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 "Ruchała, P." wg kryterium: Autor

  Lista filtrów
Wyrównaj
    Wyświetlanie 1-12 z 12
    Tytuł:
    System pomiarowo-sterujący tunelu aerodynamicznego T-1
    The measurement & control system in the T-1wind tunel
    Autorzy:
    Ruchała, P.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/213765.pdf
    Data publikacji:
    2013
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    problematyka konstrukcji wiropłatów
    system pomiarowo-sterujący
    tunel aerodynamiczny T-1
    problems of rotorcraft design
    measurement and control system
    T-1 wind tunnel
    Opis:
    W artykule opisano nowy system pomiarowo-sterujący zainstalowany w tunelu aerodynamicznym Instytutu Lotnictwa T-1, o średnicy przestrzeni pomiarowej 1,5 m. System umożliwia pomiar i automatyczne sterowanie kątem natarcia i kątem ślizgu badanych modeli oraz pomiar ciśnienia dynamicznego przepływu niezaburzonego. Wszystkie trzy mierzone wartości są wyświetlane na wyświetlaczach cyfrowych. Ponadto możliwe jest sterowanie serwomechanizmem związanym z klapą, lotką lub sterem – o ile badany model posiada taką możliwość. W przypadku badań ciśnieniowych system obsługuje wielokanałowe czujniki ciśnień systemu DTC Initium, dokonując pomiaru (z podglądem rozkładu ciśnień i uzyskanych wartości współczynnika siły nośnej i współczynnika momentu pochylającego w czasie rzeczywistym). System umożliwia również zapis zmierzonych ciśnień na twardy dysk komputera. System ma zastosowanie podczas pomiarów za pomocą wagi tensometrycznej oraz pomiarów rozkładu ciśnień; w przypadku pomiarów z wykorzystaniem wagi mechanicznej kąt natarcia regulowany jest ręcznie (poprzez układ mechaniczny).
    The paper describes a new measurement and control system mounted in the T-1 wind tunnel (with open test section, which diameter equals 1.5 m). The system enables the measurement and automatic control of the angle of attack and the sideslip angle, as well as the measurement of dynamic pressure. The measured values are displayed on the digital displays. It is also possible to set a proper deflection of the flap (or rudder, elevator etc.), if the tested object is equipped in moveable control surfaces, controlled by the servo or coupled servos. In case of pressure distribution investigation with DTC Initium pressure sensors the described system enables an on-line preview of pressure distribution on the airfoil surface and the lift coefficient and pitching moment coefficient. Logging the pressure values is also available. The system can be used during the measurement by strain-gauge balance or by pressure distribution measurement. When the aerodynamic loads are measured by the mechanical balance, the angle of attack is controlled manually (with the mechanic system).
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2013, 5-6 (232-233); 65-80
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    An influence of pusher propeller cover on its performance : a concept of wind tunnel investigation
    Autorzy:
    Ruchała, P.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/242105.pdf
    Data publikacji:
    2016
    Wydawca:
    Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych
    Tematy:
    aircraft engineering
    air propulsion
    pusher propeller
    wind tunnel tests
    Opis:
    The paper describes a concept of wind tunnel investigation of the influence of the pusher propeller cover on its performance. The pusher propeller is one of the most popular types of the airplane propulsion, especially in light sport aircrafts and in the UAVs (Unmanned Aerial Vehicles). Its main advantages is that the engine with the pusher propeller does not affect the visibility from the cockpit and allows for placing an electronic equipment (for example, a camera) in the front part of the UAV’s fuselage. One of main disadvantages of pusher propeller is that it is partially covered by the fuselage and the wings of the airplane, thus the slipstream is distorted. This distortion may reduce the propeller thrust and efficiency. It may also cause vibrations of the propeller blades. This fact is well known, however it is difficult to find any quantitative information about reduction of the propeller performance. Taking it into account, it is worth to treat this subject and show a way to enhance the propeller performance. The wind tunnel tests, which concept has been described in the paper, will include measurements of total aerodynamic loads acting on the investigated object and on the propeller. Measurement of velocity distribution in the slipstream (by pressure measurement and by laser anemometry) will be included as well.
    Źródło:
    Journal of KONES; 2016, 23, 4; 429-434
    1231-4005
    2354-0133
    Pojawia się w:
    Journal of KONES
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Aerodynamic interference between pusher propeller slipstream and an airframe : literature review
    Autorzy:
    Ruchała, P.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/246710.pdf
    Data publikacji:
    2017
    Wydawca:
    Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych
    Tematy:
    air transport
    air propulsion
    pusher propeller
    Opis:
    In the article, an aerodynamic interference between pusher propeller slipstream and the airframe of the aircraft powered by it has been presented, based on a literature study. A pusher propeller is one of popular types of the airplane propulsion. It is applied mainly in light sport aircrafts, in the UAVs (Unmanned Aerial Vehicles), unorthodox vehicles, like compound helicopters, canard and joined wing aircrafts etc. The main advantage of pusher propeller is that the engine with the pusher propeller does not affect the visibility from the cockpit and allows placing an electronic equipment in the front part of the UAV’s fuselage. Furthermore, reduced cabin noise and increase in stability due to acting normal force aft of the centre of gravity are other benefits of this configuration. The pusher propeller impact on the airframe, especially on the wing, is qualitatively different from the tractor configuration. Main differences between both propulsions has been discussed, as well as aerodynamic benefits of the pusher propeller – like reduction of separated flow area and extending area of laminar boundary layer. However, an application of pusher propeller may have also negative impact, especially lower performance than tractor propeller. In the article the reasons of this suppression has been briefly discussed.
    Źródło:
    Journal of KONES; 2017, 24, 3; 237-244
    1231-4005
    2354-0133
    Pojawia się w:
    Journal of KONES
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Wind tunnel tests of the pusher propeller : an assessment of accuracy
    Autorzy:
    Ruchała, P.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/241915.pdf
    Data publikacji:
    2016
    Wydawca:
    Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych
    Tematy:
    air transport
    air propulsion
    wind tunnel tests
    pusher propeller
    ducted fan
    Opis:
    A pusher propeller is one of popular types of the airplane propulsion. It is applied especially in light sport aircrafts and in the UAVs (Unmanned Aerial Vehicles). Its main advantage is that the engine with the pusher propeller does not affect the visibility from the cockpit and allows placing an electronic equipment in the front part of the UAV’s fuselage. The main disadvantage of the pusher propeller is that its performance may be worse than the tractor propeller, because of a stream distortion caused by the fuselage. It should be taken into account during propeller tests. The most accurate way is to investigate the pusher propeller in the presence of the complete airplane, as a part of airplane wind tunnel tests. However, this approach is possible in a late stage of the airplane design, when the geometry of the airplane is fixed. In the paper, an alternative, innovative approach for the propulsion tests has been presented. The propeller was investigated in a wind tunnel in a presence of the aft part of the fuselage, including a root part of the wing. A typical propeller and a ducted fan have been investigated. The results has been compared with the results of the wind tunnel tests of the complete airplane (with powered propulsion) to evaluate the accuracy of this methodology. The investigated propulsion was designed for a joined wing UAV, ILX-32 MOSUPS.
    Źródło:
    Journal of KONES; 2016, 23, 2; 309-315
    1231-4005
    2354-0133
    Pojawia się w:
    Journal of KONES
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Praktyczne aspekty zastosowania otunelowanych śmigieł pchających
    Practical aspects of the application of pusher ducted propellers
    Autorzy:
    Ruchała, P.
    Szafran, K.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/212906.pdf
    Data publikacji:
    2016
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    napędy lotnicze
    wentylator otunelowany
    śmigło otunelowane
    poduszkowiec
    sterowiec
    aircraft propulsion
    ducted fan
    ducted propeller
    hovercraft
    airship
    Opis:
    Fakt, że zastosowanie otunelowania wokół śmigła (lub wentylatora) może poprawić jego osiągi, jest dobrze znany i potwierdzony licznymi pracami teoretycznymi i eksperymentalnymi, zrealizowanymi także w Instytucie Lotnictwa. Otunelowanie daje również szereg innych korzyśsci np. zwiększenie bezpieczeństwa użytkowania. Należałoby się zatem spodziewać, że takie rozwiązanie zyska dużą popularność, nie tylko w lotnictwie. Tymczasem powstało tylko kilka samolotów z napędem otunelowanym. Tak mała popularność tego, pozornie korzystnego, rodzaju napędu, sugeruje istnienie pewnych poważnych wad i ograniczeń. W niniejszej pracy przedstawiono przykłady zastosowania wentylatora otunelowanego, omówiono jego zasadę dzialania na przykładzie napędu izolowanego oraz przedyskutowano wpływ obecności kadłuba na warunki pracy wentylatora (w przypadku układu pchającego). Autorzy oparli się na informacjach dostępnych w literaturze oraz na własnych doświadczeniach w projektowaniu, modelowaniu, budowie i eksploatacji z napędami otunelowanymi do samolotów, śmigłowców, motolotni i poduszkowców.
    It is well known that an application of the duct around a fan or a propeller may improve its performance. The duct gives also several other benefits. One could expect that this propulsion will become popular, not only in aviation. Meanwhile only a few airplanes powered by ducted fans have been designed. So low popularity of this propulsion means that it may have some significant limitations. The following paper is an attempt to encapsulate the advantages and disadvantages of the ducted fans and ducted propellers applied as pushers. The authors based on their own experience and on the literature. Many years of experience in the design, modeling, construction and operation of drives by duct fan aircraft, helicopters, ultralight aircraft and hovercraft can draw conclusions that can be helpful in the design process of new construction.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2016, 3 (244); 257-266
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    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:
    Analiza bezpieczeństwa zrzutu podwieszeń z samolotu przy użyciu eksperymentalno-numerycznej metody captive trajectory simulation
    An analysis of a stores drop, using the capative trajectory simulation method
    Autorzy:
    Ruchała, P.
    Placek, R.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/213767.pdf
    Data publikacji:
    2013
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    problematyka konstrukcji wiropłatów
    bezpieczeństwo zrzutu podwieszeń z samolotu
    eksperymentalno-numeryczna metoda capative trajectory simulation
    stores drop
    captive trajectory simulation method
    Opis:
    W niniejszej pracy omówiono wyznaczanie toru lotu podwieszeń metodą Captive Trajectory Simulation i jej wdrożenie w Laboratorium Badań Aerodynamicznych Instytutu Lotnictwa. Najczęściej badania toru lotu podwieszeń zrzucanych z samolotu służą do analizy celności zrzutu oraz (jak w niniejszej pracy) do oceny bezpieczeństwa zrzutu: zdarzają się przypadki, gdy zrzucane podwieszenie tuż po zwolnieniu zaczepu uderza w samolot-nosiciel. Metoda Captive Trajectory Simulation jest metodą eksperymentalno-numeryczną, stosowaną do obliczania toru lotu podwieszenia w bezpośredniej bliskości nosiciela. Jej dużą zaletą jest mała liczba potrzebnych pomiarów (w stosunku do innych metod eksperymentalno-numerycznych). W porównaniu do badań modeli dynamicznie podobnych, czyli najpopularniejszej z metod eksperymentalnych, trzeba zwrócić uwagę na większy zakres stosowalności – po wykonaniu stosownych modyfikacji można odwzorować zrzut podczas zakrętu, wyrwania, nurkowania lub innego stanu lotu (podczas, gdy badania modeli mogą być stosowane tylko dla lotu poziomego). Metodą Captive Trajectory Simulation można także otrzymać informacje o obciążeniach działających na podwieszenie oraz o prędkościach i przyspieszeniach podwieszenia. Wyznaczenie tych parametrów na podstawie badań modeli dynamicznie podobnych jest możliwe, ale bardzo trudne i niezbyt dokładne. Istotą metody Captive Trajectory Simulation są naprzemiennie wykonywane pomiary obciążeń aerodynamicznych i obliczenia przemieszczeń podwieszenia w czasie założonego kroku czasowego. Oczywiście, kolejne pomiary są wykonywane po ustawieniu modelu podwieszenia w uprzednio obliczonym położeniu (lub w położeniu początkowym dla pierwszego kroku). Celem badań opisanych w pracy było odwzorowania toru lotu dynamicznie podobnych modeli podwieszeń przenoszonych przez samolot F-16: bomby GBU-31 JDAM i zbiornika paliwa. Wybór modeli podwieszeń, a nie ich pierwowzorów, wynikał z potrzeby dokładniejszego porównania wyników otrzymanych dwiema metodami: metodą Captive Trajectory Simulation i przez zrzut modeli dynamicznie podobnych. Wyniki badań wskazują, że metoda Captive Trajectory Simulation daje dostatecznie dokładne wyniki, pomimo przyjęcia dość znacznych uproszczeń, wynikających z charakteru pracy (chodziło o ocenę wiarygodności metody i wskazania jej mankamentów).
    The following paper describes the Captive Trajectory Simulation method, which is useful for obtaining of stores flight trajectory, and the deploy of this method in Aerodynamic Research Laboratory of Institute of Aviation. The test of flight trajectory of stores dropped by the airplane are using mainly for evaluation of marksmanship of drop or for evaluation its safety; it happened some crashes, when a store hit in a plane after the drop. The main difference between both kinds of test is a acknowledgement of aerodynamic interference between the store and the airplane. The Captive Trajectory Simulation method is an experimental-numeric way to obtaining the stores flight trajectory close to the airplane. Its main advantage is a lower number of measurements needed to execute than in other methods. In a comparison with the tests of dynamic similar model, the described method (after some modifications) can be used also during the test of drops in other flight phase than horizontal flight, like a climbing, a diving or a turn. Using the Captive Trajectory Simulation method one can easily achieve the values of velocity and acceleration of the store, as well as the values of the aerodynamic forces and moments acting on the store. Obtaining this parameters with dynamic similar model is possible, but very difficult and inaccurate. The pith of Captive Trajectory Simulation method is interchangeably executing of measurement of aerodynamic forces and moments acting on the store (in a wind tunnel) and a calculating of store’s translation and rotation during a time-step assumed previously. Of course, next measurement is acting after the store has been mounted in a proper location. The described tests have been aimed in a computing of flight trajectory of dynamic similar models of the stores dropped from F-16 fighter: GBU-31 JDAM bomb and a fuel tank. A choice of stores’ models, not their originals, ensues from the requirement of comparison of results obtained in two ways: with the Captive Trajectory Simulation method and with the dropping of dynamic similar models. The results of tests show that with the Captive Trajectory Simulation method the satisfactorily accuracy is available, even despite quite significant simplifications have been assumed (because of the main goal of the tests: the estimate of validity of the deployed method and finding its disadvantages).
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2013, 5-6 (232-233); 81-93
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Metodyka badań eksperymentalnych rozwoju i zaniku stanu pierścienia wirowego
    A Research Methodology for Wind Tunnel Investigation of Development and Demise of a Vortex Ring State
    Autorzy:
    Surmacz, K.
    Ruchała, P.
    Stryczniewicz, W.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/403338.pdf
    Data publikacji:
    2016
    Wydawca:
    Wojskowa Akademia Techniczna im. Jarosława Dąbrowskiego
    Tematy:
    aerodynamika stosowana
    stan pierścienia wirowego
    VRS
    dynamika lotu śmigłowca
    badania wagowe
    badania tunelowe
    tunel aerodynamiczny
    anemometria obrazowa
    PIV
    applied aerodynamics
    vortex ring state
    helicopter flight dynamics
    strain gage balance investigations
    wind tunnel investigations
    Particle Image Velocimetry
    Opis:
    Jednym z zagrożeń bezpieczeństwa lotu śmigłowców jest stan pierścienia wirowego (ang. Vortex Ring State - VRS). W niniejszej pracy przedstawiono metodykę oraz przykładowe wyniki badań eksperymentalnych dotyczących zagadnienia VRS, przeprowadzonych w tunelu aerodynamicznym Instytutu Lotnictwa. Badanym obiektem był zdalnie sterowany śmigłowiec, umieszczony w przestrzeni pomiarowej tunelu niskich prędkości o średnicy 1,5 m. Zakres badań obejmował pomiary wagowe za pomocą wagi tensometrycznej oraz badania wizualizacyjne metodą anemometrii obrazowej (PIV). W trakcie prowadzonych testów zarejestrowano spadek siły ciągu generowanej przez wirnik nośny śmigłowca towarzyszący wejściu w stan pierścienia wirowego oraz dokonano wizualizacji powstałych struktur wirowych. Uzyskane wyniki potwierdziły, że przyjęta metodyka jest skuteczna do analizy procesu rozwoju i zanikania pierścienia wirowego na wirniku nośnym śmigłowca.
    The Vortex Ring State (VRS) of the main rotor is one of the threats for the safety of a helicopter. Therefore this phenomenon has been intensively investigated for several years, in order to understand the mechanisms of its development and the possibilities of avoiding the danger flight regime. The paper presents a research methodology applied for investigations of development of the VRS of the main rotor of a helicopter. The object of investigation was a model of a helicopter with a powered rotor, placed in a low-speed wind tunnel with test section diameter of 1.5 m. The investigation includes a strain gage measurements and flow visualization with the Particle Image Velocimetry (PIV) method. The results show the decrease in the thrust generated by the main rotor due to the VRS. The velocity field, measured with PIV method, shows the process of the VRS forming, development and demise. The results proved the feasibility of the presented methodology for investigation of the Vortex Ring State.
    Źródło:
    Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa; 2016, 7, 1 (23); 79-96
    2081-5891
    Pojawia się w:
    Problemy Mechatroniki : uzbrojenie, lotnictwo, inżynieria bezpieczeństwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    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
    Tytuł:
    Charakterystyki aerodynamiczne kadłuba wiatrakowca dla różnych kątów zaklinowania usterzenia poziomego
    The aerodynamic characteristics of an gyroplane fuselage for various angles of incidence of horizontal stabilizers
    Autorzy:
    Ruchała, P.
    Stryczniewicz, W.
    Czyż, Z.
    Łusiak, T.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/213179.pdf
    Data publikacji:
    2015
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    aerodynamika wiatrakowców
    mechanika lotu wiatrakowców
    tunel aerodynamiczny
    badania tunelowe
    aerodynamics of gyroplane
    flight mechanics of gyroplane
    auto gyro
    wind tunel
    wind tunel tests
    Opis:
    W niniejszej pracy przedstawiono eksperymentalne badania wpływu kąta zaklinowania usterzenia poziomego na charakterystyki aerodynamiczne wiatrakowca. Obiektem badań był model kadłuba wiatrakowca, wraz z usterzeniem w układzie H. Kąt zaklinowania usterzenie był zmienny. W badaniach pominięto wpływ wirnika nośnego i śmigieł napędowych. Badania przeprowadzono w tunelu aerodynamicznym T-l w Instytucie Lotnictwa za pomocą sześcioskładowej wagi tensometrycznej WDP-01. Przeanalizowano kadłub z usterzeniem przy różnych wartościach kąta zaklinowania usterzenia poziomego (od -10° do +10°), a także kadłub izolowany. Dla każdej analizowanej konfiguracji wyznaczono obciążenia aerodynamiczne dla kątów natarcia w zakresie od -16°do 18° i prędkości przepływu niezaburzonego równej 30 m/s. Wyniki badań tunelowych wskazują, że zmiana kąta zaklinowania usterzenia może powodować zarówno ilościową, jak i jakościową zmianę charakterystyk aerodynamicznych. Oznacza to, że parametr ten wpływa nie tylko na przewidywane osiągi wiatrakowca, ale również na jego stateczność podłużną. W związku z tym, wiatrakowiec o nieprawidłowo dobranym kącie zaklinowania może być niestateczny, co oznacza niebezpieczeństwo użytkowania.
    This paper presents the experimental investigation of an influence of the horizontal stabilizer's angle of incidence on the aerodynamic characteristics of a gyroplane. The object of investigation was a scaled model of a fuselage of a gyroplane, equipped with a H-shaped tailplane. The angle of incidence of the horizontal stabilizer was changeable. An effect of the main rotor and the propellers of the gyroplane was excluded from this investigation. The wind tunnel tests were conducted in the T-l wind tunnel in the Institute of Aviation for the speed of undisturbed flow of 30 m/s. In the investigation the 6-component strain-gauge balance WDP-01 has been applied. During the investigation the fuselage with the tail plane (for the angle of incidence of horizontal stabilizer from -10° to 10°) and without the tailplane. For each configuration the aerodynamic loads were obtained as a function of the angle of attack (in the range from -16° up to 18°). The results of the wind tunnel tests show that the change of the angle of incidence of the horizontal stabilizer may cause both quantitative and qualitative change of the aerodynamic characteristics. In other words, this parameter may affect not only the performance of a gyroplane, but also its longitudinal stability. Thus, a gyroplane with an improper angle of incidence of the horizontal stabilizer can be unstable, which means that it cannot be flown safely.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2015, 4 (241); 96-107
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Use and calibration of 5-hole pressure probes to measurement of airflow velocity
    Autorzy:
    Ruchała, P.
    Grabowska, K.
    Małachowski, P.
    Santos, L.
    Back, D.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/245287.pdf
    Data publikacji:
    2018
    Wydawca:
    Instytut Techniczny Wojsk Lotniczych
    Tematy:
    aerodynamic measurement
    turbomachinery
    measuring devices
    flow direction measurement
    multi-hole probes
    Opis:
    Multi-hole probes are simple and robust device to measurement of flow velocity magnitude and direction in wide range of angles of attack – up to 75°. They become popular as they may be easily use to measurement of unknown flow velocity, while optical methods, like PIV or LDA, require some knowledge about the flow for proper setting of measurement devices. Multi-hole probes are also more lasting in comparison with CTA hot-wire probes, which may be damaged by a dust. A multi-hole probe measures air pressure with one pressure tap on its tip and a few (usually 2, 4, 6 or more) taps on conical or semispherical surface of the probe tip. Based on measured pressures, some non-dimensional pressure coefficients are calculated, which are related to flow velocity direction (i.e. two angles in Cartesian or spherical coordinate system) and magnitude. Finding relations between these parameters is relatively complex, which for years was limiting application of multi-hole probes. The article summarizes methods of multi-hole probes calibration and use, which may be classified as nulling and non-nulling methods or – with other criteria – as global and local methods. The probe, which was presented in the article, was the 5-hole straight probe manufactured by Vectoflow GmbH and calibrated in the stand designed and manufactured at the Institute of Aviation. The local interpolation algorithm has been used for calibration, with some modifications aimed on mitigate of mounting uncertainty, which is related with the non-alignment of flow velocity direction and probe axis Results of calibration showed that the accuracy of presented methodology is satisfactory. The standard measurement uncertainty was assessed for 0.2° for the pitch angle and yaw angle, which is better than accuracy declared by the probe’s manufacturer (1.0°). The measurement uncertainty of the flow velocity is approximately 0.12 m/s, similarly like in manufacturer’s data.
    Źródło:
    Journal of KONES; 2018, 25, 2; 319-327
    1231-4005
    2354-0133
    Pojawia się w:
    Journal of KONES
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Wind tunnel tests of influence of boosters and fins on aerodynamic characteristics of the experimental rocket platform
    Wpływ silników pomocniczych i stateczników na charakterystyki aerodynamiczne eksperymentalnej platformy rakietowej
    Autorzy:
    Ruchała, P.
    Placek, R.
    Stryczniewicz, W.
    Matyszewski, J.
    Cieśliński, D.
    Bartkowiak, B.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/213550.pdf
    Data publikacji:
    2017
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    aerodynamics of rocket
    flight mechanics of rocket
    wind tunnel tests
    experimental
    rocket
    platform
    ERP
    sounding rocket
    aerodynamika rakiet
    mechanika lotu rakiet
    badania tunelowe
    eksperymentalna
    platforma
    rakietowa
    rakieta sondująca
    Opis:
    The paper presents results of wind tunnel tests of the Experimental Rocket Platform (ERP), which is developed in Institute of Aviation. It is designed as an easy accessible and affordable platform for microgravity experiments. Proposed design enables to perform experiments in microgravity for almost 150 seconds with apogee of about 100 km. The full-scale model of the ERP has been investigated in the T-3 wind tunnel in Institute of Aviation. During the investigation, the aerodynamic loads of the rocket has been measured for the angle of attack up to 10° and the different rotation angle around the longitudinal axis (up to 90°, depending on the configuration). Three configurations has been investigated: • without fins and boosters • with fins and without boosters • with fins and boosters. Additionally, the measurements of velocity field around the ERP using the Particle Image Velocimetry (PIV) has been performed. Based on the wind tunnel test, an influence of fins and boosters on aerodynamic characteristics of the rocket has been described. Results of the wind tunnel tests show relatively high contribution of boosters in total aerodynamic drag. Some conclusions concerning performance and stability of the rocket have been presented.
    W artykule przedstawiono wyniki badań tunelowych Eksperymentalnej Platformy Rakietowej (EPR), powstającej w Instytucie Lotnictwa. EPR jest projektowana jako tania i łatwo dostępna platforma do eksperymentów w mikrograwitacji. Powstająca konstrukcja umożliwi wykonanie eksperymentów trwających do 150 sekund, na wysokości ok. 100 km. Model EPR w skali naturalnej został przebadany w tunelu aerodynamicznym T-3 w Instytucie Lotnictwa. Podczas badań zmierzono obciążenia aerodynamiczne działające na rakietę dla kątów natarcia do 10° i różnych kątów obrotu wzdłuż osi podłużnej (do 90°, zależnie od konfiguracji). Badania wykonano dla trzech konfiguracji: • korpus, bez stateczników i silników pomocniczych; • ze statecznikami, bez silników pomocniczych; • ze statecznikami i silnikami pomocniczymi. Ponadto wykonano pomiary wektorowego pola prędkości przepływu wokół rakiety, używając metody anemometrii obrazowej PIV (Particle Image Velocimetry). Na podstawie wyników badań tunelowych, określono wpływ stateczników i silników pomocniczych na charakterystyki aerodynamiczne. Wyniki pokazały m.in. duży wpływ silników pomocniczych na całkowity współczynnik oporu aerodynamicznego. W artykule przedstawiono również pewne wnioski dotyczące osiągów i stateczności rakiety.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2017, 4 (249); 82-102
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
      Wyświetlanie 1-12 z 12

      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