Wyniki wyszukiwania - BazTech

1

CFD analysis of wind direction influence on rooftop helipad operation safety

Dziubiński A.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2016

|

Nr 1 (242)

23--35

EN

The work conlains the CFD results of flow calculation of two types of helipad in order to obtain flow parameters on approach areas are given. One of the helipads is situated above surrounding buildings, other is composed into the existing building shape. Both solutions have their pros and cons, which are also described in this work. The wind influence is based on values of maximum operational wind conditions of example helicopter. The flow is solved using commercial code for finite volume method solving RANS equations with Spalart-Allmaras turbulence model. This method can give reasonable results of blunt bodies aerodynamic interference. Using it, the areas of high vertical velocity can be found, and if they collide with approach path, the changes in approach procedures can be made. Also the interference of remotely situated buildings, such as skyscrapers, can be obtained that way.

PL

W pracy zamieszczono rezultaty symulacji numerycznych opływu wokół dwu typów lądowisk wyniesionych. Wykonano je w celu określenia warunków na podejściu. Pierwsze z lądowisk jest wyeksponowane ponad okoliczną zabudowę, drugie jest w nią wkomponowane. Oba te rozwiązania mają swe wady i zalety, które również opisano w pracy. Wpływ wiatru określono za pomocą maksymalnych dopuszczalnych wartości prędkości wiatru opisanych w instrukcji użytkowania w locie przykładowego śmigłowca. Pole przepływu zamodelowano przy użyciu komercyjnego pakietu do analiz dynamiki płynów, rozwiązującego równania Naviera-Stokesa przy użyciu metody objętości skończonych, z modelem turbulencji Spalart-Allmaras. Ta metoda daje wiarygodne wyniki dla przepływów wokół nieopływowych kształtów z uwzględnieniem interferencji aerodynamicznej. Dzięki niej możliwa jest identyfikacja obszarów o podwyższonej prędkości pionowej, które mogą kolidować ze ścieżką podejścia. W przypadku wystąpienia kolizji można dokonać zmian w procedurach wykonywania operacji lotniczych z danego lądowiska. Tą metodą można również określić wpływ aerodynamiczny odległych budynków np. wieżowców.

2

CFD analysis of rotor wake influence on rooftop helipad operations safety

Dziubiński A.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2016

|

Nr 1 (242)

7--22

EN

In ihe following work a real design of helipad and two example helicopters data are used to illustrate the methodology of using CFD in prediction of helipad operation safety. The analysis is limited to cases of hover, where the influence of the main rotor wake is dominant. Both safety of helicopter and ihe on-deck helipad crew are taken into account, so the flow velocity on the helipad surface and pressure distribution are obtained as well as the wake - induced flow character near the well-shaped part of a building. The flow is solved using commercial code solving RANS equations with finite volume method. Spalart Allmaras turbulence model is used, since mainly the turbulent flow occurs on rotor wake, and flow is defined around blunt bodies. This method is proven to be useful for rotational fluid cases, and trimmed rotor modeling for hover near building cases. The results were used in design of the above mentioned helipad.

PL

W niniejszej pracy konstrukcja aktualnie projektowanego lądowiska oraz dane dwu przykładowych śmigłowców zostały użyte do zilustrowania metodologii używania obliczeniowej mechaniki płynów do określania bezpieczeństwa użytkowania takich lądowisk. Analiza jest ograniczona do przypadków zawisu, gdzie wpływ strumienia podwirnikowego jest dominujący. Tematem rozważań jest bezpieczeństwo załogi śmigłowca i personelu naziemnego, więc obliczono prędkość przepływu nad płytą lądowiska, rozkłady ciśnień, ale również sprawdzono przepływ indukowany przez strumień podwirnikowy nad obszarami o kształcie studni. Pola przepływu otrzymano przy użyciu oprogramowania analizującego układ równań Naviera-Stokesa (RANS), metodą objętości skończonych, przy użyciu modelu turbulencji Spalart-Allmaras, dlatego że strumień podwirnikowy jest turbulentny a przepływ następuje wokół obiektów o nieaerodynamicznych kształtach. Metoda jest sprawdzona dla przypadków przepływów wirowych z modelowaniem wpływu wytrymowanego wirnika, w symulacjach zawisu w pobliżu budynków. Rezultaty poniższych prac zostały użyte przy projektowaniu wyżej wspomnianego lądowiska.

3

CFD analysis of agricultural aircraft aerodynamic characteristics

Dziubiński A., Jaśkowski P., Seredyn T.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2016

|

Nr 4 (245)

312--337

EN

This work is a preliminary part of project concerning the water droplets simulation in agricultural aircraft wake. The CFD results of flow calculation resulting in the aerodynamic characteristics of typical agricultural aircraft, on the example of PZL-106 “Kruk”, are presented in an operational range of the angle of attack and the sideslip angle. To obtain those characteristics a commercial RANS code was used. The two commonly utilized turbulence models: K-w SST and Spalart-Allmaras are compared in terms of quantitative and qualitative results, especially in range of parameters when a flow separation occurs. The conclusions about range of use for both models are withdrawn. In order to obtain the flight configuration and conditions for final crop dusting simulation, the complete steady aerodynamic properties of the aircraft have been calculated, described and are available for other studies. Where available, the characteristics are compared with the experimental results. The results are also provided in form of distribution on the predefined aircraft parts, which is hard to obtain with the use of wind tunnel tests.

PL

Praca stanowi część prac przygotowawczych do analiz ruchu kropel wody w zaburzeniu za samolotem rolniczym w trakcie oprysku. Zamieszczono tu rezultaty symulacji numerycznych opływu wokół typowego samolotu rolniczego. Używając jako przykładu samolotu PZL-106 „Kruk" otrzymano charakterystyki aerodynamiczne w funkcji kąta natarcia i kąta ślizgu dla użytkowych zakresów tych parametrów. Do obliczeń użyto komercyjnego kodu z zakresu obliczeniowej mechaniki płynów, który rozwiązywał równania Naviera - Stokesa metodą uśrednień Reynoldsa (RANS), wykorzystując przy tym dwa modele turbulencji: K-w SST oraz Spalart- Allmaras. W pracy porównano oba te modele i przedstawiono wnioski co do zakresu ich zastosowania. W celu uzyskania prawidłowej konfiguracji przelotowej w trakcie oprysku otrzymano drogą obliczeniową kompletne statyczne charakterystyki aerodynamiczne badanego samolotu. Gdzie było to możliwe, porównano je z posiadanymi wynikami eksperymentalnymi. Wyniki te są przedstawione również w postaci udziałów poszczególnych elementów płatowca, które trudno byłoby uzyskać na drodze eksperymentu tunelowego.

4

Walidacja wybranych rezultatów obliczeń aerodynamicznych oraz badań tunelowych samolotu lekkiego w oparciu o testy w locie

Kania W., Radlicz A., Stalewski W.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2001

|

Nr 4 (167)

85-89

PL

W pracy został zaprezentowany proces walidacji wybranych parametrów aerodynamicznych samolotu, które uzyskano z obliczeń numerycznych, badań tunelowych oraz z testów w locie. Jest to swego rodzaju studium nad problematyką dostosowywania wyników obliczeń z zakresu aerodynamiki numerycznej oraz badań tunelowych modelu samolotu do rzeczywistych charakterystyk samolotu. ustalenie charakterystyk aerodynamicznych przyszłego samolotu, jeszcze we wczesnych fazach jego projektowania pozwoli dość dokładnie ocenić jego osiągi oraz zminimalizować ilość niezbędnych modyfikacji płatowca, a więc i koszt pprojektu. Są to jedne z najważniejszych kryteriów oceny samolotu zarówno przez inżynierów, jak i przyszłych użytkowników.

EN

In this paper there is presented the validation process of several aerodynamic airplane parameters which were obtained from aerodynamic numerical calculations wind tunnel tests and flight tests. This process is a kind of study on an adjustment numerical calculations and wind tunnel tests to real aircraft characteristics. Aerodynamic characteristics determination, yet in early design phase, allows to evaluate aircraft performance accurately and to minimize number of necessary airframe modifications and so, aircraft development costs. These are the one of the most important criteria of a project assessment by engineers and users.