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 "mechanika plynow" wg kryterium: Temat

  Lista filtrów
Wyrównaj
    Wyświetlanie 1-8 z 8
    Tytuł:
    Budowa modelu układu wlotowego silnika F-100-PW-229 w samolocie F-16 na potrzeby analizy powstawania wiru wlotowego
    Autorzy:
    Kozakiewicz, A.
    Frant, M.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/212888.pdf
    Data publikacji:
    2011
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    numeryczna mechanika płynów
    wir wlotowy
    aerodynamika wotu silnikowego
    Opis:
    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.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2011, 4 (213); 55-65
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    CFD Analysis of The Tractor Propulsion Concepts for an Inverted Joined Wing Airplane
    Analiza CFD koncepcji napędu ciągnącego dla samolotu w układzie odwróconego płata zespolonego
    Autorzy:
    Dziubiński, Adam
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/36412467.pdf
    Data publikacji:
    2020
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    CFD
    joined wing
    tractor propulsion
    obliczeniowa mechanika płynów
    płat zespolony
    napęd ciągnący
    Opis:
    Efficiency is a crucial parameter for an airplane to reduce both cost of operations and emission of pollutants. There are several airplane concepts that potentially allow for increasing the efficiency. A few of them were not investigated thoroughly enough yet. The inverted joined wing configuration, with the upper wing in front of the lower one is an example of such concept. Therefore, a project consisting of development of an experimental scaled demonstrator, and its wind tunnel and flight testing, was undertaken by consortium: Institute of Aviation, Warsaw University of Technology, Air Force Institute of Technology and a MSP company. Results led to a conclusion, that the inverted joined wing configuration allows to build an airplane with excellent performance, but its advantage against the conventional airplane is marginal because of large trimming drag of the configuration with relatively high position of the thrust vector in pusher configuration. It was applied because the demonstrator was a flying model of manned airplane and the tractor configuration would affect the pilot’s field of observation. However, in case of the UAV, this reason becomes insignificant. Therefore two configurations of tractor propulsion were tested to see, if their performance is better than the performance of original design.
    Doskonałość jest kluczowym parametrem samolotu decydującym o redukcji kosztów operacyjnych i ilości emitowanych zanieczyszczeń. Istnieje kilka układów samolotu, które potencjalnie pozwalają na zwiększenie doskonałości. Kilku z nich nie przebadano dotychczas dogłębnie. Konfiguracja odwróconego płata zespolonego, gdzie przednie skrzydło w układzie górnopłata łączy się z tylnym w układzie dolnopłata, jest dobrym przykładem takiej koncepcji. Stąd, projekt mający na celu zbudowanie skalowanego demonstratora oraz przetestowanie w tunelu aerodynamicznym i w locie, został wykonany przez powołane do tego celu konsorcjum w składzie: Instytut Lotnictwa, Politechnika Warszawska, Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych i firma MSP. Rezultaty dowiodły, że zastosowanie odwróconej konfiguracji połączonych skrzydeł pozwala na zbudowanie samolotu o doskonałych osiągach. Jego przewaga nad samolotami konwencjonalnymi jest jednak marginalna ze względu na duży opór konfiguracji w warunkach równowagi. Wynika on z konieczności zrównoważenia momentu od relatywnie wysoko położonego napędu. Napęd tak umiejscowiono ze względu na to, że demonstrator był modelem zdalnie sterowanym samolotu załogowego, w którym przedni napęd znacząco ograniczałby pole widzenia załogi. W przypadku bezzałogowca argument ten traci na istotności. Dlatego wybrano i przebadano obliczeniowo dwie konfiguracje napędu ciągnącego, sprawdzając, czy ich osiągi poprawią się względem oryginalnej konstrukcji.
    Źródło:
    Transactions on Aerospace Research; 2020, 2 (259); 13-26
    0509-6669
    2545-2835
    Pojawia się w:
    Transactions on Aerospace Research
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Analiza numeryczna wpływu zaburzen za samolotem pasażerskim na operacje śmigłowcowe
    CFD analysis of the influence of disturbances behind passenger airplane on helicopter operations
    Autorzy:
    Bugała, P.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/213503.pdf
    Data publikacji:
    2016
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    wiry brzegowe
    obliczeniowa mechanika płynów
    bezpieczeństwo lotu
    wake vortex
    CFD
    helicopter flight safety
    Opis:
    Turbulencja w śladzie aerodynamicznym ma wpływ na bezpieczeństwo lotów. Znajomość długotrwałości i charakteru wirów ją tworzących daje możliwość oceny ich wpływu na bezpieczeństwo lotu innych statków powietrznych. Możliwość przewidzenia reakcji samolotu czy śmigłowca, wlatujacego w obszar turbulencji, zwiększa szanse na podjęcie odpowiednich decyzji przez pilota. W ramach pracy przeprowadzono dwuwymiarową analizę obliczeniową metodą RANS z modelem turbulencji Spalart-Allmaras. Rezultaty symulacji numerycznych dotyczą opływu wokół śmigłowca Robinson R44 podczas operacji pod ścieżką lotu samolotu Boeing B-777. Wykonano również analizę trójwymiarową (3D) płata, w celu zweryfikowania wyników otrzymanych uproszczoną metodą dwuwymiarową (2D).
    Wake turbulence has an impact on flight safety. Knowledge of behaviour of appearing vortices gives an opportunity to assess the influence of wake on other aircrafts flight safety. The ability to predict the reaction of a plane or helicopter that enters the area of turbulence, increases the pilot's chances to make appropriate decisions. Within the framework of the paper, a two-dimensional calculations using RANS code with Spalart-AUmaras turbulence model were performed. The paper presents the results of CFD calculation of flow around Robinson R44 helicopter during operation under flight path after a Boeing B-777. A three-dimensional (3D) analysis of wing was also performed to verify the results from the simplified two-dimensional (2D) method.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2016, 3 (244); 239-248
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Wpływ turbulencji w śladzie aerodynamicznym na bezpieczeństwo lotu śmigłowca
    Influence of wake vortex turbulence on helicopter Flight safety
    Autorzy:
    Mioduska, P.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/213330.pdf
    Data publikacji:
    2016
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    wiry brzegowe
    obliczeniowa mechanika płynów
    lądowiska śmigłowcowe
    wake vortex
    CFD
    helipads
    helicopter flight safety
    Opis:
    Tematyka wirów brzegowych, powstających za statkami powietrznymi, jest ważna ze względu na bezpieczeństwo lotu. Znajomość długotrwałości i charakteru tych wirów daje możliwość oceny ich wpływu na lot innych statków powietrznych. Możliwość przewidzenia reakcji samolotu czy śmigłowca, wlatującego w obszar turbulencji, zwiększa szanse na podjęcie odpowiednich decyzji przez pilota. W ramach pracy przeprowadzono dwuwymiarową analizę obliczeniową metodą RANS trzech przypadków: długotrwałości wirów opadających po przelocie samolotu Boeing B-777-200. interferencji wirów z wirnikiem śmigłowca PZL W-3 „Sokół" w zawisie oraz wpływu wiatru bocznego. Dzięki tym analizom jest możliwe stworzenie odpowiednich instrukcji dostosowanych do charakteru lotniska czy lądowiska ze szczególnym uwzględnieniem otaczającego je obszaru.
    Wake vortex research is becoming important because of flight safety. Knowledge of behaviour of those vortices gives an opportunity to assess the influence of vortex on other aircraft. The ability to predict the reaction of a plane or helicopter that enters into the area of turbulence increases the pilot chances of making appropriate decisions. Two-dimensional calculations were performed using commercial RANS code. On the basis of calculations for three cases: longevity of vortices falling after the flight Boeing B-777-200. interference of those vortices with the main rotor of PZL W-3 "Sokół" helicopter in vertical flight and the influence of crosswind have been created. The conclusions of this study can be used for creating appropriate instructions tailored to the capacity of airports and helipads with particular emphasis on the surrounding area.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2016, 2 (243); 187-197
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Implementation of an Eulerian method of determination of surface water collection efficiency for atmospheric icing problems
    Implementacja Eulerowskiej metody wyznaczania osadzania się wody na powierzchni w zagadnieniach dotyczacych oblodzenia
    Autorzy:
    Sznajder, J.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/212415.pdf
    Data publikacji:
    2015
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    two-phase flows
    computational fluid dynamics (CFD)
    water collection
    przepływy dwufazowe
    numeryczna mechanika płynów
    osadzanie się wody
    Opis:
    In the presented article numerical implementation of a method of determination of water collection efficiency of a surface in two-phase flow of air and dispersed water droplets of concentration typical for icing problems is presented. An assumption of one-directional coupling between phases, frequently used for similar problems was adopted. In this approach the airflow influences the water droplet phase flow, and itself is not influenced by the droplet flow. Two-dimensional flow model was adopted in Eulerian approach, solving the droplet phase equations of motion in the whole computational domain. The water droplet phase flow was modeled using three variables representing droplet concentration and two components of velocity and three equations: the droplet continuity equation and two equations for the conservation of momentum in two perpendicular directions. The variables and equations describing the motion of the water droplet phase were introduced as User-Defined Scalars and User-Defined Equations to the commercial Fluent solver. It was assumed, that the droplet motion is the result of drag, gravity and buoyancy forces. The test computations were performed for the NACA 23012 airfoil, for two cases of droplet diameter and droplet phase concentration. The computation results were compared with experimental results. The comparisons demonstrate close agreement of the computed results (mass of captured water in unit time, surface distribution and local maximum value) for low values of Liquid Water Content, defined in FAR25 airworthiness regulations. For higher values of Liquid Water Content, typical for the phenomenon of “Supercooled Large Droplets” the present method overestimates the value of captured water per time, but the maximum value of the collection efficiency and the extent of the surface capturing water is predicted correctly. Also investigations of the effects selected aerodynamic and flow parameters on the mass of collected water were conducted.
    W pracy przedstawiono implementację numeryczną metody wyznaczania współczynnika masy wody uderzającej w powierzchnię w dwufazowym opływie powietrza i rozproszonych kropel wody o koncentracji typowej dla sytuacji spotykanych w problemach związanych z oblodzeniem atmosferycznym. Przyjęto często stosowane założenie o jednokierunkowym sprzężeniu przepływów, tzn. że przepływ powietrza oddziałuje na przepływ fazy wodnej natomiast przepływ fazy wodnej nie ma wpływu na przepływ powietrza. Przyjęto dwuwymiarowy model zjawiska w ujęciu Eulerowskim, rozwiązując równania przepływu fazy wodnej w całym obszarze obliczeniowym. Przepływ fazy wodnej zamodelowano przez wprowadzenie trzech zmiennych reprezentujących koncentrację fazy i dwie składowe prędkości przepływu oraz trzech równań: równania ciągłości fazy wodnej i dwóch równań zachowania składowych pędu w kierunku dwóch osi układu współrzędnych. Zmienne i równania opisujące ruch fazy wodnej wprowadzono jako Skalary Definiowane Przez Użytkownika i Funkcje Definiowane Przez Użytkownika w komercyjnym programie obliczeniowym Fluent. Założono, że ruch fazy wodnej jest wynikiem działania sił: oporu, ciężkości i wyporu na krople wody. Przeprowadzono obliczenia testowe dla opływu profilu NACA 23012 i dwóch przypadków wartości średnicy kropel i koncentracji fazy wodnej. Uzyskane wyniki porównano z wynikami eksperymentu. Wyniki porównań wykazują dobrą zgodność uzyskanych wyników (masy osiadającej wody na jednostkę czasu, rozkładu powierzchniowego i maksymalnej wartości) dla umiarkowanych wartości zawartości rozproszonej wody w powietrzu, opisanych przez regulacje FAR 25. Dla zawartości wody znacznie przekraczającej te wartości, typowych dla zjawiska „Supercooled Large Droplets” prezentowana metoda przeszacowuje wartość przechwytywanej wody, ale prawidłowo wyznacza maksymalną wartość współczynnika przechwytywania wody i obszar przechwytujący krople. Przeprowadzono również obliczenia wpływu wybranych parametrów aerodynamicznych na ilość przechwytywanej wody przez profil.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2015, 1 (238); 91-105
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Current challenges in computational fluid dynamics with regard to rocket engine thrust chamber simulation
    Aktualne wyzwania dla komputerowej mechnaiki płynów w odniesieniu do symulacji komory spalania i dyszy silnika rakietowego
    Autorzy:
    Świderski, K.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/213832.pdf
    Data publikacji:
    2009
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    komputerowa mechanika płynów
    symulacja komory spalania
    dysza silnika rakietowego
    computational fluid dynamics (CFD)
    rocket engine
    chamber simulation
    Opis:
    Aerospace industry is the first and most prevalent in the use of numerical techniques. It is worth mentioning that the beginning of CFD is dated for early 1960’s and the first successes came to prominence in the 1970’s. Creation of the CFD-service industry started in the 1980’s and its significant expansion took place in the 1990’s. In most phases of the development process the aerospace industry was driving CFD to answer to its needs. In the past decade Computational Fluid Dynamics (CFD) became a common tool in applied aerospace where many different numerical techniques are currently used. The main areas are in the geometrical definition (CAD) of the model which is to be analysed, the computational solution of the flow field (Mesh generation and CFD) including grid adaptation which may be further combined with other disciplines like shape optimisation, structural analysis and so forth. The scientific area of CFD includes technical advances for accurate numerical methods for resolving flow phenomena and realistic physical modeling of the flow itself. CFD can be defined as the analysis of systems involving fluid flow, heat transfer and associated phenomena such as chemical reactions by means of computer-based simulation. In all cases the key factor is the discrete continuum representation. With regard to rocket applications modeling and numerical simulation allows qualitative and/or quantitative analysis of processes difficult to analyse experimentally. This paper presents useful hints to handle complex flows and their setup for a successful solution and the mathematical basis behind the industrial application which allow further developments for rocket applications.
    Przemysł lotniczy przoduje w zastosowaniach i najszerzej wykorzystuje techniki numeryczne. Warto wspomnieć, że początki metody CFD datowane są na początek roku 1960, a jej pierwsze sukcesy zostały wyeksponowane w roku 1970. Tworzenie branży usług CFD rozpoczęło się w roku 1980 a jej znaczne rozszerzenie miało miejsce w roku 1990. W większości etapów rozwoju branży CFD przemysł lotniczy zmuszał ją do udzielania odpowiedzi na swoje pytania. W ostatnim dziesięcioleciu Computational Fluid Dynamics (CFD) stała się powszechnym narzędziem w obszarze kosmonautyki stosowanej, gdzie obecnie zastosowanie znajdują różne techniki obliczeń numerycznych. Główne obszary zastosowania metody to definicja geometrii analizowanego modelu (CAD), rozwiązania obliczeniowe w polu przepływu (generowanie siatki i CFD), w tym dostosowywanie siatki, które może być połączone dalej z innymi dyscyplinami, takimi jak optymalizacja kształtu, analiza strukturalna, itd. Obszar zastosowań naukowych CFD obejmuje rozwój dokładnych metod numerycznych do rozwiązywania zjawisk przepływu i realistyczne modelowanie fizyczne samego przepływu. Metodę CFD można określić jako analizę systemów przeprowadzaną za pomocą symulacji komputerowych z udziałem przepływu płynów, wymiany ciepła i związanych z nimi zjawisk, takich jak np. reakcje chemiczne. We wszystkich przypadkach, kluczowym czynnikiem jest dyskretna reprezentacja continuum. W odniesieniu do zastosowań techniki rakietowej, numeryczne modelowanie i symulacja pozwalają na jakościową i/lub ilościową analizę procesów, które trudno jest analizować doświadczalnie. W pracy przedstawiono wskazówki przydatne do modelowania skomplikowanych przepływów oraz ich konfigurowania, które zapewnią pomyślne ich rozwiązywanie oraz matematyczne podstawy dla zastosowań przemysłowych, umożliwiające dalszy rozwój metody dla zastosowań rakietowych.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2009, 5 (200); 183-187
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Analysis of heat transfer in a supersonic rocket head
    Analiza wymiany ciepła w głowicy rakiety naddźwiękowej
    Autorzy:
    Rosłowicz, A.
    Bednarczyk, P.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/213478.pdf
    Data publikacji:
    2017
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    rocket technology
    computational fluid mechanics
    unsteady heat transfer
    ANSYS software
    technika rakietowa
    numeryczna mechanika płynów
    nieustalona wymiana ciepła
    oprogramowanie ANSYS
    Opis:
    Design of supersonic HI rocket by the Rocketry Group of Students' Space Association (SR SKA) requires an analysis of thermal phenomena occurring in the elements particularly exposed to the high temperature gas. This paper contains a description of the methodology and the results of numerical simulation of heat transfer in the elements of the rocket head. The starting points were the flight conditions (3 characteristic points defined by altitude and Mach number) and independently calculated adiabatic temperature field of the gas. ANSYS Fluent code was used to determine the temperature field on the surface of the rocket. Computed cases were viscous and inviscid flow (for comparison). Based on the results formulated for the viscous case heat transfer boundary conditions, the numerical model and the thermophysical properties of materials were defined. The model was limited to a brass top part of the head and a part of a composite dome. Analytical and empirical method of "intermediate enthalpy" determined distribution of the heat transfer coefficient on the rocket surface. Then the transient heat transfer was calculated with the ANSYS system. It included the range from the rocket launch, moment of maximum Mach number to sufficient structure cooling. The results of the analyses were conclusions relevant to the further development work. Excessive heating of composite structures during the flight has been shown.
    Niniejszy artykuł zawiera opis metody oraz wyniki numerycznej symulacji wymiany ciepła w elementach głowicy rakiety. Punkt wyjścia stanowiły założone warunki lotu (3 punkty charakterystyczne określone przez wysokość i liczbę Macha) i wyznaczone niezależnie adiabatyczne pole temperatury gazu. Do wyznaczenia pola temperatur na powierzchni rakiety użyty został system ANSYS Fluent. Zostały' obliczone przypadki przepływał lepkiego i nielepkiego (dla porównania). Na podstawie wyników* dla przypadku lepkiego sformułowano warunki brzegowe wymiany ciepła, założenia modelu numerycznego. Model ograniczono do mosiężnej części noskowej i fragmentu kompozytowej kopułki. Metodą analityczno-empiryczną „średniej entalpii" (intermediate enthalpy) wyznaczono rozkład współczynnika przejmowania ciepła na powierzchni rakiety. Następnie dokonano obliczenia nieustalonej wymiany ciepła z wykorzystaniem systemu ANSYS. Obejmowały one zakres od startu rakiety, poprzez moment osiągnięcia maksymalnej liczby Macha, do wystarczającego schłodzenia konstrukcji. Efektem pracy było sformułowanie wniosków istotnych z punktu widzenia dalszych prac konstrukcyjnych, wykazano nadmierne ogrzewanie elementów kompozytowych w trakcie lotu.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2017, 1 (246); 79-94
    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
      Wyświetlanie 1-8 z 8

      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