Wyniki wyszukiwania - BazTech

1

Modelowanie przepływu w gaźniku silnika lotniczego do określenia zagrożeń oblodzeniowych

Panas A., Chachurski R., Frant M., Fafiński T.

Modelowanie Inżynierskie

|

2008

|

T. 5, nr 36

379-386

PL

W pracy przedstawiono wyniki analitycznego i numerycznego modelowania przepływu powietrza w gardzieli gaźnika Walbro WB-37. Gaźnik ten stanowi przykład jednego z typowych rozwiązań konstrukcyjnych układu zasilania silnika lotniczego. Celem analizy było wyznaczenie rozkładów pól fizycznych do określenia zagrożeń oblodzeniowych. Do budowy trójwymiarowego modelu numerycznego oraz rozwiązania zagadnienia obliczeniowego wykorzystano pakiet CFD FLUENT. Uzyskane wyniki pozwoliły na zweryfikowanie informacji dotyczących przebiegu procesu obladzania.

EN

The fluid flow in Walbro WB-37 carburator venturi is discussed. The analysed carburator exemplifies one of typical solutions for the aircraft engine induction systems. Selected regimes of the engine operation are considered. The flow is modelled in both analytical and numerical manner. However, the present work is focussed on numerical calculations. A 3-D compressible viscous fluid flow is analysed applying a CFD Fluent software. Boundary conditions have been developed analytically using some experimental data. As a result distributions of the flow parameters for the selected model cases have been obtained (comp. e.g. Fig. 1.b). Despite the preliminary character of the analysis it confirms the notion that the carburator icing is not confined to cold weather only. Severe icing may occur even in situations when the ambient air temperature is relatively high (between ten and twenty Celsius degrees or even more). In the nearest future the obtained data will be applied for a more sophisticated study of a two-phase flow phenomena including tracing water and fuel droplets.

2

Analiza porównawcza wybranych modeli ruchu cząstki sferycznej w jednowymiarowym przepływie dwufazowym

Panas A., Fafiński T.

Modelowanie Inżynierskie

|

2008

|

T. 5, nr 36

387-394

PL

W pracy porównano wybrane modele ruchu kropli traktowanej jako nieodkształcalna cząstka sferyczna w polu przepływu gazu. Bezpośrednim celem prezentowanej analizy było określenie różnic pomiędzy rozwiązaniami zagadnienia ruchu kropli uzyskiwanymi przy zastosowaniu różnych przybliżeń dla wyrażenia składowej sił aerodynamicznych w równaniach ruchu. Analizowano wybrane przybliżenia aproksymacyjne dla współczynnika oporu kropli w szerokim zakresie zmienności liczby Reynoldsa oraz rozwiązania analityczne i numeryczne zagadnienia przyspieszania kropli w przepływie jednowymiarowym.

EN

Modelling results of an aerosol droplet motion in gaseous fluid have been discussed. The analysis is focused on differences between the results obtained for different approximations of the aerodynamic force component in the governing equation of motion. The drag force has been modelled applying selected expressions for the drag coefficient in a wide range of instantaneous Reynolds number. The droplet has been considered as a rigid (non – deformable) spherical particle. Results of analytical calculations have been compared with the outcomes of numerical calculations. Numerical analysis has been performed using popular CFD FLUENT and COMSOL packages. Some typical expressions for the particle drag coefficient have been considered. For the simplicity sake the analysis has been limited to a particle response to a one-dimensional flow. The main goal of the whole analysis is to clarify picture of complex heat and mass transfer phenomena in two-phase duct flows in icing conditions. The obtained results will enable verification of a CFD analysis for cases of a more complicated flow geometry.

3

Numerical verification of icing hypotheses of the inlet of aircraft turbine engine TW2-117A

Panas A. J., Fafiński T., Frant M., Chachurski R.

Journal of KONES

|

2007

|

Vol. 14, No. 3

503-510

EN

Numerical analysis of the inlet flow of aircraft turbine powerplant has been performed. The analysis has been focused on thermal conditions in view of the expected inlet icing phenomena. A commercial CFD Fluent package has been utilized in developing the model and solving the stated problem. The modelled system was a TW2-117A engine inlet of Mi-8P helicopter. Calculations of 2-D axisymmetric compressible viscous flow have been conducted. The modelled medium has been assumed of the air thermophysical properties. At the present stage effects the moist content and two-phase flow have been neglected. The calculations complemented results of previous theoretical analyses and experimental measurements with images of the temperature and the flow velocity distribution. The maximum temperature drop has been estimated to be at last -4 K close to the external inlet wall and about -5 K close to the central body. The boundary layer parameters have been identified applying several standard models of turbulence. The qualitative image of icing flow conditions has been verified and confirmed.

PL

Praca dotyczy analizy numerycznej termicznych warunków przepływu powietrza we wlocie lotniczego silnika turbinowego. Do analizy wykorzystano pakiet numerycznych obliczeń przepływowych FLUENT. Modelowano ściśliwy przepływ powietrza we wlocie silnika TW2-117A śmigłowca Mi-8P. Obliczenia wykonano w wariancie dwuwymiarowym osiowosymetrycznym dla założonych charakterystycznych warunków brzegowych przepływu. Kontekst analizy stanowiły zjawiska oblodzeniowe uwzględnione głównie w warunkach termicznych i w opisie właściwości modelowanego medium - powietrza. Ze względu na skupienie uwagi na zagadnieniach zmian temperatury uwarunkowanych kinetyką przepływu pominięto w obecnym etapie pracy zjawiska związane z efektami przepływu dwufazowego, uwzględniono natomiast lepkość powietrza. Wyniki obliczeń, w tym rezultaty otrzymane dla różnych modeli turbulencji, porównano z rezultatami wcześniej przeprowadzonej analizy teoretycznej i wynikami pomiarów zmian temperatury w trakcie prób silnika na hamowni. Uzyskano potwierdzenie hipotez oblodzeniowych oraz potwierdzono poprawność zastosowanych procedur badań doświadczalnych. Analiza wyników obliczeń numerycznych pozwoliła na odtworzenie obrazu przestrzennego pól parametrów przepływu. Maksymalny spadek temperatury w pobliżu ścianek zewnętrznych kanału określono jako nie mniejszy od -4 K, a w pobliżu ciała centralnego -5 K. Porównując wyniki obliczeń z wykorzystaniem kilku modeli turbulencji zidentyfikowano również parametry warstwy przyścienne.