Wyniki wyszukiwania - BazTech

1

Numerical simulation of shock wave patterns in supersonic divergent symmetric nozzles

Namieśnik K., Doerffer P.

TASK Quarterly : scientific bulletin of Academic Computer Centre in Gdansk

|

2005

|

Vol. 9, No 1

53-63

EN

This paper presents the results of numerical simulations of supersonic flows with shock waves in a divergent symmetric nozzle of an opening angle ranging from 2 degrees to 6 degrees. At certain Mach number values the shock pattern becomes asymmetric. This asymmetry is analysed here for different values of velocity upstream of the shock wave and for different nozzle divergence angles. Only the divergent part of the nozzle is considered. Supersonic conditions at the nozzle inlet were prescribed with a chosen Mach number value Ma>1. The inlet velocity profile included a turbulent boundary layer profile on side walls. The steady flow simulation was applied for nozzle opening angles, α , of 1.877 degrees, 2.5 degrees and 3 degrees, whereas the unsteady approach was necessary for a nozzle of the divergence angle α =6.54 degrees to obtain a converged solution. The asymmetry of the shock structure is visible in the unevenness of the heights of both λ-feet. It happens at the same Mach number, at the same boundary layer and with the same geometrical constraints. This is in contradiction with our current understanding of the parameters affecting λ-foot size. The paper provides an explanation of this problem.

2

Flow simulation at shock wave triple point

Doerffer P., Namieśnik K., Magagnato F.

TASK Quarterly : scientific bulletin of Academic Computer Centre in Gdansk

|

2001

|

Vol. 5, No 4

549-556

EN

The paper presents supersonic flow simulation results concerning the lambda-foot formation in the divergent nozzle. The SPARC code was used and the vicinity of the triple point was analysed. Special boundary conditions have been used in order to obtain supersonic inlet velocity with shock wave in the divergent nozzle. It was proved that the condition of pressure equality on both sides of shear layer following the triple point for flow parameter of interest, does not hold.

3

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.