Wyniki wyszukiwania - BazTech

1

The analysis of the digital AC motor speed control system operation

Sznajder J.

Zeszyty Naukowe Akademii Marynarki Wojennej

|

2018

|

R. 59 nr 1 (212)

125--136

EN

The article presents the analysis of the automatic alternate current motor control system, carried out by the author. The automatic control system has been implemented on the existing laboratory stand, containing: the squirrel-cage asynchronous motor and the frequency inverter. The existing stand imposed one of the available speed control methods for the motor and the necessity of the appropriate elements selection for the automatic control system [1]. The automatic control system has been designed and created as the constant value follow-up digital controller. To designate the parameters of the control object the unit step method of was used. After registering the output changes caused by the unit step, the characteristic curve was received that allowed to determine the alternative transmittance of the control object which, in turn, has made possible to find the appropriate controller settings.

PL

Artykuł zawiera analizę pracy układu sterowania prędkością obrotową silnika prądu przemiennego. Pomiary prędkości obrotowej silnika wykonane przed modernizacją ujawniły różnicę między prędkością zadaną a prędkością rzeczywistą wału silnika. Z tego powodu zdecydowano się zaimplementować na stanowisku regulator, który umożliwił minimalizację uchybu regulacji. Na podstawie otrzymanych pomiarów wyznaczono transmitancję zastępczą, która umożliwiła wykonanie modelu w programie MATLAB/Simulink. W artykule wykorzystano metodę strojenia regulatora — metodę Zieglera- -Nicholsa, która opierała się na następujących założeniach: minimalnym czasie ustalania i dopuszczeniu oscylacji, które mogły wynosić do 20%. Przeprowadzona symulacja wykazała, iż powyższa metoda przynosi korzystane rezultaty, które zostały potwierdzone w rzeczywistych pomiarach.

2

Nowe prawo, nowe wyzwania : finansowe i organizacyjne konsekwencje zmian w Prawie wodnym dla zakładów będących w ruchu oraz dla przyszłych inwestycji

Sznajder J.

Surowce i Maszyny Budowlane

|

2018

|

nr 2-3

74--78

PL

Wdrożenie unijnej Ramowej Dyrektywy Wodnej, w tym pełna realizacja zlewniowej polityki gospodarowania wodami, jak również zapewnienie nowych źródeł finansowania inwestycji w gospodarce wodnej oraz szereg innych jeszcze powodów sprawiło, iż ustawę Prawo wodne z 2001 r. zastąpiono nową regulacją przyjętą 20 lipca 2017 r.

3

Simulation of rime icing and its effects on aerodynamic characteristics of an airfoil

Sznajder J.

Journal of KONES

|

2018

|

Vol. 25, No. 3

437--443

EN

A mathematical model for simulation of icing dedicated to simulation of ice accretion and its effects on aircraft aerodynamic characteristics in conditions of rime icing is presented. Pure rime icing occurs at lower temperatures than glaze icing and results in higher roughness of the surface of deposited ice. The model accounts for increased surface roughness, in terms of equivalent sand grain roughness, caused by deposited rime ice, which influences generation and dispersion of heat in the boundary layer. Increase of surface roughness is determined by analytical models created upon experimental data obtained in icing wind tunnels. Increased generation of heat is a result of increased tangential stress on the surface and is quantified in the temperature recovery factor determined numerically by a CFD solver. Effects of surface roughness on the intensity of forced convection are quantified by application of Colburn analogy between heat and momentum transfer in the boundary layer, which allows assessment of heat transfer coefficient for known friction coefficient, determined by CFD. The computational method includes determination of the surface distribution of mass of captured water in icing conditions. The model of freezing of captured water accounts for generation of heat due to latent heat of captured water droplets, temperature recovery in boundary layer and kinetic energy of captured droplets. The sinks of heat include forced convection, heating of super cooled droplets, conduction of heat through the ice layer and sublimation. The mathematical model is implemented as user-defined function module in ANSYS Fluent solver. The results include effects of deposited ice, including increased surface roughness on aerodynamic characteristics of an airfoil.

4

Determination of ice deposit shape and ice accretion rate on airfoil in atmospheric icing conditions and its effects on airfoil characteristics

Sznajder J., Sieradzki A., Stalewski W.

Journal of KONES

|

2017

|

Vol. 24, No. 2

271--278

EN

Simulations of ice accretion on airfoil in icing conditions were conducted using ice accretion model implemented by authors in ANSYS FLUENT CFD solver. The computational model includes several sub-models intended for simulations of two-phase flow, determination of zones of water droplets impinging on the investigated surface, flow of water in a thin film on airfoil surface and heat balance in air-water-ice contact zone. The method operates in an iterative loop, which enables determination of effects of gradual deformation of aircraft surface on airflow over the surface, which has impact on distribution of collected water, flow of water film over the surface and local freezing rates. The implementation of the method in CFD solver made it necessary to complement the mathematical model of determination of local rates of deformation of aircraft surface with modification of computational mesh around the surface, which must conform, to the deformed surface. Results of simulated ice accretion on NACA 0012 airfoil were compared with results of experiment conducted in icing wind tunnel for a 420 s long process of ice accretion in steady-flow, steady angle-of-attack conditions. Close agreement of values and location of maximum ice thickness obtained in experiment and in the flow, simulations can be observed. For the airfoil deformed with ice, contour determination of its aerodynamic characteristics at several other angles of attack was conducted proving dramatic degradation of its aerodynamic characteristics due to ice deformation.

5

Analysis of effects of shape and location of micro-turbulators on unsteady shockwave-boundary layer interactions in transonic flow

Sznajder J., Kwiatkowski T.

Journal of KONES

|

2016

|

Vol. 23, No. 2

373--380

EN

Solutions for turbulisation of a part of laminar boundary layer upstream of shockwave on laminar airfoil in transonic flow were investigated by means of solution of Unsteady Reynolds-Averagd Navier-Stokes equations using as a closure the four-variable Transition SST turbulence model of ANSYS FLUENT solver. This turbulence model has the capability of resolving laminar-turbulent transition occurring in undisturbed flow as well as under the influence of flow-control devices. The aim of the work was to investigate possibilities of improvement of aerodynamic characteristics of laminar wing of a prospective transport aircraft in adverse conditions characterised by occurrence of a shockwave over a laminar-turbulent transition region with separation of laminar flow under the shockwave. The subject is important for application of laminar flow technology, offering economic and environmental advantages due to decreased friction drag, into civil transport aviation. Natural laminar-turbulent transition in the investigated conditions takes place with occurrence of “laminar separation bubble” under the foot of a shockwave and the resulting shockwave is intensive and prone to unsteady oscillations, the “buffet” phenomenon, limiting operational range of flight parameters. In order to counteract the harmful effects of natural laminar-turbulent transition in transonic flow two types of turbulators, placed upstream of the shockwave, were investigated. One of them consisted of delta-shaped vortex generators, producing chordwise-oriented vortices. The other consisted of rectangular micro-vanes, perpendicular to flow and to airfoil surface producing vortices of rotation axes oriented spanwise. Effectiveness of both types of turbulators was investigated for varying height and their location on airfoil chord. Both types of turbulators have proved their effectiveness in tripping laminar boundary layer. The specific effects of the tutbulators, different for each type occurred in the region where laminar separation takes place on clean airfoil. As a result, the changes of lift and drag were different for each type of turbulators.

6

Selected aspects of introduction of a laminarflow wing into transport aviation

Sznajder J., Kwiatkowski T.

TTS Technika Transportu Szynowego

|

2015

|

R. 22, nr 12

1486--1489, CD

EN

The paper presents results of numerical simulation of turbulization of boundary layer interacting with a shock-wave on laminar airfoil in transonic flow. Three configurations were tested using a “2.5-dimensional” flow model: baseline configuration of clean airfoil and two configurations using microvortex generators submerged in the airfoil boundary layer in front of the shockwave. Unsteady Reynolds-Averaged Navier-Stokes equations were solved using as a closure a fourequation turbulence model capable of resolving laminar-turbulent transition. It was shown that microvortex generators submerged in the boundary layer are capable of eliminating flow separation zone at the foot of the shockwave and in effect, of achieving lower aerodynamic drag at the same lift force that occuring at natural laminar-turbulent transition at the shockwave.

PL

W artykule przedstawiono wyniki numerycznej symulacji turbulizacji warstwy przyściennej oddziałującej z falą uderzeniową w przypadku laminarnego profilu lotniczego w opływie transonicznym. Badano trzy konfiguracje stosując „2.5 wymiarowy” model opływu: konfigurację podstawową obejmującą gładki profil i dwie konfiguracje w których zastosowano miniaturowe generatory wirów w warstwie przyściennej przed falą uderzeniową. Wykazano że miniaturowe generatory wirów o kształcie "delta” umieszczone w warstwie przyściennej są w stanie wyeliminować strefę oderwania opływu pod falą uderzeniową i w efekcie uzyskać mniejszy opór aerodynamiczny przy tej samej sile nośnej co w przypadku swobodnego przejścia laminarno-turbulentnego na fali uderzeniowej.

7

Implementation of an Eulerian method of determination of surface water collection efficiency for atmospheric icing problems

Sznajder J.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2015

|

Nr 1 (238)

91--105

EN

In the presented article numerical implementation of a method of determination of water collection efficiency of a surface in two-phase flow of air and dispersed water droplets of concentration typical for icing problems is presented. An assumption of one-directional coupling between phases, frequently used for similar problems was adopted. In this approach the airflow influences the water droplet phase flow, and itself is not influenced by the droplet flow. Two-dimensional flow model was adopted in Eulerian approach, solving the droplet phase equations of motion in the whole computational domain. The water droplet phase flow was modeled using three variables representing droplet concentration and two components of velocity and three equations: the droplet continuity equation and two equations for the conservation of momentum in two perpendicular directions. The variables and equations describing the motion of the water droplet phase were introduced as User-Defined Scalars and User-Defined Equations to the commercial Fluent solver. It was assumed, that the droplet motion is the result of drag, gravity and buoyancy forces. The test computations were performed for the NACA 23012 airfoil, for two cases of droplet diameter and droplet phase concentration. The computation results were compared with experimental results. The comparisons demonstrate close agreement of the computed results (mass of captured water in unit time, surface distribution and local maximum value) for low values of Liquid Water Content, defined in FAR25 airworthiness regulations. For higher values of Liquid Water Content, typical for the phenomenon of “Supercooled Large Droplets” the present method overestimates the value of captured water per time, but the maximum value of the collection efficiency and the extent of the surface capturing water is predicted correctly. Also investigations of the effects selected aerodynamic and flow parameters on the mass of collected water were conducted.

PL

W pracy przedstawiono implementację numeryczną metody wyznaczania współczynnika masy wody uderzającej w powierzchnię w dwufazowym opływie powietrza i rozproszonych kropel wody o koncentracji typowej dla sytuacji spotykanych w problemach związanych z oblodzeniem atmosferycznym. Przyjęto często stosowane założenie o jednokierunkowym sprzężeniu przepływów, tzn. że przepływ powietrza oddziałuje na przepływ fazy wodnej natomiast przepływ fazy wodnej nie ma wpływu na przepływ powietrza. Przyjęto dwuwymiarowy model zjawiska w ujęciu Eulerowskim, rozwiązując równania przepływu fazy wodnej w całym obszarze obliczeniowym. Przepływ fazy wodnej zamodelowano przez wprowadzenie trzech zmiennych reprezentujących koncentrację fazy i dwie składowe prędkości przepływu oraz trzech równań: równania ciągłości fazy wodnej i dwóch równań zachowania składowych pędu w kierunku dwóch osi układu współrzędnych. Zmienne i równania opisujące ruch fazy wodnej wprowadzono jako Skalary Definiowane Przez Użytkownika i Funkcje Definiowane Przez Użytkownika w komercyjnym programie obliczeniowym Fluent. Założono, że ruch fazy wodnej jest wynikiem działania sił: oporu, ciężkości i wyporu na krople wody. Przeprowadzono obliczenia testowe dla opływu profilu NACA 23012 i dwóch przypadków wartości średnicy kropel i koncentracji fazy wodnej. Uzyskane wyniki porównano z wynikami eksperymentu. Wyniki porównań wykazują dobrą zgodność uzyskanych wyników (masy osiadającej wody na jednostkę czasu, rozkładu powierzchniowego i maksymalnej wartości) dla umiarkowanych wartości zawartości rozproszonej wody w powietrzu, opisanych przez regulacje FAR 25. Dla zawartości wody znacznie przekraczającej te wartości, typowych dla zjawiska „Supercooled Large Droplets” prezentowana metoda przeszacowuje wartość przechwytywanej wody, ale prawidłowo wyznacza maksymalną wartość współczynnika przechwytywania wody i obszar przechwytujący krople. Przeprowadzono również obliczenia wpływu wybranych parametrów aerodynamicznych na ilość przechwytywanej wody przez profil.

8

Effects of turbulence induced by micro vortex generators on shockwave : boundary layer interactions

Sznajder J., Kwiatkowski T.

Journal of KONES

|

2015

|

Vol. 22, No. 2

241--248

EN

Interactions between viscous and transonic effects in air flow around a laminar wing were investigated computationally by means of the solution of unsteady Reynolds-averaged Navier-Stokes Equations. The subject is important from the point of view of applications of Natural Laminar Flow technology in modern, economically efficient passenger aircraft. The research was focused on simulations and analyses of influence of turbulence induced by micro vortex generators on intensity of harmful transonic phenomena like strong shock waves and buffet. Two ways of modelling of the effects of turbulators – the micro vortex generators were taken into consideration. The first way consisted in resolving the shape and inclination angle of the generator in the grid over airfoil and setting the non-slip wall boundary condition on the surface of the generator. The second way, taking advantage of the BAY model of vortex generator, was implemented on orthogonal grid without the need of resolving the shape of the vortex generator in the grid. Calibration of the BAY model was aimed at producing similar distribution of vorticity and velocity circulation behind the model of the vortex generator, as obtained for the grid-resolved model of the vortex generator. The calibration procedure resulted, however, in overestimated turbulisation of the boundary layer in the BAY model, compared to the effects of the grid-resolved vortex generator. The flow simulations indicated, however, that turbulisation of boundary layer induced by micro vortex generators can reduce or eliminate the oscillation of strong shock wave and buffet in off-design conditions and that further adjusting of the BAY model is an efficient strategy for modelling the interactions between viscous and transonic effects in air flow around a laminar wing.

9

Modification of aerodynamic wing loads by fluidic devices

Stalewski W., Sznajder J.

Journal of KONES

|

2014

|

Vol. 21, No. 3

271--278

EN

Airplane wing load control systems are designed for modification/redistribution of aerodynamic loads in order to decrease risk of structural damage in conditions of excessive loads, to improve passenger comfort in turbulent atmosphere or to act as flight control systems. Classical examples include systems involving symmetric deflections of ailerons reducing wing root bending moments (Lockheed C-5 Galaxy) or deflections of spoilers stabilizing landing approach path (Lockheed TriStar). The fast development of Micro Electromechanical Systems and their application in Flow Control System opens the perspectives of designing practical wing load control systems based on fluidic actuators, modifying local aerodynamic loads by inducing changes to flow, for example, by inducing flow separation in the boundary layer or modifying Kutta condition on the trailing edge. This is the principle of operation of novel concepts of flow control actuators proposed by Institute of Aviation and discussed in the paper. The systems include actuators in the central part of the wing section, reducing local lift similarly to classical spoilers and actuators on the modified trailing edge, acting similarly to ailerons. The potential advantages in comparison to classical devices include potentially shorter reaction time because of avoiding the necessity of moving large surfaces against high dynamic pressure, which is important in conditions of fast-changing loads in turbulent atmosphere.

10

Modeling of selected phenomena governing surface icing

Sznajder J.

Journal of KONES

|

2013

|

Vol. 20, No. 2

377--384

EN

Atmospheric icing poses a threat for safety in many areas of transport, especially in air transport and exerts harmful impact on operation of external sensors and mechanisms of aircraft, ships and land vehicles. In order to investigate phenomena leading to ice accretion on sensitive parts of objects exposed to icing conditions numerical simulation models are in use. These models are typically composed of submodels dealing with a fragment of the complex phenomenon of ice accretion and its interaction with external flow. A practical approach to simulation of icing process is to divide it into three problems being solved interactively: 1) simulation of two-phase flow of air and dispersed supercooled water and determination of distribution of mass of water hitting the object’s surface, 2) determination of conditions on the surface collecting supercooled water from the external flow and simulation of freezing and water film flow, and 3) modification of computational grid as a consequence of change of shape of the surface with deposits of ice. A simulation system directed at investigation of atmospheric icing on moving object is being developed as an extension of capabilities of a commercial CFD code ANSYS FLUENT. Solutions of two-phase flow of air and dispersed water with specific boundary conditions enabling the determination of distribution of water hitting the surface, as well as results of modelling of water film flow on the surface will be presented. The system of equations describing the transport of the dispersed water consists of the continuity and momentum equations. It is assumed, that interactions between the phases are onedirectional, i.e. the air flow influences the water droplet flow and not vice-versa. It is also assumed that the water film velocity distribution is linear in direction normal to surface. This way, both phenomena are being described with first order partial differential equations with respect to space and time and the solution approaches may be similar.

11

Possibilities of improvement of directional control effectiveness of light gydroplane at high-angle-of-attack flight conditions

Stalewski W., Sznajder J.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2011

|

Nr 9 (218)

77-85

EN

Several alternative modifications of original design solution of an inverted “V”-tail control surfaces of a light gyroplane are presented. The aim of the modification is improvement of high-angleof attack directional controllability of the aircraft. The proposed modifications of the all-flying control surfaces include adjustable symmetric inclination of tail surfaces, split-surface version (stabilizer+rudder), split-surface version with additional, central element and more traditional, “H” configuration with one horizontal and two vertical surfaces. All the proposed modifications retain the second function of the tail surfaces – rear undercarriage. Adjusting the symmetric inclination of the tail surfaces allows for maintaining high values of the yaw control derivative up to the value of the fuselage angle of attack of 30°. Potentially unfavourable side-effect of this solution may be the change of pitching moment during such manoeuvre. For this reason this solution should be applied with the split control surface version (stabilizer+rudder) with additional mechanism adjusting the symmetric rudder deflection to the new elevator inclination in order to keep pitching moment constant. The other two options - additional third control surface in the symmetry plane with rudder and more classical “H” configuration of control surfaces are simpler in operation and safer, particularly the “H” configuration with retains high effectiveness of directional control at high fuselage angle of attack, up to 30°. The version with inverted “V” tailplanes and additional, central control surface has limited effectiveness at high angles of attack, due to geometrical and design constrains, limiting the size of the central control surface.

PL

W pracy przedstawiono kilka alternatywnych modyfikacji wersji wyjściowej usterzenia lekkiego wiatrakowca, płytowego w układzie odwróconego “V”. Celem modyfikacji jest poprawa sterowności kierunkowej wiatrakowca na dużych kątach natarcia. Proponowane modyfikacje usterzenia płytowego obejmują przestawialne symetryczne zaklinowanie powierzchni sterowych, wprowadzenie podziału na statecznik i ster, dodanie do wersji usterzenia dzielonego trzeciego, centralnego elementu a także bardziej tradycyjnego układu “H” z jednym, dzielonym usterzeniem poziomym i dwoma dzielonymi powierzchniami pionowymi. Wszystkie proponowane modyfikacje zachowują drugą funkcję usterzenia – funkcję tylnego podwozia. Zmiana symetrycznego zaklinowania powierzchni sterowych pozwala na zachowanie wysokich wartości pochodnej momentu odchylającego względem kąta wychylenia steru do wartości kąta natarcia kadłuba równego 30°. Potencjalnym efektem szkodliwym tego rozwiązania może być zmiana momentu pochylającego w czasie operacji zmiany zaklinowania steru. Z tego powodu takie rozwiązanie powinno być zastosowane z usterzeniem dzielonym na statecznik i ster razem z dodatkowym mechanizmem dopasowującym symetryczne wychylenie steru do nowego kąta zaklinowania statecznika w celu utrzymywania stałego momentu pochylającego. Pozostałe dwa warianty - dodatkowa trzecia powierzchnia sterowa w płaszczyźnie symetrii i klasyczne usterzenie w układzie “H” są prostsze w działaniu i bezpieczniejsze, szczególnie układ “H” który utrzymuje wysoką sterowność kierunkową na dużych kątach natarcia kadłuba, do 30°. Wersja z dwoma powierzchniami w układzie odwróconego “V” i dodatkową, centralną powierzchnią sterową ma ograniczoną skuteczność na dużych kątach natarcia z powodu ograniczeń geometrycznych i konstrukcyjnych, limitujących rozmiar dodatkowej, centralnej powierzchni.

12

Effectivness an inverted-V-shaped control surfaces of a gydroplane at low speed and high-angles-of-attack

Sznajder J.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2011

|

Nr 9 (218)

86-96

EN

An inverted-V-shaped control surface configuration has been applied in a design of a light gyroplane. Two variants of the inverted-V-shaped control surfaces have been investigated in the present work: all moving version and stabilizer-rudder solution with 70% chord rudder. The focus of the investigation is on high angle of attack characteristics important for low-speed, short-distance or power-off landing approach.

PL

Usterzenie wukładzie „V” posiada pewne zalety wobec usterzenia klasycznego, polegające głównie na prostszej konstrukcji struktury i niższych kosztach wytwarzania, przy nieco bardziej skomplikowanym mechaniźmie sterowania. Z podobnych powodów ten układ jest również atrakcyjny wprojektowaniu wiatrakowców. Jednak rozważając ten układ usterzenia wprojekcie wiatrakowca należy uwzględnić niektóre specyficzne czynniki dla mechaniki lotu tego typu statków powietrznych. Jednym z nich są wahania łopat wirnika, stąd bezpieczniejszym rozwiązaniem dla wiatrakowca jest układ odwróconego „V”. Innym czynnikiem który należy brać pod uwagę jest zakres kątów natarcia kadłuba dla którego usterzenie musi pracować skutecznie. Jest to istotne szczególnie dla sterowania kątem odchylenia. Sterowność kierunkowa powinna być zapewniona dla warunków stromego podejścia do lądowania bez napędu przy kątach natarcia przekraczających 20° i dla warunków lądowania na niewielkiej powierzchni z wyhamowaniem prędkości postępowej przez wychylenie głowicy wirnika wtył. Wpracy badano przy pomocy numerycznych symulacji opływu skuteczność dwóch alternatywnych wariantów usterzenia w układzie odwróconego „V”. Analizę przeprowadzono dla opływu dwu- i trójwymiarowego. Jednym z rozwiązań było usterzenie płytowe a drugim usterzenie dzielone na statecznik i ster mające ten sam obrys co usterzenie płytowe. Wobliczeniach opływu dwuwymiarowego wykazano że dla usterzenia dzielonego o cięciwie steru równej 60-70% cięciwy profilu wwarunkach startu i lądowania maksymalna wartość siły nośnej jest wyższa niż dla usterzenia płytowego przy wartości pochodnej współczynnika siły nośnej względem kąta wychylenia steru tylko o 10% mniejszej od usterzenia płytowego. Wobliczeniach opływu trójwymiarowego wykazano, że układ odwróconego usterzenia „V” pracuje skutecznie tylko wograniczonym zakresie kątów natarcia, w przybliżeniu š10-15°. Poza tym zakresem jego skuteczność raptownie spada, szczególnie w przypadku usterzenia płytowego. Dla tej konfiguracji pochodna współczynnika momentu odchylającego względem kąta wychylenia steru zmienia znak dla kątów natarcia kadłuba przekraczających 12° z powodu rozległego oderwania opływu na elemencie usterzenia zwiększającym kąt natarcia. Usterzenie dzielone nie wykazuje odwrotnego działania, jednak jego skuteczność również szybko spada na dużych kątach natarcia. Proponowanym rozwiązaniem jest wprowadzenie mechanizmu przestawiania kąta zaklinowania usterzenia dla manewrów przeprowadzanych na dużych kątach natarcia kadłuba, np. dla stromego podejścia do lądowania bez napędu. Rozwiązanie to jest bezpieczniejsze w zastosowaniu z usterzeniem dzielonym z powodu braku odwrotnego działania które mogłoby wystąpić wprzypadku usterzenia płytowego.

13

Determination of non-linear aerodynamic characteristics of an aircraft using a potential flow model and viscous airfoil characteristics

Sznajder J.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2010

|

Nr 5 (207)

68-75

EN

The article presents a hybrid method of determination aerodynamic characteristics of an aircraft at high angles of attack, consisting of a composition of a low-order panel method and modified Vortex Lattice Method. The modifications include determination of the position of control point for boundary condition based on two-dimensional lift slope of a wing section and an iterative procedure of simulating decrease of velocity circulation in a wing section due to flow separation through reduction of sectional angle of attack. The input data include two-dimensional aerodynamic viscous characteristics of wing sections along the wingspan. Since two-dimensional viscous airfoil characteristics can be computed with relatively low cost, or may be known from earlier wind-tunnel investigations, the presented method is very efficient at early design stages. The method is capable of analysing configurations with high-lift devices such as flaps or slats. The results of it’s application for the tailless configuration of PZL M-18 aircraft show good agreement of computed cLmax and cLmax for cruise configuration. For the landing configuration the cLmax coefficient is slightly underpredicted, while cLmax is predicted correctly.

PL

Artykuł prezentuje hybrydową metodę wyznaczania charakterystyk aerodynamicznych samolotu na dużych kątach natarcia. Omawiana metoda jest złożeniem metody panelowej niskiego rzędu i zmodyfikowanej metody siatki wirowej. Modyfikacje polegają na wyznaczaniu położenia punktu kontrolnego warunku brzegowego metody siatki wirowej w zależności od nachylenia dwuwymiarowej zależności współczynnika siły nośnej w danym przekroju skrzydła od kątu natarcia oraz na zastosowaniu iteracyjnej procedury symulacji redukcji cyrkulacji w przekroju skrzydła będącej skutkiem oderwania opływu przez redukcję lokalnego kąta natarcia. Dane wejściowe zawierają dwuwymiarowe lepkie charakterystyki profili skrzydła wzdłuż rozpiętości. Ponieważ dwuwymiarowe charakterystyki mogą zostać wyznaczone numerycznie przy relatywnie niskim koszcie obliczeniowym lub też znane z badań tunelowych, przedstawiana metoda jest bardzo przydatna na wczesnym etapie projektowania. Metoda może służyć do analizy konfiguracji z urządzeniami zwiększającymi siłę nośną takimi jak klapy lub sloty. Wyniki uzyskane przy jej zastosowaniu do analizy konfiguracji bez usterzenia samolotu PZL M-18 wykazują dobrą zgodność wyznaczonych wartości cLmax i α cLmax konfiguracji przelotowej. Dla konfiguracji do lądowania wyznaczony współczynnik cLmax jest lekko zawyżony, podczas gdy cLmax jest wyznaczone poprawnie.

14

Application of a panel method with viscous-in-viscid interaction for the determination of aerodynamic characteristics of Cesar Base-Line aircraft

Stalewski W., Sznajder J.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2010

|

Nr 5 (207)

76-97

EN

The article presents details of implementation of of a panel method with viscous-inviscid interaction in an in-house developed code Coda3d. The code was applied for the determination of aerodynamic characteristics of baseline aircraft in a European Union 6-th Framework Program Cesar, aimed at acceleration of design and introduction to the market of light aircraft. The implemented physical model assumes that the flowfield around a flying object is divided into two zones. In the outer zone the flow is assumed inviscid, irrotational, compressible and may be modeled by Prandtl-Glauert equation. In the vicinity of the surface, up to the conventional border of the boundary layer the flow is modeled by a system of ordinary differential equations, which are derived from Prandtl boundary layer equations through integration in the direction normal to the surface. The system of boundary layer integral equations is then integrated in the direction of flow, separately on upper and lower surface of wing, starting from the stagnation point. The process of aligning of flow velocities on the outer border of boundary layer derived from viscous and inviscid models is conducted iteratively. The results of flow analysis include distribution of tangential velocities, pressure, friction drag coefficient and position of flow separation. Because of low computational cost and capabilities of estimation of viscous drag and and aerodynamic characteristics at high angles of attack, the presented method is especially suitable for design and optimistation process conducted in small enterprises.

PL

Artykuł prezentuje szczegóły implementacji metody panelowej ze sprzężeniem lepko-nielepkim w kodzie obliczeniowym Coda3d oraz jego zastosowanie do wyznaczenia charakterystyk aerodynamicznych samolotu „baseline” w VI Programie Ramowym UE Cesar, mającym na celu przyśpieszenie projektowania oraz wprowadzania na rynek lekkich samolotów. Zaimplementowany model opływu dzieli przestrzeń obliczeniową na dwie strefy. W strefie zewnętrznej przepływ jest nielepki, nierotacyjny, ściśliwy imoże być modelowany przez równanie Prandtla-Glauerta. Przepływ w sąsiedztwie powierzchni, aż do umownej granicy warstwy przyściennej modelowany jest przy pomocy równań całkowych warstwy przyściennej otrzymanych z równań Prandtla warstwy przyściennej przez ich scałkowanie w kierunku normalnym do powierzchni. Równania całkowe warstwy przyściennej są następnie całkowane w kierunku przepływu, oddzielnie na górnej i dolnej powierzchni skrzydła, zaczynając od punktu spiętrzenia. Uzgadnianie prędkości przepływu na granicy warstwy przyściennej prowadzone jest w procesie iteracyjnym. Wyniki analizy przepływu obejmują rozkład prędkości stycznych do powierzchni, ciśnienia, współczynnik oporu tarcia oraz położenie punktu oderwania przepływu. Przedstawiona metoda wyznaczania charakterystyk aerodynamicznych jest szczególnie przydatna w procesie projektowania i optymalizacji prowadzonym w małych przedsiębiorstwach z powodu jej niskich kosztów obliczeniowych oraz możliwości wyznaczania oporu lepkiego oraz charakterystyk na dużych kątach natarcia.

15

Badanie wpływu charakterystyk aerodynamicznych samolotu na obciążenie aerodynamiczne usterzenia poziomego w wybranych manewrach

Sznajder J., Goraj Z.

Prace Instytutu Lotnictwa

|

2001

|

Nr 4 (167)

54-61

PL

W pracy wyznaczono charakterystyki oraz pochodne aerodynamiczne samolotu transportowego M-28 stosując metodę panelową niskiego rzędu oraz metody inżynierskie (ESDU). Na przykładzie otrzymanych wyników przedyskutowano ograniczenia obu metod. W celu wskazania tych charakterystyk, których błąd ma największy wpływ na obciążenia usterzenia, przeprowadzono symulację wybranych manewrów symetrycznych. Do symulacji wybrano manewry stanowiące elementy profilu obciążeń w badaniach zmęczeniowych samolotu: wejście w obszar podmuchu o profilu zdefiniowanym wg przepisów FAR oraz wychylenie steru wysokości zgodnie z zadaną funkcją. Porównano przebiegi czasowe obciążeń wyznaczone dla charakterystyk wyznaczonych przy pomocy metody panelowej oraz dla charakterystyk wyzanczonych metodami inżynierskimi. Przedyskutowano otrzymane wyniki.

EN

In this paper the aerodynamic characteristics and stability derivatives of a transport airplane M-28 were calculated using low order panel method and engineering methods (ESDU). The constraints of both methods were shown using the obtained results. In order to point-out the characteristics, for which the errors in their values have the greatest influence on the calculated tail surface loading, simulations of two "symmetrical" manouvers were conclucted. The manouvers chosen for the simulations were ones, which are part of the flight profile in the structural fatique tests: entering the gust area with gust profile defined according to the FAR regulations, and a manouver resultingfrom elevator deflection according to a defined time fumction. The time of change of the tail surface loading were compared for the aerodynamic characteristics determined using either of the methods.

16

Stability derivatives computed usinga panel method in the compressible, subcritical flow

Goraj Z., Sznajder J.

Research Bulletin / Warsaw University of Technology, Institute of Aeronautics and Applied Mechanics

|

2000

|

nr 10

131-138

EN

This paper presents an application of a low-order panel method to the stability analysis of an aircraft in steady flight. The aerodynamic coefficients and most of the stability derivatives determined using a low-order panel method with constant singularity distributions over flat panels. The stability derivatives were computed in terms of quotients of the increments of aerodynamic forces and moments to the increments of linear and angular velocities. Compressibility of the flow was taken into account using the Prandtl-Glauert geometry transformation. Stability derivatives with respect to the pitch and yaw were calculated using a cylindrical coordinate system. Eigenvalues of the natural of oscillations were determined, using a rigid-body model of the real aircraft. The influence of each stability derivative on the of eigenvalues individual modes was determined by means of evaluation of the sensitivity coefficients of all eigenvalues with respect to the nondimensional stability derivatives. The sensitivity coefficients of natural modes offer a quick assesment of the effect of small perturbations of selected stability derivatives, and hence, enable the assesment of the influence of variations of the designgeometric parameters on dynamic of an aircraft.

17

Extreme loads calculation following a sudden elevator deflection or vertical gust

Goraj Z., Sznajder J.

Research Bulletin / Warsaw University of Technology, Institute of Aeronautics and Applied Mechanics

|

2000

|

nr 10

121-130

EN

Each airplane is not only operated in a level steady flight, but also has to perform a number of manoeuvres. Even for airliner or transport airplane some of these manoeuvres can be rapid and it is the reason that extreme loads generated in such manoeuvres on the tailplane have to be calculated. These loads are responsible for the state of strain, elastic deflection, fatigue and other phenomena. Among different manoeuvres considered in this paper are motions following a sudden deflection of elevator and response to a vertical gust Airplane was assumed to be a rigid body of three degrees of freedom in symmetrical motion. The panel method was used to compute aerodynamic coefficients. Unsteady forces and pitching moment were computed using classical stability derivatives. Elevator deflection was of the step change type, gust was assumed to be either of the step change type or harmonic, with a gust cycle time corresponding to the time to travel a distance equal to 25 Mean Aerodynamic Chord. In all cases a jump type elevator deflection was assumed to last for 1 second, whilst the airplane response as observed for 3 seconds. The airplane motion, its velocities, accelerations and load acting on the tailplane were calculated by means of numerical integration of the ordinary differential equations of motion.

18

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.