- 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