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
help Sortuj według:

help Ogranicz wyniki do:
first rewind previous Strona / 1 next fast forward last
1
Content available CFD analysis of the fluid particles distribution by means of aviation technique
Seredyn T., Dziubiński A., Jaśkowski P.
Prace Instytutu Lotnictwa
|
2018
|
Nr 1 (250)
66--92
EN
The article describes a computational study, using CFD models, of droplet spray dispersal in the wake of a ‘Turbo Kruk’ airplane up to 500 m downstream. The CFD Reynolds-averaged Navier-Stokes (RANS) models use a Lagrangian (droplet phase) and Eulerian (fluid phase) procedure to predict the droplet trajectories trough the turbulent aircraft wake. The methods described in the work have the potential to improve current models for aerial spraying and will help in the development of new spraying procedures. In this study, the CFD models are used to describe the phenomenon of sprays released from atomizers mounted on the plane. A parametric study of the aircraft model examines the effects of crosswind on the aircraft’s vortex structures and the resulting droplet trajectories. The study shows, that such influence is underestimated in the current models. A comparison of the present results to AGDISP predictions is provided.
PL
W artykule opisano analizy numeryczne, wykorzystujące współczesne metody CFD, do badania przestrzennego rozkładu kropel cieczy, rozpylonych w polu prędkości samolotu ‘Turbo Kruk’ w odległości do 500 m za statkiem powietrznym. Wykorzystano równania RANS, celem rozwiązania zagadnienia Lagrangea trajektorii kropel (dyskretnych cząstek) w powietrzu (płyn), rozumianym jako sturbulizowany ślad aerodynamiczny samolotu. Wybrana i opisana metoda w pracy posiada ogromny potencjał, możliwy do wykorzystania w celu ulepszenia obecnych, obowiązujących modeli opryskiwania z samolotu i ustalenia lepszych procedur technologicznych. W pracy wykorzystano metody CFD do opisania i analizy zjawiska rozpylania kropel przez atomizery, zamocowane na płatowcu. Podjęto problem wpływu wiatru bocznego na struktury wirowe, generowane lecącym statkiem powietrznym, a przez to na trajektorie kropel i rozkład przestrzenny masy oprysku. Pokazano, że taki wpływ jest niedoszacowany według obecnych, standardowych modeli, przede wszystkim poprzez porównanie do wyników uzyskanych w oparciu o model AGDISP.
2
Content available remote Badania aerodynamiczne samolotów klasy General Aviation z wykorzystaniem metod numerycznej mechaniki płynów
Olejnik A., Kiszkowiak Ł., Dziubiński A.
Mechanik
|
2017
|
R. 90, nr 8-9
802--804
PL
Omówiono badania aerodynamiczne statków powietrznych na przykładzie samolotów kategorii Very Light Aeroplanes oraz Very Light Jet. Badania numeryczne wykonano metodą objętości skończonych z wykorzystaniem specjalistycznego oprogramowania. Przedstawiono metodę przygotowania modelu numerycznego samolotu oraz sposób przeprowadzenia analizy aerodynamicznej. Przeanalizowano m.in. wpływ napędu na charakterystyki aerodynamiczne. Wyniki zaprezentowano w postaci wykresów składowych siły i momentu aerodynamicznego w funkcji kąta natarcia.
EN
The problems of an aircraft aerodynamic analysis based on the example of Very Light Aeroplanes and Very Light Jet category airplanes have been presented. A numerical calculations using finite volume method implemented in specialized software were performed. A method of preparing a numerical model of an airplane and the aerodynamic analysis methodology have been presented. An influence of an airplane propulsion on aerodynamic characteristics have been analyzed. A results have been shown in the graphs form of aerodynamic force and moment components as function of angle of attack.
3
Content available Obliczenia flatteru prostokątnego płata ze sterem za pomocą MSC NASTRAN, ZONA ZAERO i ANSYS/Fluent - porównanie z wynikami badań w tunelu aerodynamicznym
Chajec W., Dziubiński A.
Prace Instytutu Lotnictwa
|
2016
|
Nr 2 (243)
53--72
PL
Do oceny właściwości aeroelastycznych obiektów latających powszechnie wykorzystywane są analizy obliczeniowe w dziedzinie częstości. W niniejszej pracy do sprawdzenia wiarygodności takich obliczeń wykorzystano wyniki badań prostego obiektu (skrzydła ze sterem) przeprowadzonych przed kilku laty w tunelu Instytutu Lotnictwa. W tym celu zbudowano model obliczeniowy badanego obiektu w systemie MSC Nastran. Spośród wielu wyników, do obecnych porównań wybrano najciekawszą konfigurację, dla której w tunelu występował flatter przy prędkości 17,7 m/s, natomiast w obliczeniach w systemie MSC Nastran flatteru nie wykryto. Dla tych danych za pomocą MSC Nastran wykonano metodą PK obliczenia flatteru z wykorzystaniem modeli aerodynamicznych Doublet Lattice i pasowego. Obliczenia flatteru wykonano także za pomocą dwu wersji programu ZAERO firmy ZONA: z marca 2005 r. i z sierpnia 2011 r. We wszystkich przypadkach, do uzyskania w obliczeniach zmierzonej prędkości krytycznej flatteru była konieczna korekta modelu aerodynamicznego. Zastosowano korektę sił aerodynamicznych za pomocą współczynników WTFACT oraz poprzez zmianę zadanego do obliczeń podziału skrzydło/ster. Ten drugi sposób okazał się bardziej skuteczny. Do uzyskania zgodności wyników obliczeń z eksperymentem najmniejszej korekty wymagało zastosowanie nowego programu ZAERO, nieco większej – MSC Nastranu a największej – starszej wersji programu ZAERO. Dla porównania podano także wyniki analiz flatteru tego samego obiektu i tej samej jego reprezentacji modalnej, wykonane w dziedzinie czasu za pomocą systemu ANSYS/Fluent.
EN
A computational analysis in time domain are commonly used for the aeroelastic properties evaluation. In this paper, the credibility of this analysis is proven, based on wind tunnel flutter tests of a simple object – a wing with control surface - provided a few years ago. For this purpose the MSC Nastran computational model was prepared. In order to make the comparison and to obtain a more detailed analysis in time domain, the most interesting test object configuration was selected. For this configuration, on one hand, in the wind tunnel flutter occurs at 17,7 m/s, but on the other hand, by the MSC Nastran typical aerodynamic flutter computation no flutter was detected. For this model the flutter computation using MSC Nastran with PK method and Doublet Lattice a well as strip aerodynamic models, and two versions: March 2005 and August 2011 of the ZAERO software of ZONA Technologies, Inc. were provided. In each case, an aerodynamic model correction for the consistency with test results was necessary. The correction by WTFACT factors or by, for computation done, wing/control surface dividing line change was used. The second idea turned out to be more effective. In order to get good consistency, the new ZAERO software needs the smallest correction of dividing line localization, MSC Nastran needs a middle correction and the old ZAERO software needs the greatest correction. However, in the case of using in MSC Nastran the strip aerodynamic theory, the good consistency appeared. For comparison, there are also presented flutter analyses in time domain concerning the same object, and the same its modal representation, but using ANSYS/Fluent system.
4
Content available Interaction of heavy aircraft wakes
Bugała P., Dziubiński A.
Prace Instytutu Lotnictwa
|
2016
|
Nr 4 (245)
309--320
EN
In the next few years the problem of heavy aircraft wakes may increase on the account of continuous air transport growth. However, it can be noticed that even today the number of accidents resulting from an interaction with wakes is increasing. That is the reason why methods of wake vortex description should be searched for. The aim of this study is to analyze interaction of example aircraft wakes. In this paper the characteristics of vortex wake behind three-dimensional wing arc presented. It shows how a separation between aircraft affects the decay of vortex. Two- and three-dimensional calculations were performed using commercial RANS code. The following cases have been taken into consideration: flow past a full commercial aircraft, three-dimensional flow over the simplified wing and a two-dimensional analysis of vortex decay caused by the landing aircraft, including the separation effect. For all these cases a CFD simulation of the aircraft wakes was conducted. One of the main outcome of this work is a confirmation that the interaction between wakes consists of spreading out and lifting wakes. The achieved results show that the two-dimensional simulation is a sufficient tool for a preliminary analysis of wake vortices. Conclusions from this analysis can be used by the managements of busy international airports to enhance safety.
PL
W ciągu kilku kolejnych lat, problem wirów powstających za ciężkimi samolotami, może wzrastać z powodu rozwoju ruchu lotniczego. Jednak już dziś można zauważyć rosnącą liczbę wypadków spowodowanych interferencją z wirami. To jest powód, dla którego metody opisu wirów powinny stać się przedmiotem badań. Celem niniejszej pracy jest analiza interferencji wirów powstających za wybranym samolotem pasażerskim. W artykule zaprezentowano charakterystykę zaburzenia powstającego za trójwymiarowym skrzydłem. Niniejsza praca ukazuje wpływ separacji między samolotami na rozpad wirów. Dwu- i trójwymiarowe obliczenia zostały wykonane przy użyciu komercyjnego kodu RANS. Następujące przypadki zostały wzięte pod uwagę: przepływ za pełno wy miarowym samolotem komercyjnym, trójwymiarowa analiza wirów za uproszczonym skrzydłem oraz dwuwymiarowa symulacja rozpadu wirów za lądującymi samolotami z uwzględnieniem separacji. Dla wszystkich tych przypadków zostały przeprowadzone analizy CFD. Jednym z najistotniejszych rezultatów pracy jest potwierdzenie, że interakcja pomiędzy zaburzeniami polega na rozchodzeniu i unoszeniu się wirów. Uzyskane wyniki pokazują, że obliczenia dwuwymiarowe są wystarczające do wstępnej analizy wirów. Wnioski tych analiz mogą być wykorzystane przez zarządy zatłoczonych, międzynarodowych lotnisk do utrzymania odpowiedniego poziomu bezpieczeństwa.
5
Content available CFD analysis of wind direction influence on rooftop helipad operation safety
Dziubiński A.
Prace Instytutu Lotnictwa
|
2016
|
Nr 1 (242)
23--35
EN
The work conlains the CFD results of flow calculation of two types of helipad in order to obtain flow parameters on approach areas are given. One of the helipads is situated above surrounding buildings, other is composed into the existing building shape. Both solutions have their pros and cons, which are also described in this work. The wind influence is based on values of maximum operational wind conditions of example helicopter. The flow is solved using commercial code for finite volume method solving RANS equations with Spalart-Allmaras turbulence model. This method can give reasonable results of blunt bodies aerodynamic interference. Using it, the areas of high vertical velocity can be found, and if they collide with approach path, the changes in approach procedures can be made. Also the interference of remotely situated buildings, such as skyscrapers, can be obtained that way.
PL
W pracy zamieszczono rezultaty symulacji numerycznych opływu wokół dwu typów lądowisk wyniesionych. Wykonano je w celu określenia warunków na podejściu. Pierwsze z lądowisk jest wyeksponowane ponad okoliczną zabudowę, drugie jest w nią wkomponowane. Oba te rozwiązania mają swe wady i zalety, które również opisano w pracy. Wpływ wiatru określono za pomocą maksymalnych dopuszczalnych wartości prędkości wiatru opisanych w instrukcji użytkowania w locie przykładowego śmigłowca. Pole przepływu zamodelowano przy użyciu komercyjnego pakietu do analiz dynamiki płynów, rozwiązującego równania Naviera-Stokesa przy użyciu metody objętości skończonych, z modelem turbulencji Spalart-Allmaras. Ta metoda daje wiarygodne wyniki dla przepływów wokół nieopływowych kształtów z uwzględnieniem interferencji aerodynamicznej. Dzięki niej możliwa jest identyfikacja obszarów o podwyższonej prędkości pionowej, które mogą kolidować ze ścieżką podejścia. W przypadku wystąpienia kolizji można dokonać zmian w procedurach wykonywania operacji lotniczych z danego lądowiska. Tą metodą można również określić wpływ aerodynamiczny odległych budynków np. wieżowców.
6
Content available CFD analysis of rotor wake influence on rooftop helipad operations safety
Dziubiński A.
Prace Instytutu Lotnictwa
|
2016
|
Nr 1 (242)
7--22
EN
In ihe following work a real design of helipad and two example helicopters data are used to illustrate the methodology of using CFD in prediction of helipad operation safety. The analysis is limited to cases of hover, where the influence of the main rotor wake is dominant. Both safety of helicopter and ihe on-deck helipad crew are taken into account, so the flow velocity on the helipad surface and pressure distribution are obtained as well as the wake - induced flow character near the well-shaped part of a building. The flow is solved using commercial code solving RANS equations with finite volume method. Spalart Allmaras turbulence model is used, since mainly the turbulent flow occurs on rotor wake, and flow is defined around blunt bodies. This method is proven to be useful for rotational fluid cases, and trimmed rotor modeling for hover near building cases. The results were used in design of the above mentioned helipad.
PL
W niniejszej pracy konstrukcja aktualnie projektowanego lądowiska oraz dane dwu przykładowych śmigłowców zostały użyte do zilustrowania metodologii używania obliczeniowej mechaniki płynów do określania bezpieczeństwa użytkowania takich lądowisk. Analiza jest ograniczona do przypadków zawisu, gdzie wpływ strumienia podwirnikowego jest dominujący. Tematem rozważań jest bezpieczeństwo załogi śmigłowca i personelu naziemnego, więc obliczono prędkość przepływu nad płytą lądowiska, rozkłady ciśnień, ale również sprawdzono przepływ indukowany przez strumień podwirnikowy nad obszarami o kształcie studni. Pola przepływu otrzymano przy użyciu oprogramowania analizującego układ równań Naviera-Stokesa (RANS), metodą objętości skończonych, przy użyciu modelu turbulencji Spalart-Allmaras, dlatego że strumień podwirnikowy jest turbulentny a przepływ następuje wokół obiektów o nieaerodynamicznych kształtach. Metoda jest sprawdzona dla przypadków przepływów wirowych z modelowaniem wpływu wytrymowanego wirnika, w symulacjach zawisu w pobliżu budynków. Rezultaty poniższych prac zostały użyte przy projektowaniu wyżej wspomnianego lądowiska.
7
Content available CFD analysis of agricultural aircraft aerodynamic characteristics
Dziubiński A., Jaśkowski P., Seredyn T.
Prace Instytutu Lotnictwa
|
2016
|
Nr 4 (245)
312--337
EN
This work is a preliminary part of project concerning the water droplets simulation in agricultural aircraft wake. The CFD results of flow calculation resulting in the aerodynamic characteristics of typical agricultural aircraft, on the example of PZL-106 “Kruk”, are presented in an operational range of the angle of attack and the sideslip angle. To obtain those characteristics a commercial RANS code was used. The two commonly utilized turbulence models: K-w SST and Spalart-Allmaras are compared in terms of quantitative and qualitative results, especially in range of parameters when a flow separation occurs. The conclusions about range of use for both models are withdrawn. In order to obtain the flight configuration and conditions for final crop dusting simulation, the complete steady aerodynamic properties of the aircraft have been calculated, described and are available for other studies. Where available, the characteristics are compared with the experimental results. The results are also provided in form of distribution on the predefined aircraft parts, which is hard to obtain with the use of wind tunnel tests.
PL
Praca stanowi część prac przygotowawczych do analiz ruchu kropel wody w zaburzeniu za samolotem rolniczym w trakcie oprysku. Zamieszczono tu rezultaty symulacji numerycznych opływu wokół typowego samolotu rolniczego. Używając jako przykładu samolotu PZL-106 „Kruk" otrzymano charakterystyki aerodynamiczne w funkcji kąta natarcia i kąta ślizgu dla użytkowych zakresów tych parametrów. Do obliczeń użyto komercyjnego kodu z zakresu obliczeniowej mechaniki płynów, który rozwiązywał równania Naviera - Stokesa metodą uśrednień Reynoldsa (RANS), wykorzystując przy tym dwa modele turbulencji: K-w SST oraz Spalart- Allmaras. W pracy porównano oba te modele i przedstawiono wnioski co do zakresu ich zastosowania. W celu uzyskania prawidłowej konfiguracji przelotowej w trakcie oprysku otrzymano drogą obliczeniową kompletne statyczne charakterystyki aerodynamiczne badanego samolotu. Gdzie było to możliwe, porównano je z posiadanymi wynikami eksperymentalnymi. Wyniki te są przedstawione również w postaci udziałów poszczególnych elementów płatowca, które trudno byłoby uzyskać na drodze eksperymentu tunelowego.
8
Content available Performance comparison of the optimized inverted joined wing airplane concept and classical configuration airplanes
Sieradzki A., Dziubiński A., Galiński C.
Archive of Mechanical Engineering
|
2016
|
Vol. LXIII, nr 3
455--470
EN
The joined wing concept is an unconventional airplane configuration, known since the mid-twenties of the last century. It has several possible advantages, like reduction of the induced drag and weight due to the closed wing concept. The inverted joined wing variant is its rarely considered version, with the front wing being situated above the aft wing. The following paper presents a performance prediction of the recently optimized configuration of this airplane. Flight characteristics obtained numerically were compared with the performance of two classical configuration airplanes of similar category. Their computational fluid dynamics (CFD) models were created basing on available documentation, photographs and some inverse engineering methods. The analysis included simulations performed for a scale of 3-meter wingspan inverted joined wing demonstrator and also for real-scale manned airplanes. Therefore, the results of CFD calculations allowed us to assess the competitiveness of the presented concept, as compared to the most technologically advanced airplanes designed and manufactured to date. At the end of the paper, the areas where the inverted joined wing is better than conventional airplane were predicted and new research possibilities were described.
PL
Układ skrzydeł połączonych jest niekonwencjonalną konfiguracją samolotu, znaną od lat 20. ubiegłego stulecia. Cechuje go kilka istotnych zalet, takich jak redukcja oporu indukowanego oraz masy samolotu, ze względu na koncepcję zamkniętego skrzydła. Samolot w odwróconym układzie skrzydeł połączonych jest rzadko rozpatrywanym wariantem tej konfiguracji, z przednim skrzydłem usytuowanym nad skrzydłem tylnym. Niniejszy artykuł przedstawia oszacowanie osiągów zoptymalizowanej wersji tego typu samolotu. Charakterystyki aerodynamiczne, uzyskane na drodze obliczeń numerycznych CFD (Computational Fluid Dynamics – obliczeniowa mechanika płynów), zostały porównane z osiągami dwóch samolotów zbliżonej kategorii o układzie klasycznym. Ich modele obliczeniowe zostały stworzone bazując na dostępnej dokumentacji, zdjęciach oraz metodach projektowania odwrotnego. Analiza obejmowała symulacje wykonane dla skali bezzałogowego demonstratora o rozpiętości skrzydeł 3 m oraz pełnowymiarowej skali, odpowiadającej załogowym samolotom. Tym sposobem, wyniki obliczeń CFD pozwoliły ocenić konkurencyjność zaprezentowanej koncepcji, w porównaniu do najbardziej zaawansowanych technologicznie, obecnie projektowanych i budowanych, samolotów. Na końcu artykułu wskazano obszary, w których odwrócony układ skrzydeł połączonych charakteryzują potencjalnie lepsze osiągi niż układ konwencjonalny i zaproponowano dalszy możliwy kierunek prac.
9
Content available remote Numeryczna analiza zrzutu podwieszeń samolotu F-16C BLOCK 52 ADVANCED
Dziubiński A., Kiszkowiak Ł.
Mechanik
|
2013
|
R. 86, nr 7CD
177--186
PL
W opracowaniu przedstawiono wyniki obliczeniowej analizy niestacjonarnej zrzutu bomby GBU-31 JDAM oraz podskrzydłowego zbiornika paliwa z samolotu F-16C Block 52 Advanced. Każdy z obiektów był zrzucany w obecności drugiego z podwieszeń. Celem analizy było sprawdzenie, czy przy zrzucie nie nastąpi kolizja z elementami płatowca. Symulacje wykonano w warunkach odpowiadających atmosferze standardowej na wysokości 0 m n.p.m. Korzystając z wbudowanego w pakiet obliczeniowy modułu symulującego ruch ciał o sześciu stopniach swobody, wyznaczono trajektorię zrzutu bomby. Natomiast korzystając z własnego modułu uwzględniającego odpowiednie więzy, wyznaczono trajektorię zrzutu dla podskrzydłowego zbiornika paliwa. Wyniki przedstawiono w postaci przebiegów w czasie poszczególnych parametrów lotu. Wyniki obliczeniowe zostały jakościowo porównane z wynikami prób w tunelu aerodynamicznym.
EN
In following paper the results of unsteady CFD analysis of GBU-31 JDAM smart bomb and external wing fuel tank separation from F-16C Block 52 Advanced have been presented. Each object was dropped in presence of the other, in order to check the possibility of collision with any part of airframe. Simulation cases have been done according to the ISA at sea level conditions. The trajectories of bomb separation have been determined using internal 6-DOF motion solver. On the other hand the trajectories of external wing fuel tank separation have been determined using self-made solver that enable a specific constraints for motion of the tank. The results have been presented as the comparison of flight parameters changes as a function of time. Finally the qualitative comparison of calculation results and wind tunnel tests has been presented.
10
Content available Study of the influence of helicopters' external components on the aerodynamic characteristics
Dziubiński A., Grzegorczyk K.
Prace Instytutu Lotnictwa
|
2011
|
Nr 9 (218)
11-19
EN
The paper presents a numerical analysis of flow around a helicopter in various configurations. All the configurations were simulated using FLUENT, Computational Fluid Dynamics code. The calculations were based on a three-dimensional, steady-state solver. The results have been obtained for the rotorcraft operating in forward flight with selected angles of attack (alpha). The main goal of this work was to calculate the steady aerodynamic characteristics of the helicopter and research on the effects of components on the aerodynamic characteristics.
PL
W opracowaniu przedstawiono wyniki obliczeniowej analizy opływu modelu kadłuba śmigłowca w różnych konfuguracjach. Symulacje wykonano wykorzystując metody Obliczeniowej Mechaniki Płynów (CFD). Zaprezentowano rozwiązanie trójwymiarowego zagadnienia stacjonarnego opływu śmigłowca w warunkach lotu z prędkością postępową dla wybranych kątów natarcia. Głównym celem pracy było uzyskanie stacjonarnych charakterystyk aerodynamicznych oraz zbadanie wpływu zewnętrznych podwieszeń śmigłowca na jego charakterystyki aerodynamiczne.
11
Content available Numerical analysis of wind resistance for free-standing rooftop device
Dziubiński A., Żółtak J.
Prace Instytutu Lotnictwa
|
2011
|
Nr 6 (215)
3-16
EN
The paper describes research to improve the wind resistance of free standing device. Analysis of the wind influence on object with specified shape, has been simplified to the analysis of two-dimensional case. This helped to formulate the basic criteria for evaluating the examined cases. The study was conducted using numerical methods for fluid mechanics. Flow field has been obtained using the Fluent package. Several configurations of object has been studied. The results of calculations and analysis of the forces has been presented. Some useful hints and tips used during the mesh generation has been shown.
PL
W pracy opisano badania poprawy odporności na wiatr obiektu wolnostojącego. Analizując obiekt oraz działające na niego pod wpływem wiatru siły, rozważania sprowadzono do analiz dwuwymiarowych. Analiza ta pozwoliła również sformułować podstawowe kryteria oceny badanych przypadków. Badania przeprowadzono z wykorzystaniem metod numerycznej mechaniki płynów. Pole przepływu analizowano używając pakietu Fluent. Przebadano kilka konfiguracji obiektu. Przedstawiono wyniki obliczeń oraz analizy sił. Zaprezentowano również kilka użytecznych procedur i sposobów wykorzystywanych podczas generacji siatek.
12
Content available CFD analysis of external armour influence on a helicopter aerodynamic characteristics
Dziubiński A., Grzegorczyk K., Żółtak J.
Prace Instytutu Lotnictwa
|
2011
|
Nr 9 (218)
20-27
EN
The article contains results of the analysis for the influence of external armour on aerodynamic characteristics of a helicopter fuselage. The flowfield for both configurations: with and without armour has been obtained for operational range of angle of attack and sideslip angle, using Fluent software. The results were used to calculate the aerodynamic forces and moments. Finally the influence of armour on aerodynamic characteristics was analysed.
PL
Artykuł dotyczy analizy numerycznej wpływu zewnętrznego opancerzenia na charakterystyki aerodynamiczne śmigłowca. Dla dwu konfiguracji śmigłowca: opancerzonej i wyjściowej (bez pancerza) otrzymano obrazy pola przepływu dla wybranych z użytkowego zakresu kątów natarcia i ślizgu. Wykorzystano komercyjny pakiet oprogramowania Fluent. Rezultaty zostały wykorzystane do obliczenia sił i momentów działających na kadłub śmigłowca. Pracę zakończono analizą wpływu opancerzenia na charakterystyki aerodynamiczne.
13
Content available remote Interference between Helicopter and Its Surroundings, Experimental and Numerical Analysis
Łusiak T., Dziubiński A., Szumański K.
TASK Quarterly : scientific bulletin of Academic Computer Centre in Gdansk
|
2009
|
Vol. 13, No 4
379-392
EN
The paper describes the phenomenon of the occurrence of aerodynamic interference between a helicopter and an object in its near vicinity. Such situations occur during rescue missions as well as during police and military operations when the helicopter flies near such objects as buildings and ships. The specific shape of the example object, a typical town courtyard, is discussed below. The influence of the interference on the rotor and fuselage loading, air flow and flying qualities was analyzed for these special cases of helicopter operations. The results of the computations performed using the FLUENT software in terms of the dynamic response to disturbances on the simulation model of a helicopter rotor have been presented. The model used in these calculations made it possible to analyze flexible rotor blades. The results of the experimental tests of interference between the helicopter model and different shapes have been attached, as well.
14
Content available Przykłady zastosowania pakietu FLUENT™ w analizach bezpieczeństwa lotu śmigłowców
Dziubiński A., Stalewski W., Żółtak J.
Prace Instytutu Lotnictwa
|
2008
|
Nr 3-4 (194-195)
146-157
PL
W pracy przedstawiono przykłady modelowania i analizy pola przepływu z wykorzystaniem pakietu FLUENT™ w zagadnieniach związanych z symulowaniem różnych stanów lotu śmigłowca. Prezentowane symulacje mialy charakter studialny.
EN
In a following work some examples of flow analysis and modelling of flowfield solutions, using commercial FLUENTTM code, has been shown. Cases according to different phases of helicopter flight were presented. The simulations, which has been shown below, were done only for a research purposes.
15
Content available Modelowanie numeryczne oraz badania eksperymentalne szczególnych przypadków zjawiska interferencji aerodynamicznej śmigłowca
Łusiak T., Dziubiński A., Szumański A.
Prace Instytutu Lotnictwa
|
2008
|
Nr 3-4 (194-195)
176-188
PL
W artykule przedstawiono jeden ze sposobów analizy numerycznej interferencji aerodynamicznej między śmigłowcem a obiektem znajdującym się w jego bezpośredniej bliskości. W celu weryfikacji analizy numerycznej przeprowadzono porównanie obliczeń numerycznych z wynikami eksperymentalnymi dla wybranych przypadków. Przeprowadzono badania eksperymentalne na modelu śmigłowca podczas analizowania przypadku szczególnego obiektu o kształcie rotundy jakim jest "studnia" modelującego dziedziniec budynków zabudowy miejskiej. Analizie poddano wpływ zjawiska interferencji aerodynamicznej na obciążenia, opływ i własności śmigłowca w tych szczególnych przypadkach jego użytkowania. Przedstawiono wyniki obliczeń wykorzystujących oprogramowanie (Fluent TM), odpowiedzi dynamicznych na zaburzenia symulacyjnego modelu wirnika śmigłowca uwzględniajqcego deformacje łopat oraz rezultaty laboratoryjnych badań eksperymentalnych na modelach fizycznych śmigłowca.
EN
In a following article one of the methods of numerical analysis according to aerodynamical interference between a helicopter and an object in it's close proximity has been shown. In order to verify the numerical analysis, a comparison between numerical computations and the results of wind tunnel tests has been done. Specific shape of courtyard between high buildings has been considered as a subject to research during wind tunnel tests, which has been done using a remote controlled helicopter. The influence of aerodynamical interference on loading and properties of helicopter and parameters of flowfield has been analysed during these specific cases of operation. Results of calculations using RANS solver FLUENT code has been shown, as they depict dynamic answer of rotor model to disturbance including effect of blades deformation. The result of wind tunnel test of physical helicopter model has been also shown.
16
Content available Specific case of interference between a helicopter and surroundings: hovering flight over a well-shaped object
Łusiak T., Dziubiński A.
Prace Instytutu Lotnictwa
|
2007
|
Nr 4(191)
43-50
EN
During the exploitation of a helicopter in a urban terrain, there is always a probability, that a helicopter must hover over a group of buildings forming a well, for example over the city squares. Such situation can be caused by a rescue (or fire or police) action on that place. The forces generated by the main rotor can change dramatically, as an effect of aerodynamical interference between the flow induced by the rotor and well shaped object. Such object has to have some specific geometrical proportions, i.e. ratio between rotor and mean „well" diameters or vertical distance between a rotor and edge of the „well". Lack of lift can be a real threat, not allowing to continue a hovering flight. In an presented article such problem has been described, using one of the specific cases in a numerical simulation and a wind tunnel test.
PL
Podczas użytkowania śmigłowców w terenie zurbanizowanym, może zaistnieć przypadek zawisu nad zabudową w kształcie "studni" jaki tworzą najczęściej budynki okalające dziedzińce miejskiej aglomeracji. Sytuacja taka może wynikać z prowadzonej akcji ratowniczej, policyjnej czy przeciwpożarowej. W wyniku interferencji aerodynamicznej między strumieniem indukowanym przez wirnik nośny a tego rodzaju obiektem, przy pewnych proporcjach geometrycznych układu takich jak stosunek średnicy wirnika nośnego do średnicy "studni", wyskości śmigłowca nad studnią i położenia względem jej krawędzi mogą wystąpić istotne zmiany sił na wirniku śmigłowca utrudniające a nawet uniemożliwiające wykonanie zawisu. W artykule zasygnalizowano ten problem badając jeden z charakterystycznych przypadków zarówno na drodze obliczeniowej jak i w badaniach w tunelu aerodynamicznym.
17
Content available Symulacja zjawiska pierścienia wirowego wokół wirnika śmigłowca w oparciu o rozwiązanie równań Naviera-Stokesa z uproszczonym modelem wirnika w postaci powierzchni skoku ciśnienia
Stalewski W., Dziubiński A.
Prace Instytutu Lotnictwa
|
2006
|
Nr 1-2 (184-185)
65-71
PL
W pracy omówiono zjawisko pierścienia wirowego oraz przedstawiono metodę komputerowej symulacji tego zjawiska. Metoda bazuje na rozwiązaniu równań Naviera-Stokesa opisujących niestacjonarny opływ śmigłowca wykonującego manewry. Zastosowano uproszczony model wirnika śmigłowca bazujący na powierzchni skoku ciśnienia. Symulacje przeprowadzono przy wykorzystaniu komercyjnego programu FLUENT rozwiązującego równania Naviera-Stokesa metodą objętości skończonych. Przedstawiono wyniki symulacji typowego lotu śmigłowca wprowadzającego go w stan pierścienia wirowego oraz manewrów umożliwiających wyjście z tego stanu.
EN
This work contains the simulations results of Vortex Ring State appearance and evolution around main rotor of a helicopter. These calculations were based on solution of Navier-Stokes equations using the Fluent code. During this simulation An Actuator Disc model of fan has been used. This model assumes that a fan is a pressure jump generating surface. Two mashes has been used during this simulation: three dimensional and axisymmetrical two-dimensional. The most of the cases has been calculated using steady flow solutions, but unsteady model also has been applied. Main goal of this work was a calibration of model, in terms of simplifications influence on results, and also in comparison with experimental results. Two different conditions of flight has been considered: hover and vertical descent with various velocities along axis of rotor. The results has been analyzed to determinate Vortex Ring State conditions and confirmed, that Actuator Disc model can be used to qualitative analisys of VRS phenomena. It is assumed, that after a proper calibration this model can be used in further flight safety methods of VRS elimination research.
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.