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 "badania tunelowe" wg kryterium: Temat

  Lista filtrów
Wyrównaj
    Wyświetlanie 1-7 z 7
    Tytuł:
    Badania tunelowe prezepływu powietrza w otoczeniu wysokich budynków
    Wind tunel test of flow around high buildings
    Autorzy:
    Kaiser, M.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/213791.pdf
    Data publikacji:
    2008
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    badania tunelowe przepływu powietrza
    wind tunnel test of flow
    Opis:
    W artykule przedstawiono wyniki badańi eksperymentalnych w tunelu aerodynamicznym, modeli wysokiej zabudowy aglomeracji miejskiej. Celem bylo oszacowanie zaburzeń wywołanych przepływem i interferencją opływu budynków dla oceny zagrożeń w wyniku wzmożonej turbulencji, mogacych mieć istotny wpływ na loty śmigłowców prowadzone w akcjach specjalnych w miastach i wykonywanych w bezpośredniej bliskości budynków.
    In a following article the results of experimental research of flow field part of around urbanistic aglomeration in wind tunnel has been shown. Main goal of this research was an estimation of disturbances caused by flow and interference with flow around the buildings to evaluate the threats caused by the increased turbulence, which influences on special mission helicopters flight in cities in close proximity of buildings and its cannot be neglected.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2008, 3-4 (194-195); 189-191
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    WPŁYW OBCIĄŻEŃ OD WIATRU NA BUDYNEK WYSOKI O NIEREGULARNEJ FORMIE – BADANIA MODELOWE
    WIND LOADS’ INFLUENCE ON THE HIGH-RISE BUILDING OF AN IRREGULAR FORM – MODEL STUDIES
    Autorzy:
    Rokicki, Wiesław
    Pietrzak, Joanna
    Wrona, Mariusz
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/441530.pdf
    Data publikacji:
    2017
    Wydawca:
    Sopocka Akademia Nauk Stosowanych
    Tematy:
    skyscraper
    analyze according to Eurocode
    wind tunnel test
    aerodynamic
    shaping
    wieżowiec
    analiza normowa
    badania tunelowe
    aerodynamika
    kształtowanie
    Opis:
    W referacie nawiązano do przeprowadzonych analiz oddziaływania wiatru na wieżowiec o nieregularnym rzucie i wysokości nieprzekraczającej 200 m. Celem badawczym było porównanie przyjmowanych normowych wartości obciążeń wiatrem, w stosunku do wartości uzyskanych w badaniach modelowych. Porównanie przeprowadzono w zakresie ciśnień szczytowych wiatru działających na fasady oraz sił wypadkowych działających na konstrukcję budynku. Zasadnicze różnice wynikały z braku uwzględnienia wpływu sąsiedniej zabudowy w obliczeniach wg PN-EN. Wypadkowe siły powstałe po scałkowaniu pomierzonych doświadczalnie ciśnień były znacznie mniejsze niż siły założone zgodnie z PN EN. Można stwierdzić, że wyniki uzyskane z badań doświadczalnych, jako opracowania bardziej miarodajne, mogą stanowić podstawę do przyjmowania mniejszych wartości obciążeń.
    In the paper there is reference to the analysis of wind influence on the skyscraper of an irregular plan and the height not exceeding 200 metres. The aim of the research was the comparison of wind load values based on eurocodes in relation to the results of experimental research carried out in an aerodynamic tunnel. The comparison concerned wind spike pressure influencing the facades of the building and resultant forces acting on its structure. The major differences of force values calculated in accordance with euro codes and these obtained from experimental research resulted from not taking into account the influence of neighbouring buildings in calculations based on PN-EN. The resultant forces arising from the integration of experimentally measured pressure were significantly smaller than those calculated in accordance with PN-EN. To conclude, one might state that the results obtained from experimental research - as more reliable ones - could be the basis for assuming smaller wind loads.
    Źródło:
    Przestrzeń, Ekonomia, Społeczeństwo; 2017, 12/II; 179-191
    2299-1263
    2353-0987
    Pojawia się w:
    Przestrzeń, Ekonomia, Społeczeństwo
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Estimation of an airfoil drag at high angles of attack from PIV data
    Wyznaczanie oporu profilu lotniczego dla dużych kątów natarcia z danych pomiarowych uzyskanych metodą anemometrii obrazowej
    Autorzy:
    Karr, Austin M.
    Stryczniewicz, Wit
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/36399897.pdf
    Data publikacji:
    2019
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    fluid drag
    wind tunnel tests
    high angles of attack
    Particle Image Velocimetry
    opór aerodynamiczny
    badania tunelowe
    anemometria obrazowa
    Opis:
    The paper presents application of Particle Image Velocimetry for determination of an airfoil’s drag coefficient in wind tunnel tests. The purpose of the study was to investigate the feasibility of using PIV as an alternative to pressure rake measurements, especially at high angles of attack. The integral momentum concept was applied for determination of fluid drag from experimental low speed wind tunnel data. The drag coefficient was calculated from velocity and pressure rake data for intermediate angles of attack from 5° to 10°. Additionally, the experimental results were compared to panel method results. After validating the procedures at low angles of attack, the drag coefficient was calculated at close to critical angles of attack. The presented study proved that PIV technique can be considered as an attractive alternative for drag coefficient determination of an airfoil.
    W artykule przedstawiono zastosowanie metody anemometrii obrazowej (PIV) do wyznaczenia współczynnika oporu profilu lotniczego. Celem badań było sprawdzenie możliwości zastosowania metody PIV jako alternatywy do pomiarów ciśnieniowych za pomocą sondy grzebieniowej, w szczególności dla dużych kątów natarcia. Opór profilu wyznaczono poprzez określenie straty pędu w śladzie z danych uzyskanych w eksperymentalnych badaniach tunelowych. Współczynnik oporu wyznaczono dla katów natarcia od 5° do 10° przy wykorzystaniu danych ciśnieniowych oraz prędkości uzyskanych metodą anemometrii obrazowej. Dodatkowo wyniki uzyskane z danych eksperymentalnych porównano z wynikami uznanymi metodą panelową. Po walidacji procedur dla średnich kątów natarcia metodykę zastosowano do wyznaczenia współczynników oporu dla kątów natarcia bliskich krytycznemu kątowi natarcia profilu. Przedstawione badania potwierdziły skuteczność zastosowania metody anemometrii obrazowej, jako alternatywy pomiarów ciśnieniowych, do wyznaczenia oporu profilu lotniczego w badaniach tunelowych.
    Źródło:
    Transactions on Aerospace Research; 2019, 1 (254); 28-36
    0509-6669
    2545-2835
    Pojawia się w:
    Transactions on Aerospace Research
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Charakterystyki aerodynamiczne kadłuba wiatrakowca dla różnych kątów zaklinowania usterzenia poziomego
    The aerodynamic characteristics of an gyroplane fuselage for various angles of incidence of horizontal stabilizers
    Autorzy:
    Ruchała, P.
    Stryczniewicz, W.
    Czyż, Z.
    Łusiak, T.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/213179.pdf
    Data publikacji:
    2015
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    aerodynamika wiatrakowców
    mechanika lotu wiatrakowców
    tunel aerodynamiczny
    badania tunelowe
    aerodynamics of gyroplane
    flight mechanics of gyroplane
    auto gyro
    wind tunel
    wind tunel tests
    Opis:
    W niniejszej pracy przedstawiono eksperymentalne badania wpływu kąta zaklinowania usterzenia poziomego na charakterystyki aerodynamiczne wiatrakowca. Obiektem badań był model kadłuba wiatrakowca, wraz z usterzeniem w układzie H. Kąt zaklinowania usterzenie był zmienny. W badaniach pominięto wpływ wirnika nośnego i śmigieł napędowych. Badania przeprowadzono w tunelu aerodynamicznym T-l w Instytucie Lotnictwa za pomocą sześcioskładowej wagi tensometrycznej WDP-01. Przeanalizowano kadłub z usterzeniem przy różnych wartościach kąta zaklinowania usterzenia poziomego (od -10° do +10°), a także kadłub izolowany. Dla każdej analizowanej konfiguracji wyznaczono obciążenia aerodynamiczne dla kątów natarcia w zakresie od -16°do 18° i prędkości przepływu niezaburzonego równej 30 m/s. Wyniki badań tunelowych wskazują, że zmiana kąta zaklinowania usterzenia może powodować zarówno ilościową, jak i jakościową zmianę charakterystyk aerodynamicznych. Oznacza to, że parametr ten wpływa nie tylko na przewidywane osiągi wiatrakowca, ale również na jego stateczność podłużną. W związku z tym, wiatrakowiec o nieprawidłowo dobranym kącie zaklinowania może być niestateczny, co oznacza niebezpieczeństwo użytkowania.
    This paper presents the experimental investigation of an influence of the horizontal stabilizer's angle of incidence on the aerodynamic characteristics of a gyroplane. The object of investigation was a scaled model of a fuselage of a gyroplane, equipped with a H-shaped tailplane. The angle of incidence of the horizontal stabilizer was changeable. An effect of the main rotor and the propellers of the gyroplane was excluded from this investigation. The wind tunnel tests were conducted in the T-l wind tunnel in the Institute of Aviation for the speed of undisturbed flow of 30 m/s. In the investigation the 6-component strain-gauge balance WDP-01 has been applied. During the investigation the fuselage with the tail plane (for the angle of incidence of horizontal stabilizer from -10° to 10°) and without the tailplane. For each configuration the aerodynamic loads were obtained as a function of the angle of attack (in the range from -16° up to 18°). The results of the wind tunnel tests show that the change of the angle of incidence of the horizontal stabilizer may cause both quantitative and qualitative change of the aerodynamic characteristics. In other words, this parameter may affect not only the performance of a gyroplane, but also its longitudinal stability. Thus, a gyroplane with an improper angle of incidence of the horizontal stabilizer can be unstable, which means that it cannot be flown safely.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2015, 4 (241); 96-107
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Quantitative visualisation of compressible flows
    Jakościowe wizualizacje przepływów ściśliwych
    Autorzy:
    Stryczniewicz, W.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/212377.pdf
    Data publikacji:
    2018
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    compressible fluid flow
    flow visualisation
    wind tunnel studies
    Particle Image Velocimetry
    Background Oriented Schlieren
    przepływ ściśliwy
    wizualizacja przepływu
    badania tunelowe
    anemometria obrazowa
    fotografia smugowa
    Opis:
    The paper demonstrates the feasibility of quantitative flow visualisation methods for investigation of transonic and supersonic flows. Two methods and their application for retrieving compressible flow field properties has been described: Background Oriented Schlieren (BOS) and Particle Image Velocimetry (PIV). Recently introduced BOS technique extends the capabilities of classical Schlieren technique by use of digital image processing and allow to measure density gradients field. In the presented paper a review of applications of BOS technique has been presented. The PIV is well established technique for whole field velocity measurements. This paper presents application of PIV for determination of the shock wave position above airfoil in transonic flow regime. The study showed that application of quantitative flow visualisation techniques allows to gain new insights on the complex phenomenon of supersonic and transonic flow over airfoils like shock-boundary layer interaction and shock induced flow separation.
    Artykuł przedstawia możliwości zastosowania jakościowych metod wizualizacji przepływu do badań przepływów ściśliwych. Przedstawiono dwie metody umożliwiające pomiar parametrów pola przepływającego płynu: anemometrię obrazową oraz technikę fotografii smugowej opartej na obrazowaniu tła. Ostatnio opracowana nowa metodyka pozwala na rozwinięcie klasycznej techniki Schlierena, dzięki wykorzystaniu cyfrowej analizy obrazu umożliwia jakościowy pomiar gradientów gęstości. W publikacji przedstawiono przegląd zastosowań techniki fotografii smugowej wykorzystującego obrazowanie tła do jakościowego pomiaru zmian gęstości przepływów ściśliwych. Anemometrii obrazowa jest techniką wizualizacyjną, umożliwiającą bezinwazyjny pomiar pola prędkości przepływającego płynu. W publikacji przedstawiono zastosowanie anemometrii obrazowej do wyznaczenia pozycji fali uderzeniowej ponad powierzchnią profilu dla okołodzwiękowych prędkości przepływu. Przedstawione wyniki wykazały, iż zastosowanie technik jakościowej wizualizacji przepływu umożliwia pogłębienie analizy badanych zjawisk w warunkach przepływu okołodźwiękowego i naddźwiękowego, takich jak oddziaływanie fali uderzeniowej z warstwą przyścienną oraz oderwania przepływu spowodowanego falą uderzeniową.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2018, 1 (250); 132-141
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    Wind tunnel tests of influence of boosters and fins on aerodynamic characteristics of the experimental rocket platform
    Wpływ silników pomocniczych i stateczników na charakterystyki aerodynamiczne eksperymentalnej platformy rakietowej
    Autorzy:
    Ruchała, P.
    Placek, R.
    Stryczniewicz, W.
    Matyszewski, J.
    Cieśliński, D.
    Bartkowiak, B.
    Powiązania:
    https://bibliotekanauki.pl/articles/213550.pdf
    Data publikacji:
    2017
    Wydawca:
    Sieć Badawcza Łukasiewicz - Instytut Lotnictwa
    Tematy:
    aerodynamics of rocket
    flight mechanics of rocket
    wind tunnel tests
    experimental
    rocket
    platform
    ERP
    sounding rocket
    aerodynamika rakiet
    mechanika lotu rakiet
    badania tunelowe
    eksperymentalna
    platforma
    rakietowa
    rakieta sondująca
    Opis:
    The paper presents results of wind tunnel tests of the Experimental Rocket Platform (ERP), which is developed in Institute of Aviation. It is designed as an easy accessible and affordable platform for microgravity experiments. Proposed design enables to perform experiments in microgravity for almost 150 seconds with apogee of about 100 km. The full-scale model of the ERP has been investigated in the T-3 wind tunnel in Institute of Aviation. During the investigation, the aerodynamic loads of the rocket has been measured for the angle of attack up to 10° and the different rotation angle around the longitudinal axis (up to 90°, depending on the configuration). Three configurations has been investigated: • without fins and boosters • with fins and without boosters • with fins and boosters. Additionally, the measurements of velocity field around the ERP using the Particle Image Velocimetry (PIV) has been performed. Based on the wind tunnel test, an influence of fins and boosters on aerodynamic characteristics of the rocket has been described. Results of the wind tunnel tests show relatively high contribution of boosters in total aerodynamic drag. Some conclusions concerning performance and stability of the rocket have been presented.
    W artykule przedstawiono wyniki badań tunelowych Eksperymentalnej Platformy Rakietowej (EPR), powstającej w Instytucie Lotnictwa. EPR jest projektowana jako tania i łatwo dostępna platforma do eksperymentów w mikrograwitacji. Powstająca konstrukcja umożliwi wykonanie eksperymentów trwających do 150 sekund, na wysokości ok. 100 km. Model EPR w skali naturalnej został przebadany w tunelu aerodynamicznym T-3 w Instytucie Lotnictwa. Podczas badań zmierzono obciążenia aerodynamiczne działające na rakietę dla kątów natarcia do 10° i różnych kątów obrotu wzdłuż osi podłużnej (do 90°, zależnie od konfiguracji). Badania wykonano dla trzech konfiguracji: • korpus, bez stateczników i silników pomocniczych; • ze statecznikami, bez silników pomocniczych; • ze statecznikami i silnikami pomocniczymi. Ponadto wykonano pomiary wektorowego pola prędkości przepływu wokół rakiety, używając metody anemometrii obrazowej PIV (Particle Image Velocimetry). Na podstawie wyników badań tunelowych, określono wpływ stateczników i silników pomocniczych na charakterystyki aerodynamiczne. Wyniki pokazały m.in. duży wpływ silników pomocniczych na całkowity współczynnik oporu aerodynamicznego. W artykule przedstawiono również pewne wnioski dotyczące osiągów i stateczności rakiety.
    Źródło:
    Prace Instytutu Lotnictwa; 2017, 4 (249); 82-102
    0509-6669
    2300-5408
    Pojawia się w:
    Prace Instytutu Lotnictwa
    Dostawca treści:
    Biblioteka Nauki
    Artykuł
    Tytuł:
    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
      Wyświetlanie 1-7 z 7

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