Wyniki wyszukiwania - BazTech

1

Estimation of an airfoil drag at high angles of attack from PIV data

Karr Austin M., Stryczniewicz Wit

Transactions on Aerospace Research

|

2019

|

Nr 1 (254)

28--36

EN

The paper presents application of Particle Image Velocimetry for determination of an airfoil’s drag coefficient in wind tunnel tests. The purpose of the study was to investigate the feasibility of using PIV as an alternative to pressure rake measurements, especially at high angles of attack. The integral momentum concept was applied for determination of fluid drag from experimental low speed wind tunnel data. The drag coefficient was calculated from velocity and pressure rake data for intermediate angles of attack from 5° to 10°. Additionally, the experimental results were compared to panel method results. After validating the procedures at low angles of attack, the drag coefficient was calculated at close to critical angles of attack. The presented study proved that PIV technique can be considered as an attractive alternative for drag coefficient determination of an airfoil.

PL

W artykule przedstawiono zastosowanie metody anemometrii obrazowej (PIV) do wyznaczenia współczynnika oporu profilu lotniczego. Celem badań było sprawdzenie możliwości zastosowania metody PIV jako alternatywy do pomiarów ciśnieniowych za pomocą sondy grzebieniowej, w szczególności dla dużych kątów natarcia. Opór profilu wyznaczono poprzez określenie straty pędu w śladzie z danych uzyskanych w eksperymentalnych badaniach tunelowych. Współczynnik oporu wyznaczono dla katów natarcia od 5° do 10° przy wykorzystaniu danych ciśnieniowych oraz prędkości uzyskanych metodą anemometrii obrazowej. Dodatkowo wyniki uzyskane z danych eksperymentalnych porównano z wynikami uznanymi metodą panelową. Po walidacji procedur dla średnich kątów natarcia metodykę zastosowano do wyznaczenia współczynników oporu dla kątów natarcia bliskich krytycznemu kątowi natarcia profilu. Przedstawione badania potwierdziły skuteczność zastosowania metody anemometrii obrazowej, jako alternatywy pomiarów ciśnieniowych, do wyznaczenia oporu profilu lotniczego w badaniach tunelowych.

2

Quantitative visualisation of compressible flows

Stryczniewicz W.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2018

|

Nr 1 (250)

132--141

EN

The paper demonstrates the feasibility of quantitative flow visualisation methods for investigation of transonic and supersonic flows. Two methods and their application for retrieving compressible flow field properties has been described: Background Oriented Schlieren (BOS) and Particle Image Velocimetry (PIV). Recently introduced BOS technique extends the capabilities of classical Schlieren technique by use of digital image processing and allow to measure density gradients field. In the presented paper a review of applications of BOS technique has been presented. The PIV is well established technique for whole field velocity measurements. This paper presents application of PIV for determination of the shock wave position above airfoil in transonic flow regime. The study showed that application of quantitative flow visualisation techniques allows to gain new insights on the complex phenomenon of supersonic and transonic flow over airfoils like shock-boundary layer interaction and shock induced flow separation.

PL

Artykuł przedstawia możliwości zastosowania jakościowych metod wizualizacji przepływu do badań przepływów ściśliwych. Przedstawiono dwie metody umożliwiające pomiar parametrów pola przepływającego płynu: anemometrię obrazową oraz technikę fotografii smugowej opartej na obrazowaniu tła. Ostatnio opracowana nowa metodyka pozwala na rozwinięcie klasycznej techniki Schlierena, dzięki wykorzystaniu cyfrowej analizy obrazu umożliwia jakościowy pomiar gradientów gęstości. W publikacji przedstawiono przegląd zastosowań techniki fotografii smugowej wykorzystującego obrazowanie tła do jakościowego pomiaru zmian gęstości przepływów ściśliwych. Anemometrii obrazowa jest techniką wizualizacyjną, umożliwiającą bezinwazyjny pomiar pola prędkości przepływającego płynu. W publikacji przedstawiono zastosowanie anemometrii obrazowej do wyznaczenia pozycji fali uderzeniowej ponad powierzchnią profilu dla okołodzwiękowych prędkości przepływu. Przedstawione wyniki wykazały, iż zastosowanie technik jakościowej wizualizacji przepływu umożliwia pogłębienie analizy badanych zjawisk w warunkach przepływu okołodźwiękowego i naddźwiękowego, takich jak oddziaływanie fali uderzeniowej z warstwą przyścienną oraz oderwania przepływu spowodowanego falą uderzeniową.

3

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.

4

Kształtowanie formy budynków wysokich w świetle badań i analiz związanych z oddziaływaniem wiatru

Paruch R.

Mechanik

|

2017

|

R. 90, nr 7

556--558

PL

Rozwój budownictwa wysokiego, związany z realizacją coraz wyższych budowli o nietypowych kształtach, pociąga za sobą konieczność poszukiwania alternatywnych, a zarazem stosunkowo niedrogich rozwiązań projektowych, pozwalających na ograniczenie niekorzystnych wpływów aerodynamicznych. W artykule przedstawiono reprezentatywne uwarunkowania formy budynków wysokich, umożliwiające redukcję skomplikowanych zjawisk aerodynamicznych w otoczeniu obiektu.

EN

The development of the construction of high-rise buildings that is associated with the building of taller and taller buildings with atypical shapes leads to the search for alternative and, at the same time, inexpensive design solutions that us to limit adverse aerodynamic influences. Representative conditions regarding the form of tall buildings that allow the reduction of complicated aerodynamic phenomena that occur around a structure have been presented in the paper.

5

Metodyka badań eksperymentalnych rozwoju i zaniku stanu pierścienia wirowego

Surmacz K., Ruchała P., Stryczniewicz W.

Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa

|

2016

|

Vol. 7, Nr 1 (23)

79--96

PL

Jednym z zagrożeń bezpieczeństwa lotu śmigłowców jest stan pierścienia wirowego (ang. Vortex Ring State - VRS). W niniejszej pracy przedstawiono metodykę oraz przykładowe wyniki badań eksperymentalnych dotyczących zagadnienia VRS, przeprowadzonych w tunelu aerodynamicznym Instytutu Lotnictwa. Badanym obiektem był zdalnie sterowany śmigłowiec, umieszczony w przestrzeni pomiarowej tunelu niskich prędkości o średnicy 1,5 m. Zakres badań obejmował pomiary wagowe za pomocą wagi tensometrycznej oraz badania wizualizacyjne metodą anemometrii obrazowej (PIV). W trakcie prowadzonych testów zarejestrowano spadek siły ciągu generowanej przez wirnik nośny śmigłowca towarzyszący wejściu w stan pierścienia wirowego oraz dokonano wizualizacji powstałych struktur wirowych. Uzyskane wyniki potwierdziły, że przyjęta metodyka jest skuteczna do analizy procesu rozwoju i zanikania pierścienia wirowego na wirniku nośnym śmigłowca.

EN

The Vortex Ring State (VRS) of the main rotor is one of the threats for the safety of a helicopter. Therefore this phenomenon has been intensively investigated for several years, in order to understand the mechanisms of its development and the possibilities of avoiding the danger flight regime. The paper presents a research methodology applied for investigations of development of the VRS of the main rotor of a helicopter. The object of investigation was a model of a helicopter with a powered rotor, placed in a low-speed wind tunnel with test section diameter of 1.5 m. The investigation includes a strain gage measurements and flow visualization with the Particle Image Velocimetry (PIV) method. The results show the decrease in the thrust generated by the main rotor due to the VRS. The velocity field, measured with PIV method, shows the process of the VRS forming, development and demise. The results proved the feasibility of the presented methodology for investigation of the Vortex Ring State.

6

Charakterystyki aerodynamiczne kadłuba wiatrakowca dla różnych kątów zaklinowania usterzenia poziomego

Ruchała P., Stryczniewicz W., Czyż Z., Łusiak T.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2015

|

Nr 4 (241)

96--107

PL

W niniejszej pracy przedstawiono eksperymentalne badania wpływu kąta zaklinowania usterzenia poziomego na charakterystyki aerodynamiczne wiatrakowca. Obiektem badań był model kadłuba wiatrakowca, wraz z usterzeniem w układzie H. Kąt zaklinowania usterzenie był zmienny. W badaniach pominięto wpływ wirnika nośnego i śmigieł napędowych. Badania przeprowadzono w tunelu aerodynamicznym T-l w Instytucie Lotnictwa za pomocą sześcioskładowej wagi tensometrycznej WDP-01. Przeanalizowano kadłub z usterzeniem przy różnych wartościach kąta zaklinowania usterzenia poziomego (od -10° do +10°), a także kadłub izolowany. Dla każdej analizowanej konfiguracji wyznaczono obciążenia aerodynamiczne dla kątów natarcia w zakresie od -16°do 18° i prędkości przepływu niezaburzonego równej 30 m/s. Wyniki badań tunelowych wskazują, że zmiana kąta zaklinowania usterzenia może powodować zarówno ilościową, jak i jakościową zmianę charakterystyk aerodynamicznych. Oznacza to, że parametr ten wpływa nie tylko na przewidywane osiągi wiatrakowca, ale również na jego stateczność podłużną. W związku z tym, wiatrakowiec o nieprawidłowo dobranym kącie zaklinowania może być niestateczny, co oznacza niebezpieczeństwo użytkowania.

EN

This paper presents the experimental investigation of an influence of the horizontal stabilizer's angle of incidence on the aerodynamic characteristics of a gyroplane. The object of investigation was a scaled model of a fuselage of a gyroplane, equipped with a H-shaped tailplane. The angle of incidence of the horizontal stabilizer was changeable. An effect of the main rotor and the propellers of the gyroplane was excluded from this investigation. The wind tunnel tests were conducted in the T-l wind tunnel in the Institute of Aviation for the speed of undisturbed flow of 30 m/s. In the investigation the 6-component strain-gauge balance WDP-01 has been applied. During the investigation the fuselage with the tail plane (for the angle of incidence of horizontal stabilizer from -10° to 10°) and without the tailplane. For each configuration the aerodynamic loads were obtained as a function of the angle of attack (in the range from -16° up to 18°). The results of the wind tunnel tests show that the change of the angle of incidence of the horizontal stabilizer may cause both quantitative and qualitative change of the aerodynamic characteristics. In other words, this parameter may affect not only the performance of a gyroplane, but also its longitudinal stability. Thus, a gyroplane with an improper angle of incidence of the horizontal stabilizer can be unstable, which means that it cannot be flown safely.

7

Walidacja statycznych i dynamicznych badań w tunelach aerodynamicznych instytutu lotnictwa przy użyciu modeli wzorcowych

Krzysiak A.

Modelowanie Inżynierskie

|

2012

|

T. 14, nr 45

150--155

PL

W praktyce badań tunelowych dla oceny poprawności uzyskiwanych wyników badań wykonuje się badania charakterystyk aerodynamicznych pewnych wybranych modeli, zwanych modelami wzorcowymi. Modele te charakteryzują się ściśle określoną znaną geometrią, a ich podstawowe charakterystyki aerodynamiczne udostępnione są w literaturze fachowej. W niniejszym pracy omówiono czynniki mające wpływ na jakość badań tunelowych, a także przedstawiono wyniki statycznych badań modelu wzorcowego ONERA M2 oraz wyniki statycznych i dynamicznych badań modelu profilu NACA 0012 i porównano je z wynikami prezentowanymi w literaturze.

EN

In a wind tunnel practice to assess the accuracy of the obtained results the tests of the aerodynamic characteristics of some selected models, called the calibration models, are carried out. These models are characterized by a known geometry and their aerodynamic characteristics are available in the literature. In this paper the factors that influence the quality of the wind tunnel tests are discussed and the results of static tests of calibration model ONERA M2 and the results of static and dynamic tests of the NACA 0012 airfoil model are presented. Obtained results are compared with the results presented in the literature.

8

Tunelowe badania wpływu usterzenia motylkowego na charakterystyki aerodynamiczne modelu kadłuba wiatrakowca

Krysztofiak G.

Modelowanie Inżynierskie

|

2011

|

T. 11, nr 42

227-232

PL

Niniejsza praca zawiera opis eksperymentalnych badań tunelowych innowacyjnej konstrukcji modelu wiatrakowca z płytowym usterzeniem motylkowym w kształcie odwróconej litery V. Przedstawiono wyniki badań w postaci wybranych charakterystyk aerodynamicznych wraz z analizą stateczności podłużnej i poprzecznej modelu. Analizę przedstawiono na podstawie badań modelu kadłuba wiatrakowca I-28 w ustalonych stanach lotu przeprowadzonych w największym w Polsce tunelu aerodynamicznym. Zaprezentowano wyniki skuteczności działania usterzenia płytowego na stateczność kadłuba bez uwzględnienia strug napływających z wirnika nośnego oraz śmigła napędowego wiatrakowca.

EN

The research paper describes experimental tunnel studies of an innovative construction of a rotary wing aircraft model equipped with an inverted "V" all-moving butterfly tailplane. The results are presented as selected aerodynamic characteristics together with analysis of longitudinal and directional stability of the model. The analysis has been presented on the basis of the tests of the I-28 autogiro fuselage model at stationary flight conditions, carried out in Poland's largest wind tunnel. The research presents results of effectiveness of all- moving tailplane impact on the stability of the fuselage without consideration of flow coming from the autogiro rotor and the tractor airscrew.

9

Sterowanie przepływem na profilu przy użyciu oscylującej klapki

Krzysiak A.

Modelowanie Inżynierskie

|

2011

|

T. 11, nr 42

233-240

PL

Techniki aktywnego sterowania przepływem (Active Flow Control) na profilu są w ostatnich latach przedmiotem intensywnych badań w wielu ośrodkach naukowych na świecie. Jedną z tych technik jest aktywne sterowanie opływem profilu za pomocą klapki na krawędzi spływu. Taka klapka może być wykorzystywana zarówno jako podstawowy środek sterowania obiektem latającym, co dla przykładu od wielu lat ma miejsce na śmigłowcach firmy Kaman, jak i do sterowania dodatkowego. I tak od szeregu lat prowadzone są badania nad wykorzystaniem drgającej klapki umieszczonej na krawędzi spływu łopaty do poprawy własności aerodynamicznych śmigłowca poprzez zmniejszenie poziomu drgań łopaty, poprawę jego osiągów oraz obniżenie poziomu hałasu wirnika. W pracy przedstawiono rezultaty eksperymentalnych tunelowych badań wpływu drgającej klapki, umieszczonej na krawędzi spływu modelu profilu NACA 0012, na jego podstawowe charakterystyki aerodynamiczne. Oscylacje profilu miały za zadanie modelować w warunkach tunelowych zmiany kąta natarcia profilu łopaty śmigłowca w wyniku jej ruchów obrotowych w przegubach i dokoła osi wirnika.

EN

In the recent years, the techniques of active control of flow around airfoil are being investigated extensively by many research centres all over the world. One of the techniques consists in flow control by trailing edge flap. Such flap may be used as a basic helicopter control device (which is in used on Kaman helicopters for a long time), as well as for additional control. So, for many years the investigations of oscillating trailing edge flap application for helicopter aerodynamic characteristics improvement, by diminishing rotor blade vibration, improving performance and diminishing the rotor noise level have been conducted. In present paper the experimental test results of the influence of independently oscillating flap on aerodynamic characteristics of pitching airfoil NACA 0012 are presented. Airfoil oscillations simulate, in wind tunnel conditions, changes of blade airfoil angle of attack during its rotary motion.

10

Kryteria podobieństwa aeromechanicznego w tunelowych badaniach modeli wirników wiropłatowych statków powietrznych

Krysztofiak G.

Modelowanie Inżynierskie

|

2011

|

T. 11, nr 42

217-226

PL

Prawo podobieństwa aerodynamicznego jest podstawą aerodynamiki doświadczalnej. W laboratoriach aerodynamicznych badane są zazwyczaj niewielkie modele. Na podstawie wyników doświadczeń z tymi obiektami przewiduje się własności obiektu rzeczywistego. Praktyka wykazała, że wyniki doświadczalnych badań nie zawsze są zgodne z danymi uzyskiwanymi w rzeczywistych warunkach lotu. Przyczyną tego są różnice między opływem statku powietrznego podczas lotu a opływem jego modelu w warunkach laboratoryjnych. W celu wyeliminowania tych błędów konieczne jest spełnienie kryteriów podobieństwa.

EN

The article describes relationships and aerodynamic criteria of similarity in the wind tunnel test of the rotor models of the real rotary-wing aircraft. The law of similarity is the basis of the experimental aerodynamics. During the tunnel tests necessary aerodynamic characteristics of the model are determined, and then, after rescaling, results are translated to the real object scale. These studies (including the cost of a model design) are by the order of magnitude cheaper, as compared to the analogous, in many cases unfeasible tests of a real scale objects. Aerodynamic model tests performed during the design, allows to verify solutions and to make changes without fear of extending costs by changing the actual structure. The results of experimental studies of the rotors of the rotary-wing aircraft models are not always consistent with the data obtained in actual flight conditions. The reason is the difference between the flow around an rotary-wing aircraft during flight, and flow around the model in the laboratory. In order to eliminate these errors it is required to keep the relevant criteria, i.e. the geometric criterion (a test model keeps the actual scale to the real object), kinematic criterion and the dynamic criterion (consistency of dimensionless quantities of flow).

11

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.