Autor: Stryczniewicz, W. - Katalog OPAC zbiorów

Skocz do pozycji: 1.

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

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 2.

Tytuł:: Robust optical flow estimation applied to particle image velocimetry images for high resolution velocity measurements
Autorzy:: Stryczniewicz, W.
Powiązania:: https://bibliotekanauki.pl/articles/246407.pdf
Data publikacji:: 2018
Wydawca:: Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych
Tematy:: Particle Image Velocimetry
optical flow estimation
particle image density
image occlusion
estymacja przepływu optycznego
gęstość obrazu cząstki
okluzja obrazu
Opis:: The article discusses application of Robust Optical Flow Estimation for increasing of Particle Image Velocimetry measurement resolution. Nowadays, one of the promising approaches for increasing the performance of the PIV systems is application of the Optical Flow Estimation for image analysis. Nevertheless, some of the OF implementations do not perform well in case of motion discontinues typically occurring in the PIV images. The purpose of this study is to validate the performance of the Robust Optical Flow Estimation. The tests were performed on simulated images of vortex flow and the results were compared with displacement fields calculated with the typical correlation PIV algorithm. The velocity for high and medium particle concentration was similar for Optical Flow and PIV-like analysis. Furthermore, the performance of the robust optical flow framework was tested with images corrupted with blurs and occlusions. The tests proved good performance of proposed analysis in case of non-Gaussian sources of measurement errors. The robust estimation framework performed well in the case of common image artefacts and proved to be a promising method for precise PIV flow measurements. The presented approach can be useful in development hybrid OF-PIV post processing software aimed for high-resolution measurements and provide a help in designing of experimental investigation of microscale fluid flow phenomena.
Źródło:: Journal of KONES; 2018, 25, 1; 371-377
1231-4005
2354-0133
Pojawia się w:: Journal of KONES
Dostawca treści:: Biblioteka Nauki

Artykuł

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 3.

Tytuł:: Identification of the boundary layer shock wave interaction type in transonic flow regime
Autorzy:: Placek, R.
Stryczniewicz, W.
Powiązania:: https://bibliotekanauki.pl/articles/242396.pdf
Data publikacji:: 2016
Wydawca:: Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych
Tematy:: transonic flow
wind tunnel techniques
shock wave
airfoil
boundary layer interaction
Opis:: The paper presents various approaches to wind tunnel data analysis when identifying the shock wave boundary layer interaction type. The investigation was carried out in the transonic flow regime in the N-3 Wind Tunnel of Institute of Aviation. The Mach number was 0.7 and Reynolds number was approximate equal 2.85 million. The object of the research was a laminar airfoil in configuration without and with turbuliser device mounted on the upper model surface. In order to achieve turbulent boundary layer in front of the shock wave the carborundum strip was used. The effect of the varying angle of incidence on the flow filed was investigated. During experimental research, different means and test methods were applied (pressure measurements, Schlieren and oil visualisation, Particle Image Velocimetry (PIV), hot-film anemometry). The results were analysed in terms of the shock wave boundary interaction type. Most of results were in good agreement with theoretical models reported in the literature. The study showed that combination of various measurement techniques should be used in the shock wave boundary investigations in order to achieve more consistent and reliable conclusions. The results of the presented research can also be used for better understanding other mechanisms i.e. the boundary layer shock wave separation process in transonic flow regime.
Źródło:: Journal of KONES; 2016, 23, 2; 285-292
1231-4005
2354-0133
Pojawia się w:: Journal of KONES
Dostawca treści:: Biblioteka Nauki

Artykuł

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 4.

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

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 5.

Tytuł:: PIV measurements of flow separation over laminar airfoil at transonic speeds
Autorzy:: Stryczniewicz, W.
Placek, R.
Szczepaniak, R.
Powiązania:: https://bibliotekanauki.pl/articles/247542.pdf
Data publikacji:: 2016
Wydawca:: Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych
Tematy:: shock wave
transonic flow
boundary layer separation
Particle Image Velocimetry
Opis:: The paper presents results of transonic flow field visualization over a laminar airfoil in high-speed wind tunnel. Quite recently, considerable attention has been paid to experimental investigations of an interaction between the shock and the boundary layer for aerodynamics applications. The purpose of the paper is to investigate development of the flow separation over laminar airfoil at transonic speeds. In a course of presented studies, the Particle Image Velocimetry (PIV) method was used for instantaneous velocity measurements of flow field in the test section of N-3 Institute of Aviation transonic wind tunnel. The object of the research was a laminar airfoil inclined at various angles. The effect of the varying angle of incidence on the flow filed was investigated. The freestream Mach number was 0.7. The results of the PIV measurements were analysed in order to identify the type of the separation from the measured velocity fields. Three forms of separation for low, medium and high angle of incidence was distinguished. The results are in good agreement with theoretical models reported in the literature. The study showed that application of quantitative flow visualisation technique allowed gaining new insights on the complex phenomenon of transonic flow over airfoil. The results of the presented research can be used for better understanding of the mechanism of the flow separation process in transonic flow over airfoils and fluid structure interactions.
Źródło:: Journal of KONES; 2016, 23, 1; 329-335
1231-4005
2354-0133
Pojawia się w:: Journal of KONES
Dostawca treści:: Biblioteka Nauki

Artykuł

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 6.

Tytuł:: Ground effect influence on the aerodynamic characteristics of ultralight high-wing aircraft : wind tunnel tests
Autorzy:: Placek, R.
Ruchała, P.
Stryczniewicz, W.
Powiązania:: https://bibliotekanauki.pl/articles/241907.pdf
Data publikacji:: 2017
Wydawca:: Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych
Tematy:: ground effect
aerodynamic characteristics
high-wing ultralight aircraft
wind tunnel research
Opis:: The ground proximity may significantly improve the performance of the aircraft, but in some conditions, it affects its stability. The gain of lift which and reduction of drag during low altitude flight is known as the wing in ground effect (WIG effect). It may concern aircrafts or WIG-crafts (ground effect vehicles). In the article experimental results of the wind tunnel test of an aircraft in ground effect has been presented. The main aim of the test was to investigate the ground effect influence on aerodynamic characteristic of the of the ultralight high-wing aircraft model during early take off, taxiing or final landing stage. Investigation was carried out in the 1.5 m diameter low speed T-1 wind tunnel in the Institute of Aviation in Warsaw. The velocity was 32 m/s and Reynolds number related to the aerodynamic chord was equal about 0.37·106. Tests were performed for chosen angles of attack in range 0-10⁰. During investigation, the strain gauge balance measurements and Particle Image Velocimetry (PIV) flow visualization technique were applied. Tested model position was relatively close to the ground. It was found, that the ground proximity has significant influence on the pitching moment. The normal force was increased and the axial force is decreased due to the WIG effect, which is compatible with the theory. It has significant meaning for control aircraft issue and safety.
Źródło:: Journal of KONES; 2017, 24, 2; 183-190
1231-4005
2354-0133
Pojawia się w:: Journal of KONES
Dostawca treści:: Biblioteka Nauki

Artykuł

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 7.

Tytuł:: FCFD analysis of the influence of winglets on the aerodynamic performance of the DA42 Diamond aircraft
Autorzy:: Szczepaniak, R.
Pożoga, Ł.
Stabryn, S.
Stryczniewicz, W.
Powiązania:: https://bibliotekanauki.pl/articles/244185.pdf
Data publikacji:: 2016
Wydawca:: Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych
Tematy:: DA42 Diamond aircraft
lift force
drag force
winglets
numerical simulation
Opis:: The paper presents the application of Computer Aided Engineering software for an investigation of the aerodynamic performance of a small two-engine aircraft. In the presented study, the Computational Fluid Dynamics was applied in order to determine the influence of winglets on the aerodynamic performance of the DA42 Diamond aircraft. The numerical simulations were performed with the use of SolidWorks Flow Simulation software. In order to evaluate the influence of the winglets on the lift and drag force, two configurations of the selected aircraft were modelled: with and without winglets. The results of CFD simulations confirmed a reduction of induced drag caused by wingtips vortices dissipation introduced by winglets. The maximum reduction of the induced drag was achieved at high angles of attack. The authors visualized the structure of vortices in case of wings with and without winglets. A smaller volume of wingtip vortices in case of winglets application can be seen in the pressure distribution and streamline plots. The outcome of the presented work confirms the feasibility of Computer Aided Engineering for the assessment of aerodynamic performance of aircraft. The presented methodology can be used in the process of designing and optimisation of alternative configurations of aircraft. The results of work might prove useful for DA42 DIAMOND pilots and maintenance personnel as well as for educational purposes.
Źródło:: Journal of KONES; 2016, 23, 1; 361-368
1231-4005
2354-0133
Pojawia się w:: Journal of KONES
Dostawca treści:: Biblioteka Nauki

Artykuł

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 8.

Tytuł:: CFD analysis of the influence of flaps extension on the aerodynamic characteristics of the M-28 Bryza aircraft
Autorzy:: Szczepaniak, R.
Konopka, B.
Zahorski, T.
Bąbel, R.
Stryczniewicz, W.
Powiązania:: https://bibliotekanauki.pl/articles/243831.pdf
Data publikacji:: 2016
Wydawca:: Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych
Tematy:: M-28 Bryza
aerodynamic characteristics
flap
Computational Fluid Dynamics
Opis:: The paper presents a modelling procedure of the M-28 Bryza wing with extended flaps and Computational Fluid Dynamics (CFD) simulations results preformed in order to assess the performance of the investigated wing for various flap extension rates. The M-28 Bryza is a two-engine high-wing aircraft used in the Polish Air Force for short distance airlift of people and equipment. The aim of this work was to determine the aerodynamic characteristics of the investigated wing. The CFD simulations were performed in order to investigate the influence of flap extension on lift and drag coefficients at various angles of attack. In order to validate the results of two different commercial CFD packages were used. The findings are presented in the form of flow visualization and aerodynamic characteristics. The typical and non-standard extension rates were investigated for low, moderate and high angles of attack. The results correlated with the limitations specified in the aircraft manual. The outcome of the presented work confirmed the feasibility of the presented methodology for its use as a supportive tool for providing additional information about airplane performance in standard and non-standard conditions of flight such as landing with one engine working. The results of work might prove useful for M-28 Bryza pilots and maintenance personnel as well as for educational purposes.
Źródło:: Journal of KONES; 2016, 23, 1; 353-360
1231-4005
2354-0133
Pojawia się w:: Journal of KONES
Dostawca treści:: Biblioteka Nauki

Artykuł

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 9.

Tytuł:: The effect of using the Kline-Fogleman modification upon the coefficient characteristics of aerodynamic forces in the airfoil
Autorzy:: Szczepaniak, R.
Bąbel, R.
Grzywacz, A.
Stryczniewicz, W.
Kowaleczko, G.
Powiązania:: https://bibliotekanauki.pl/articles/245705.pdf
Data publikacji:: 2018
Wydawca:: Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych
Tematy:: airfoil
CFD
aerodynamics characteristics
Kline-Fogleman modification
NACA0012 airfoil
Opis:: The wing is the main aircraft construction element, whose main task is to produce the lift, balancing the aircraft weight as well as ensuring the execution of all flight states for which the aircraft was designed. The selection of appropriate airfoils or the development of new ones is one of the most important constructions goals. As a rule, constructors aim at ensuring a sufficiently large lift with little aerodynamic drag in order to increase the scope of utility angles of attack and such shaping of these characteristics so that the aircraft performance, close to the critical angles of attack, guarantees an adequate level of safety. One of the methods of improving the aerodynamic properties of airfoils is the Kline-Fogleman modification. It involves an application of a step into the airfoil contour at a place. It enforces the creation of a swirling air stream, preventing the separation and maintaining airflow over the profile and thus the reduction of drags, as well as delaying separation. The use of this type of a solution is justified when designing unmanned aerial vehicles, of small sizes, which move with slow speeds and sometimes-large angles of attack, including those close to critical angels of attack. The Kline-Fogleman modification decreases the likelihood of aircraft stalling. The aim of this work is to present an analysis of airflow over NACA0012 airfoil with Kline-Fogleman modification. The calculations were made by solving the problem of numerical fluid mechanics. For calculations, the Comsol Maribor programme was used. The investigation focused on several different airfoil modifications (KFm-1, KFm-2, KFm-3). This enabled a selection of a solution, providing the most desirable aerodynamic characteristics.
Źródło:: Journal of KONES; 2018, 25, 2; 349-356
1231-4005
2354-0133
Pojawia się w:: Journal of KONES
Dostawca treści:: Biblioteka Nauki

Artykuł

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 10.

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

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 11.

Tytuł:: Water tunnel visualisation and numerical analysis of flow around TS-11 Iskra wing with flow control surfaces
Autorzy:: Szczepaniak, R.
Walusiak, S.
Bąbel, R.
Mazurek, Ł
Stryczniewicz, W.
Kowaleczko, G.
Powiązania:: https://bibliotekanauki.pl/articles/244265.pdf
Data publikacji:: 2017
Wydawca:: Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych
Tematy:: flow visualisation
TS-11 Iskra aircraft
aileron
flap
Opis:: The article presents investigation of flow around wing of TS-11 Iskra airplane. The flow visualization around 3D printed model of wing with flow control surfaces was performed in a water tunnel. Two configurations were investigated: first with a flap and second with an aileron. The flow visualisation was performed with a use of a dye. The geometry of model was prepared with use Computer Aided Design (CAD) software basing on scans of real object and technical documentation. The model was built with use of additive manufacturing technology. Movement of the flow control surfaces was remotely controlled with servomechanisms incorporated in channels inside the model. In order to perform qualitative validation of the results the investigated flow was simulated with use of CFD commercial software. The article presents visualisation results of flow around wing section of TS-11 Iskra airplane and water tunnel model preparation. In order to perform qualitative validation of the results the investigated flow was simulated with use of CFD commercial software. The goal of the research was to investigate the complex flow field in the vicinity of flow control surfaces and provide aerodynamic characteristics at various deployment angles via numerical simulations. The results can be used for verification of water tunnel testing procedures and training.
Źródło:: Journal of KONES; 2017, 24, 2; 253-261
1231-4005
2354-0133
Pojawia się w:: Journal of KONES
Dostawca treści:: Biblioteka Nauki

Artykuł

Zmień widok

na półce

Skocz do pozycji: 12.

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

Zmień widok

na półce

Informacja

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

Źródło danych

Dostawca treści

Kolekcja

Rok wydania

Wydawca

Temat

Autor

Typ dokumentu

Język