Wyniki wyszukiwania - BazTech

1

Wind tunnel tests of influence of boosters and fins on aerodynamic characteristics of the experimental rocket platform

Ruchała P., Placek R., Stryczniewicz W., Matyszewski J., Cieśliński D., Bartkowiak B.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2017

|

Nr 4 (249)

82--102

EN

The paper presents results of wind tunnel tests of the Experimental Rocket Platform (ERP), which is developed in Institute of Aviation. It is designed as an easy accessible and affordable platform for microgravity experiments. Proposed design enables to perform experiments in microgravity for almost 150 seconds with apogee of about 100 km. The full-scale model of the ERP has been investigated in the T-3 wind tunnel in Institute of Aviation. During the investigation, the aerodynamic loads of the rocket has been measured for the angle of attack up to 10° and the different rotation angle around the longitudinal axis (up to 90°, depending on the configuration). Three configurations has been investigated: • without fins and boosters • with fins and without boosters • with fins and boosters. Additionally, the measurements of velocity field around the ERP using the Particle Image Velocimetry (PIV) has been performed. Based on the wind tunnel test, an influence of fins and boosters on aerodynamic characteristics of the rocket has been described. Results of the wind tunnel tests show relatively high contribution of boosters in total aerodynamic drag. Some conclusions concerning performance and stability of the rocket have been presented.

PL

W artykule przedstawiono wyniki badań tunelowych Eksperymentalnej Platformy Rakietowej (EPR), powstającej w Instytucie Lotnictwa. EPR jest projektowana jako tania i łatwo dostępna platforma do eksperymentów w mikrograwitacji. Powstająca konstrukcja umożliwi wykonanie eksperymentów trwających do 150 sekund, na wysokości ok. 100 km. Model EPR w skali naturalnej został przebadany w tunelu aerodynamicznym T-3 w Instytucie Lotnictwa. Podczas badań zmierzono obciążenia aerodynamiczne działające na rakietę dla kątów natarcia do 10° i różnych kątów obrotu wzdłuż osi podłużnej (do 90°, zależnie od konfiguracji). Badania wykonano dla trzech konfiguracji: • korpus, bez stateczników i silników pomocniczych; • ze statecznikami, bez silników pomocniczych; • ze statecznikami i silnikami pomocniczymi. Ponadto wykonano pomiary wektorowego pola prędkości przepływu wokół rakiety, używając metody anemometrii obrazowej PIV (Particle Image Velocimetry). Na podstawie wyników badań tunelowych, określono wpływ stateczników i silników pomocniczych na charakterystyki aerodynamiczne. Wyniki pokazały m.in. duży wpływ silników pomocniczych na całkowity współczynnik oporu aerodynamicznego. W artykule przedstawiono również pewne wnioski dotyczące osiągów i stateczności rakiety.

2

Ground effect influence on the aerodynamic characteristics of ultralight high-wing aircraft : wind tunnel tests

Placek R., Ruchała P., Stryczniewicz W.

Journal of KONES

|

2017

|

Vol. 24, No. 2

183--190

EN

The ground proximity may significantly improve the performance of the aircraft, but in some conditions, it affects its stability. The gain of lift which and reduction of drag during low altitude flight is known as the wing in ground effect (WIG effect). It may concern aircrafts or WIG-crafts (ground effect vehicles). In the article experimental results of the wind tunnel test of an aircraft in ground effect has been presented. The main aim of the test was to investigate the ground effect influence on aerodynamic characteristic of the of the ultralight high-wing aircraft model during early take off, taxiing or final landing stage. Investigation was carried out in the 1.5 m diameter low speed T-1 wind tunnel in the Institute of Aviation in Warsaw. The velocity was 32 m/s and Reynolds number related to the aerodynamic chord was equal about 0.37·106. Tests were performed for chosen angles of attack in range 0-10⁰. During investigation, the strain gauge balance measurements and Particle Image Velocimetry (PIV) flow visualization technique were applied. Tested model position was relatively close to the ground. It was found, that the ground proximity has significant influence on the pitching moment. The normal force was increased and the axial force is decreased due to the WIG effect, which is compatible with the theory. It has significant meaning for control aircraft issue and safety.

3

Errors and problems while conducting research studies in a wind tunnel -selected examples

Placek R.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2016

|

Nr 4 (245)

169--177

EN

This paper contains selected examples of errors and problems which can occur while conducting research in a wind tunnel. An inspiration to write this article was struggling with various problems during research experienced by the time period of working in aerodynamic tunnels of the Institute of Aviation . The bulleted list of examples refers to chosen types of research. Every mentioned kind of test is characterised by certain features and an individual approach. The work and methodology problems were the subject of interest. The content, however, does not exhaust the topic, but only reveals some of its aspects. In addition to a short description of selected topics, some actions were indicated,which may help in future research. These suggestions might be useful, especially for novice researchers.

PL

Niniejsza praca zawiera wybrane przykłady błędów oraz problemy badawcze, z jakimi można się spotkać podczas prowadzenia badań w tunelu aerodynamicznym. Inspiracją do napisania niniejszego artykułu było borykanie się z trudnościami i problemami badawczymi w czasie zdobywania doświadczenia podczas wieloletniej pracy w tunelach aerodynamicznych Instytutu Lotnictwa. Wypunktowane w pracy przykłady odnoszą się do różnego rodzaju typu badań. Każde z wymienionych badań jest scharakteryzowane przez określone cechy oraz sposób indywidualnego podejścia. W pracy skupiono się na opisie problematyki prowadzenia oraz metodologii badań. Niniejsza praca nie wyczerpuje tematyki, a jedynie przedstawia jej wybrane aspekty. Oprócz opisania wybranych zagadnień, zasugerowano pewne działania, które mogą być pomocne w przyszłych badaniach. Wymienione wskazówki mogą być użyteczne, szczególnie dla początkujących badaczy.

4

PIV measurements of flow separation over laminar airfoil at transonic speeds

Stryczniewicz W., Placek R., Szczepaniak R.

Journal of KONES

|

2016

|

Vol. 23, No. 1

329--335

EN

The paper presents results of transonic flow field visualization over a laminar airfoil in high-speed wind tunnel. Quite recently, considerable attention has been paid to experimental investigations of an interaction between the shock and the boundary layer for aerodynamics applications. The purpose of the paper is to investigate development of the flow separation over laminar airfoil at transonic speeds. In a course of presented studies, the Particle Image Velocimetry (PIV) method was used for instantaneous velocity measurements of flow field in the test section of N-3 Institute of Aviation transonic wind tunnel. The object of the research was a laminar airfoil inclined at various angles. The effect of the varying angle of incidence on the flow filed was investigated. The freestream Mach number was 0.7. The results of the PIV measurements were analysed in order to identify the type of the separation from the measured velocity fields. Three forms of separation for low, medium and high angle of incidence was distinguished. The results are in good agreement with theoretical models reported in the literature. The study showed that application of quantitative flow visualisation technique allowed gaining new insights on the complex phenomenon of transonic flow over airfoil. The results of the presented research can be used for better understanding of the mechanism of the flow separation process in transonic flow over airfoils and fluid structure interactions.

5

Identification of the boundary layer shock wave interaction type in transonic flow regime

Placek R., Stryczniewicz W.

Journal of KONES

|

2016

|

Vol. 23, No. 2

285--292

EN

The paper presents various approaches to wind tunnel data analysis when identifying the shock wave boundary layer interaction type. The investigation was carried out in the transonic flow regime in the N-3 Wind Tunnel of Institute of Aviation. The Mach number was 0.7 and Reynolds number was approximate equal 2.85 million. The object of the research was a laminar airfoil in configuration without and with turbuliser device mounted on the upper model surface. In order to achieve turbulent boundary layer in front of the shock wave the carborundum strip was used. The effect of the varying angle of incidence on the flow filed was investigated. During experimental research, different means and test methods were applied (pressure measurements, Schlieren and oil visualisation, Particle Image Velocimetry (PIV), hot-film anemometry). The results were analysed in terms of the shock wave boundary interaction type. Most of results were in good agreement with theoretical models reported in the literature. The study showed that combination of various measurement techniques should be used in the shock wave boundary investigations in order to achieve more consistent and reliable conclusions. The results of the presented research can also be used for better understanding other mechanisms i.e. the boundary layer shock wave separation process in transonic flow regime.

6

Analiza bezpieczeństwa zrzutu podwieszeń z samolotu przy użyciu eksperymentalno-numerycznej metody captive trajectory simulation

Ruchała P., Placek R.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2013

|

Nr 5-6 (232-233)

81--93

PL

W niniejszej pracy omówiono wyznaczanie toru lotu podwieszeń metodą Captive Trajectory Simulation i jej wdrożenie w Laboratorium Badań Aerodynamicznych Instytutu Lotnictwa. Najczęściej badania toru lotu podwieszeń zrzucanych z samolotu służą do analizy celności zrzutu oraz (jak w niniejszej pracy) do oceny bezpieczeństwa zrzutu: zdarzają się przypadki, gdy zrzucane podwieszenie tuż po zwolnieniu zaczepu uderza w samolot-nosiciel. Metoda Captive Trajectory Simulation jest metodą eksperymentalno-numeryczną, stosowaną do obliczania toru lotu podwieszenia w bezpośredniej bliskości nosiciela. Jej dużą zaletą jest mała liczba potrzebnych pomiarów (w stosunku do innych metod eksperymentalno-numerycznych). W porównaniu do badań modeli dynamicznie podobnych, czyli najpopularniejszej z metod eksperymentalnych, trzeba zwrócić uwagę na większy zakres stosowalności – po wykonaniu stosownych modyfikacji można odwzorować zrzut podczas zakrętu, wyrwania, nurkowania lub innego stanu lotu (podczas, gdy badania modeli mogą być stosowane tylko dla lotu poziomego). Metodą Captive Trajectory Simulation można także otrzymać informacje o obciążeniach działających na podwieszenie oraz o prędkościach i przyspieszeniach podwieszenia. Wyznaczenie tych parametrów na podstawie badań modeli dynamicznie podobnych jest możliwe, ale bardzo trudne i niezbyt dokładne. Istotą metody Captive Trajectory Simulation są naprzemiennie wykonywane pomiary obciążeń aerodynamicznych i obliczenia przemieszczeń podwieszenia w czasie założonego kroku czasowego. Oczywiście, kolejne pomiary są wykonywane po ustawieniu modelu podwieszenia w uprzednio obliczonym położeniu (lub w położeniu początkowym dla pierwszego kroku). Celem badań opisanych w pracy było odwzorowania toru lotu dynamicznie podobnych modeli podwieszeń przenoszonych przez samolot F-16: bomby GBU-31 JDAM i zbiornika paliwa. Wybór modeli podwieszeń, a nie ich pierwowzorów, wynikał z potrzeby dokładniejszego porównania wyników otrzymanych dwiema metodami: metodą Captive Trajectory Simulation i przez zrzut modeli dynamicznie podobnych. Wyniki badań wskazują, że metoda Captive Trajectory Simulation daje dostatecznie dokładne wyniki, pomimo przyjęcia dość znacznych uproszczeń, wynikających z charakteru pracy (chodziło o ocenę wiarygodności metody i wskazania jej mankamentów).

EN

The following paper describes the Captive Trajectory Simulation method, which is useful for obtaining of stores flight trajectory, and the deploy of this method in Aerodynamic Research Laboratory of Institute of Aviation. The test of flight trajectory of stores dropped by the airplane are using mainly for evaluation of marksmanship of drop or for evaluation its safety; it happened some crashes, when a store hit in a plane after the drop. The main difference between both kinds of test is a acknowledgement of aerodynamic interference between the store and the airplane. The Captive Trajectory Simulation method is an experimental-numeric way to obtaining the stores flight trajectory close to the airplane. Its main advantage is a lower number of measurements needed to execute than in other methods. In a comparison with the tests of dynamic similar model, the described method (after some modifications) can be used also during the test of drops in other flight phase than horizontal flight, like a climbing, a diving or a turn. Using the Captive Trajectory Simulation method one can easily achieve the values of velocity and acceleration of the store, as well as the values of the aerodynamic forces and moments acting on the store. Obtaining this parameters with dynamic similar model is possible, but very difficult and inaccurate. The pith of Captive Trajectory Simulation method is interchangeably executing of measurement of aerodynamic forces and moments acting on the store (in a wind tunnel) and a calculating of store’s translation and rotation during a time-step assumed previously. Of course, next measurement is acting after the store has been mounted in a proper location. The described tests have been aimed in a computing of flight trajectory of dynamic similar models of the stores dropped from F-16 fighter: GBU-31 JDAM bomb and a fuel tank. A choice of stores’ models, not their originals, ensues from the requirement of comparison of results obtained in two ways: with the Captive Trajectory Simulation method and with the dropping of dynamic similar models. The results of tests show that with the Captive Trajectory Simulation method the satisfactorily accuracy is available, even despite quite significant simplifications have been assumed (because of the main goal of the tests: the estimate of validity of the deployed method and finding its disadvantages).