Wyniki wyszukiwania - BazTech

1

Low speed wind tunnel test of the jet trainer model at high angles of attack

Smędra K., Świerkot R., Kubryński K.

Journal of KONES

|

2016

|

Vol. 23, No. 4

471--478

EN

The article discusses the results of the wind tunnel test of the model of the highly manoeuvrable jet trainer, in the wide range of angles of attack. The main objective of this work was to modify the geometry in order to achieve the assumed properties (stability, control and dynamic behaviour in terms of high angles of attack), and possibly reliable verification of characteristics. In order to control the geometry of subsequent variants of aerodynamic models during the test, the full parametric representation of the CAD geometry was used (applying Siemens NX system) and the modular construction of the models. This enables to change the various components (e.g. the front part of the fuselage, the air inlets, wings, tail, strakes etc.). The wind tunnel models were produced using 3D printers, based on the FDM (Fused Deposition Modelling) method. This allows for relatively fast model prototyping while maintaining full control of geometry and very low cost. Studies were conducted using several models differing in geometry as well (in order to determine the effect of blockage) model scale implementation. Studies carried out in a low speed wind tunnel using an internal balance mounted on bent sting (to enable measurement at high angles of attack). The measurements were carried out in the range of angles of attack -2° to 56° and slip angles +/- 20°, with different deflections of leading edge flaps, trailing edge flaps, elevator, rudder and ailerons. The static aerodynamic characteristics of final version of the model indicates the correct properties in the entire range of flight conditions: the ability to ensure a longitudinal balance with appropriate longitudinal moments necessary to control (reduce the angle of attack), the correct dynamic characteristics at high angles of attack (no pro-spin trend) and the ability to lateral and directional control. Some interesting novelty that will be presented in the paper is a preliminary evaluation of the dynamic properties of the aircraft at high angles of attack, carried out on the model in the tunnel, providing three degrees of freedom (rotation about all three axes).

2

Slot-deflektor jako element sterujący opływem i redukujący opór aerodynamiczny profilu

Jóźwiak R., Kubryński K., Sierputowski P., Litwińczyk M.

Zeszyty Naukowe Katedry Mechaniki Stosowanej / Politechnika Śląska

|

2003

|

z. 20

188-196

PL

Przedmiotem artykułu jest nowatorska technologia sterowania opływem profilu i generowanie w ten sposób pożądanych charakterystyk aerodynamicznych. Elementem mechanizacji profilu jest urządzenie nazwane obrotowym slotem-deflektorem, lokalizowanym przed jego krawędzią natarcia. Głównym celem prezentowanej metody jest zmniejszenie oporu aerodynamicznego samolotu, uzyskanie podobnych maksymalnych wartości współczynnika siły nośnej i krytycznego kąta natarcia jak w przypadku klasycznego slota, przy jednoczesnym uproszczeniu rozwiązań konstrukcyjnych i zmniejszeniu ich ciężaru.

EN

The paper presents a new method of flow control on an airfoil. The point is that a special element, called a slat-deflector, is located ahead of airfoil leading edge, above a chord line, with a possibility of revolving around a fixed hinge. That slat-deflector allows to obtain a very significant decrease of drag coefficient comparing with an isolated airfoil, in the range of useful angles of attack. Moreover the slat-deflector brings similar maximum lift coefficient and critical angles of attack as classic fixed slat and very higher performance ratio at cruise conditions.

3

Analiza opływu układów 3-wymiarowych w oparciu o metodę Eulera

Kubryński K.

Zeszyty Naukowe. Cieplne Maszyny Przepływowe - Turbomachinery / Politechnika Łódzka

|

2000

|

nr 117, vol. 1

79-84

PL

Referat omawia analizę 3-wymiarowego opływu ściśliwego w oparciu o równania Eulera. Schemat numeryczny oparto na metodzie Roe rozdzielania różnic strumieni Dla uzyskania nieoscylacyjnego rozwiązania drugiego rzędu zastosowano schemat MUSCLE z ogranicznikami strumieni, zmodyfikowanymi dla zachowania drugiego rzędu dokładności w obszarach gładkich ekstremów. Pozwoliło to zmniejszyć dysypację i poprawić dokładność wyznaczenia oporu. Siatka obliczeniowa generowana jest w oparciu o metodę algebraiczną (transfinite interpolation) i shemat wieloblokowy, pozwalając na łatwą generację siatki dla złożonych układów.

EN

The paper describes the method for analysis of 3-dimensional compressible flow using Euler equations Solution is based on Roe flux difference spliting method To find non-oscilatory sulution the second order MUSCLE scheme with flux luniters is applied, with modifications for preserving higher order solution m the regions with smooth extrema. As result the dissipation is reduced and the drag is more accurate compared to the basic scheme. The computational grid is generated using algebraic transfinite interpolation method and multi-block topology.