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 "Krzysiak, A." wg kryterium: Autor

  Lista filtrów
Wyrównaj
Wyświetlanie 1-15 z 26
Tytuł:
Sterowanie przeciągnięciem dynamicznym na łopacie powracającej przy użyciu samozasilających strumieniowych generatorów wirów
Stall control on retreating blade using self-supplying air jet vortex generators
Autorzy:
Krzysiak, A.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/212598.pdf
Data publikacji:
2011
Wydawca:
Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
Tematy:
aerodynamika
sterowanie przeciągnięciem dynamicznym na łopacie powracającej
samozasilające strumieniowe generatory wirów
aerodynamics
stall control on retreating blade
self-supplying air jet vortex generators
Opis:
Sterowanie przepływem mające na celu opóźnienie występowania przeciągnięcia dynamicznego na łopacie powracającej, a w konsekwencji podwyższenie możliwości eksploatacyjnych śmigłowca, jest obecnie przedmiotem badań w szeregu laboratoriach na świecie. Jedna z badanych technik sterowania polega na zastosowaniu do tego celu strumieniowych generatorów wirów. W omawianej pracy przedstawiono wyniki eksperymentalnych tunelowych badań oscylującego modelu segmentu profilu NACA 0012 wyposażonego w samozasilające strumieniowe generatory wirów. Ruch oscylacyjny modelu profilu w tunelu aerodynamicznym (Δα = 5° i f = 5 Hz) symulował zmianę kąta natarcia profilu łopaty wirnika w trakcie ruchu obrotowego łopaty w locie poziomym śmigłowca. Badania przeprowadzono w tunelu trisonicznym Instytutu Lotnictwa dla liczb Macha M = 0.2 i 0.3 oraz bazowych kątów natarcia &alpha0 = 0° ÷ 15°. Wtrakcie badań mierzono chwilowe rozkłady ciśnień na modelu profilu i na ich podstawie wyznaczono wartości współczynnika siły nośnej oraz momentu pochylającego profilu.
Flow control to delay retreating blade dynamic stall and consequently increase the helicopter performance is currently investigated in many laboratories around the world. One of these flow control techniques bases on usage of air jet vortex generators. In the present paper the results of experimental tests of oscillating model of airfoil NACA 0012 equipped with a self-supplying air jet vortex generators are shown. Oscillating motion of the airfoil model in the wind tunnel (Δα = 5° and f = 5 Hz) simulated the changes in angle of attack of a rotor blade airfoil during its rotation. The tests were conducted in the trisonic wind tunnel (Institute of Aviation) for Mach numbers M = 0.2 and 0.3 and the base angles of attack &alpha0 = 0 ÷ 15°. During the tests the instantaneous pressure distributions on the model airfoil were measured and basing of these results the airfoil coefficient of lift and pitching moment were determined.
Źródło:
Prace Instytutu Lotnictwa; 2011, 6 (215); 17-28
0509-6669
2300-5408
Pojawia się w:
Prace Instytutu Lotnictwa
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Eksperymentalne badania zrzutu podwieszeń w tunelu aerodynamicznym N-3 Instytutu Lotnictwa
Experimental tests of store separation in IoA N-3 wind tunel
Autorzy:
Krzysiak, A.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/212947.pdf
Data publikacji:
2009
Wydawca:
Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
Tematy:
badania zrzutu podwieszeń
tunel aerodynamiczny N-3
experimental test
store separation in IoA N-3
N-3 wind tunnel
Opis:
Celem zapewnienia bezpieczeństwa zrzutu podwieszeń z samolotów bojowych, zanim zostaną one wykonane w warunkach rzeczywistych, dokonuje się symulacji numerycznej i eksperymentalnej trajektorii lotu takiego podwieszenia po jego odejściu od nosiciela. Podstawowym zagadnieniem jakie musi być zrealizowane przy modelowaniu zrzutu podwieszeń w eksperymentalnych badaniach aerodynamicznych jest zapewnienie takich warunków zrzutu podwieszenia w tunelu aerodynamicznym, aby trajektoria lotu zrzucanego modelu podwieszenia była w możliwie jak naj większym stopniu zbliżona do rzeczywistości. W referacie, przedstawiono podstawowe warunki podobieństwa, jakie muszą być zachowane, pomiędzy zrzutem rzeczywistym a modelowanym, w zakresie wielkości i kierunku działania sił i momentów aerodynamicznych oraz sił masowych działających na podwieszenie. Ponadto, zaprezentowano przykładowe wyniki badań zrzutu podwieszeń wykonane w tunelu aerodynamicznym dużych prędkości Instytutu Lotnictwa.
To ensure the safety of store separation from combat aircraft the numerical and experimental investigation of store trajectory after its release from aircraft are performed. The main problem which should be realized in simulation of store separation consist in ensuring such conditions of store separation that its flight trajectory would be similar to reality. In this paper, the basic similarity conditions which should be ensured between the model tests and reality, in the range of values and direction of the aerodynamic forces and moments as well as gravity forces acting on stores, are presented. Furthermore, some examples of the experimental model tests carried out in IoA High Speed Wind Tunnel are shown.
Źródło:
Prace Instytutu Lotnictwa; 2009, 7 (202); 76-87
0509-6669
2300-5408
Pojawia się w:
Prace Instytutu Lotnictwa
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Wind tunnel investigation of the wing load control using self-supplying fluidic devices
Autorzy:
Krzysiak, A.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/246438.pdf
Data publikacji:
2014
Wydawca:
Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych
Tematy:
applied aerodynamics
Opis:
The wing-load-control systems are developed as a mean to modify a distribution of aerodynamic load on the wing. Such systems are usually used in extraordinary, off-design flow conditions. Particularly, it concerns the reduction of bending loads during accelerated flight manoeuvres or sudden gusts. In such situations, rising bending loads may lead to fatigue damage of the wing. A new concept of active flow control system based on self-supplying blowing devices for the control of the aerodynamic load on aircraft wing was designed in Institute of Aviation and tested in IoA low speed wind tunnel. The study was carried out in the framework of the European project STARLET. The project scope comprises two systems of fluidic control devices: the nozzles blowing air in direction normal and inclined with respect to the upper wing surface, located at 40-70% of wing chord, as classical spoilers, and an alternative system composed of specially designed nozzles located on a modified trailing edge surface. The fluidic control devices were supplied with air from the high-pressure area situated at lower wing surface close to its leading edge. The experimental tests were performed in low speed wind tunnel T-3 (5-meter diameter test section) in the Institute of Aviation. For these tests the model of semi-span wing (2.4 m span) situated vertically on the endplate in wind tunnel test section was used. The model was situated on the two aerodynamic wall balances. To measure the load distribution along the semi-span wing model the 8 strain-gauge bridges were glued to the model front spar, the straingauge bridges were arranged in 14.6% wing chord. Wind tunnel test were performed at Mach number M = 0.1.
Źródło:
Journal of KONES; 2014, 21, 2; 153-159
1231-4005
2354-0133
Pojawia się w:
Journal of KONES
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Improvement of helicopter performance using self - supplying air jet vortex generators
Autorzy:
Krzysiak, A.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/244313.pdf
Data publikacji:
2013
Wydawca:
Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych
Tematy:
air vehicle
helicopter
applied aerodynamics
vortex generation
Opis:
The work presents the results of experimental wind tunnel tests of using self-supplying air jet vortex generators to delay dynamic stall on helicopter blade due to attain high angles of attack. The dynamic stall which may appear on retreating helicopter blade is considered as the most severe type of stall, characterized by a strong vortex that forms on the blade’s upper surface. Its appearance is a significant limitation of helicopter performance. To improve helicopter aerodynamic characteristics the using of self-supplying air jet vortex generators was proposed. In comparison with the conventional air-jet vortex generators, which are supplied with the air from an external compressor, the self-supplying generators receive air from the overpressure region situated in the nose part of the blade lower surface at the higher angles of attack. The paper presents a comparison of the effectiveness of both types of generators based on tests performed in low speed wind tunnel T-1 in the Institute of Aviation (IoA) in the range of Mach numbers M =0.05-0.1. The experimental tests modeling periodic changes of flow around helicopter blade airfoil equipped with proposed self-supplying air jet vortex generators were performed in tri-sonic wind tunnel N-3 (with 0.6 x 0.6 m test section) in the IoA for Mach numbers M = 0.2 and 0.3. The NACA 0012 airfoil model of 0.18 m chord length used in wind tunnel test was oscillating in pitch ( alfa = ±50 with frequency 5 Hz) about an axis located at 35% chord length from the airfoil leading edge.
Źródło:
Journal of KONES; 2013, 20, 2; 229-236
1231-4005
2354-0133
Pojawia się w:
Journal of KONES
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Wind tunnel tests of quad-rotor autogyro model
Autorzy:
Krzysiak, A.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/244321.pdf
Data publikacji:
2017
Wydawca:
Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych
Tematy:
transport
autogyro
quad-rotor
aerodynamic characteristics
charakterystyki aerodynamiczne
Opis:
The wind tunnel investigation of basic aerodynamic characteristics as well as flow visualization tests of the innovative quad-rotor autogyro model is presented. The wind tunnel measurements of aerodynamic characteristics were carried out using 6-component internal strain-gauge balance. In the area of the main rotor and quad-rotors, the flow visualization tests were performed by PIV (Particle Image Velocimetry) System. The work was carried out in cooperation with the Lublin University of Technology, which provided a model of gyroplane manufactured according to their own concept. In the experimental study an influence of quad-rotors as well as pusher propeller on the autogyro model characteristics were determined by measurements aerodynamic forces and moments for a number of selected model configurations. The wind tunnel experimental tests were performed in the Institute of Aviation low speed wind tunnel T-1, characterized by 1.5 m diameter test section. The investigations were carried out for undisturbed flow velocity V∞ = 12.5 m/s, which corresponds to the Reynold’s number, Re = 0.82 * 106 referred to 1 m, The angles of attack used in the experiment were implemented in two ranges -40 ≤ α \ ≤ 20 and 00≤ α ≤ 130, with a sideslip angle β = 0. The tests showed that the flow induced by quad-rotors interfered with the flow induced by the main rotor changing the autogyro aerodynamic characteristics.
Źródło:
Journal of KONES; 2017, 24, 1; 231-238
1231-4005
2354-0133
Pojawia się w:
Journal of KONES
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Zastosowanie nowego rodzaju strumieniowych generatorów wirów do sterowania przepływem
Applications of a new concept of air jet vortex generators for flow control
Autorzy:
Krzysiak, A.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/212873.pdf
Data publikacji:
2011
Wydawca:
Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
Tematy:
zastosowanie
generatory strumieniowe
sterowanie przepływem
strumieniowe generatory wirów
application
new concept of air jet vortex generators
flow control
Opis:
Praca jest podsumowaniem wieloletnich badań doświadczalnych prowadzonych przez autora niniejszej pracy nad zagadnieniem sterowania przepływem, w tym zwłaszcza przy wykorzystaniu strumieniowych generatorów wirów. W pierwszych rozdziałach pracy przedstawiono przegląd stanu wiedzy w obszarze sterowania przepływem. Przeglądu dokonano w oparciu o zaproponowany podział stosowanych technik sterowania, który bierze pod uwagę dominujący charakter sterowanego przepływu tj. laminarny lub turbulentny. W ramach tego przeglądu szczegółowiej omówiono dotychczasowe dokonania w dziedzinie sterowania przepływem przy użyciu strumieniowych generatorów wirów. Oryginalnym wkładem autora pracy w obszar stosowanych technik sterowania przepływem jest zaprezentowana pasywna metoda sterowania, przy użyciu samozasilających się strumieniowych generatorów wirów. W technice tej do wytwarzania wirów wykorzystuje się strumienie powietrza wyływające z dysz generatorów, powstające wskutek różnicy ciśnienia pomiędzy dolną a górną powierzchnią profilu. Technika ta jest znacznie prostsza w realizacji, w porównaniu do dotychczas stosowanych rozwiązań i jak wykazano, niewiele im ustępuje w dziedzinie skuteczności działania. W następnych rozdziałach omówiono wyniki eksperymentalnych badań podstawowych charaktetystyk aerodynamicznych modelu profilu NACA 0012, wyposażonego zarówno w dotychczas stosowane, konwencjonalne strumieniowe generatory, wirów (zasilane powietrzem ze spężarki), jak i proponowane samozasilające się strumieniowe generatory wirów (zasilane powietrzem z obszarów nadciśnienia). Badania zrealizowane zostały w dwóch tunelach aerodynamicznych Instytutu Lotnictwa. W ramach tych prac przeprowadzono badania wpływu wybranych parametrów konstrukcyjnych konwencjonalnych strumieniowych generatorów wirów na charakterystyki aerodynamiczne badanego profilu i dokonano optymalizacji tych parametrów, ze względu na skuteczność działania generatorów. W następnej kolejności przeprowadzono eksperymentalną weryfikację skuteczności działania proponowanych samozasilających się strumieniowych generatorów wirów, porównując skuteczność ich działania z dotychczas stosowanymi generatorami wirów. Uzupełnieniem tej weryfikacji była wizualizacja wirów tworzących się na górnej powierzchni profilu przy zastosowaniu obu typów generatworów. W przedostatnim rozdziale niniejszej pracy przedstawiono koncepcję podwyższenia skuteczności działania zaproponowanych samozasilających się strumieniowych generatorów wirów poprzez wytworzenie podwójnych sprzężonych ze sobą wirów. W ostatnim rozdziale pracy zaprezentowano wyniki eksperymentalnych badań nad zastosowaniem samozasilających się strumieniowych generatorów wirów do sterowania przeciągnęciem dynamicznym na łopacie odchodzącej wirnika śmigłowca.
The work is recapitulation of years of experimental research conducted by the author of this work on the problem offlow control, especially with using air jet vortex generators. The first chapter presents an overview of the "state of art" basing on proposed classification of known control techniques, which takes into account the dominant nature of the controlled flow, i.e. laminar or turbulent The review discusses progress made in controlling the flow using air jet vortex generators. The passive flow control method with using self-supplying air jet-vortex generators, what is author's original contribution to the knowledge, is presented. Mention technique is used to produce vortices formed as a result of the pressure difference between the lower and upper airfoil surface. This technique is much simpler in implementation in comparison with the conventional solutions and as has been shown characterized with only a little less effectiveness. In subsequent chapters the results of experimental tests of basic aerodynamic characteristics of NACA 0012 airfoil model, equipped with both the previously used conventional air jet vortex generators (powered with air from compressor) as well as proposed, the self-supplying air jet vortex generators (powered with air from overpressure areas) are discussed. The tests were carried out in two wind tunnels of the Institute of Aviation. As part of this work the study of the influence of selected design parameters of conventional air jet vortex generators on the airfoil aerodynamic characteristics and the optimization of these parameters (due to the effectiveness of the generators) has been done. Next, the experimental verification of the effectiveness of the proposed self-supplying air jet vortex generator was performed by comparing their effectiveness with conventional vortex generators. The visualization of vortices formed on the upper surface of the airfoil using both types of generators was a supplement to this experimental verification. The penultimate chapter of this paper presents the concept of increasing the effectiveness of the proposed self-supplying air jet vortex generators by creating a dual coupled vortices. In the last chapter the results of experimental tests of the application of self-supplying air vortex generators to control the dynamic stall on retreating helicopter rotor blade are presented.
Źródło:
Prace Instytutu Lotnictwa; 2011, 3 (212); 4-107
0509-6669
2300-5408
Pojawia się w:
Prace Instytutu Lotnictwa
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Experimental investigation of a dynamic stall on the oscillating NACA 0012 airfoil
Eksperymentalne badania dynamicznego przeciagnięcia oscylujacego profilu NACA 0012
Autorzy:
Krzysiak, A.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/213023.pdf
Data publikacji:
2006
Wydawca:
Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
Tematy:
badania eksperymentalne
dynamiczne przeciągnięcia oscylującego profilu NACA 0012
experimental investigation
dynamic stall on the oscillating NACA 0012 airfoil
Opis:
The paper presents effects of experimental studies, lasting more than two years, on the phenomenon of a dynamic stall which appears on airfoils used in helicopters. Studies were carried out in the Aerodynamic Division of the Institute of Aviation and were financed, as part of a study project, by the Committee of Scientific Investigations KBN (Komitet Badań Naukowych). The phenomenon of a dynamic stall, i.e. the delay of separation of flow appearing on oscillating surfaces, is observed among others at the retreating blade of the helicopter lifting rotor and is associated with creation of vortex at the airfoil leading edge when the angle of attack of an airfoil becomes greater than its static critical angle; it's also associated with vortex displacement towards the trailing edge when the angle of attack becomes greater. The appearance of this vortex results not only in increase of lift at the rotor blades but also in visible increase of the lift derivative with respect to angle of attack. Later, in the course of vortex displacement, it causes the violate increase of the negative pitching moment. Effects of a dynamic stall mentioned above play a significant role in the course of designing blades for the helicopter main (lifting) rotor. The determination of dynamic aerodynamic characteristics is necessary in the course of designing the high-performance helicopter and to avoid unwanted phenomena accompanying a dynamic stall. In order to perform the wind tunnel tests of aerodynamic characteristics of airfoils under conditions of a dynamic stall it was necessary to design and construct in the N-3 wind tunnel of the Institute of Aviation a special system enabling to force (to create) the oscillating movements of an airfoil. It became also necessary to produce a special model of the NACA 0012 airfoil matched to this type of tests. For the purpose of measurements of pressure distribution on the airfoil three electronic pressure scanners have been purchased. In the course of tests they were located inside the tested model. Moreover, the existing measuring/recording system of the N-3 wind tunnel became modified and adopted to the needs of dynamic tests. After the introduction of the new measuring system and of the new software destined to collect measuring data, to register pressure distribution on an airfoil, to calculate interference corrections of the wind tunnel and aerodynamic coefficients, some static tests were carried out on the standard NACA 0012 airfoil and results of these tests were compared with results obtained in other foreign wind tunnels. High compatibility of results has confirmed the correctness of adopted technique of evaluation. Using the newly adopted measuring system for the purpose of dynamic tests a set of measurements of pressure distribution on the oscillating NACA 0012 airfoil has been performed to assess the influence of such variables as the Mach number, the mean model angle of attack, frequency of airfoil vibrations an amplitude of these vibrations. Obtained distributions of pressure on the airfoil surface enabled to calculate values of basic aerodynamic coefficients, i.e. the lift coefficient CL and the pitching moment coefficient Cm.
Niniejsza praca stanowi efekt ponad 2-letnich prac nad zagadnieniem dynamicznego prze ciągnięcia profili śmigłowcowych realizowanych w Zakładzie Aerodynamiki Instytutu Lotnictwa, wykonywanych w ramach projektu badawczego finansowanego przez KBN. Zjawisko dynamicznego przeciągnięcia, czyli opóźnienia oderwania przepływu na opływanych powierzchniach wykonujących ruchy oscylacyjne występuje m.in. na łopacie powracającej wirnika nośnego śmigłowca i jest związane z tworzeniem się wiru na krawędzi natarcia profilu przy kątach natarcia większych od statycznego kąta krytycznego oraz jego przemieszczaniem w kierunku krawędzi spływu wraz ze wzrostem kąta natarcia. Wystąpienie tego wiru powoduje nie tylko istotny wzrost siły nośnej na łopatach wirnika, lecz również wyraźny wzrost pochodnej siły nośnej względem kąta natarcia, a następnie w trakcie jego przemieszczania gwałtowny przyrost ujemnego momentu pochylającego. Wspomniane powyżej efekty dynamicznego przeciągnięcia mają istotne znaczenie przy projektowaniu łopat wirników śmigłowców. Określenie dynamicznych charakterystyk aerodynamicznych jest niezbędne przy projektowaniu śmigłowców o wysokich osiągach, a także dla uniknięcia niekorzystnych zjawisk towarzyszących dynamicznemu przeciągnięciu. Przeprowadzenie tunelowych badań charakterystyk aerodynamicznych profili w warunkach dynamicznego przeciągnięcia w Instytucie Lotnictwa, wymagało zaprojektowania i wykonania układu wymuszającego oscylacyjne ruchy profilu w tunelu aerodynamicznym N-3, a także wykonania specjalnie przystosowanego do tego typu badań modelu profilu NACA 0012. Do pomiaru rozkładu ciśnienia na profilu zakupiono trzy elektroniczne skanery ciśnienia, które w trakcie badań umieszczone były wewnątrz badanego modelu. Ponadto, zmodyfiko wa no istniejący system pomiarowo-rejestrujący tunelu N-3 przystosowując go do badań dynami cznych. Po wdrożeniu nowego układu pomiarowego oraz nowego oprogramowania służącego do: zbierania danych pomiarowych, obliczania rozkładów ciśnienia na profilu, obliczania poprawek interferencyjnych tunelu oraz współczynników aerodynamicznych, wykonano testowe badania statyczne profilu wzorcowego NACA 0012 i porównano wyniki tych badań z wynikami uzyskanymi w innych tunelach na świecie. Duża zgodność tych wyników potwierdziła prawidłowość stosowanej techniki badawczej. Wykorzystując nowo wdrożony układ pomiarowy do badań dynamicznych, przeprowadzono pomiary rozkładu ciśnienia na wykonującym ruchy oscylacyjne profilu NACA 0012 dla szeregu wybranych parametrów badań takich, jak: liczba Macha, średni kąt natarcia modelu, częstotliwość drgań profilu oraz amplituda tych drgań. Na podstawie uzyskanych rozkładów ciśnienia na profilu obliczono wartości podstawowych współczynników aerodynamicznych tj. współczynnika siły nośnej Cz oraz współczynnika momentu pochylającego Cmy.W pracy przedstawiono wyniki badań symulacyjnych dotyczących dynamiki śmigłowca, obciążeń wirnika nośnego, stanów lotu w przypadku awarii napędu oraz uszkodzeń łopat wirnika. Opracowano pakiet oprogramowania umo żliwiający analizę pracy odkształcalnych łopat wirnika uzupełniony dodatkowymi procedurami modelującymi turbulencję atmosfery, wpływ sprężystego podparcia wirnika oraz turbinowy zespół napędowy. Programy symulacyjne użyto do generacji danych, wykorzystanych następnie do treningu sieci neuronowych. Przedstawiono wyniki działania sieci neuronowych do następujących zadań: rozpoznawanie uszkodzeń łopat wirnika, wyznaczanie zapasu wysokości do manewru kontynuacji lotu przy częściowej awarii napędu oraz oszacowanie wielkości wybranych składowych obciążenia łopat wirnika.
Źródło:
Prace Instytutu Lotnictwa; 2006, 4 (187); 1-52
0509-6669
2300-5408
Pojawia się w:
Prace Instytutu Lotnictwa
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Wind tunnel tests of aircraft aerodynamic characteristics at overcritical angles of attack
Autorzy:
Krzysiak, A.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/246476.pdf
Data publikacji:
2016
Wydawca:
Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych
Tematy:
applied aerodynamics
aerodynamic characteristics
aerobatic aircraft
Opis:
During air shows or competition aerobatics pilots perform aerobatic flying. Most aerobatic figures are combination of a few basic manoeuvres like loops, rolls, spins, and hammerheads. During such manoeuvres, aerobatic aircrafts often fly in the range of overcritical angles of attack. The flight in the range of higher than critical angles of attack is accompanied by a flow separation. This phenomenon is connected with significant changes of the aircrafts aerodynamic characteristics, as well as may be accompanied by strong vibrations. For these reasons, the knowledge of the aircraft overcritical aerodynamic characteristics is required for its proper design. In wind tunnels models of aircraft are usually tested in the range up to α = 20°-25°, while aircraft performing aerobatic flying usually achieve considerably higher angles of attack. To obtain the aircraft aerodynamic characteristics in the whole used angles of attack range, a special wind tunnel stand was designed and manufactured in the Institute of Aviation enabling the wind tunnel tests in range, α = 0°-360°. The paper presents the wind tunnel tests results of aerobatic aircraft “Harnaś 3” model, for a set of chosen model configurations. The studies included both balance measurements of the model basic aerodynamic characteristic, as well as flow visualization tests. Investigation were carried out for the range of angles of attack α = -90°-90° and the range of slideslipe angles β = -90°-90°. Wind tunnel tests are very rarely carried out in such a wide angles of attack range. The experimental tests were performed in the Institute of Aviation‘s low speed wind tunnel T-1 (1.5 meter diameter test section). For the tests, the model of aerobatic aircraft (manufactured in a 1:10 scale) was situated both vertically and horizontally in the wind tunnel test section. Wind tunnel tests were performed at Mach number M ≈ 0.1 (V ≅ 34 m/s), which corresponds to the Reynolds number Re = 0.22*106.
Źródło:
Journal of KONES; 2016, 23, 1; 169-176
1231-4005
2354-0133
Pojawia się w:
Journal of KONES
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Flow visualization of the wing model equipped with load control fluidic devices
Autorzy:
Krzysiak, A.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/242185.pdf
Data publikacji:
2015
Wydawca:
Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych
Tematy:
applied aerodynamics
load control
fluidic devices
Opis:
In the extraordinary off-design flight conditions, such as accelerated manoeuvres or sudden gusts, wing-bending moments may grow rapidly. This may lead to damage of the wing structure. To alleviate the excessive aerodynamic loads in off-design conditions the wing-load-control systems basing on blowing devices were developed. Proposed in these work fluidic devices could be an alternative to the conventional mechanical solutions, such as symmetrical deflections of ailerons or deflection of spoilers. As a result of the CFD studies, among many considered concepts, three solutions were chosen as the most promising. Two of them, namely Fluidic Spoiler and Dual Trailing Edge Nozzles, were tested in IoA low speed wind tunnel. Fluidic Spoiler consisted of the matrix of mini nozzles located on an upper wing surface in its tip part. Air jets blown from the nozzles were influencing the main flow around the wing, leading to flow separation and as a result, to alleviation of wing bending moment. Dual Trailing Edge Nozzles system consisted of the specially shaped nozzles, located at a wing trailing edge. The system utilises the Coanda effect to change a flow circulation around the wing, leading to spanwise redistribution of aerodynamic loads. The paper presents results of the flow visualization tests carried out on the half wing model equipped with load control fluidic devices. Flow visualization was performed using a fluorescent threads illuminated with ultraviolet light. The main objective of the research was to determine the flow separation areas and its character, associated with additional air blowing on the wing surface. The experimental tests were performed in low speed wind tunnel T-3 (5-meter diameter test section) in the Institute of Aviation. For these tests the model of semi-span wing (2.4 m span), situated vertically on the endplate in wind tunnel test section was used. Wind tunnel test were performed at Mach number M = 0.1. The study was carried out in the framework of the European project STARLET.
Źródło:
Journal of KONES; 2015, 22, 3; 117-124
1231-4005
2354-0133
Pojawia się w:
Journal of KONES
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Necessary wind tunnel tests conditions of proper two- and three-dimensional measurements
Autorzy:
Krzysiak, A.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/243813.pdf
Data publikacji:
2018
Wydawca:
Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych
Tematy:
applied aerodynamics
test reliability
aerodynamic measurements
Opis:
In this article, the conditions to be met by a two- and three dimensional wind tunnel tests in order to ensure their correctness are presented. First of all, they relate to the flow similarity between the real and wind tunnel conditions. This similarity enforces a wind tunnel calibration, a proper design and manufacturing of the tested models, a proper research, as well as processing of obtained test data including the usage of the wind tunnel corrections. In this work, the majority of these conditions were presented but in particular, the influence of the wind tunnel corrections on the tested models aerodynamic characteristics is consider. The two-dimensional airfoil studies and three-dimensional aircraft model balance investigation were performed in two low speed wind tunnels of a different sizes of theirs test section. The wind tunnel tests were performed in two Institute of Aviation low speed wind tunnels, namely in the wind tunnel T-1 (of the 1.5 m diameter test section) and in the wind tunnel T-3 (of the 5 m diameter test section), at the same undisturbed velocity, V∞ = 40 m/s. The comparison of the lift coefficient characteristic obtained in two different wind tunnels using the same two and three-dimensional models and same measurement techniques enabled to discuss the problem of necessity of the wind tunnel corrections usage.
Źródło:
Journal of KONES; 2018, 25, 3; 315-322
1231-4005
2354-0133
Pojawia się w:
Journal of KONES
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
A methodology of unsteady investigations of helicopter airfoils
Metodyka niestacjonarnych badań profili śmigłowcowych
Autorzy:
Krzysiak, A.
Ruchała, P.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/213106.pdf
Data publikacji:
2010
Wydawca:
Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
Tematy:
silniki i paliwa lotnicze
aerodynamika i mechanika lotu
materiałoznawstwo
aircraft engines and fuels
aerodynamics and mechanics of flight
materials science
Opis:
The paper describes amethodology of unsteady experimental investigations of helicopter airfoils. It has been implemented during tests of helicopter airfoil, carried out in Aerodynamics Department of Institute of Aviation for PZL-Świdnik and Ministry of Science and Higher Education (MNiSW – Ministerstwo Nauki i Szkolnictwa Wyższego) as a part of grant: “Development and deployment of new generation of design, technological and material solutions for main rotor and airframe elements of PZL W-3A Sokół helicopter”. The tests have aimed to modeling (in the wind tunnel) the dynamic stall phenomena incidence, which may appear on main rotor blades during forward flight. It causes a strong vibration of blades, thus defining a considerable limit of helicopters’ performance. The dynamic stall phenomena is caused by fast angle of attack transition, which appears during forward flight. A similar transition on tested model was evoked by its oscillations with requested amplitude and frequency. The mechanism causing the oscillations of model and the measurement equipment have been described further. The discussed methodology covers pressure distribution measurements, basing on measurement of local static pressure on the surface of respectively adapted model. Because the measurements of pressure are not simultaneous, the pressure coefficient distribution (as a function of time and angle of attack) has been approximated using Fourier series. The coefficients of lift and pitching moment have been calculated as a result of integration the pressure coefficient distribution. An algorithm of calculation has been described also.
Praca opisuje metodykę eksperymentalnych niestacjonarnych badań ciśnieniowych, dotyczących śmigłowcowych profili aerodynamicznych. Została ona wdrożona w trakcie badań profilu śmigłowcowego, wykonanych w Zakładzie Aerodynamiki Instytutu Lotnictwa dla PZL Świdnik i Ministerstwa Nauki i Szkolnictwa Wyższego (w ramach projektu celowego „Opracowanie i wdrożenie nowej generacji rozwiązań konstrukcyjnych, technologicznych i materiałowych dla wirnika nośnego i elementów płatowca śmigłowca PZL W-3A Sokół”. Celem tego typu badań jest modelowanie wwarunkach tunelowych zjawiska tzw. przeciągnięcia dynamicznego, które może wystąpić na łopatach wirnika nośnego śmigłowca w czasie lotu postępowego. Powoduje ono silne drgania łopat, wobec czego stanowi istotne ograniczenie osiągów śmigłowców. Zjawisko przeciągnięcia dynamicznego jest związane z szybką zmianą kąta natarcia, jaka występuje wczasie lotu postępowego śmigłowca. Warunki te odwzorowano za pomocą modelu wykonującego ruch oscylujący o zadanej częstotliwości i amplitudzie. Mechanizm wywołujący oscylacje, jak również użyta aparatura pomiarowa, zostały opisane w pracy.
Źródło:
Prace Instytutu Lotnictwa; 2010, 5 (207); 32-47
0509-6669
2300-5408
Pojawia się w:
Prace Instytutu Lotnictwa
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Aerodynamic concept of the UAV in the gyrodyne configuration
Zarys koncepcji aerodynamicznej UAV w układzie konstrukcyjnym gyrodyny
Autorzy:
Muchowski, M.
Szumski, M.
Krzysiak, A.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/212745.pdf
Data publikacji:
2018
Wydawca:
Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
Tematy:
aerodynamic concept
UAV
VTOL
gyrodyne
airframe configuration
koncepcja aerodynamiczna
gyrodyna
układ konstrukcyjny
Opis:
The article presents an aerodynamic concept of UAV in the gyrodyne configuration, as a more efficient one than the currently used UAV airframe configuration applied for monitoring tasks of power lines and railway infrastructure. A sample task which is realised by conceptual gyrodyne based on monitoring aerial power lines was characterised and described . The assumed idea of UAV was shown in comparison to the currently used aircraft configuration presented in the introduction. Referring to momentum theory, hover efficiency of the multicopter and the helicopter was evaluated. In relation to the helicopter, an initial draft of the airframe conception accompanied by a description of advantages of the gyrodyne configuration was exposed. Problems related to the gyrodyne configuration were emphasised in the summary.
Artykuł przedstawia zarys koncepcji aerodynamicznej UAV w układzie gyrodyny, jako układu konstrukcyjnego sprawniejszego energetycznie spośród obecnie stosowanych układów UAV w zastosowaniu do zadań monitorowania infrastruktury energetycznej i kolejowej. Scharakteryzowano i opisano przykładowe zadanie realizowane przez koncepcyjną gyrodynę polegające na monitoringu napowietrznej linii energetycznej. Prezentowaną koncepcję UAV przedstawiono w zestawieniu z opisanymi we wstępie aktualnie stosowanymi układami UAV oraz oceniono na podstawie teorii strumieniowej sprawność zawisu dla przykładowego UAV w układzie multikoptera i śmigłowca. Następnie pokazano szkic koncepcji wraz z opisem spodziewanych zalet układu gyrodyny w stosunku do układu śmigłowca z jednoczesnym podkreśleniem w podsumowaniu możliwych problemów wynikających z przyjętego układu.
Źródło:
Prace Instytutu Lotnictwa; 2018, 1 (250); 50-65
0509-6669
2300-5408
Pojawia się w:
Prace Instytutu Lotnictwa
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Wpływ płaskiego osłaniania i uprawy współrzędnej na skład chemiczny liści sałaty rzymskiej (Lactuca sativa L. var. romana Garst.)
Effect of flat covering and intercropping on chemical composition of leaves of romaine lettuce (Lactuca sativa L. var. romana Garst.)
Autorzy:
Błażewicz-Woźniak, M.
Krzysiak, A.
Najda, A.
Baltyn, M.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/2184864.pdf
Data publikacji:
2014
Wydawca:
Uniwersytet Przyrodniczy w Lublinie. Wydawnictwo Uniwersytetu Przyrodniczego w Lublinie
Tematy:
warzywnictwo
warzywa lisciowe
uprawa roslin pod oslonami
oslony plaskie
wlokniny
uprawa wspolrzedna
salata rzymska
Lactuca sativa var.romana
liscie
sklad chemiczny
zawartosc makroelementow
zawartosc suchej masy
Źródło:
Annales Universitatis Mariae Curie-Skłodowska. Sectio EEE: Horticultura; 2014, 24, 1; 9-15
1233-2127
Pojawia się w:
Annales Universitatis Mariae Curie-Skłodowska. Sectio EEE: Horticultura
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Zakaźne i inwazyjne zagrożenia zdrowia i życia żubrów (Bison bonasus) w XX wieku
Infectious and parasitic threats for European bison (Bison bonasus) in the 20th century
Autorzy:
Krzysiak, M.K.
Larska, M.
Jablonski, A.
Bolbot, M.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/859000.pdf
Data publikacji:
2017
Wydawca:
Krajowa Izba Lekarsko-Weterynaryjna
Źródło:
Życie Weterynaryjne; 2017, 92, 09
0137-6810
Pojawia się w:
Życie Weterynaryjne
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Tytuł:
Experimental tests on a dual fuel compression-ignition engine powered by biogas with a varying chemical composition
Autorzy:
Wierzbicki, S.
Śmieja, M.
Kozłowski, M.
Nieoczym, A.
Krzysiak, Z.
Powiązania:
https://bibliotekanauki.pl/articles/247546.pdf
Data publikacji:
2016
Wydawca:
Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych
Tematy:
biogas
dual fuel compression-ignition engine
emission of toxic compounds
Opis:
Biogas is among the fuels whose significance in the general energy balance will increase. These results from the fact that it may be produced from various kinds of waste materials, and it is therefore considered a renewable fuel of the second generation. Because of its properties, biogas may be used directly to power spark-ignition engines. Nonetheless, numerous tests are underway involving the possibility of using biogas to power compression-ignition engines. In order to use biogas, whose main combustible component is methane, in compression-ignition engines, it is necessary to use a dual fuel power supply system. With such a system supplying power to the engine, the gas and air mixture in the cylinder is ignited by a small dose of liquid fuel. This paper presents a fragment of the research on the use of biogas with a varying chemical composition for powering compression-ignition engines. The described tests were conducted using a one-cylinder compressionignition engine mounted on an engine test stand. The fuel gas consisted of a mixture of natural gas and carbon dioxide; the share of each individual component was regulated from the station, which controlled the operation of the whole test stand. The developed control system also enabled the adjustment of the operating parameters of the engine test stand and the parameters of the injection of liquid fuel, such as the injection pressure, the timing angle of injection and the size of the dose. The results presented in the paper show the impact of the individual control parameters of the engine on the value of the engine’s torque and the amount of toxic compounds in the exhaust fumes.
Źródło:
Journal of KONES; 2016, 23, 3; 549-554
1231-4005
2354-0133
Pojawia się w:
Journal of KONES
Dostawca treści:
Biblioteka Nauki
Artykuł
Wyświetlanie 1-15 z 26

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