Wyniki wyszukiwania - BazTech

1

Numerical analysis of slots influence on wing in ground effect airfoil lift coefficient

Rojewski A., Bartoszewicz J.

Journal of Mechanical and Transport Engineering

|

2018

|

Vol. 70, No. 4

45--52

EN

The main purpose of this article was to study slots application influence on airfoil which flies in the wing in ground and description of the boundary layer with lift and drag coefficients change. The paper presents wing in ground effect creation mechanism description with automotive and aerospace examples. NACA M8 airfoil with full simulation results for angles of attack from 0° to 15°, with profile characteristics. Application of slots makes the wing in ground effect more efficient by lift coefficient rise and drop of drag coefficient. Slots prevent of boundary layer detachment and allow to fly with higher angles of attack without a stall.

PL

Głównym celem powstania tego artykułu było zbadanie wpływu użycia slotów na siłę nośną profilu lotniczego operującego w obszarze działania efektu przypowierzchniowego oraz zbadanie zmian w obszarze warstwy przyściennej, oraz siły nośnej i siły oporu aerodynamicznego profilu NACA M8, dla kątów natarcia od 0° do 15°. W artykule przedstawiono również przykłady użycia efektu przypowierzchniowego w lotnictwie i motoryzacji. Przedstawiono charakterystyki profilu NACA M8 dla badanych warunków. Zastosowanie slotów prowadzi do zwiększenia wpływu efektu przypowierzchniowego na siłę nośną profilu lotniczego przez zmniejszenie oporu aerodynamicznego oraz przez skierowanie oderwanej warstwy przyściennej ponownie na powierzchnie profilu, co pozwala na lot z większymi kątami natarcia.

2

Flow visualization over an airfoil with flight control surfaces in a water tunnel

Filipiak D., Szczepaniak R., Zahorski T., Bąbel R., Stabryn S., Stryczniewicz W.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2017

|

Nr 1 (246)

63--78

EN

This paper demonstrates the feasibility of using-a water tunnel for the visualisation of flow in airfoils with flight control systems in the form of slots and flaps. Furthermore, the issue of using water tunnels for scientific and training purposes was explained. The technology of 3D printed models for practical tests in a water tunnel was also presented. The experiment included conducting flow visualisation tests for three airfoil models: with the Clark Y 11.7% as the base airfoil and the same airfoil with a slot and a flap. Moreover, a modification to dye injection system was introduced. The presented results of flow visualisation around models with the use of dye, confirmed the effectiveness of the applied methodology. The results and conclusions may be utilized to verify most flow-related issues in hydrodynamic tunnels and can also be used as a training element.

PL

W pracy przedstawiono uzasadnienie możliwości zastosowania tunelu wodnego do wizualizacji przepływu modeli profili lotniczych z mechanizacją w postaci slotów i klap. Ponadto przybliżono tematykę zastosowania tuneli wodnych w celach naukowych jak i szkoleniowych. Przedstawiono również technologię wydruku 3D modeli do testów praktycznych w tunelu wodnym. Eksperyment obejmował przeprowadzenie badań wizualizacyjnych dla trzech modeli profilu lotniczego: jako bazowy profil Clark Y 11.7% oraz ten sam profil ze slotem i z klapą. Ponadto autorzy pracy wprowadzili modyfikację wprowadzania barwnika przed badany model geometryczny umiejscowiony na trzymaku w przestrzeni pomiarowej. Przedstawione wyniki zobrazowania przepływał w:okół modeli za pomocą barwnika potwierdziły skuteczność zastosowanej metodyki prowadzenia eksperymentu na charakterystycznych kątach natarcia. Wyniki i wnioski można wykorzystać do zweryfikowania większości zagadnień przepływowych w tunelach hydrodynamicznych jak również mogą posłużyć jako element szkoleniowy.

3

Numerical analysis of influence of the wing in ground effect on aircraft lift coefficient and on car downforce coefficient

Rojewski A., Bartoszewicz J.

Journal of Mechanical and Transport Engineering

|

2017

|

Vol. 69, No. 2

47--55

EN

The paper presents the mechanism of the wing in ground effect formation, also shows the structure of wing in ground craft, and race car, which uses wing in ground effect. Results of numerical analysis are as expected, which means, the lift coefficient is higher for positive angles of attack, and lower for negative angles of attack. The paper details also characteristics of lift and drag coefficients in the angle of attack function. The numerical research was conduct in Ansys Fluent 15.0 academic license.

PL

W artykule przedstawiono zjawisko efektu przypowierzchniowego i powód jego powstawania. W pracy ujęto również opis konstrukcji samolotu korzystającego z efektu przypowierzchniowego jak i samochodu wyścigowego. Wyniki analizy numerycznej, tak jak przypuszczano, ukazały działanie efektu przypowierzchniowego zwiększającego współczynnik siły nośnej dla kątów natarcia większych od zera stopni oraz działanie odwrotne dla ujemnych kątów natarcia. Praca zawiera również charakterystyki przebiegu współczynnika siły nośnej i siły oporu w funkcji kąta natarcia dla badanego profilu. Analiza numeryczna została przeprowadzona w programie Ansys Fluent 15.0 academic license.

4

Aerodynamic design of modern gyroplane main rotors

Stalewski W.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2016

|

Nr 1 (242)

80--93

EN

Process of aerodynamic design and optimisation of main rotors intended for modern gyroplanes has been presented. First stage of the process was focused on development of family of airfoils, designed and optimised especially towards gyroplane applications. In next stage, based on developed family of airfoils, two alternative gyroplane main rotors were designed. The main optimisation criterion was to minimise aerodynamic drag of the rotor, for assumed flight velocity and lift force generated by the rotor, balancing the weight of the gyroplane. The paper discusses the applied methodology of design and optimisation as well as presents geometric and aerodynamics properties of designed main rotors.

PL

Przedstawiono proces aerodynamicznego projektowania i optymalizacji nowoczesnych wirników autorotacyjnych. Pierwszy etap prac dotyczył opracowanie rodziny profili lotniczych zaprojektowanych i zoptymalizowanych specjalnie pod kontem zastosowania ich na łopatach wirnika nośnego wiatrakowca. W kolejnym etapie, w oparciu o opracowaną rodzinę profili, zaprojektowano i zoptymalizowano dwa alternatywne wirniki nośne. Głównym kryterium optymalizacji było zminimalizowanie oporu aerodynamicznego wirnika, dla zakładanej prędkości lotu i siły nośnej generowanej przez wirnik, równoważącej ciężar wiatrakowca. Omówiono zastosowaną metodykę projektowania i optymalizacji konstrukcji lotniczych, jak również przedstawiono geometryczne i aerodynamiczne własności zaprojektowanych wirników nośnych.

5

Obliczanie współczynnika ciągu wirnika nośnego śmigłowców

Sarnowski W., Stokfisz K.

Zeszyty Naukowe / Wyższa Szkoła Oficerska Sił Powietrznych

|

2015

|

Nr 4

147--154

PL

W artykule przedstawiono przykład możliwości autorskiego programu do obliczania współczynnika ciągu wirnika nośnego śmigłowca. Omówiono również jego przydatność w procesie dydaktycznym w Uczelniach. Oprogramowanie służy głównie do wyliczania współczynnika ciągu. W artykule zostaną również przedstawione inne możliwości programu, takie jak np. analiza doboru parametrów geometrycznych łopaty śmigłowca. Praca zawiera również algorytm obliczeniowy, wykorzystywany w programie razem z przykładem podstawowych obliczeń.

EN

The article presents the possibilities of the authors’ own program for calculating helicopter main rotor thrust coefficient. The usefulness of the program in the educational process at universities is also discussed. The software is mainly used to calculate the thrust coefficient. Other application possibilities of the program, such as the analysis of the selection of geometric parameters of helicopter blades are presented as well. The paper contains calculation algorithm used in the program together with an example of basic calculations.

6

Effects of Duct Shape on Ducted Propeller Thrust Performance

Szafran K., Shcherbonos O., Ejmocki D.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2014

|

Nr 4 (237) December 2014

84--91

EN

The theory of cooperation with the propeller nozzle is currently being developed as applied to air drives. In the present study attempted to synthesize a new aerodynamic profile for powertrain hovercraft. We analyzed several well-known theoretical solutions aerodynamic airfoils. On the basis of the results, we designed new aerodynamic profile. The new airfoil, which has improved properties in the fields of small and medium speed.

PL

Teoria współpracy z dyszy ze śmigłem lub wentylatorem jest obecnie szeroko rozwijana w zastosowaniu do napędów lotniczych. W niniejszym opracowaniu podjęto próbę syntezy nowego profilu aerodynamicznego dla zespołu napędowego poduszkowca. Przeanalizowaliśmy teoretycznie kilka dobrze znanych rozwiązań profili aerodynamicznych. Na podstawie tych wyników opracowaliśmy nowy profil aerodynamiczny. Nowy profil ma lepsze właściwości w zakresie małych i średnich prędkości. Autorzy przedstawiają teoretyczne wyniki testów porównawczych wybranych profili z nowym profilem Ilot-HR. Nowy tunel wykazuje lepsze właściwości oporowe w porównaniu z dyszą 19A.

7

Analiza wpływu konfiguracji kokpitu realizację pilota misji lotniczej

Puchalski W., Szczepański C.

Zeszyty Naukowe Akademii Marynarki Wojennej

|

2009

|

R. 50 nr 177B

293-302

PL

Referat jest kontynuacją tematyki przedstawionej na konferencji w 2007 roku w artykule pt.: "Symulator badawczo-konstrukcyjny do projektowania i optymalizacji interfejs6w człowiek wojskowy statek powietrzny". Zawiera kr6tki opis procesu badawczego, wstępne wyniki badan, wnioski z nich wypływające oraz kierunki dalszych działań mających na celu opracowanie metody oceny realizacji przez pilota wybranych misji lotniczych przy r6znych konfiguracjach kokpitu.

EN

That paper is the continuation of the papers from the year 2007 Conference presenting the Human-Machine Interface optimization problems, at the cockpit of military aircraft. The short descriptions of the performed researches, initial results analysis and conclusions, ended with the suggested directions of the next researches have been presented. The following researches of that paper authors will be focused on the development of the mission performance quality evaluation method, for different aircraft cockpit configuration.

8

Prediction of transonic wind tunnel test section geometry - a numerical study

Selerowicz W. C.

Archive of Mechanical Engineering

|

2009

|

Vol. LVI, nr 2

113-130

EN

The paper presents numerical simulations related to the problem of how to obtain correct results in transonic wind tunnel during tests at high airfoil angles of attack. At this flow conditions, significant pressure losses appear in the test section, what leads to significant errors in measured data. Regarding the possible ways of tunnel reconstruction, we examined three different possibilities of changing the test section configurations: an increase of the test section height, displacement of the airfoil below the tunnel centreline and, finally, introduction of divergent test section walls. It was shown that neither the use of higher test section, nor the change of the airfoil location, gives any significant improvement in reference to the existing tunnel configuration. Only after divergent test section walls were introduced, the distributions of pressure coefficient became well consistent with their expected values.

PL

W pracy przedstawiono studium numeryczne dotyczące wstępnego definiowania ustawienia przestrzeni pomiarowej tunelu transonicznego podczas pomiarów profili lotniczych ustawionych pod bardzo dużymi kątami natarcia. W takich przypadkach duże straty ciśnienia w tunelu, spowodowane dławieniem przepływu przez model, ślad aerodynamiczny i warstwę przyścienną na ściankach przestrzeni pomiarowej powodują znaczne błędy mierzonych wielkości. Uwzględniając konstrukcję tunelu oraz wynikające stąd ograniczenia przedstawiono różne sposoby zminimalizowania tych niepożądanych efektów. Wykorzystując symulacje numeryczną przedstawiono rozkłady ciśnień wzdłuż ścianki górnej i dolnej przestrzeni pomiarowej oraz rozkłady współczynnika ciśnienia na profilu dla różnych konfiguracji. Dla przestrzeni pomiarowej z rozbieżnymi ściankami uzyskano zadawalające wyniki, zbieżne z wynikami dla opływu w przestrzeni swobodnej.

9

Rozwiązywanie zagadnienia opływu profilu lotniczego cieczą lepką dla funkcji prądu

Kosma Z., Noga B.

Zeszyty Naukowe Katedry Mechaniki Stosowanej / Politechnika Śląska

|

2003

|

z. 20

232-237

PL

Przedstawione zostały własne algorytmy numeryczne, przeznaczone do obliczania płaskiego ruchu cieczy lepkiej wokół profilu lotniczego, nachylonego do kierunku napływu pod dużym kątem natarcia - oparte na rozwiązywaniu zagadnienia początkowo-brzegowego dla pełnych równań Naviera-Stokesa, sprowadzonych do równania czwartego rzędu dla funkcji prądu. Obliczenia zostały wykonane na równomiernej siatce 100 x 100 w obszarze kanonicznym dla dwóch liczb Reynoldsa: Re = 200, Re = 400. Jako warunki: początkowe i brzegowe na granicy zewnętrznej przyjęto rozwiązania dla opływu profilu cieczą doskonałą.

EN

The purpose of this paper is to simulate the plane motion of viscous incompressible fluid around an aerofoil at large angle of attack. The developed numerical algorithms are based on solving an initial-boundary value problem for the full incompressible Navier-Stokes equations, written in the form of the fourth-order equation for the stream function. Calculations have been made on the uniform grid 100 x 100 in a canonical domain at Reynolds numbers of Re = 200 and Re = 400. The initial and the outer boundary conditions used for the computation are the solutions of irrotational flow of ideal fluid.

10

Obliczanie opływu profilu lotniczego cieczą lepką metodą sztucznej ściśliwości

Kosma Z., Noga B.

Zeszyty Naukowe Katedry Mechaniki Stosowanej / Politechnika Śląska

|

2003

|

z. 20

226-231

PL

Przedstawione zostały własne algorytmy numeryczne, przeznaczone do obliczania płaskiego, stacjonarnego ruchu cieczy lepkiej wokół profilu lotniczego, nachylonego do kierunku napływu pod dużym kątem natarcia -oparte na rozwiązywaniu zagadnienia początkowo-brzegowego dla pełnych równań Naviera-Stokesa metodą sztucznej ściśliwości. Obliczenia ruchu cieczy lepkiej wokół obróconego profilu lotniczego NACA 0012 zostały wykonane na równomiernej siatce 100 x 100 w obszarze kanonicznym dla dwóch liczb Reynoldsa: Re = 200, Re = 400. Jako warunki: początkowe i brzegowe na granicy zewnętrznej przyjęto rozwiązania dla opływu profilu cieczą doskonałą.

EN

The aim of this paper is to simulate the stationary motion of viscous incompressible fluid around an aerofoil at large angle of attack. The artificial compressibility method is designed for solving this problem, and its essence lies in involving the pressure time-derivative in the continuity equation so that to achieve a coupling between the pressure and flow velocity. Calculations have been made on the uniform grid 100 x 100 in a canonical domain at Reynolds numbers of Re = 200 and Re = 400. The initial and the outer boundary conditions used for the computation are the solutions of irrotational flow of ideal fluid.