Wyniki wyszukiwania - Biblioteka Nauki

1

Sterowanie opływem klapki profilu poprzez nadmuch funkcjonujący w pętli sprzężenia zwrotnego

100%

Krzysiak A.

Modelowanie Inżynierskie

|

2013

|

tom T. 17, nr 48

70--77

PL

Sterowanie przepływem poprzez nadmuch powietrza było przedmiotem wielu badań eksperymentalnych i obliczeniowych. Dodatkowy nadmuch zwiększa prędkość przepływu w warstwie przyściennej opływanego obiektu, co skutkuje opóźnieniem oderwania przepływu, a tym samym podwyższeniem własności aerodynamicznych tego obiektu. W niniejszym pracy przedstawiono wyniki eksperymentalnych badań charakterystyk aerodynamicznych segmentu profilu z wychylaną klapą, której opływ był sterowany przy użyciu dodatkowego nadmuchu. Nadmuch powietrza zrealizowany został poprzez dysze umieszczone na krawędzi spływu części głównej profilu. Ciśnienie statyczne mierzone w pobliżu krawędzi spływu klapy było sygnałem sterującym w układzie sprzężenia zwrotnego regulującym przepływem powietrza. Praca zrealizowana została w ramach projektu europejskiego „ESTERA”.

EN

Flow control by using an additional blowing has been a subject of the many experimental and computational research. The main task of an additional blowing is to increase the flow velocity in the airfoil boundary layer to delay the flow separation phenomenon and in result to improve the airfoil aerodynamic performance. This paper presents the results of wind tunnel tests of flow control using an additional blowing on the airfoil segment equipped with the movable flap. Blowing was realized through the set of nozzles located on the trailing edge of the main body of the air foil. Air flow through the nozzles was controlled by a set of the electromagnetic valves located inside the model. Pressures measured by sensors mounted on the flap surface created a control signal for a feedback system regulating flow through the nozzles. The work was performed under the European project "ESTERA”.

2

Eksperymentalne badania wpływu spoilera na aerodynamiczne obciążenie skrzydła samolotu

60%

Krzysiak A.

Modelowanie Inżynierskie

|

2015

|

tom T. 25, nr 56

71--76

PL

W obecnie użytkowanych samolotach do sterowania obciążeniem skrzydła, w fazie lądowania lub w trakcie gwałtownego podmuchu powietrza, stosowane są spoilery. W niniejszej pracy przedstawiono wyniki eksperymentalnych badań, wpływu wychylenia spoilera na zmianę rozkładu aerodynamicznego obciążenia skrzydła. Do badań wykorzystano model półskrzydła samolotu. Obciążenie aerodynamiczne modelu mierzone było przez dwie wagi aerodynamiczne, umieszczone u jego podstawy, oraz osiem mostków tensometrycznych, naklejonych wzdłuż rozpiętości półskrzydła. Ponadto, w dwóch wybranych przekrojach, dokonywano pomiaru rozkładu ciśnienia na powierzchni zewnętrznej modelu wzdłuż cięciw skrzydła. Badania zrealizowano w ramach projektu europejskiego STARLET.

EN

In contemporary aircrafts to wing load control, during its landing phase or sudden gusts the spoilers are used. This paper presents, the results of experimental studies of the effect of spoiler deflection, on the wing load distribution along its span. The study was carried out on the semi-half aircraft wing model. The aerodynamics loads were measured by two aerodynamic balances placed at the model base, and by eight strain gauge bridges, distributed along its span. Moreover, in the two selected wing cross sections, the pressure distributions on the outer wing surface, along the wing chords, were measured. Presented research work was carried out within the framework of the European project STARLET.

3

Poprawki tunelowe do wyników badań modeli profili w tunelach aerodynamicznych

60%

Krzysiak A.

Modelowanie Inżynierskie

|

2016

|

tom T. 27, nr 58

75--82

PL

W niniejszej pracy przedstawiono warunki, jakie powinien spełniać tunel aerodynamiczny, aby po przejściu procesu kalibracyjnego stać się wiarygodnym narzędziem badawczym. Na przykładzie dwuwymiarowych badań profilu szybowcowego omówiono podstawowe zasady prawidłowego modelowania takich badań. Dotyczą one przede wszystkim zachowania podobieństwa przepływu pomiędzy przepływem rzeczywistym a modelowanym. Zachowanie podobieństwa przepływów wymusza z kolei odpowiednie zaprojektowanie badanych modeli, właściwe prowadzenie samych badań, a także obróbkę wyników tych badań uwzględniającą poprawki tunelowe. Badania wykonano w dwóch różnych tunelach aerodynamicznych Instytutu Lotnictwa, przy tej samej prędkości przepływu, V∞ = 40 m/s.

EN

In this paper the conditions to be met by a wind tunnel after passing the calibration process to become a credible research tool are presented. Basing on the two-dimensional airfoil studies, the basic principles of proper modeling of such research is discussed. First of all they relates to the flow similarity between the real and wind tunnel conditions. This similarity enforces a proper design of the tested models, a proper research, as well as processing of the test results including a wind tunnel corrections. The tests were performed in two different Institute of Aviation wind tunnels, at the same undisturbed velocity, V∞ = 40 m/s.

4

Metodyka badań eksperymentalnych rozwoju i zaniku stanu pierścienia wirowego

36%

Surmacz K. , Ruchała P. , Stryczniewicz W.

Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa

|

2016

|

tom Vol. 7, Nr 1 (23)

79--96

PL

Jednym z zagrożeń bezpieczeństwa lotu śmigłowców jest stan pierścienia wirowego (ang. Vortex Ring State - VRS). W niniejszej pracy przedstawiono metodykę oraz przykładowe wyniki badań eksperymentalnych dotyczących zagadnienia VRS, przeprowadzonych w tunelu aerodynamicznym Instytutu Lotnictwa. Badanym obiektem był zdalnie sterowany śmigłowiec, umieszczony w przestrzeni pomiarowej tunelu niskich prędkości o średnicy 1,5 m. Zakres badań obejmował pomiary wagowe za pomocą wagi tensometrycznej oraz badania wizualizacyjne metodą anemometrii obrazowej (PIV). W trakcie prowadzonych testów zarejestrowano spadek siły ciągu generowanej przez wirnik nośny śmigłowca towarzyszący wejściu w stan pierścienia wirowego oraz dokonano wizualizacji powstałych struktur wirowych. Uzyskane wyniki potwierdziły, że przyjęta metodyka jest skuteczna do analizy procesu rozwoju i zanikania pierścienia wirowego na wirniku nośnym śmigłowca.

EN

The Vortex Ring State (VRS) of the main rotor is one of the threats for the safety of a helicopter. Therefore this phenomenon has been intensively investigated for several years, in order to understand the mechanisms of its development and the possibilities of avoiding the danger flight regime. The paper presents a research methodology applied for investigations of development of the VRS of the main rotor of a helicopter. The object of investigation was a model of a helicopter with a powered rotor, placed in a low-speed wind tunnel with test section diameter of 1.5 m. The investigation includes a strain gage measurements and flow visualization with the Particle Image Velocimetry (PIV) method. The results show the decrease in the thrust generated by the main rotor due to the VRS. The velocity field, measured with PIV method, shows the process of the VRS forming, development and demise. The results proved the feasibility of the presented methodology for investigation of the Vortex Ring State.