Informacja

Drogi użytkowniku, aplikacja do prawidłowego działania wymaga obsługi JavaScript. Proszę włącz obsługę JavaScript w Twojej przeglądarce.

English (EN)·Polski (PL)·Yкраїнський (UK)
Przejdź do strony domowej biblioteki Centralna Biblioteka Wojskowa Link otwiera się w nowym oknie Logo biblioteki Prolib Integro - strona głównaCentralna Biblioteka Wojskowa

Wyszukujesz frazę "Stryczniewicz, W." wg kryterium: Autor

  Lista filtrów
Wyrównaj
    Wyświetlanie 1-7 z 7
    Tytuł:
    Quantitative visualisation of compressible flows
    Jakościowe wizualizacje przepływów ściśliwych
    Autorzy:
    Stryczniewicz, W.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/212377.pdf
    Data publikacji:
    2018
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    compressible fluid flow
    flow visualisation
    wind tunnel studies
    Particle Image Velocimetry
    Background Oriented Schlieren
    przepływ ściśliwy
    wizualizacja przepływu
    badania tunelowe
    anemometria obrazowa
    fotografia smugowa
    Opis:
    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.
    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.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2018, 1 (250); 132-141
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Zastosowanie metody odwrotnej w celu zwiększenia możliwości pomiarowych metody anemometrii obrazowej (PIV)
    Application of an inverse method for improvement of the measurement capability of the particle image velocimetry method
    Autorzy:
    Stryczniewicz, W.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/212974.pdf
    Data publikacji:
    2016
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    metody odwrotne
    aerodynamika doświadczalna
    numeryczna mechanika płynów
    CFD
    anemometria obrazowa
    PIV
    inverse method
    applied aerodynamics
    computational fluid dynamics (CFD)
    Particle Image Velocimetry
    Opis:
    W pracy przedstawiono koncepcję zwiększenia możliwości pomiarowych metody anemometrii obrazowej (Particie Image Velocimetry - PIV) poprzez zastosowanie zastosowaniu wyniku symulacji numerycznej w procesie analizy danych pomiarowych. Badania przeprowadzono w celu weryfikacji następującej hipotezy: uzyskanie zgodności wyniku pomiaru metodą PR" oraz wyniku numerycznej symulacji przepływu umożliwi wyznaczenie parametrów przepływu, będących poza zakresem pomiarowym metody PIV'. W ramach pracy przeprowadzono testy numeryczne, w których dokonano estymacji parametrów przepływu wokół profilu NAC A0009. Identyfikacj ipodległa prędkość przepływu strumienia niezaburzonego. W celu sprawdzenia poprawności zaproponowanej procedury estymacji parametrycznej, algorytm przetestowano na symulowanych danych pomiarowych. Wyniki badań testowych dowodzą poprawności opracowanych procedur oraz stanowią przyczynek do rozpoczęcia pracy nad nową metodyką analizy wyników7 pomiarów metodą PIV.
    In the presented paper an application of the inverse method for improvement of the measurement capability of the Particle Image Velocimetry method have been discussed. The paper introduces a new approach for PIV data analysis. In a course of the research following thesis has been verified: fitting of the experimental PIV data and a direct numerical problem solution, will lead to determination of flow parameters unobtainable for PIV method. In order to verify the proposed methodology numerical tests has been performed. The parameters of the flow over NACA0009 airfoil has been estimated. The parameter of has been estimated with developed optimization algorithm. The presented results proved the feasibility of proposed methodology and contributes to development of new PIV data post-processing procedure.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2016, 2 (243); 93-107
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Badania eksperymentalne stanu pierścienia wirowego na wirniku nośnym śmigłowca metodą anemometrii obrazowej (PIV)
    PIV measurements of the vortex ring state of the main rotor of a helicopter
    Autorzy:
    Stryczniewicz, W.
    Surmacz, K.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/213666.pdf
    Data publikacji:
    2014
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    stan pierścienia wirowego
    VRS
    aerodynamika lotu śmigłowca
    anemometria obrazowa
    PIV
    vortex ring state
    aerodynamics of helicopter flight
    Particle Image Velocimetry
    Opis:
    W pracy przedstawiono wyniki badań wizualizacyjnych w tunelu aerodynamicznym przeprowadzonych w celu zbadania stanu pierścienia wirowego na wirniku nośnym śmigłowca. Badania wizualizacyjne przeprowadzono metodą anemometrii obrazowej (PIV). Cechą charakterystyczną opadania śmigłowca w warunkach stanu pierścienia wirowego (VRS, Vortex Ring State) jest powstanie wokół wirnika cyrkulacyjnego ruchu strug powietrza po torach w kształcie pierścieni. W przeprowadzonych badaniach warunki VRS uzyskano poprzez umieszczenie modelu śmigłowca w przestrzeni pomiarowej tunelu tak, aby oś wirnika nośnego pokrywała się z osią symetrii przestrzeni pomiarowej. Wykonane analizy potwierdziły skuteczność sytemu PIV stosowanego w Laboratorium Badań Aerodynamicznych Instytutu Lotnictwa do badań opływu śmigłowa z pracującym wirnikiem oraz stanowią przyczynek do kontynuacji badań nad dynamiką powstania stanu pierścienia wirowego na wirniku nośnym śmigłowca.
    The paper presents results of the investigation of the vortex ring state (VRS, settling with power) of the main rotor of a helicopter with the use of Particle Image Velocimetry (PIV) method. One of the most distinguished features in the conditions known as settling with power is a formation of toroidal vortices around the rotor of a helicopter. In order to provide the necessary conditions for the development of VRS the rotation axis of the main rotor and the axis of symmetry of the wind tunnel’s test section were set coaxially. The results of the measurements proved the feasibility of the Applied Aerodynamics Laboratory’s PIV system for investigations of the flow over a powered rotor in a test section of the wind tunnel. The presented results constitute a contribution to performance of a more detailed research on the development of the VRS of the main rotor of a helicopter.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2014, 2 (235) June 2014; 17-27
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Development and testing of data reduction software for measurements using pressure sensitive paints
    Algorytm przetwarzania danych pomiarowych uzyskanych techniką farb czułych na ciśnienie
    Autorzy:
    Deitrick, W. J.
    Stryczniewicz, W.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/36393086.pdf
    Data publikacji:
    2018
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    Pressure Sensitive Paint
    image registration
    impinging jet
    farba czuła na ciśnienie
    analiza obrazu
    wypływ z dyszy
    Opis:
    The paper concentrates on post-processing of data necessary for pressure measurements using Pressure Sensitive Paints (PSP). The purpose of the study was to develop and test procedures for extraction of the surface pressure distribution from the images captured during PSP tests. The core issues addressed were reduction of the influence of model movement and deformation during wind tunnel run and synchronization between conventional pressure tap measurements and PSP data, necessary for in-situ calibration. In the course of the studies, two approaches on image registration were proposed: the first based on geometric transformation of control points pairs with cross-correlation tuning and the second based on similarity finding and estimation of geometric transformation of the images. Performance of the developed algorithm was tested with use of experimental setup allowing for controlled movement of the imagined target with micrometer resolution. Both of the proposed approaches to PSP image resection proved to perform well. After testing of the software, the PSP system was used for determination of the pressure field on flat plate exposed to impinging jet. The presented procedures and results can be useful for research groups developing in-house PSP measurements systems for wind tunnel tests and internal flow investigations.
    W artykule przedstawiono procedury konieczne i wystarczające do przeprowadzenia pomiarów techniką farb czułych na ciśnienie. Celem pracy było opracowanie oraz sprawdzenie procedur wyznaczenia rozkładu ciśnienia na powierzchni ze zdjęć pomiarowych farb czułych na ciśnienie. Głównymi podjętymi tematami była redukcja wpływu przemieszczenia i deformacji modelu podczas dmuchu w tunelu aerodynamicznym oraz synchronizacja pomiędzy pomiarem ciśnienia a rejestracją zdjęć. W pracy zaproponowano dwie metody uzgodnienia pozycji modelu pomiędzy zdjęciami: pierwsza metoda oparta na transformacji geometrycznej punków kontrolnych z dodatkowym uzgodnieniem wykorzystującym korelację obrazów znaczników oraz drugą metodę opartą na odnajdywaniu podobnych cech obrazów i estymacji przekształcenia geometrycznego obrazów. Skuteczność algorytmów została sprawdzona przy wykorzystaniu stanowiska pomiarowego umożliwiającego wykonanie zdjęć obiektu testowego przesuwanego z rozdzielczością poniżej jednego mikrometra. Testy zaproponowanych rozwiązań potwierdziły ich skuteczność. Kolejnym krokiem, po testach opracowanego oprogramowania, było wyznaczenie rozkładu ciśnienia na płaskiej płycie poddanej strumieniowi sprężonego powietrza. Przedstawione procedury oraz wyniki mogą być użyteczne dla grup badawczych wdrażających technikę farb czułych na ciśnienie do pomiarów w tunelach aerodynamicznych oraz badań przepływów wewnętrznych.
    Źródło:
    Transactions on Aerospace Research; 2018, 4 (253); 83-97
    0509-6669
    2545-2835
    Pojawia się w:
    Transactions on Aerospace Research
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Charakterystyki aerodynamiczne kadłuba wiatrakowca dla różnych kątów zaklinowania usterzenia poziomego
    The aerodynamic characteristics of an gyroplane fuselage for various angles of incidence of horizontal stabilizers
    Autorzy:
    Ruchała, P.
    Stryczniewicz, W.
    Czyż, Z.
    Łusiak, T.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/213179.pdf
    Data publikacji:
    2015
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    aerodynamika wiatrakowców
    mechanika lotu wiatrakowców
    tunel aerodynamiczny
    badania tunelowe
    aerodynamics of gyroplane
    flight mechanics of gyroplane
    auto gyro
    wind tunel
    wind tunel tests
    Opis:
    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.
    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.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2015, 4 (241); 96-107
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Wind tunnel tests of influence of boosters and fins on aerodynamic characteristics of the experimental rocket platform
    Wpływ silników pomocniczych i stateczników na charakterystyki aerodynamiczne eksperymentalnej platformy rakietowej
    Autorzy:
    Ruchała, P.
    Placek, R.
    Stryczniewicz, W.
    Matyszewski, J.
    Cieśliński, D.
    Bartkowiak, B.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/213550.pdf
    Data publikacji:
    2017
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    aerodynamics of rocket
    flight mechanics of rocket
    wind tunnel tests
    experimental
    rocket
    platform
    ERP
    sounding rocket
    aerodynamika rakiet
    mechanika lotu rakiet
    badania tunelowe
    eksperymentalna
    platforma
    rakietowa
    rakieta sondująca
    Opis:
    The paper presents results of wind tunnel tests of the Experimental Rocket Platform (ERP), which is developed in Institute of Aviation. It is designed as an easy accessible and affordable platform for microgravity experiments. Proposed design enables to perform experiments in microgravity for almost 150 seconds with apogee of about 100 km. The full-scale model of the ERP has been investigated in the T-3 wind tunnel in Institute of Aviation. During the investigation, the aerodynamic loads of the rocket has been measured for the angle of attack up to 10° and the different rotation angle around the longitudinal axis (up to 90°, depending on the configuration). Three configurations has been investigated: • without fins and boosters • with fins and without boosters • with fins and boosters. Additionally, the measurements of velocity field around the ERP using the Particle Image Velocimetry (PIV) has been performed. Based on the wind tunnel test, an influence of fins and boosters on aerodynamic characteristics of the rocket has been described. Results of the wind tunnel tests show relatively high contribution of boosters in total aerodynamic drag. Some conclusions concerning performance and stability of the rocket have been presented.
    W artykule przedstawiono wyniki badań tunelowych Eksperymentalnej Platformy Rakietowej (EPR), powstającej w Instytucie Lotnictwa. EPR jest projektowana jako tania i łatwo dostępna platforma do eksperymentów w mikrograwitacji. Powstająca konstrukcja umożliwi wykonanie eksperymentów trwających do 150 sekund, na wysokości ok. 100 km. Model EPR w skali naturalnej został przebadany w tunelu aerodynamicznym T-3 w Instytucie Lotnictwa. Podczas badań zmierzono obciążenia aerodynamiczne działające na rakietę dla kątów natarcia do 10° i różnych kątów obrotu wzdłuż osi podłużnej (do 90°, zależnie od konfiguracji). Badania wykonano dla trzech konfiguracji: • korpus, bez stateczników i silników pomocniczych; • ze statecznikami, bez silników pomocniczych; • ze statecznikami i silnikami pomocniczymi. Ponadto wykonano pomiary wektorowego pola prędkości przepływu wokół rakiety, używając metody anemometrii obrazowej PIV (Particle Image Velocimetry). Na podstawie wyników badań tunelowych, określono wpływ stateczników i silników pomocniczych na charakterystyki aerodynamiczne. Wyniki pokazały m.in. duży wpływ silników pomocniczych na całkowity współczynnik oporu aerodynamicznego. W artykule przedstawiono również pewne wnioski dotyczące osiągów i stateczności rakiety.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2017, 4 (249); 82-102
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Flow visualization over an airfoil with flight control surfaces in a water tunnel
    Wizualizacja przepływu wokół modelu skrzydła z mechanizacją w tunelu wodnym
    Autorzy:
    Filipiak, D.
    Szczepaniak, R.
    Zahorski, T.
    Bąbel, R.
    Stabryn, S.
    Stryczniewicz, W.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/952869.pdf
    Data publikacji:
    2017
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    water tunnel testing
    airfoil
    flaps
    slots
    badania w tunelu wodnym
    profil lotniczy
    klapy
    sloty
    Opis:
    This paper demonstrates the feasibility of using-a water tunnel for the visualisation of flow in airfoils with flight control systems in the form of slots and flaps. Furthermore, the issue of using water tunnels for scientific and training purposes was explained. The technology of 3D printed models for practical tests in a water tunnel was also presented. The experiment included conducting flow visualisation tests for three airfoil models: with the Clark Y 11.7% as the base airfoil and the same airfoil with a slot and a flap. Moreover, a modification to dye injection system was introduced. The presented results of flow visualisation around models with the use of dye, confirmed the effectiveness of the applied methodology. The results and conclusions may be utilized to verify most flow-related issues in hydrodynamic tunnels and can also be used as a training element.
    W pracy przedstawiono uzasadnienie możliwości zastosowania tunelu wodnego do wizualizacji przepływu modeli profili lotniczych z mechanizacją w postaci slotów i klap. Ponadto przybliżono tematykę zastosowania tuneli wodnych w celach naukowych jak i szkoleniowych. Przedstawiono również technologię wydruku 3D modeli do testów praktycznych w tunelu wodnym. Eksperyment obejmował przeprowadzenie badań wizualizacyjnych dla trzech modeli profilu lotniczego: jako bazowy profil Clark Y 11.7% oraz ten sam profil ze slotem i z klapą. Ponadto autorzy pracy wprowadzili modyfikację wprowadzania barwnika przed badany model geometryczny umiejscowiony na trzymaku w przestrzeni pomiarowej. Przedstawione wyniki zobrazowania przepływał w:okół modeli za pomocą barwnika potwierdziły skuteczność zastosowanej metodyki prowadzenia eksperymentu na charakterystycznych kątach natarcia. Wyniki i wnioski można wykorzystać do zweryfikowania większości zagadnień przepływowych w tunelach hydrodynamicznych jak również mogą posłużyć jako element szkoleniowy.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2017, 1 (246); 63-78
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
      Wyświetlanie 1-7 z 7

      Ta witryna wykorzystuje pliki cookies do przechowywania informacji na Twoim komputerze. Pliki cookies stosujemy w celu świadczenia usług na najwyższym poziomie, w tym w sposób dostosowany do indywidualnych potrzeb. Korzystanie z witryny bez zmiany ustawień dotyczących cookies oznacza, że będą one zamieszczane w Twoim komputerze. W każdym momencie możesz dokonać zmiany ustawień dotyczących cookies