PL
 |
EN
Preferencje help
Polish version English version Język
Widoczny [Schowaj] Abstrakt
Liczba wyników

Znaleziono wyników: 17

Liczba wyników na stronie
first rewind previous Strona / 1 next fast forward last
Wyniki wyszukiwania
Wyszukiwano:
w słowach kluczowych:  wirnik nośny
help Sortuj według:

help Ogranicz wyniki do:
first rewind previous Strona / 1 next fast forward last
1
Content available A comparison of helicopter main rotor features due to stiffness of rotor blade-hub connection
Stanisławski J.
Prace Instytutu Lotnictwa
|
2018
|
Nr 1 (250)
114--131
EN
The paper presents results of simulation calculations concerning an influence of stiffness of blade-hub connection on rotor loads and blades deflections in hover, level flight and pull up maneuver. The three versions of rotor are considered with articulated, elastic and stiff connections of blades and hub. The blades with the same distributions of stiffness, mass and the same aerodynamic characteristics are applied for all rotor cases. The rotor loads are calculated applying Runge-Kutta method to solve the equations of motion of deformable blades. According to the Galerkin method, the parameters of blades motion are treated as combination of considered blade bending and torsion eigen modes. The results of calculations indicate for possibility to generate the greater rotor control moments and to improve helicopter maneuverability in the case of applying the non-changed blade of articulated rotor combined with elastic rotor hub.
PL
W pracy przedstawiono wyniki obliczeń symulacyjnych dotyczących wpływu sztywności połączenia łopat z głowicą na poziom obciążeń wirnika i odkształceń łopat w warunkach zawisu, lotu poziomego i wyrwania. Przyjęto trzy wersje wirnika nośnego z przegubowym, sprężystym i sztywnym połączeniem łopat i głowicy. Dla wszystkich przypadków wirnika przyjęto łopaty identycznym rozkładzie sztywności, mas i charakterystyk aerodynamicznych. Obciążenia wirnika nośnego wyznaczano rozwiązując metodą Runge-Kutta równania ruchu odkształcalnych łopat z uwzględnieniem metody Galerkina, gdzie parametry ruchu łopat traktowano jako złożenie giętnych i skrętnych postaci własnych łopat. Wyniki symulacyjne wskazują na możliwość generacji większych momentów sterujących wirnika i poprawę manewrowości śmigłowca w przypadku zabudowy niezmienianej łopaty wirnika przegubowego w zespole z głowicą sprężystą.
2
Content available 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.
3
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.
4
Content available Badanie wpływu wartości kąta skoku ogólnego łopat wirnika nośnego na właściwości lotne wiatrakowca
Cieślak S.
Prace Instytutu Lotnictwa
|
2015
|
Nr 4 (241)
42--53
PL
Powszechnie użytkowane na świecie wiatrakowce wyposażone są najczęściej w wirniki nośne, których kąt skoku ogólnego pozostaje niezmienny w czasie lotu. Jego wartość dobierana jest zwykle dla danego typu konstrukcji na etapie projektowania oraz w czasie prób w locie i musi być na tyle uniwersalna, aby umożliwiała loty i manewrowanie wiatrakowca w pełnym zakresie warunków eksploatacji. W niniejszej pracy przeprowadzono analizę wyników badań w locie, których celem była ocena wpływu wartości kąta skoku ogólnego na parametry pracy huśtawkowego autorotacyjnego wirnika nośnego oraz właściwości lotne wiatrakowca. Badania wykonano dla trzech wariantów wirnika nośnego o różnych wartościach kąta skoku ogólnego. Dla wszystkich wirników wykonano loty według zdefiniowanego programu prób obejmującego określone manewry. Zarejestrowane dane podzielono na grupy odpowiadające poszczególnym stanom lotu. Podczas opracowania wyników analizom poddano m.in. zakresy prędkości obrotowych wirnika w locie, prędkość wznoszenia i opadania a także wartość osiąganego współczynnika obciążeń. Wykonane badania mogą posłużyć jako źródło danych wykorzystywanych do projektowania nowych wirników autorotacyjnych i doboru ich parametrów konstrukcyjnych w celu uzyskania optymalnych rozwiązań.
EN
Gyroplanes that are commonly used in the world are mostly equipped with rotors in which blade pitch angle remains fixed during the flight For the particular type of structure this value is usually selected at the design stage and during the flight tests and it must be universal enough to enable flights and maneuvering of gyroplane in the full range of operating conditions. This paper analyzes the results of the flight tests aimed to evaluate influence of rotor blade pitch angle on work of the autorotation teetering rotor and gyroplane flight properties. The tests were performed for three variants of the rotor with different values of the blade pitch angle. For all rotors flights were made according to a described test program comprising the defined maneuvers. The recorded data were divided into groups corresponding to the various cases of flight. While elaborating the results it was analyzed, among other things, rotation speed ranges of the rotor in flight, rate of climb and descent as well as value of the maneuvering load factor. Performed research can be used as source of data to design new autorotation rotors and to selection of their construction parameters to achieve optimal solutions.
5
Optymalizacja pasywna w procesie projektowania łopat wirnika nośnego wiropłatów
Raczyński R., Wendeker M., Grabowski Ł.
Logistyka
|
2014
|
nr 6
9054--9063
PL
W artykule przybliżona została uproszczona metodyka doboru podstawowych parametrów konstrukcyjnych stosowanych w procesie projektowania łopat wirnika nośnego wiropłatów. Proces projektowania zakłada wykorzystanie pasywnej metody optymalizacji osiągów modelowego izolowanego wirnika nośnego. W analizach numerycznych wykorzystano algorytmy metody elementu łopaty z uwzględnieniem dynamiki i kinematyki ruchu, przy założeniu braku zjawisk aeroelastyczności. W prezentowanym przykładzie przedstawiona została problematyka równowagi sił na wirniku na skutek zmiany parametrów konstrukcyjnych dla 3-łopatowego przegubowego wirnika o promieniu R=1m i cięciwie łopaty C=0,07m, dla stanów lotu związanych z zawisem oraz lotami z prędkością postępową do V=150km/h. Założona maksymalna masa startowa teoretycznego wiropłata MTOW=100kg.Powyższe analizy nie uwzględniają procesów związanych z doborem i redukcją oporów szkodliwych profili aerodynamicznych. Nie zawarto również analiza momentu statycznego łopaty względem przegubu wahań pionowych. Wartości współczynnika kompensatora wahań i przekręceń, oraz współczynnika strat mechanicznych zostały dobrane doświadczalnie oraz na bazie literatury [1,2] i doświadczenia zawodowego.
EN
The article describe simplified methodology selection of elementary technical parameters used in main rotor blades designee process. Designee process that utilize passive methodology of optimization isolate rotors performance. In numerical analysis were used blade elements algorithms take into account the dynamic behavior of full articulated main rotor hub and without aeroelasticity effect. In article example was presented problematic of rotor forces equilibrium and correlation with designee parameters. All analysis were performed for 3 blades main rotors, 1m of rotor radius and 0,07m of blade chord. For calculation were used theoretical Maximum Take Of Weight MTOW=100kg, and speed range V=0-150km/h. All analysis were performed without process of justification suitable airprofile and drag reduction. Selection of blade inertial moment(flapping hinge) and pitch-flap coupling were omitted. Preliminary value of above mentioned parameters was selected base on literature[1, 2] and work experiences.
6
Content available remote Możliwości diagnozowania skrzyń napędów i zespołów transmisji śmigłowca Mi-24 metodą FAM-C
Augustyn S., Gębura A.
Prace Naukowe Instytutu Technicznego Wojsk Lotniczych
|
2012
|
nr 30
177-198
PL
W publikacji przedstawiono wybrane problemy eksploatacyjne zespołu transmisji śmigłowca bojowego Mi-24. Podjęto próbę przedstawienia prognozy zagrożeń dla zespołu transmisji tego śmigłowca. Prognozę oparto na analizie przebiegów FAM-C oraz częściowo na wynikach pomiarów mechanicznych zdemontowanych podzespołów. Główną uwagę zwrócono na możliwości diagnozowania miejsc zagrożeń w elementach konstrukcji śmigłowca Mi-24 za pomocą nieinwazyjnej metody diagnostycznej FAM-C, opracowanej w ITWL. Metoda ta jest oparta na śledzeniu parametrów modulacji częstotliwości generowanych przez prądnicę pokładową prądu przemiennego zabudowaną na skrzynce napędów w przekładni głównej WR-24. Badanie to nie wymaga instalowania żadnych dodatkowych czujników, gdyż przetwornikami diagnostycznymi są etatowe prądnice pokładowe oraz prądnice tachometryczne. Podczas pomiaru FAM-C zespół transmisji nie doznaje żadnych dodatkowych obciążeń ani zniekształceń prędkości obrotowej.
7
Content available Modelowanie pionowych drgań łopat śmigłowca w systemie CATIA V5
Kania M.
Postępy Nauki i Techniki
|
2011
|
nr 7
94-101
PL
Zjawisko drgań układów mechanicznych jest istotnym problemem w projektowaniu części maszyn i mechanizmów. Szczególne ważne jest to w urządzeniach takich ja śmigłowce, w których nie można sobie pozwolić na awarię. Za pomocą modułów DMU Kinematics oraz Knownage Advisor w systemie Catia V5 został stworzony model drgań łopaty wirnika nośnego śmigłowca w układzie klasycznym. W tym modelu zostały odtworzone więzy kinematyczne występujące na rzeczywistym obiekcie oraz dodany opis równań ruchu łopaty w trzech kierunkach, to jest w płaszczyźnie ciągu, obrotów i przekręceń. Model ten pozwala na analizę zachowania się łopat przy różnych wymuszeniach, analizę maksymalnych wychyleń od położenia neutralnego oraz zbadanie zachowania się układu przy różnych wymiarach części składowych mechanizmu.
EN
In this publication presents virtual vibration model of helicopter main rotor blade, created in modules DMU Kinematics and Knownage Advisor in Catia V5 system. In this model create all kinematic joints based on real object. This method of modeling allow to analyzing blade vibration with parameters of motion defined by user.
8
Content available Analiza zjawiska pierścienia wirowego na wirniku nośnym
Grzegorczyk K.
Prace Instytutu Lotnictwa
|
2009
|
Nr 6 (201)
52-66
PL
Wpracy przeprowadzono analizę zjawiska pierścienia wirowego na wirniku nośnym śmigłowca, która obejmowała wyjaśnienie istoty zjawiska, warunków powstawania imożliwości zapobiegania temu zjawisku. Dla przypadku pionowego opadania przedstawiono zestawienie wyników analizy numerycznej z rezultatami z badań wlocie. Wynikiem obliczeń było uzyskanie charakterystyk prędkości, kąta skoku ogólnego i mocy silnika.
EN
The paper contains an analysis of helicopter flight in Vortex Ring State (VRS). An analysis includes an explanation of unsteady nature of VRS flow conditions during VRS encounter. It contains also discussion about ways of avoiding and escape from VRS, if it appears during flight. Comparative numerical and flight test data for the rotors operating in vertical descent has been presented. The main goal of this work was to obtain velocity, angle of pitch and power characteristics for axial flow.
9
Content available Interferencja wirnik nośny - wirnik ogonowy
Łusiak T.
Prace Instytutu Lotnictwa
|
2006
|
Nr 1-2 (184-185)
198-202
PL
W artykule przedstawiono modele zaburzeń opływu śmigłowca w płaszczyźnie wirnika ogonowego wywołanych bliskością wirnika nośnego. Przedstawiono model śladu zawirnikowego w oparciu o zasadę Biota i Savarta w celu określenia zaburzeń pola prędkości indukowanej przez wirnik nośny w płaszczyźnie wirnika ogonowego [4].
EN
The influence of disturbances to the flow around a helicopter resulting from a resultant reaction of the wake from the main rotor on the tail rotor, on the loading as well as control and noise of the helicopter was presented. The analysis was based on a rotational model of the system. The basis of the model of the interference is the replacement of wake generated by rotors and fixed lifting surfaces by a uniform rotational model in the form of discrete rotational grids. This allows for the integration of fields induced through all rotational elements of the system, in accordance with the Biot-Savart law. This law was accepted in view of the fact that, as the only law included in the flow model, it enables a constant processing of load calculations in an undefined flight, with the retention of a reasonable calculation time. The undertaking of this subject should help explain phenomena not completely recognized and which exert a significant influence on safety when operating helicopters certain states of flight. The results of modeling, carried out for the SW4 helicopter, contain an evaluation of disturbances of the field of flow around the tail rotor in given states of flight, in which the case of take-off in a sidewind and with the carrying out of a directional maneuver is of primary significance. In other cases, when the tail rotor does not enter into intensive disturbances of the velocity field by the main rotor, the interference phenomena are of lesser importance. The numerical program used allows for information about flow around and loads on the taił rotor in flow disturbed by the (main) rotor to be obtained. Resultant loads on the tail rotor can be evaluated, along with its chosen elements.
10
Content available remote Wpływ wyboru modelu prędkości indukowanej na obciążenia wirnika nośnego śmigłowca
Bibik P.
Prace Instytutu Lotnictwa
|
2004
|
Nr 2-3 (177-178)
144-147
PL
W artykule przedstawiona została problematyka doboru odpowiedniego modelu prędkości indukowanej do numerycznych obliczeń wiropłata. Zaprezentowane zostały wyniki obliczeń obciążeń wirnika śmigłowca przeprowadzonych przy wykorzystaniu systemu FLIGHTLAB. W obliczeniach uwzględniono trzy modele prędkości indukowanej.
EN
The problem of choosing proper model of induced velocity for numerical calculations of a rotorcraft is presented in this article. There are presented some results of helicopter rotor loads obtained from FLIGHTLAB calculations. The calculations were conducted with three different induced velocity models.
11
Content available remote ModelIing and analysis of controlled main rotor's dynamic properties
Manerowski J., Spychała J.
Archives of Transport
|
2001
|
Vol. 13, iss. 2
77-91
EN
The paper presents a discrete model of controlled main rotor's dynarnics. The model has been used to investigate natural vibrations and dynarnics problems of nonstationary loaded main rotor during flight. Verification of models with the use of experimental results has been presented. It has been proposed to used that model during operation of a helicopter, i.e. in the range of evaluating the health/maintenance status for fault location.
PL
Przedstawiono dyskretny model dynamiki ruchu sterowanego wirnika śmigłowca. Model wykorzystano do badania drgań własnych i zagadnień dynamiki niestacjonarnie obciążonego wirnika nośnego w locie. Zamieszczono weryfikację modeli w oparciu o wyniki eksperymentu. Zaproponowano wykorzystanie modelu w procesie eksploatacji śmigłowca m.in. w zakresie oceny stanu technicznego i przeprowadzenia regulacji.
12
Content available remote Śmigłowcowe wirniki nowej generacji
Szumański A., Szumański K.
Prace Instytutu Lotnictwa
|
2000
|
Nr 1 (160)
54-64
PL
W publikacji zamieszczono wyniki prac nad projektami bezłożyskowych wirników śmigłowca - nośnego i ogonowego, których łopaty są zamocowane na kompozytowych elementach sprężystych. Podano koncepcję i celowość przyjęcia rozwiązań na tle innych przykładów wirników bezłożyskowych, konstrukcję i strukturę kompozytowego elementu sprężystego, wyniki obliczeń systemem NASTRAN oraz wyniki prób sztywnościowych i wytrzymałościowych. Propozycja przedstawiona w referacie dotyczy trzyłopatowego wirnika nośnego i czterołopatowego ogonowego dla śmigłowca IS-2.
EN
In the paper, the results of works on the design of main and tail bearingless rotor heads are presented. Rotor blades are fixed on elastic composite elements. The conception and advisability of accepted solutions is presented on the basis of other examples of bearinglees rotors. In the paper the construction and structure of composite flexbeam is presented as well as the results of Finite Elements Method calculations (MSC Patran/Nastran) and results of strength and stiffness static tests. The proposals presented concerns 3 - blade main rotor and 4 - blade tail rotor designed for IS-2 helicopter.
13
Content available remote Symulacyjny model wirnika nośnego na sprężystych podporach
Stanisławski J.
Prace Instytutu Lotnictwa
|
2000
|
Nr 1 (160)
98-104
PL
Przedstawiono wyniki badań symulacyjnych modelu wirnika śmigłowca o sprężystym zawieszeniu głowicy. W modelu wykorzystano analizę wielopłatową, gdzie rzeczywistą strukturę wirnika zastąpiono osiami sprężystymi o charakterystykach masowo-sztywnościowych odpowiadających własnościom łopat. uwzględniono wpływ parametrów ruchu głowicy na wartość sił działających na elementy łopat. Równania ruchu odkształcalnych łopat rozwiązano metodą Galerkina wykorzystując postacie ich drgań własnych. Model wirnika ze sprężystym zawieszeniem może być wykorzystany do badań symulacyjnych zjawisk rezonansu naziemnego i powietrznego, a także zachowania się wirnika w stanach awaryjnych przy uszkodzeniu jednego z tłumików wahań łopat w płaszczyźnie obrotów lub różnic w charakterystykach masowych i aerodynamicznych łopat.
EN
Results of numerical simulation of motion of the helicopter rotor with flexible mounted hub are presented. In tehe model elastic axes with the lumped masses represent properties of the rael rotor blades. Influence of the rotor head motion parameters is considered in the equations defining loads acting on the rotor blade elements. Galerkin method is applied to find the solution of the equations of motion of the rotor blades. The model of rotor with the flaxible mounted hub can be used in the simulation research of the ground and air resonance phenomenon and in the investigation of the behaviour of the rotor with damaged lagging damper or with blades with different mass or aerodynamic characteristic.
14
Content available remote Obliczeniowa analiza naprężeń w połączeniach w przegubowej piaście wirnika nośnego do śmigłowca IS-2
Frączek K.
Prace Instytutu Lotnictwa
|
2000
|
Nr 1 (160)
121-127
PL
Artykuł zawiera zasady budowy modeli konstrukcji o złożonym kształcie. Zasady budowy modeli fragmentów przy uwzględnieniu odkształceń w innych modelach oraz sposoby wyznaczania koncentracji naprężeń w połączeniach przegubowych przy użyciu elementów kontaktowych i systemu NASTRAN.
EN
This article includes principle rules of solid modeling, both parts and layout of helicopter rotor. Methods of stresses analysis in articulated joint were implemented by using contacts elements and NASTRAN systems.
15
Content available remote Analiza obliczeniowa możliwości osłabienia efektów kryzysu falowego i redukcji hałasu impulsowego typu HSI śmigłowca
Kania W., Sznajder J., Godlewski J.
Prace Instytutu Lotnictwa
|
2000
|
Nr 2 (161)
78-86
PL
Ostatnio w rozwoju techniki śmigłowcowej obok dążenia do poprawy osiągów śmigłowca, coraz większego znaczenia nabiera zagadnienie zmniejszenia hałasu śmigłowca. Zbyt wysoki jego poziom stanowi jedno z zasadniczych ograniczeń rozwoju rynku śmigłowcowego. W przyszłości użycie śmigłowców zarówno w zastosowaniach cywilnych, jak i w zastosowaniach militarnych może być znacznie ograniczone ze względu na ich hałaśliwość. Zasadniczym i najbardziej uciąźliwym hałasem śmigłowca jest hałas typu impulsowego wywołany przez wirnik nośny i śmigło ogonowe. Pracę poświęcono jednemu rodzajowi tego hałasu - wysokoprędkościowmu hałasowi impulsowemu HSI, który związany jest z efektami transsonicznymi towarzyszącymi występowaniu fali uderzeniowej na końcówce łopaty nacierającej.Poziom tego hałasu zależy od intensywności i rozległości fali uderzeniowej. W analizie obliczeniowej zastosowano uproszczoną metodę wykorzystującą wyznaczone numerycznie warunki przepływu w przekrojach łopaty, uzyskane w trójwymiarowych obliczeniach nieścisłego opływu wirnika nośnego do transsonicznych obliczeń dwuwymiarowych.
EN
Recently, in the development of helicopter technology, beside the pursuit of improvement of helicopter performance, the issue of decreasing helicopter noise is achieving more and more importance. Too high noise level is one of the basic limitations of the helicopter market development. In the future, the usage of helicopters both in civil applications and in military applications may be considerably limited because of the noise level. The basic and most strenuous type of helicopter noise is the impulse noise produced by the main rotor and the tail rotor. This paper is dedicated to one type of noise - hogh speed impuls noise HSI, which is connected to the transonic effects accompanying the shockwave on the tip of the advancing blade. The level of this type of noise depends on the intensity and the extent of the shock wave. In the present analysis a simplified method was used, which utilized numerically-determined flow conditions in blade sections in the three-dimensional incompressible flow around a main rotor for two-dimensional transonic calculations.
16
Content available remote 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
PL
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.
EN
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.
17
Content available remote Analiza możliwości kolizji łopaty wirnika nośnego z belką ogonową śmigłowca PZL Sokół
Bronowicz J.
Prace Instytutu Lotnictwa
|
2000
|
Nr 1 (160)
117-120
PL
W artykule przedstawiono wyniki analizy, której celem było okreslenie dla śmigłowca W-3 Sokół granicznych warunków manewru śmigłowca, przy których możliwa jest kolizja łopaty wirnika nośnego z belką ogonową śmigłowca. Analiza polega na wyznaczeniu metodą symulacji komputerowej odległości łopaty wirnika od belki ogonowej śmigłowca, gdy łopata znajduje się nad belką ogonową, a właściwie odległości końca łopaty wirnika nośnego od osłony wału transmisji śmigła ogonowego. Gdy łopata wirnika nośnego znajduje się nad belką ogonową, to przy kącie stożka b=0 (łopata znajduje się w płaszczyżnie konstrukcyjnej wirnika) odległość końca łopaty od owiewki wału transmisji wynosi 1620 mm. Zatem kolizja łopaty z belką ogonowa może nastapić wtedy, gdy koniec łopaty wirnika znajduje się w odległości 1,62m poniżej płaszczyzny konstrukcyjnej wirnika. Jest to kryterium kolizji łopaty wirnika z belką ogonową.
EN
The paper presents results of the analysis, which had to evaluate the limiting conditions of helicopter manoeuvre, when the collision of helicopter's main rotor blade and tail boom is possible. The analysis consist in determining by computer simulation the distance between rotor blade and helicopter's tail beam, when the blade is just above the beam, especially the distance between the tip of the main rotor blade and the case of the tail propeller transmission shaft. When a blade is placed over the tail boom at the coning angle b=0 the distance between the blade tip and the transmission shaft deflector equals 1620 mm. So the collision of the blade and the tail boom may take place at the moment, when the rotor blade tip is placed at the distance of 1,62 m rotor's design plane. It is criterion of the collision of the rotor blade and the tail boom.
first rewind previous Strona / 1 next fast forward last
JavaScript jest wyłączony w Twojej przeglądarce internetowej. Włącz go, a następnie odśwież stronę, aby móc w pełni z niej korzystać.