Wyniki wyszukiwania - BazTech

Ograniczanie wyników

1 2000

Znaleziono wyników: 1

Liczba wyników na stronie

Wyniki wyszukiwania

Wyszukiwano:
w słowach kluczowych: metoda Naviera-Stokesa

Sortuj według:

Ogranicz wyniki do:

Analiza numeryczna transonicznego opływu końcówki łopaty nacierającej wirnika nośnego w locie postępowym metodą Naviera-Stokesa

Doerffer P., Kaczyński J., Namieśnik K., Kania W.

Prace Instytutu Lotnictwa

2000

Nr 1 (160)

198-204

Fale uderzeniowe, które mogą generować się na końcówce łopaty nacierającej, powodują istotny wzrost oporu, drgań i hałasu impulsowego. Zjawiska te stanowią jedno z zasadniczych ograniczeń nowoczesnych śmigłowców. Dlatego też dokładne wyznaczenie pola przepływu wokół końcówki łopaty ma zasadnicze znaczenie dla prawidłowego jej zaprojektowania z punktu widzenia poprawy osiągów, a przede wszystkim obniżenia hałasu impulsowego. W ramach pracy rozszerzono możliwości pakietu KAPPA, bazującego narozwiązaniu równań Naviera-Stokesa, do obliczeń opływu łopat wirnika nośnego śmigłowca w zawisie i w locie postępowym. Pakiet ten rozwiązuje metodą objętości skończonych równań Naviera-Stokesa dla ściśliwych, niestacjonarnych przepływów trójwymiarowych z możliwością zadawania ruchu objętości kontrolnej, co pozwala modelować lot postępowy. Dla walidacji pakietu KAPPA przeprowadzono obliczenia testowe dwułopatowego wirnika z łopatami o profilu NACA 0012 i prostokątnym obrysie bez skręcenia w locie postępowym dla zerowej siły nośnej. Przeprowadzono porównanie uzyskanych w obliczeniach rozkładu ciśnień z rezultatami eksperymentalnymi pozwalają stwierdzić zadowalającą zgodność.

Shock waves generated on tip of advanced blade lesd up to cause significant increase in drag, vibration and impulse noise. This phenomenonan are the main sources of modern helicopter performance limitation. The correct determination of flow field around rotor blade tip plays a significant role in succesful main rotor design of improved performance and reduced HSI noise. The KAPPA code, which is based on solution of Navier-Stokes equations, has been extended for computation of a helicopter rotor flow in a hover and a forward flight. This code solves Navier-Stokes equations by finite volume method for compressible, non-stationary three-dimensional flow withpossibility of defining movement of control volume, allowing simulation of forward flighr. For KAPPA package validation, test computations of two-blade rotor with NACA 0012 airfoil and rectangular planform without twist, in forward flight for known non-lifting condition were performed satisfactory. Comparison of numerical pressure distribution with experimental data allow to make a conclusion that agreement is satisfactory.