Wyniki wyszukiwania - Biblioteka Nauki

1

Sterowanie przepływem na profilu przy użyciu oscylującej klapki

100%

Krzysiak A.

|

tom T. 11, nr 42

233-240

PL

Techniki aktywnego sterowania przepływem (Active Flow Control) na profilu są w ostatnich latach przedmiotem intensywnych badań w wielu ośrodkach naukowych na świecie. Jedną z tych technik jest aktywne sterowanie opływem profilu za pomocą klapki na krawędzi spływu. Taka klapka może być wykorzystywana zarówno jako podstawowy środek sterowania obiektem latającym, co dla przykładu od wielu lat ma miejsce na śmigłowcach firmy Kaman, jak i do sterowania dodatkowego. I tak od szeregu lat prowadzone są badania nad wykorzystaniem drgającej klapki umieszczonej na krawędzi spływu łopaty do poprawy własności aerodynamicznych śmigłowca poprzez zmniejszenie poziomu drgań łopaty, poprawę jego osiągów oraz obniżenie poziomu hałasu wirnika. W pracy przedstawiono rezultaty eksperymentalnych tunelowych badań wpływu drgającej klapki, umieszczonej na krawędzi spływu modelu profilu NACA 0012, na jego podstawowe charakterystyki aerodynamiczne. Oscylacje profilu miały za zadanie modelować w warunkach tunelowych zmiany kąta natarcia profilu łopaty śmigłowca w wyniku jej ruchów obrotowych w przegubach i dokoła osi wirnika.

EN

In the recent years, the techniques of active control of flow around airfoil are being investigated extensively by many research centres all over the world. One of the techniques consists in flow control by trailing edge flap. Such flap may be used as a basic helicopter control device (which is in used on Kaman helicopters for a long time), as well as for additional control. So, for many years the investigations of oscillating trailing edge flap application for helicopter aerodynamic characteristics improvement, by diminishing rotor blade vibration, improving performance and diminishing the rotor noise level have been conducted. In present paper the experimental test results of the influence of independently oscillating flap on aerodynamic characteristics of pitching airfoil NACA 0012 are presented. Airfoil oscillations simulate, in wind tunnel conditions, changes of blade airfoil angle of attack during its rotary motion.

2

Tunelowe badania wpływu usterzenia motylkowego na charakterystyki aerodynamiczne modelu kadłuba wiatrakowca

100%

Krysztofiak G.

|

tom T. 11, nr 42

227-232

PL

Niniejsza praca zawiera opis eksperymentalnych badań tunelowych innowacyjnej konstrukcji modelu wiatrakowca z płytowym usterzeniem motylkowym w kształcie odwróconej litery V. Przedstawiono wyniki badań w postaci wybranych charakterystyk aerodynamicznych wraz z analizą stateczności podłużnej i poprzecznej modelu. Analizę przedstawiono na podstawie badań modelu kadłuba wiatrakowca I-28 w ustalonych stanach lotu przeprowadzonych w największym w Polsce tunelu aerodynamicznym. Zaprezentowano wyniki skuteczności działania usterzenia płytowego na stateczność kadłuba bez uwzględnienia strug napływających z wirnika nośnego oraz śmigła napędowego wiatrakowca.

EN

The research paper describes experimental tunnel studies of an innovative construction of a rotary wing aircraft model equipped with an inverted "V" all-moving butterfly tailplane. The results are presented as selected aerodynamic characteristics together with analysis of longitudinal and directional stability of the model. The analysis has been presented on the basis of the tests of the I-28 autogiro fuselage model at stationary flight conditions, carried out in Poland's largest wind tunnel. The research presents results of effectiveness of all- moving tailplane impact on the stability of the fuselage without consideration of flow coming from the autogiro rotor and the tractor airscrew.

3

Charakterystyki aerodynamiczne kadłuba wiatrakowca dla różnych kątów zaklinowania usterzenia poziomego

100%

Ruchała P. , Stryczniewicz W. , Czyż Z. , Łusiak T.

|

tom Nr 4 (241)

96--107

PL

W niniejszej pracy przedstawiono eksperymentalne badania wpływu kąta zaklinowania usterzenia poziomego na charakterystyki aerodynamiczne wiatrakowca. Obiektem badań był model kadłuba wiatrakowca, wraz z usterzeniem w układzie H. Kąt zaklinowania usterzenie był zmienny. W badaniach pominięto wpływ wirnika nośnego i śmigieł napędowych. Badania przeprowadzono w tunelu aerodynamicznym T-l w Instytucie Lotnictwa za pomocą sześcioskładowej wagi tensometrycznej WDP-01. Przeanalizowano kadłub z usterzeniem przy różnych wartościach kąta zaklinowania usterzenia poziomego (od -10° do +10°), a także kadłub izolowany. Dla każdej analizowanej konfiguracji wyznaczono obciążenia aerodynamiczne dla kątów natarcia w zakresie od -16°do 18° i prędkości przepływu niezaburzonego równej 30 m/s. Wyniki badań tunelowych wskazują, że zmiana kąta zaklinowania usterzenia może powodować zarówno ilościową, jak i jakościową zmianę charakterystyk aerodynamicznych. Oznacza to, że parametr ten wpływa nie tylko na przewidywane osiągi wiatrakowca, ale również na jego stateczność podłużną. W związku z tym, wiatrakowiec o nieprawidłowo dobranym kącie zaklinowania może być niestateczny, co oznacza niebezpieczeństwo użytkowania.

EN

This paper presents the experimental investigation of an influence of the horizontal stabilizer's angle of incidence on the aerodynamic characteristics of a gyroplane. The object of investigation was a scaled model of a fuselage of a gyroplane, equipped with a H-shaped tailplane. The angle of incidence of the horizontal stabilizer was changeable. An effect of the main rotor and the propellers of the gyroplane was excluded from this investigation. The wind tunnel tests were conducted in the T-l wind tunnel in the Institute of Aviation for the speed of undisturbed flow of 30 m/s. In the investigation the 6-component strain-gauge balance WDP-01 has been applied. During the investigation the fuselage with the tail plane (for the angle of incidence of horizontal stabilizer from -10° to 10°) and without the tailplane. For each configuration the aerodynamic loads were obtained as a function of the angle of attack (in the range from -16° up to 18°). The results of the wind tunnel tests show that the change of the angle of incidence of the horizontal stabilizer may cause both quantitative and qualitative change of the aerodynamic characteristics. In other words, this parameter may affect not only the performance of a gyroplane, but also its longitudinal stability. Thus, a gyroplane with an improper angle of incidence of the horizontal stabilizer can be unstable, which means that it cannot be flown safely.

4

WPŁYW OBCIĄŻEŃ OD WIATRU NA BUDYNEK WYSOKI O NIEREGULARNEJ FORMIE – BADANIA MODELOWE

100%

Rokicki W. , Pietrzak J. , Wrona M.

|

2017

|

nr 12/II

179-191

PL

W referacie nawiązano do przeprowadzonych analiz oddziaływania wiatru na wieżowiec o nieregularnym rzucie i wysokości nieprzekraczającej 200 m. Celem badawczym było porównanie przyjmowanych normowych wartości obciążeń wiatrem, w stosunku do wartości uzyskanych w badaniach modelowych. Porównanie przeprowadzono w zakresie ciśnień szczytowych wiatru działających na fasady oraz sił wypadkowych działających na konstrukcję budynku. Zasadnicze różnice wynikały z braku uwzględnienia wpływu sąsiedniej zabudowy w obliczeniach wg PN-EN. Wypadkowe siły powstałe po scałkowaniu pomierzonych doświadczalnie ciśnień były znacznie mniejsze niż siły założone zgodnie z PN EN. Można stwierdzić, że wyniki uzyskane z badań doświadczalnych, jako opracowania bardziej miarodajne, mogą stanowić podstawę do przyjmowania mniejszych wartości obciążeń.

EN

In the paper there is reference to the analysis of wind influence on the skyscraper of an irregular plan and the height not exceeding 200 metres. The aim of the research was the comparison of wind load values based on eurocodes in relation to the results of experimental research carried out in an aerodynamic tunnel. The comparison concerned wind spike pressure influencing the facades of the building and resultant forces acting on its structure. The major differences of force values calculated in accordance with euro codes and these obtained from experimental research resulted from not taking into account the influence of neighbouring buildings in calculations based on PN-EN. The resultant forces arising from the integration of experimentally measured pressure were significantly smaller than those calculated in accordance with PN-EN. To conclude, one might state that the results obtained from experimental research - as more reliable ones - could be the basis for assuming smaller wind loads.

5

Walidacja statycznych i dynamicznych badań w tunelach aerodynamicznych instytutu lotnictwa przy użyciu modeli wzorcowych

100%

Krzysiak A.

Modelowanie Inżynierskie

|

2012

|

tom T. 14, nr 45

150--155

PL

W praktyce badań tunelowych dla oceny poprawności uzyskiwanych wyników badań wykonuje się badania charakterystyk aerodynamicznych pewnych wybranych modeli, zwanych modelami wzorcowymi. Modele te charakteryzują się ściśle określoną znaną geometrią, a ich podstawowe charakterystyki aerodynamiczne udostępnione są w literaturze fachowej. W niniejszym pracy omówiono czynniki mające wpływ na jakość badań tunelowych, a także przedstawiono wyniki statycznych badań modelu wzorcowego ONERA M2 oraz wyniki statycznych i dynamicznych badań modelu profilu NACA 0012 i porównano je z wynikami prezentowanymi w literaturze.

EN

In a wind tunnel practice to assess the accuracy of the obtained results the tests of the aerodynamic characteristics of some selected models, called the calibration models, are carried out. These models are characterized by a known geometry and their aerodynamic characteristics are available in the literature. In this paper the factors that influence the quality of the wind tunnel tests are discussed and the results of static tests of calibration model ONERA M2 and the results of static and dynamic tests of the NACA 0012 airfoil model are presented. Obtained results are compared with the results presented in the literature.

6

Quantitative visualisation of compressible flows

100%

Stryczniewicz W.

|

tom Nr 1 (250)

132--141

EN

The paper demonstrates the feasibility of quantitative flow visualisation methods for investigation of transonic and supersonic flows. Two methods and their application for retrieving compressible flow field properties has been described: Background Oriented Schlieren (BOS) and Particle Image Velocimetry (PIV). Recently introduced BOS technique extends the capabilities of classical Schlieren technique by use of digital image processing and allow to measure density gradients field. In the presented paper a review of applications of BOS technique has been presented. The PIV is well established technique for whole field velocity measurements. This paper presents application of PIV for determination of the shock wave position above airfoil in transonic flow regime. The study showed that application of quantitative flow visualisation techniques allows to gain new insights on the complex phenomenon of supersonic and transonic flow over airfoils like shock-boundary layer interaction and shock induced flow separation.

PL

Artykuł przedstawia możliwości zastosowania jakościowych metod wizualizacji przepływu do badań przepływów ściśliwych. Przedstawiono dwie metody umożliwiające pomiar parametrów pola przepływającego płynu: anemometrię obrazową oraz technikę fotografii smugowej opartej na obrazowaniu tła. Ostatnio opracowana nowa metodyka pozwala na rozwinięcie klasycznej techniki Schlierena, dzięki wykorzystaniu cyfrowej analizy obrazu umożliwia jakościowy pomiar gradientów gęstości. W publikacji przedstawiono przegląd zastosowań techniki fotografii smugowej wykorzystującego obrazowanie tła do jakościowego pomiaru zmian gęstości przepływów ściśliwych. Anemometrii obrazowa jest techniką wizualizacyjną, umożliwiającą bezinwazyjny pomiar pola prędkości przepływającego płynu. W publikacji przedstawiono zastosowanie anemometrii obrazowej do wyznaczenia pozycji fali uderzeniowej ponad powierzchnią profilu dla okołodzwiękowych prędkości przepływu. Przedstawione wyniki wykazały, iż zastosowanie technik jakościowej wizualizacji przepływu umożliwia pogłębienie analizy badanych zjawisk w warunkach przepływu okołodźwiękowego i naddźwiękowego, takich jak oddziaływanie fali uderzeniowej z warstwą przyścienną oraz oderwania przepływu spowodowanego falą uderzeniową.

7

Kryteria podobieństwa aeromechanicznego w tunelowych badaniach modeli wirników wiropłatowych statków powietrznych

80%

Krysztofiak G.

|

tom T. 11, nr 42

217-226

PL

Prawo podobieństwa aerodynamicznego jest podstawą aerodynamiki doświadczalnej. W laboratoriach aerodynamicznych badane są zazwyczaj niewielkie modele. Na podstawie wyników doświadczeń z tymi obiektami przewiduje się własności obiektu rzeczywistego. Praktyka wykazała, że wyniki doświadczalnych badań nie zawsze są zgodne z danymi uzyskiwanymi w rzeczywistych warunkach lotu. Przyczyną tego są różnice między opływem statku powietrznego podczas lotu a opływem jego modelu w warunkach laboratoryjnych. W celu wyeliminowania tych błędów konieczne jest spełnienie kryteriów podobieństwa.

EN

The article describes relationships and aerodynamic criteria of similarity in the wind tunnel test of the rotor models of the real rotary-wing aircraft. The law of similarity is the basis of the experimental aerodynamics. During the tunnel tests necessary aerodynamic characteristics of the model are determined, and then, after rescaling, results are translated to the real object scale. These studies (including the cost of a model design) are by the order of magnitude cheaper, as compared to the analogous, in many cases unfeasible tests of a real scale objects. Aerodynamic model tests performed during the design, allows to verify solutions and to make changes without fear of extending costs by changing the actual structure. The results of experimental studies of the rotors of the rotary-wing aircraft models are not always consistent with the data obtained in actual flight conditions. The reason is the difference between the flow around an rotary-wing aircraft during flight, and flow around the model in the laboratory. In order to eliminate these errors it is required to keep the relevant criteria, i.e. the geometric criterion (a test model keeps the actual scale to the real object), kinematic criterion and the dynamic criterion (consistency of dimensionless quantities of flow).

8

Metodyka badań eksperymentalnych rozwoju i zaniku stanu pierścienia wirowego

70%

Surmacz K. , Ruchała P. , Stryczniewicz W.

|

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.