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

Znaleziono wyników: 19

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 A Numerical Investigation into the Effect of Blade Trailing-Edge Thickness on the Performance of Axial Fans
Majcher M., Wrzesień S., Frant M., Omen Ł.
Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa
|
2018
|
Vol. 9, Nr 4 (34)
71--84
EN
This paper presents the results of a numerical investigation into the effect of blade trailing-edge thickness and shape on the performance of a rotor ring model of axial fan. The numerical simulations carried out under this investigation provided the performance characteristics of efficiency, working medium power, and total pressure increase in the function of the volumetric flow rate of the rotor ring. The investigated blade trailing-edge thickness values were 1 mm, 2 mm, and 3 mm. The models for the simulation series were developed with rounded and sharp blade trailing edges, for all thickness values thereof. The rounded trailing blade edges were modelled in the form of an arc over which the conditions of tangency with the upper and lower contours of the airfoil were imposed. The blades of the modelled blade fan were designed with the NACA 65-810 airfoil. To verify the applied turbulence model and mesh settings, experimental tests of the model rotor ring were performed on an axial fan test bed. The obtained experimental data was compared with numerical results. The results showed a significant impact of the thickness and shape of the blade trailing edge on the performance characteristics of axial fans.
PL
W niniejszej pracy przedstawiono wyniki numerycznego badania wpływu grubości i kształtu krawędzi spływu łopatki wirnikowej na charakterystyki pracy modelowego wieńca wirnikowego wentylatora osiowego. W toku symulacji numerycznych uzyskiwano charakterystykę sprawności, mocy oraz przyrostu ciśnienia całkowitego w funkcji objętościowego natężenia przepływu przez wieniec wirnikowy. Przyjęte do analizy grubości krawędzi spływu łopatki wynosiły 1 mm, 2 mm, 3 mm. Modele do serii symulacji numerycznych wykonano dla zaokrąglonych i niezaokrąglonych krawędzi spływu o podanych wyżej grubościach. Zaokrąglone krawędzie spływu odwzorowywano w postaci łuku, na który narzucono warunki styczności do górnego i dolnego obrysu profilu definiującego kształt łopatki. Łopatki modelowego wieńca wirnikowego zbudowano w oparciu o profil NACA 65-810. Na potrzeby sprawdzenia poprawności przyjętego modelu turbulencji oraz ustawień siatki przeprowadzono badania doświadczalne modelowego wieńca wirnikowego na stanowisku do badań wentylatorów osiowych. Uzyskane dane eksperymentalne zestawiono z wynikami numerycznymi. Przedstawione wyniki wykazały istotny wpływ grubości i kształtu krawędzi spływu łopatki wirnikowej na charakterystyki pracy wentylatora osiowego.
2
Content available remote Numeryczna analiza charakterystyk wentylatora osiowego
Wrzesień S., Frant M., Majcher M.
Mechanik
|
2018
|
R. 91, nr 7
606--608
PL
W artykule porównano podstawowe charakterystyki pracy wentylatora osiowego uzyskane metodą numeryczną i analityczną, stanowiące etap wstępnego projektowania wentylatora o zadanych osiągach. Takimi osiągami są charakterystyki przyrostu ciśnienia całkowitego, mocy oraz sprawności całkowitej w funkcji objętościowego natężenia przepływu. Przedstawione wyniki wykazywały istotne różnice ilościowe i jakościowe w przebiegu charakterystyk uzyskanych dwoma metodami. Potwierdzono przydatność metod numerycznych w odniesieniu do wstępnego projektu analitycznego.
EN
The paper presents an analysis and comparison of basic characteristics of axial fans, both analytically and numerically. Such characteristics are: the characteristics of the total pressure, power and total efficiency as a function of the volumetric flow rate. The presented results showed significant quantitative and qualitative differences in the characteristics obtained by two methods. The usefulness of numerical methods in relation to the results of the initial analytical project was confirmed.
3
Content available remote Obliczanie charakterystyk aerodynamicznych obiektów latających z wykorzystaniem programów Prodas i Fluent
Baranowski L., Frant M.
Mechanik
|
2017
|
R. 90, nr 7
591--593
PL
W artykule przedstawiono metodykę wyznaczania podstawowych charakterystyk aerodynamicznych metodą teoretyczną z wykorzystaniem programu Fluent oraz metodą teoretyczno-doświadczalną z wykorzystaniem programu Prodas. Przykładowe obliczenia przeprowadzono dla niekierowanego pocisku rakietowego 122 mm. W celu porównania obu metod wyniki obliczeń współczynnika siły oporu Cx, siły nośnej Cz oraz momentu pochylającego mz (w funkcji kąta natarcia i liczby Macha) zobrazowano na wykresach.
EN
The article presents the methodology of determining the basic aerodynamic characteristics using the Fluent theoretical method and the theoretical and experimental method using the Prodas program. Presented calculations were made for a 122 mm non-guided missile. In order to compare both methods, the results of calculations of coefficient of drag force, lift force coefficient and pitching moment coefficient as a function of incidence angle of attack and Mach number are shown in graphs.
4
Content available Numerical Investigation of the Wing-in-Ground Effect on Aerodynamic Characteristics
Wrzesień S., Frant M., Majcher M.
Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa
|
2016
|
Vol. 7, Nr 4 (26)
115-130
EN
This paper presents the numerical evaluation of ground (proximity) effects on the basic aerodynamic characteristics of a specifically designed airplane model. The ground effects were investigated in relation to the angle of attack and flight altitude. The results were referenced to the characteristics of an object in motion unaffected by ground effects.
PL
W pracy przedstawiono badania numeryczne wpływu efektu bliskości ziemi na podstawowe charakterystyki aerodynamiczne specjalnie do tego celu zaprojektowanej bryły samolotu. Zbadano wpływ bliskości ziemi w zależności od kąta natarcia oraz w zależności od wysokości lotu. Wyniki odniesiono do charakterystyk obiektu poruszającego się bez efektu bliskości ziemi.
5
Content available Numerical analysis of the intake vortex formation in the case of a double fuselage shielded inlet
Kozakiewicz A., Frant M.
Journal of Theoretical and Applied Mechanics
|
2014
|
Vol. 52 nr 3
757--766
EN
The paper raises a very important problem, concerning the work of turbine-jet engines, that is the intake vortex. A phenomenon which is relevant to all engines of this type. The article demonstrates literature data determining the influence of the airflow direction and zone on the possibility of vortex formation, taking into consideration the influence of basic geometrical data. The outcomes of calculations related to the formation of the inlet vortex for a given fuselage shielded inlet constructional system are shown. The studies are concerned with determination of the influence of angles and the gust speed value on forming of the vortex in this kind of intake.
6
Content available Analysis of the gust impact on inlet vortex formation of the fuselage-shielded inlet of an jet engine powered aircraft
Kozakiewicz A., Frant M.
Journal of Theoretical and Applied Mechanics
|
2013
|
Vol. 51 nr 4
993--1002
EN
Selected problems of a complex structure, namely the fuselage-shielded inlet model of a turbine jet engine for numerical analysis purposes of the intake vortex formation phenomenon are presented in this paper. As a result of numerical analysis, an intake vortex has been developed. The analysis of the impact of changes in speed, angle and the direction of gust on vortex development has been conducted. Also, consequences of ingestion of foreign objects by the inlet and relevant statistics concerning damage to turbine engines have been presented.
7
Content available Analiza podatności układu wlotowego podkadłubowego turbinowego silnika odrzutowego na powstanie wiru wlotowego
Kozakiewicz A., Frant M.
Biuletyn Wojskowej Akademii Technicznej
|
2012
|
Vol. 61, nr 2
419-435
PL
W artykule przedstawiono wybrane problemy budowy złożonego obiektu, jakim jest model kanału wlotowego do turbinowego silnika odrzutowego na potrzeby numerycznej analizy zjawiska powstawania wiru wlotowego. Opisano proces dyskretyzacji w rozpatrywanym zagadnieniu oraz zawarto pewne wskazówki i wytyczne do przygotowania i przeprowadzenia operacji dyskretyzacji obszaru obliczeniowego. Przedstawiono wybrane wyniki testowe mające na celu sprawdzenie poprawności kształtu obiektu, siatki obliczeniowej jak i doboru warunków brzegowych oraz algorytmu rozwiązania. W wyniku analizy numerycznej uzyskano wir wlotowy. Dokonano analizy wpływu zmiany prędkości, kąta i kierunku podmuchu strumienia na powstanie wiru wlotowego. Przedstawiono konsekwencje zasysania ciał obcych przez układ wlotowy i dane statystyczne dotyczące uszkodzeń silników turbinowych.
EN
The paper presents selected problems on building complex object which is the virtual model of intake conduit for the turbofan jet engine for the needs of numerical analysis of inlet vortex phenomenon. The process of discretization in selected problem was described and a few hints and guidelines for preparing and performing the process of computational area discretization were contained. Selected results of the numerical test results with the purpose of examining the accurateness of object's shape and selected computational grid, chosen boundary conditions and algorithm of solution were presented. As a result of numerical analysis the inlet vortex has been obtained. The impact of changes in speed, angle and direction of the blast stream at the inlet vortex formation was analysed. The consequences of intake of foreign bodies through the intake system and damage statistics on turbofan jet engines are presented.
8
Content available Construction of an air intake system model for F-100-PW-229 engine in F-16 aircraft for intake vortex development analysis
Frant M., Kozakiewicz A.
Prace Instytutu Lotnictwa
|
2011
|
Nr 8 (217)
39-49
EN
In this paper selected problems on building complex object (virtual model of intake conduit for the engine of F-16 aircraft) for the needs of numerical analysis, including numerical analysis of intake vortex phenomenon, are presented. The process of discretization in selected problem was described and few hints and guidelines for preparing and performing the process of computational area discretization were contained. In the next section test results were presented with the purpose of examining the accurateness of object’s shape and selected computational grid, chosen boundary conditions and algorithm of solution. This paper is an introduction to conducting wider analysis of a dangerous, from the perspective of engine’s life, phenomenon which is the air intake vortex development on F-16 aircraft.
PL
W artykule zaprezentowano metodykę budowy modelu parametrycznego na potrzeby analizy drgań własnych elementów lotniczego silnika turbinowego. Omówiono proces modelowania w ujęciu systemowym w zastosowaniu do procesu optymalizacji łopatki turbiny. Przedstawiono osobliwości projektowania lotniczego silnika turbinowego i jego zespołów. Opracowano algorytmy wyboru punktów z danych pomiarowych do utworzenia wzorca. Przeprowadzono dyskusję doboru krzywych do parametrycznego modelowania z uwzględnieniem wejść do procesu optymalizacji odwzorowania powierzchni bazując na technice inżynierii odwrotnej. Przedstawiono proces odwzorowania geometrii od etapu wykonania precyzyjnych pomiarów, identyfikacji danych, weryfikacji krzywych, aż do utworzenia bryły modelowanego obiektu. W pracy zawarto założenia opracowanych przez autorów i zastosowanych algorytmów modelowania elementów struktur lotniczych.
9
Content available Budowa modelu układu wlotowego silnika F-100-PW-229 w samolocie F-16 na potrzeby analizy powstawania wiru wlotowego
Kozakiewicz A., Frant M.
Prace Instytutu Lotnictwa
|
2011
|
Nr 4 (213)
55-65
PL
W pracy przedstawiono wybrane problemy budowy złożonego obiektu (wirtualnego modelu kanału wlotowego do silnika samolotu F-16) na potrzeby numerycznej analizy zjawiska powstawania wiru wlotowego. Opisano proces dyskretyzacji w rozpatrywanym zagadnieniu oraz zawarto pewne wskazówki i wytyczne do przygotowania i przeprowadzenia operacji dyskretyzacji obszaru obliczeniowego. W dalszej części przedstawiono wybrane wstępne wyniki testowe mające na celu sprawdzenie poprawności kształtu obiektu, siatki obliczeniowej jak i doboru warunków brzegowych oraz algorytmu rozwiązania. powyższa praca stanowi wstęp do przeprowadzenia szerszej analizy powstawania niebezpiecznego zjawiska wiru wlotowegodo silnika samolotu F-16.
10
Modelowanie przepływu w gaźniku silnika lotniczego do określenia zagrożeń oblodzeniowych
Panas A., Chachurski R., Frant M., Fafiński T.
Modelowanie Inżynierskie
|
2008
|
T. 5, nr 36
379-386
PL
W pracy przedstawiono wyniki analitycznego i numerycznego modelowania przepływu powietrza w gardzieli gaźnika Walbro WB-37. Gaźnik ten stanowi przykład jednego z typowych rozwiązań konstrukcyjnych układu zasilania silnika lotniczego. Celem analizy było wyznaczenie rozkładów pól fizycznych do określenia zagrożeń oblodzeniowych. Do budowy trójwymiarowego modelu numerycznego oraz rozwiązania zagadnienia obliczeniowego wykorzystano pakiet CFD FLUENT. Uzyskane wyniki pozwoliły na zweryfikowanie informacji dotyczących przebiegu procesu obladzania.
EN
The fluid flow in Walbro WB-37 carburator venturi is discussed. The analysed carburator exemplifies one of typical solutions for the aircraft engine induction systems. Selected regimes of the engine operation are considered. The flow is modelled in both analytical and numerical manner. However, the present work is focussed on numerical calculations. A 3-D compressible viscous fluid flow is analysed applying a CFD Fluent software. Boundary conditions have been developed analytically using some experimental data. As a result distributions of the flow parameters for the selected model cases have been obtained (comp. e.g. Fig. 1.b). Despite the preliminary character of the analysis it confirms the notion that the carburator icing is not confined to cold weather only. Severe icing may occur even in situations when the ambient air temperature is relatively high (between ten and twenty Celsius degrees or even more). In the nearest future the obtained data will be applied for a more sophisticated study of a two-phase flow phenomena including tracing water and fuel droplets.
11
Content available Numerical verification of icing hypotheses of the inlet of aircraft turbine engine TW2-117A
Panas A. J., Fafiński T., Frant M., Chachurski R.
Journal of KONES
|
2007
|
Vol. 14, No. 3
503-510
EN
Numerical analysis of the inlet flow of aircraft turbine powerplant has been performed. The analysis has been focused on thermal conditions in view of the expected inlet icing phenomena. A commercial CFD Fluent package has been utilized in developing the model and solving the stated problem. The modelled system was a TW2-117A engine inlet of Mi-8P helicopter. Calculations of 2-D axisymmetric compressible viscous flow have been conducted. The modelled medium has been assumed of the air thermophysical properties. At the present stage effects the moist content and two-phase flow have been neglected. The calculations complemented results of previous theoretical analyses and experimental measurements with images of the temperature and the flow velocity distribution. The maximum temperature drop has been estimated to be at last -4 K close to the external inlet wall and about -5 K close to the central body. The boundary layer parameters have been identified applying several standard models of turbulence. The qualitative image of icing flow conditions has been verified and confirmed.
PL
Praca dotyczy analizy numerycznej termicznych warunków przepływu powietrza we wlocie lotniczego silnika turbinowego. Do analizy wykorzystano pakiet numerycznych obliczeń przepływowych FLUENT. Modelowano ściśliwy przepływ powietrza we wlocie silnika TW2-117A śmigłowca Mi-8P. Obliczenia wykonano w wariancie dwuwymiarowym osiowosymetrycznym dla założonych charakterystycznych warunków brzegowych przepływu. Kontekst analizy stanowiły zjawiska oblodzeniowe uwzględnione głównie w warunkach termicznych i w opisie właściwości modelowanego medium - powietrza. Ze względu na skupienie uwagi na zagadnieniach zmian temperatury uwarunkowanych kinetyką przepływu pominięto w obecnym etapie pracy zjawiska związane z efektami przepływu dwufazowego, uwzględniono natomiast lepkość powietrza. Wyniki obliczeń, w tym rezultaty otrzymane dla różnych modeli turbulencji, porównano z rezultatami wcześniej przeprowadzonej analizy teoretycznej i wynikami pomiarów zmian temperatury w trakcie prób silnika na hamowni. Uzyskano potwierdzenie hipotez oblodzeniowych oraz potwierdzono poprawność zastosowanych procedur badań doświadczalnych. Analiza wyników obliczeń numerycznych pozwoliła na odtworzenie obrazu przestrzennego pól parametrów przepływu. Maksymalny spadek temperatury w pobliżu ścianek zewnętrznych kanału określono jako nie mniejszy od -4 K, a w pobliżu ciała centralnego -5 K. Porównując wyniki obliczeń z wykorzystaniem kilku modeli turbulencji zidentyfikowano również parametry warstwy przyścienne.
12
Content available Doświadczalne charakterystyki aerodynamiczne modelu samolotu F-16 w opływie symetrycznym
Olejnik A., Krzyżanowski A., Kachel S., Frant M., Makowski W., Skrodzki C.
Biuletyn Wojskowej Akademii Technicznej
|
2007
|
Vol. 56, nr 1
25-56
PL
W pracy przedstawiono wyniki badań doświadczalnych charakterystyk aerodynamicznych modelu samolotu F-16. Badania wykonano dla modelu samolotu w konfiguracji gładkiej dla przypadków: całego samolotu, kadłuba, kadłuba ze skrzydłem i kadłuba z usterzeniem poziomym. Zbadano wpływ wychylenia usterzenia poziomego, wpływ mechanizacji skrzydła, wpływ podwieszeń zewnętrznych i wpływ zbiorników konforemnych na charakterystyki aerodynamiczne badanego modelu.
EN
The results of experimental investigations of aerodynamic characteristics of F-16 aircraft model have been presented. The investigations have been performed for aircraft model under plain configuration in cases of: the whole model of aircraft, isolated fuselage, fuselage with wings and fuselage with horizontal tail. Influence of horizontal tail displacement, wing mechanization, external stores and conformal fuel tanks on aerodynamic characteristics of model has been examined.
13
Content available Doświadczalne charakterystyki aerodynamiczne modelu samolotu F-16 w opływie niesymetrycznym
Olejnik A., Kachel S., Makowski W., Krzyżanowski A., Frant M., Skrodzki C.
Biuletyn Wojskowej Akademii Technicznej
|
2007
|
Vol. 56, nr 2
179-211
PL
W pracy przedstawiono wyniki badań aerodynamicznych modelu F-16 w tunelu aerodynamicznym, przy opływie niesymetrycznym, tzn. ze ślizgiem. Badania wykonano dla modelu samolotu w konfiguracji „gładkiej” dla przypadków: całego samolotu, kadłuba, kadłuba ze skrzydłem, kadłuba z usterzeniem poziomym. Zbadano wpływ wychylenia usterzenia poziomego, wpływ mechanizacji skrzydła, wpływ podwieszeń zewnętrznych oraz wpływ zbiorników konforemnych na charakterystyki aerodynamiczne badanego modelu w zakresie kątów ślizgu od ß = –30° do ß = 30°.
EN
The paper presents the results of aerodynamic investigations of F-16 model in wind tunnel under nonsymmetrical air flow. Investigations have been carried out for an aircraft model under plain configuration, for the following cases: whole aircraft, isolated fuselage, fuselage with wings, fuselage with a horizontal tail. The following influences: control surfaces displacement, high lift devices, external stores, as well as conformal fuel tanks, on aerodynamic characteristics of the investigated model within an angle of slip from ß = -30° up to ß = 30° have been presented.
14
Content available Doświadczalno-numeryczne badania pływania kołowego transportera opancerzonego
Walentynowicz J., Matracki J., Wrzesień S., Frant M.
Biuletyn Wojskowej Akademii Technicznej
|
2006
|
Vol. 55, nr 3
7-21
PL
W artykule przedstawiono wybrane wyniki badań pływalności modelu kołowego transportera opancerzonego, wykonanego w kanale wodnym i przestrzeni pomiarowej w tunelu aerodynamicznym dla modelu redukcyjnego. Wykonano także symulacyjne badania oporu pływania z wykorzystaniem oprogramowania CFD Fluent. Wykazano możliwości zmniejszenia oporów hydrodynamicznych podczas pływania przez zmianę ukształtowania niektórych elementów pojazdu.
EN
The result of investigations of swimming of wheeled armored vehicle model was presented in this paper. The swimming of reductive model in aqueous channel and wind was investigated as well as drag swimming was analyzed by using software Fluent system. Possibility of resistances decrease during swim back by changing fuel tank form was affirmed.
15
Content available Doświadczalne charakterystyki aerodynamiczne modelu samolotu dalekiego zasięgu ze skrzydłem o ujemnym kącie skosu w opływie symetrycznym
Olejnik A., Kachel S., Krzyżanowski A., Frant M., Skrodzki C., Jarzębiński L., Frydrychewicz A.
Biuletyn Wojskowej Akademii Technicznej
|
2006
|
Vol. 55, nr 4
71-88
PL
W pracy przedstawiono wyniki badań doświadczalnych charakterystyk aerodynamicznych modelu kilkumiejscowego samolotu pasażerskiego dalekiego zasięgu ze skrzydłem o ujemnym kącie skosu. Badania wykonano dla modelu w wersji jednosilnikowej i dwusilnikowej, z dodatkowymi zbiornikami na paliwo i bez zbiorników dodatkowych.
EN
The results of experimental investigations of aerodynamic characteristics of several-places long range passenger aeroplane model with a negative swept angle are presented. The investigations have been performed on the model of one-engine and double-engine version, with and without additional fuel tanks.
16
Content available remote Doświadczalne charakterystyki aerodynamiczne modelu samolotu EM2 o nastawianym stałym momencie zawiasowym na kanardzie
Margański E., Kachel S., Krzyżanowski A., Frant M., Skrodzki C., Olejnik A.
Biuletyn Wojskowej Akademii Technicznej
|
2005
|
Vol. 54, nr 11
13-33
PL
Praca jest kontynuacją badań aerodynamicznych modeli samolotów o niekonwencjonalnym układzie skrzydeł i nastawianym, stałym momencie zawiasowym na kanardzie. Przedstawiono w niej wyniki badań doświadczalnych charakterystyk modelu samolotu pokazanego na rys. 2 i rys. 3. Badania tunelowe wykonano dla modelu samolotu w konfiguracji gładkiej bez kanarda i z kanardem, przy różnych momentach zawiasowych na nim i różnych prędkościach przepływu powietrza w tunelu aerodynamicznym.
EN
The paper is a continuation of paper [3], concerning the studies on aerodynamic characteristics of aircraft of not conventional wing system model with adjusted constant hinge moment on the canard. The results of experimental studies of characteristics of the aircraft model shown in Figs 2 and 3 are presented. The investigations have been performed on the model of smooth configuration with and without the canard of a different hinge moment and at different velocities of air flow in the aerodynamic tunnel.
17
Content available remote Doświadczalne charakterystyki aerodynamiczne modelu samolotu EM1 o nastawianym stałym momencie zawiasowym na kanardzie
Margański E., Kachel S., Krzyżanowski A., Frant M., Skrodzki C., Olejnik A.
Biuletyn Wojskowej Akademii Technicznej
|
2005
|
Vol. 54, nr 10
5-30
PL
W pracy przedstawiono wyniki badań doświadczalnych charakterystyk aerodynamicznych modelu samolotu z niekonwencjonalnym układem skrzydeł i nastawianym stałym momentem zawiasowym na kanardzie. Badania wykonano dla modelu samolotu w konfiguracji gładkiej bez kanarda i z kanardem przy różnych momentach zawiasowych na nim i różnych prędkościach przepływu powietrza w tunelu aerodynamicznym.
EN
The results of experimental investigations on aerodynamic characteristics of aircraft of nonconventional wing system model with adjusted constant hinge moment on canard are presented. The investigations have been performed on the model of smooth configuration with and without canard of different hinge moment at different velocities of air flow in aerodynamic tunnel.
18
Content available remote Doświadczalne charakterystyki aerodynamiczne modelu samolotu MRG ze skrzydłem pasmowym o nastawianym stałym momencie zawiasowym na kanardzie
Margański E., Kachel S., Krzyżanowski A., Frant M., Skrodzki C., Olejnik A.
Biuletyn Wojskowej Akademii Technicznej
|
2005
|
Vol. 54, nr 5-6
87-109
PL
W pracy przedstawiono wyniki badań doświadczalnych charakterystyk aerodynamicznych modelu samolotu szkolno-bojowego ze skrzydłem pasmowym o nastawianym stałym momencie zawiasowym na kanardzie. Badania wykonano dla modelu w konfiguracji gładkiej bez kanarda i z kanardem o nastawianym stałym momencie zawiasowym przy różnych ciśnieniach dynamicznych.
EN
The results of experimental investigations on aerodynamic characteristics of combat-training aircraft band wing model with adjusted constant hinge moment on canard are presented. The investigations have been performed on the model of smooth configuration with and without canard of adjusted constant hinge moment at different dynamical pressure.
19
Content available remote Doświadczalne charakterystyki profilu lotniczego z modelowanym oblodzeniem
Frant M., Kowaleczko G., Sobieraj W.
Prace Instytutu Lotnictwa
|
2001
|
Nr 4 (167)
19-25
PL
W artykule przedstawiono wyniki badań nad symulowanym oblodzeniem profilu lotniczego oraz porównanie charakterystyk profilu o gładkiej powierzchni z charakterystykami profilu o powierzchnik pokrytej oblodzeniem. Pokazano także rozkłady ciśnień na badanych profilach. Określono, jakie konsekwencje powoduje powstanie oblodzenia na skrzydle.
EN
Paper presents results of experimental research of simulated ice formation on wing airfoils and comparison of ice-covered airfoil characteristics with bare airfoil characteristics. Diagrams of pressure distribution on airfoil surface are also shown. Consequences of wing icing are also presented.
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.