Wyniki wyszukiwania - Biblioteka Nauki

1

Symulacyjny model wirnika nośnego na sprężystych podporach

100%

Stanisławski J.

|

tom Nr 1 (160)

98-104

PL

Przedstawiono wyniki badań symulacyjnych modelu wirnika śmigłowca o sprężystym zawieszeniu głowicy. W modelu wykorzystano analizę wielopłatową, gdzie rzeczywistą strukturę wirnika zastąpiono osiami sprężystymi o charakterystykach masowo-sztywnościowych odpowiadających własnościom łopat. uwzględniono wpływ parametrów ruchu głowicy na wartość sił działających na elementy łopat. Równania ruchu odkształcalnych łopat rozwiązano metodą Galerkina wykorzystując postacie ich drgań własnych. Model wirnika ze sprężystym zawieszeniem może być wykorzystany do badań symulacyjnych zjawisk rezonansu naziemnego i powietrznego, a także zachowania się wirnika w stanach awaryjnych przy uszkodzeniu jednego z tłumików wahań łopat w płaszczyźnie obrotów lub różnic w charakterystykach masowych i aerodynamicznych łopat.

EN

Results of numerical simulation of motion of the helicopter rotor with flexible mounted hub are presented. In tehe model elastic axes with the lumped masses represent properties of the rael rotor blades. Influence of the rotor head motion parameters is considered in the equations defining loads acting on the rotor blade elements. Galerkin method is applied to find the solution of the equations of motion of the rotor blades. The model of rotor with the flaxible mounted hub can be used in the simulation research of the ground and air resonance phenomenon and in the investigation of the behaviour of the rotor with damaged lagging damper or with blades with different mass or aerodynamic characteristic.

2

Analiza możliwości kolizji łopaty wirnika nośnego z belką ogonową śmigłowca PZL Sokół

80%

Bronowicz J.

|

tom Nr 1 (160)

117-120

PL

W artykule przedstawiono wyniki analizy, której celem było okreslenie dla śmigłowca W-3 Sokół granicznych warunków manewru śmigłowca, przy których możliwa jest kolizja łopaty wirnika nośnego z belką ogonową śmigłowca. Analiza polega na wyznaczeniu metodą symulacji komputerowej odległości łopaty wirnika od belki ogonowej śmigłowca, gdy łopata znajduje się nad belką ogonową, a właściwie odległości końca łopaty wirnika nośnego od osłony wału transmisji śmigła ogonowego. Gdy łopata wirnika nośnego znajduje się nad belką ogonową, to przy kącie stożka b=0 (łopata znajduje się w płaszczyżnie konstrukcyjnej wirnika) odległość końca łopaty od owiewki wału transmisji wynosi 1620 mm. Zatem kolizja łopaty z belką ogonowa może nastapić wtedy, gdy koniec łopaty wirnika znajduje się w odległości 1,62m poniżej płaszczyzny konstrukcyjnej wirnika. Jest to kryterium kolizji łopaty wirnika z belką ogonową.

EN

The paper presents results of the analysis, which had to evaluate the limiting conditions of helicopter manoeuvre, when the collision of helicopter's main rotor blade and tail boom is possible. The analysis consist in determining by computer simulation the distance between rotor blade and helicopter's tail beam, when the blade is just above the beam, especially the distance between the tip of the main rotor blade and the case of the tail propeller transmission shaft. When a blade is placed over the tail boom at the coning angle b=0 the distance between the blade tip and the transmission shaft deflector equals 1620 mm. So the collision of the blade and the tail boom may take place at the moment, when the rotor blade tip is placed at the distance of 1,62 m rotor's design plane. It is criterion of the collision of the rotor blade and the tail boom.

3

Obliczeniowa analiza naprężeń w połączeniach w przegubowej piaście wirnika nośnego do śmigłowca IS-2

80%

Frączek K.

|

tom Nr 1 (160)

121-127

PL

Artykuł zawiera zasady budowy modeli konstrukcji o złożonym kształcie. Zasady budowy modeli fragmentów przy uwzględnieniu odkształceń w innych modelach oraz sposoby wyznaczania koncentracji naprężeń w połączeniach przegubowych przy użyciu elementów kontaktowych i systemu NASTRAN.

EN

This article includes principle rules of solid modeling, both parts and layout of helicopter rotor. Methods of stresses analysis in articulated joint were implemented by using contacts elements and NASTRAN systems.

4

Analiza numeryczna transonicznego opływu końcówki łopaty nacierającej wirnika nośnego w locie postępowym metodą Naviera-Stokesa

70%

Doerffer P. , Kaczyński J. , Namieśnik K. , Kania W.

|

tom 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.

5

Obliczanie współczynnika ciągu wirnika nośnego śmigłowców

60%

Sarnowski W. , Stokfisz K.

Zeszyty Naukowe / Wyższa Szkoła Oficerska Sił Powietrznych

|

2015

|

tom Nr 4

147--154

PL

W artykule przedstawiono przykład możliwości autorskiego programu do obliczania współczynnika ciągu wirnika nośnego śmigłowca. Omówiono również jego przydatność w procesie dydaktycznym w Uczelniach. Oprogramowanie służy głównie do wyliczania współczynnika ciągu. W artykule zostaną również przedstawione inne możliwości programu, takie jak np. analiza doboru parametrów geometrycznych łopaty śmigłowca. Praca zawiera również algorytm obliczeniowy, wykorzystywany w programie razem z przykładem podstawowych obliczeń.

EN

The article presents the possibilities of the authors’ own program for calculating helicopter main rotor thrust coefficient. The usefulness of the program in the educational process at universities is also discussed. The software is mainly used to calculate the thrust coefficient. Other application possibilities of the program, such as the analysis of the selection of geometric parameters of helicopter blades are presented as well. The paper contains calculation algorithm used in the program together with an example of basic calculations.

6

Optymalizacja pasywna w procesie projektowania łopat wirnika nośnego wiropłatów

60%

Raczyński R. , Wendeker M. , Grabowski Ł.

|

2014

|

tom nr 6

9054--9063

PL

W artykule przybliżona została uproszczona metodyka doboru podstawowych parametrów konstrukcyjnych stosowanych w procesie projektowania łopat wirnika nośnego wiropłatów. Proces projektowania zakłada wykorzystanie pasywnej metody optymalizacji osiągów modelowego izolowanego wirnika nośnego. W analizach numerycznych wykorzystano algorytmy metody elementu łopaty z uwzględnieniem dynamiki i kinematyki ruchu, przy założeniu braku zjawisk aeroelastyczności. W prezentowanym przykładzie przedstawiona została problematyka równowagi sił na wirniku na skutek zmiany parametrów konstrukcyjnych dla 3-łopatowego przegubowego wirnika o promieniu R=1m i cięciwie łopaty C=0,07m, dla stanów lotu związanych z zawisem oraz lotami z prędkością postępową do V=150km/h. Założona maksymalna masa startowa teoretycznego wiropłata MTOW=100kg.Powyższe analizy nie uwzględniają procesów związanych z doborem i redukcją oporów szkodliwych profili aerodynamicznych. Nie zawarto również analiza momentu statycznego łopaty względem przegubu wahań pionowych. Wartości współczynnika kompensatora wahań i przekręceń, oraz współczynnika strat mechanicznych zostały dobrane doświadczalnie oraz na bazie literatury [1,2] i doświadczenia zawodowego.

EN

The article describe simplified methodology selection of elementary technical parameters used in main rotor blades designee process. Designee process that utilize passive methodology of optimization isolate rotors performance. In numerical analysis were used blade elements algorithms take into account the dynamic behavior of full articulated main rotor hub and without aeroelasticity effect. In article example was presented problematic of rotor forces equilibrium and correlation with designee parameters. All analysis were performed for 3 blades main rotors, 1m of rotor radius and 0,07m of blade chord. For calculation were used theoretical Maximum Take Of Weight MTOW=100kg, and speed range V=0-150km/h. All analysis were performed without process of justification suitable airprofile and drag reduction. Selection of blade inertial moment(flapping hinge) and pitch-flap coupling were omitted. Preliminary value of above mentioned parameters was selected base on literature[1, 2] and work experiences.

7

Analiza obliczeniowa możliwości osłabienia efektów kryzysu falowego i redukcji hałasu impulsowego typu HSI śmigłowca

60%

Kania W. , Sznajder J. , Godlewski J.

|

2000

|

tom 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.