Wyniki wyszukiwania - BazTech

1

Rotating detonation engine simulations in-house code - REFloPS

Folusiak M., Kobiera A., Wolański P.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2010

|

Nr 5 (207)

3-23

EN

The paper presents the results of three-dimensional preliminary simulations of a detonation propagating in Rotating Detonation Engine chamber. Simulations were performed using in-house code REFloPS (Reactive Euler Flow Solver for Propulsion Systems)[1]. The description of the code and presented results are also included in MSc thesis of Folusiak and Swiderski [2].

PL

W artykule przedstawiono wyniki trójwymiarowych symulacji detonacji w komorze silnika z wirującą detonacją (RDE). Symulacje przeprowadzono przy użyciu kodu REFloPS, który jest wynikiem pracy magisterskiej dwóch pracowników Instytutu Lotnictwa.

2

Magnetoreological fluids as method for active controlling of landing gear shock absorber characteristic

Skorupka Z.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2010

|

Nr 5 (207)

48-56

EN

Smart materials are being used in much larger scale in mechanical solutions. Aviation usage of these materials seems to be natural because of interest in new technologies use in this industry. In this article authors discuss characteristics of magnetoreological fluids as a smart materials, examples of its industrial usage, requirements on landing gear characteristics, design and laboratory tests of model shock absorber in which MRF was used as damping fluid.

PL

Materiały inteligentne (ang. smart materials) znajdują coraz większe zastosowanie w konstrukcjach inżynierskich. Wykorzystanie ich w lotnictwie jako jednej z najbardziej nastawionej na nowoczesne rozwiązania gałęzi inżynierii jest jak najbardziej naturalne. Praca zawiera krótką charakterystykę cieczy magnetoreologicznej jako materiału inteligentnego, wymagania stawiane podwoziom lotniczym, opis konstrukcji oraz badań modelowego amortyzatora wykorzystującego MRF jako czynnik roboczy .

3

Determination of non-linear aerodynamic characteristics of an aircraft using a potential flow model and viscous airfoil characteristics

Sznajder J.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2010

|

Nr 5 (207)

68-75

EN

The article presents a hybrid method of determination aerodynamic characteristics of an aircraft at high angles of attack, consisting of a composition of a low-order panel method and modified Vortex Lattice Method. The modifications include determination of the position of control point for boundary condition based on two-dimensional lift slope of a wing section and an iterative procedure of simulating decrease of velocity circulation in a wing section due to flow separation through reduction of sectional angle of attack. The input data include two-dimensional aerodynamic viscous characteristics of wing sections along the wingspan. Since two-dimensional viscous airfoil characteristics can be computed with relatively low cost, or may be known from earlier wind-tunnel investigations, the presented method is very efficient at early design stages. The method is capable of analysing configurations with high-lift devices such as flaps or slats. The results of it’s application for the tailless configuration of PZL M-18 aircraft show good agreement of computed cLmax and cLmax for cruise configuration. For the landing configuration the cLmax coefficient is slightly underpredicted, while cLmax is predicted correctly.

PL

Artykuł prezentuje hybrydową metodę wyznaczania charakterystyk aerodynamicznych samolotu na dużych kątach natarcia. Omawiana metoda jest złożeniem metody panelowej niskiego rzędu i zmodyfikowanej metody siatki wirowej. Modyfikacje polegają na wyznaczaniu położenia punktu kontrolnego warunku brzegowego metody siatki wirowej w zależności od nachylenia dwuwymiarowej zależności współczynnika siły nośnej w danym przekroju skrzydła od kątu natarcia oraz na zastosowaniu iteracyjnej procedury symulacji redukcji cyrkulacji w przekroju skrzydła będącej skutkiem oderwania opływu przez redukcję lokalnego kąta natarcia. Dane wejściowe zawierają dwuwymiarowe lepkie charakterystyki profili skrzydła wzdłuż rozpiętości. Ponieważ dwuwymiarowe charakterystyki mogą zostać wyznaczone numerycznie przy relatywnie niskim koszcie obliczeniowym lub też znane z badań tunelowych, przedstawiana metoda jest bardzo przydatna na wczesnym etapie projektowania. Metoda może służyć do analizy konfiguracji z urządzeniami zwiększającymi siłę nośną takimi jak klapy lub sloty. Wyniki uzyskane przy jej zastosowaniu do analizy konfiguracji bez usterzenia samolotu PZL M-18 wykazują dobrą zgodność wyznaczonych wartości cLmax i α cLmax konfiguracji przelotowej. Dla konfiguracji do lądowania wyznaczony współczynnik cLmax jest lekko zawyżony, podczas gdy cLmax jest wyznaczone poprawnie.

4

Application of a panel method with viscous-in-viscid interaction for the determination of aerodynamic characteristics of Cesar Base-Line aircraft

Stalewski W., Sznajder J.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2010

|

Nr 5 (207)

76-97

EN

The article presents details of implementation of of a panel method with viscous-inviscid interaction in an in-house developed code Coda3d. The code was applied for the determination of aerodynamic characteristics of baseline aircraft in a European Union 6-th Framework Program Cesar, aimed at acceleration of design and introduction to the market of light aircraft. The implemented physical model assumes that the flowfield around a flying object is divided into two zones. In the outer zone the flow is assumed inviscid, irrotational, compressible and may be modeled by Prandtl-Glauert equation. In the vicinity of the surface, up to the conventional border of the boundary layer the flow is modeled by a system of ordinary differential equations, which are derived from Prandtl boundary layer equations through integration in the direction normal to the surface. The system of boundary layer integral equations is then integrated in the direction of flow, separately on upper and lower surface of wing, starting from the stagnation point. The process of aligning of flow velocities on the outer border of boundary layer derived from viscous and inviscid models is conducted iteratively. The results of flow analysis include distribution of tangential velocities, pressure, friction drag coefficient and position of flow separation. Because of low computational cost and capabilities of estimation of viscous drag and and aerodynamic characteristics at high angles of attack, the presented method is especially suitable for design and optimistation process conducted in small enterprises.

PL

Artykuł prezentuje szczegóły implementacji metody panelowej ze sprzężeniem lepko-nielepkim w kodzie obliczeniowym Coda3d oraz jego zastosowanie do wyznaczenia charakterystyk aerodynamicznych samolotu „baseline” w VI Programie Ramowym UE Cesar, mającym na celu przyśpieszenie projektowania oraz wprowadzania na rynek lekkich samolotów. Zaimplementowany model opływu dzieli przestrzeń obliczeniową na dwie strefy. W strefie zewnętrznej przepływ jest nielepki, nierotacyjny, ściśliwy imoże być modelowany przez równanie Prandtla-Glauerta. Przepływ w sąsiedztwie powierzchni, aż do umownej granicy warstwy przyściennej modelowany jest przy pomocy równań całkowych warstwy przyściennej otrzymanych z równań Prandtla warstwy przyściennej przez ich scałkowanie w kierunku normalnym do powierzchni. Równania całkowe warstwy przyściennej są następnie całkowane w kierunku przepływu, oddzielnie na górnej i dolnej powierzchni skrzydła, zaczynając od punktu spiętrzenia. Uzgadnianie prędkości przepływu na granicy warstwy przyściennej prowadzone jest w procesie iteracyjnym. Wyniki analizy przepływu obejmują rozkład prędkości stycznych do powierzchni, ciśnienia, współczynnik oporu tarcia oraz położenie punktu oderwania przepływu. Przedstawiona metoda wyznaczania charakterystyk aerodynamicznych jest szczególnie przydatna w procesie projektowania i optymalizacji prowadzonym w małych przedsiębiorstwach z powodu jej niskich kosztów obliczeniowych oraz możliwości wyznaczania oporu lepkiego oraz charakterystyk na dużych kątach natarcia.

5

Actual needs and Possibilities to producing Bio-Jet

Naumienko B., Rarata G.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2010

|

Nr 5 (207)

24-31

EN

Since the beginning of the century, various studies, reports and popular scientific papers have investigated the potential for use of biofuels in aviation. In its recent actions EU also perceives the need for he introduction of sustainable biofuels to help reduce dependence on fossil fuels in air transport and reduce GHG emissions by the air industry. Thus, various feedstocks and conversion technologies for production of biofuels for aviation are currently being investigated within EU (SWAFEA, ALFA-BIRD and Clean Sky JTI). The current EU policy states that sustainable bio-jet fuels are the only option that can be delivered over the medium term, in time to make a significant contribution to EU 2050 emission reduction targets [11]. However, it seems that commercial producers of fuels cannot justify investment in a Bio-Jet fuel production facility until guaranteed availability of sustainable feedstock and clear legislation. EU government is currently taking necessary steps to open a long-term option for the aviation biofuel production in the local market and to support its development. Whereas microalgae is certainly a feedstock considered by many future Bio-Jet producers. Only microalgae seems to offer vast potential as a source of aviation biofuels, however on the more distant horizons of an industry, in which long-term time scales are certainty. Besides, microalgae co-products are utilised at making complex organic compounds like B and C vitamins and beta-carotene that are used as fragrances, flavourings, pigments and supplements. Generally, the research done so far have demonstrated that only a portion of the crude algal oil is suitable for making biodiesel fuel, and most of it can be used to produce gasoline and Bio-Jet like fuels.

PL

W artykule przedstawiono skrót aktualnych osiągnięć technologicznych na temat potencjalnego zastosowania biopaliw w lotnictwie. Zaznaczono również, że ostanie dyrektywy Komisji Europejskiej także faworyzują wprowadzanie biopaliw do transportu lotniczego, celem zmniejszania zależności od importowanych paliw ropopochodnych oraz obniżania emisji gazów cieplarnianych. Wymieniono różne podejścia technologiczne do zagadnienia produkcji biopaliw dla lotnictwa. Autorzy identyfikują mikroalgi jako najlepszą alternatywę do produkcji biopaliwa lotniczego w dłuższej perspektywie. Podobnie wielu innych producentów biopaliw rozważa taki scenariusz. Biomasa z mikroalg bowiem wydaje się być najbardziej obiecującym źródłem do produkcji bio-zamiennika paliwa Jet A-1, jak również wielu innych, użytecznych związków organicznych. Ponadto, jak wynika z dotychczas prezentowanych badań, jedynie część biomasy z mikroalg jest użyteczna dla produkcji paliwa typu biodiesel, znacznie więcej zaś może zostać wykorzystane do produkcji benzyn oraz paliwa typu Bio-Jet.

6

A methodology of unsteady investigations of helicopter airfoils

Krzysiak A., Ruchała P.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2010

|

Nr 5 (207)

32-47

EN

The paper describes amethodology of unsteady experimental investigations of helicopter airfoils. It has been implemented during tests of helicopter airfoil, carried out in Aerodynamics Department of Institute of Aviation for PZL-Świdnik and Ministry of Science and Higher Education (MNiSW – Ministerstwo Nauki i Szkolnictwa Wyższego) as a part of grant: “Development and deployment of new generation of design, technological and material solutions for main rotor and airframe elements of PZL W-3A Sokół helicopter”. The tests have aimed to modeling (in the wind tunnel) the dynamic stall phenomena incidence, which may appear on main rotor blades during forward flight. It causes a strong vibration of blades, thus defining a considerable limit of helicopters’ performance. The dynamic stall phenomena is caused by fast angle of attack transition, which appears during forward flight. A similar transition on tested model was evoked by its oscillations with requested amplitude and frequency. The mechanism causing the oscillations of model and the measurement equipment have been described further. The discussed methodology covers pressure distribution measurements, basing on measurement of local static pressure on the surface of respectively adapted model. Because the measurements of pressure are not simultaneous, the pressure coefficient distribution (as a function of time and angle of attack) has been approximated using Fourier series. The coefficients of lift and pitching moment have been calculated as a result of integration the pressure coefficient distribution. An algorithm of calculation has been described also.

PL

Praca opisuje metodykę eksperymentalnych niestacjonarnych badań ciśnieniowych, dotyczących śmigłowcowych profili aerodynamicznych. Została ona wdrożona w trakcie badań profilu śmigłowcowego, wykonanych w Zakładzie Aerodynamiki Instytutu Lotnictwa dla PZL Świdnik i Ministerstwa Nauki i Szkolnictwa Wyższego (w ramach projektu celowego „Opracowanie i wdrożenie nowej generacji rozwiązań konstrukcyjnych, technologicznych i materiałowych dla wirnika nośnego i elementów płatowca śmigłowca PZL W-3A Sokół”. Celem tego typu badań jest modelowanie wwarunkach tunelowych zjawiska tzw. przeciągnięcia dynamicznego, które może wystąpić na łopatach wirnika nośnego śmigłowca w czasie lotu postępowego. Powoduje ono silne drgania łopat, wobec czego stanowi istotne ograniczenie osiągów śmigłowców. Zjawisko przeciągnięcia dynamicznego jest związane z szybką zmianą kąta natarcia, jaka występuje wczasie lotu postępowego śmigłowca. Warunki te odwzorowano za pomocą modelu wykonującego ruch oscylujący o zadanej częstotliwości i amplitudzie. Mechanizm wywołujący oscylacje, jak również użyta aparatura pomiarowa, zostały opisane w pracy.