçzkich obiektow.
D01:10.12845/bitp.35.3.2014.6
Obecne testy odwzorowuje glôwnie warunki koli-zji wystçpujece na niskich wysokosciach lotu, gdzie naj-czçstsze przyczyne se male ptaki poruszajece siç poje-dynczo lub w grupie. W najblizszych latach rozwôj badan zderzeniowych powinien uwzglçdniae wierne odtwa-rzalnose warunkôw panujecych na duzych wysokosciach, gdzie dochodzi do zderzen z bardzo duzymi, ciçzkimi pta-kami, co niemal zawsze powoduje tragiczne w skutkach zdarzenia.
Bibliografia
1. Thorpe J., Fatalities and destroyed civil aircraft due to bird strikes, 1912-2002, International Bird Strike Committee, Warsaw 2003.
2. Dolbeer R., et. al., Wildlife Strikes to Civil Aircraft in the United States 1990-2009, Report of The Associate Administrator For Airports, Office of Airport Safety and Standards Airport Safety & Certification, Federal Aviation Administration, No. 16, Washington DC, May, 2011.
3. Transport Canada, Sharing the skies. An Aviation Industry Guide to the Management of Wildlife Hazard, Ottawa 2004.
4. Zbrowski A., Bezpieczenstwo samolotow w aspekcie zagro-zenia kolizjq z ptakami, „Problemy Eksploatacji" Issue 2, 2012, pp. 215-228.
5. Klich E., Bezpieczenstwo lotow, Wydawnictwo Naukowe Instytutu Technologii Eksploatacji - PIB, Radom 2011.
6. Szczecinski S., Balicki W., Glowacki P., Uszkodzenia silni-kow turbinowych wywolane zderzeniami z ptakami, „Prze-gled Sil Powietrznych" Issue 2, 2009, pp. 15-21.
7. Zbrowski A., Samborski T., Zacharski S., Badania odpornosci zderzeniowej szybkich srodkow transportu z malymi obiektami, „Pomiary Automatyka Robotyka PAR", Issue 11, 2012, pp. 59-67.
8. Zbrowski A., Majcher A., Mechatronic system for impact tests for aero structures, "Solid State Phenomena" Vol. 198, Mechatronic Systems and Materials IV, 2013, pp. 366-371.
9. Jôzwik W., Zbrowski A., Determination of the shot energy characteristics of the pneumatic gun by means of high speed imaging method, Vol. 199, Mechatronic Systems and Materials V, 2013, pp. 291-296.
10. Socha G., Szalkowski S. Zbrowski A., Nowy system do ba-dania odpornosci na zderzenie elementow konstrukcji samo-lotow i pojazdow lqdowych zainstalowany w Instytucie Lot-nictwa, XVIII Seminarium: Nieniszczece Badania Materia-lôw, Zakopane, 13-16 marca 2012, s. 7-18.
11. Zbrowski A., Modulowa struktura dziala pneumatycznego, „Technologia i Automatyzacja Montazu" Issue 3, 2012, pp. 18-23.
12. James S. Wilbeck J., Impact Behavior of Low Strength Projectile, Technical report AFML-TR-77-134, Air Force Flight Dynamics Lab, July 1978.
13. Welsh C., Centonze V., Aircraft Transparency Testing - Artificial Birds, Technical report AEDC-TR-86-2, Arnold Engineering Development Center, April 1986.
14. http://www.davis-eng.com/bird_strike_simulator.html
15. Zbrowski A., Dzialo pneumatyczne do testôw zderzeniowych, „Problemy Eksploatacji" Issue 3, 2012, pp. 133-144.
16. Park H., Kim H., Damage resistance of single lap adhesive composite joints by transverse ice impact, "International Journal of Impact Engineering" Vol. 37 Issue 2, 2010, pp. 177-184.
17. Park C., Jang B., Kim J, Kim C, Jun S., Bird strike event monitoring in a composite UAVwing using high speed optical fiber sensing system, "Composites Science and Technology" Vol. 72 Issue 4, 2012, pp. 498-505.
18. Guida M., Marulo F., Meo M., Riccio M., Analysis of Bird Impact on a Composite Tailplane Leading Edge, "Applied Composite Materials" Vol. 15 Issue 4-6, 2008, pp. 241-257.
ИССЛЕДОВАНИЯ И РАЗВИТИЕ
19. http://www.nrc-cnrc.gc.ca/eng/education/innovations/spot-light/bam.html
20. http://archive.nrc-cnrc.gc.ca/eng/news/nrc/2007/01/07/bird-plane.html
21. Capriolo I., Sacerdote U., High velocity air gun with frangible valve trigger means, Patent US3428037, 1969.
22. Hou J., Ruiz C., Soft body impact on laminated composite materials, "Composites Part A: Applied Science and Manufacturing" Vol. 38 Issue 2, 2007, pp. 505-515.
23. Zbrowski A., Samborski T., Zacharski S., The method for high-energy throwing of the objects in impact testing, "TTS Technika Transportu Szynowego" Issue 9, 2012, pp. 619627.
24. Barber J., Taylor H., Wilbeck J., Characterization of bird impacts on rigid plate, Technical report AFFDL-TR-75-5. Air Force Flight Dynamics Lab, January 1975.
25. Boguszewicz P., Wodynski P., Odpornosc szyb czolowych szybkich pojazdow szynowych na zderzenia z tzw. cialami obcym, „Prace Instytutu Lotnictwa" Issue 4, 2010, pp. 5-12.
26. Zbrowski A., Zacharski S., Urzqdzenie wylotowe w armacie pneumatycznej do testow konstrukcji lotniczych, „TTS Technika Transportu Szynowego" Issue 9, 2012, pp. 629-638.
27. Olsson R., Juntikka R, Asp L., High velocity hail impact on composite laminates - modelling and testing, [w:] Solid Mechanics and Its Applications. Dynamic Failure of Composite and Sandwich Structures, red. Abrate S., Castanie B., Ray-apakse Y., Springer 2013, pp. 393-425.
28. Rhymer J., Kim H., Roach D., The damage resistance of quasi-isotropic carbon/epoxy composite tape laminates impacted by high velocity ice, "Composites Part A: Applied Science and Manufacturing" Vol. 43 Issue 7, July 2012, pp. 1134-1144.
29. Barber J., Taylor H., Wilbeck J., Bird impact forces and pressures on rigid and compliant targets, Technical report AFFDL-TR-77-60. Air Force Flight Dynamics Lab, May 1978.
30. Zbrowski A., Badania prototypu dziala pneumatycznego, „Problemy Eksploatacji" Issue 3, 2011, pp. 217-234.
DOI:10.12845/bitp.35.3.2014.6
31. McCarthy M., Xiao J., McCarthy C., Kamoulakos A., Ramos J., Gallard J. , Melito V., Modelling of bird strike on an aircraft wing leading edge made from fibre metal laminates - Part 2: modelling of impact with SPH bird model, "Applied Composite Materials" Vol. 11 Issue 5, 2004, pp. 317-340.
32. Kermanidis T., Labeas G., Sunaric M., Ubels L., Development and Validation of a Novel Bird Strike Resistant Composite Leading Edge Structure. Applied Composite Materials Vol. 12 Issue 6, 2005, pp. 327-353.
33. Georgiadis S., Gunnion A., Thomson R., Cartwright B., Bird-strike simulation for certification of the Boeing 787 composite moveable trailing edge, "Composite Structures" Vol. 86 Issues 1-3, 2008, pp. 258-268.
34. Zbrowski A., Experimental tests concerning the impact resistance of a tailplane, "Archives of Civil and Mechanical Engineering" Vol. 14 Issue 1, 2014, pp. 53-60.
35. Lavoie M., Gakwaya A., Ensan M., Zimcik D., Nandlallc D., Bird s substitute tests results and evaluation of available numerical methods, "International Journal of Impact Engineering" Vol. 36 Issues 10-11, 2009, pp. 1276-1287
dr inz. Andrzej Zbrowski jest adiunktem i kieruje Za-kladem Doswiadczalnym w Instytucie Technologii Eksploatacji - PIB w Radomiu. Koncentruje siç na zagadnie-niach zwi^zanych z budow^ maszyn, konstrukcjami me-chatronicznych urz^dzen badawczych, systemami bez-pieczenstwa technicznego oraz badaniami prototypôw. Jest autorem lub wspôlautorem ponad 250 publikacji na-ukowych, 66 uzyskanych patentôw oraz 160 zgloszen patentowych. Bral udzial w realizacji 40 projektôw badawczych, ponadto kierowal 12 projektami badawczymi i rozwojowymi.
