PRACE INSTYTUTU LOTNICTWA

Transkrypt

1 ISSN PRACE INSTYTUTU LOTNICTWA Nr 215/2011 SPIS TREŚCI AdAm dziubiński, Jerzy ŻółtAk: NumeriCAL ANALysis OF WiNd resistance FOr Free-stANdiNG rooftop device ANdrzeJ krzysiak: sterowanie PrzeCiĄGNiĘCiem dynamicznym NA łopacie POWrACAJĄCeJ Przy użyciu samozasilających strumieniowych GeNerAtOróW WiróW zygmunt WysOCki, maximilian NiemCzyCki: WstĘPNe studium WPłyWu WiNGLetóW i HAmuLCA AerOdyNAmiCzNeGO NA zmiany CHArAkterystyk AerOdyNAmiCzNyCH modelu samolotu klubowego As Jerzy ŻółtAk, WieńCzysłAW stalewski, WiesłAW zalewski: NumeriCAL study OF HeLiCOPter FuseLAGe AerOdyNAmiC CHArACteristiCs WitH influence OF main rotor Wydanie publikacji jest dofinansowane przez Ministerstwo Nauki i Szkolnictwa Wyższego

2 Kolegium Redakcyjne Instytutu Lotnictwa: Maciej Bossak, Zdobysław Goraj, Marian Jeż, Tadeusz Korsak, Antoni Niepokólczycki, Wojciech Potkański, Kazimierz Szumański (Przewodniczący kolegium), Agata Urbanowska (Sekretarz kolegium), Piotr Wolański, Zbigniew Wołejsza TRANSACTIONS OF THE INSTITUTE OF AVIATION No. 215/2011 CONTENTS AdAm dziubiński, Jerzy ŻółtAk: NumeriCAL ANALysis OF WiNd resistance FOr Free-stANdiNG rooftop device ANdrzeJ krzysiak: stall CONtrOL ON retreating blade using self-supplying Air Jet VOrtex GeNerAtOrs zygmunt WysOCki, maximilian NiemCzyCki: PreLimiNAry study OF WiNGLets ANd AerOdyNAmiC brake influence ON CHANGes in the AerOdyNAmiC CHArACteristiCs OF the As-2 CLub AirPLANe WiNd tunnel model Jerzy ŻółtAk, WieńCzysłAW stalewski, WiesłAW zalewski: NumeriCAL study OF HeLiCOPter FuseLAGe AerOdyNAmiC CHArACteristiCs WitH influence OF main rotor Wydawnictwa Naukowe instytutu Lotnictwa Al. krakowska 110/114, Warszawa, Polska tel.: (4822) wew. 442, faks: (4822) edycja, redakcja, skład komputerowy: mgr inż. tadeusz korsak druk: ALkOr, ul. krucza 4, sulejówek, Polska

3 PRACE instytutu LOTNiCTWA ISSN , s. 3-16, Warszawa 2011 NUmERiCAL ANALYSiS Of WiNd RESiSTANCE for free-standing ROOfTOP device AdAm dziubiński Jerzy ŻółtAk InstytutLotnictwa Abstract Thepaperdescribesresearchtoimprovethewindresistanceoffreestandingdevice.Analysis ofthewindinfluenceonobjectwithspecifiedshape,hasbeensimplifiedtotheanalysisoftwo-dimensionalcase.thishelpedtoformulatethebasiccriteriaforevaluatingtheexaminedcases.the studywasconductedusingnumericalmethodsforfluidmechanics.flowfieldhasbeenobtained usingthefluentpackage.severalconfigurationsofobjecthasbeenstudied.theresultsofcalculationsandanalysisoftheforceshasbeenpresented.someusefulhintsandtipsusedduringthe meshgenerationhasbeenshown. 1. introduction Commonly used devices are often exposed to many threats leading to their destruction, which could be hazardous for persons and objects appearing in proximity. to reduce the destructive nature of similar phenomena in the process of placing a product on the market, it must meet not only the user requirements but, often, very strict safety requirements. For many products, they are normative. the analyzed device is free-standing ( ie. not fixed to the ground with additional fasteners) base for the flat panels. It is required that such device: does not move under the impact of wind, of course to the extent of its allowable velocity. In this case maximum wind velocities of 125 km/h [3] are considered. working surface of the device (panel collecting sunlight energy) should not be covered nor changed by the aerodynamic surfaces. the suggested solution should be relatively easy and cheap to manufacture (low cost of manufacturing) below the following will be presented: model assumptions allowing to reduce task to the two-dimensional case, the criteria for evaluating the analyzed cases, brief discussion of the computational model. At the end the results of analysis will be presented. during description of results some useful computational methods and tricks will be presented, for both preparation of model and computation. 2. Problem description the purpose of the analysis is to determine the geometrical parameters of the basis for a flat panel, Figure 1, so to ensure its resistance to wind.

4 4 AdAm dziubiński, Jerzy ŻółtAk Figure 1. Scheme of an object geometry Simplified static analysis of the device shows a following forces acting on the object, using commonly defined names : ü lift and drag: components of aerodynamic force ü weight ü normal to surface component of reaction force ü friction, tangential to surface component of reaction force. directions of those forces has been shown in Figure 2. Figure 2. Forces acting on device

5 NumerICAl ANAlySIS of WINd resistance For Free-StANdINg rooftop device 5 It is worth to underline that sum of weight and lift, multiplied by static friction coefficient gives maximum friction that could be used against aerodynamic drag. So it must be assumed sufficient contact area and surface finish (in order to maximize the friction coefficient) to fulfill the requirement of maximum wind resistance. From aerodynamic point of view it is not enough to keep the lift force lower than the weight, if the object will be able to slide because of drag. the goal is rather to keep small as it possible (negative value is prefered) lift force and drag force as low as possible. the conclusion above states, that the search for solutions can start from a simplified geometric model of the object. In this model additional supports on the sides of object have been omitted. this assumption made it possible to reduce the computational model to the analysis of two-dimensional case (2d) 3. Computational model the widely recognized in industry FlueNt software has been used to obtain the aerodynamic characteristics of tested shapes. this software utilizes finite volume method of solving reynolds Averaged Navier Stokes equations to obtain the flowfield around complex geometry. Several turbulent models are implemented in the software. presented specific problem has been solved using finite volume method on 2d mesh. For purposes of following computations there were some assumptions done: all simulations were done for atmospheric pressure ( pa) and air density of g/m 3. For all tests velocity of 125 km/h has been assumed. this velocity has been defined as maximum velocity that the device should withstand. the Spalart-Allmaras [1, 2] model of turbulence was used in all calculation cases. Common feature of all meshes was assumption of external boundary condition of computational domain. With all meshes the front and upper wall of such domain were defined as pressure farfield and the back wall has been defined as pressure outlet. the bottom wall, which represented the roof surface, has been defined as the wall. 4. Results Several concepts have been tested. the analysis has been intuitionally divided into the following sections: ü Analysis of influence of bottom channel on simplified shape ü Analysis of possible decreasing drag by different shapes of nose ü Analysis of front wall inclination influence ü Influence of spoiler at different angles of inclination each of this phases leaded to some conclusions and caused some choices in the following design. 4.1 influence of bottom channel on simplified shape. In order to know the importance of all features of examined shape, first the bottom channel has been tested. three configuration were considered, see Figure 3: ü open channel (Case 1) ü channel closed at forewind wall (Case 2) ü channel closed at backwind wall (Case 3)

6 6 AdAm dziubiński, Jerzy ŻółtAk Figure 3. Cases of bottom channel analysis tests had to prove, how important is opening the bottom channel and which solution of closing the channel is worse from safety point of view (no one should be hit with the device falling from the roof). For this numerical test only one mesh, Figure 4, has been created, with assumption of switchable walls [4]. Figure 4. Computational mesh near the object It means that user can define on specified surfaces, if there is wall or it is a part of interior where flow is able to go through so specified, transparent to the flow surface. Such solution was caused by a comparability of results: they were obtained using the same mesh. Similarity of meshes is crucial when results of calculations on non-structural meshes are compared. As we consider 2d geometry, the switchable walls were defined as lines. the results proved, that most efficient configuration is with the open channel at the bottom of device (Case 1). Its drag is slightly lower than other two configurations (Figure 5a), but lift force is negative as it is demanded (Figure 5b).

7 NumerICAl ANAlySIS of WINd resistance For Free-StANdINg rooftop device 7 Figure 5. Comparison of (a) lift, (b) drag and (c) moment between Cases 1, 2, 3 Worst configuration is closed backwind (Case 2), which generates high lift force, above weight of the device. the main part of lift is caused by the stagnation region, from which the air with high pressure flows into bottom region and pushes up the bottom wall of the device (Figure 6). the designer has been warned about that phenomena and assured that nothing should cause such blockage of the channel. Figure 6. Static pressure (left) and velocity magnitude (right) colour maps for Case 1, 2 and 3 (bottom canal)

8 8 AdAm dziubiński, Jerzy ŻółtAk Case 3 is an example of how a low pressure in separation region can interact with object generating lift on the upper side of the device and negative lift on the bottom wall. A part of lift has been also generated by friction of air moving up by the front wall. Figure 7. Filleted nose shapes this set of calculations leaded to the conclusion that keeping the channel under the device opened is necessary. this created an option to use a flat diffuser shape in this canal, but that idea has been abandoned due to other requirements. 4.2 Attempt to decrease the drag using shielded nose After obtaining some knowledge about advantages of simplified shape, first thing that has been done, was an attempt to decrease the drag. two configurations has been generated Figure 8. First geometry (Case 5) in which to the front part of object (Case 1) half-circular nose was added. Second geometry (Case 6) in which the nose shape has been deflected down to decrease area where stagnation pressure pushes the device up. generally idea was to not allow too much air to go through the bottom channel. Additionally for this case the top wall of channel was modified. two different meshes for each case has been generated (Figure 8). Figure 8. meshes for nose calculation, Case 5 (left) and Case 6 (right) the static pressure and velocity magnitude of flowfield distribution for Cases 1, 4 and 5 are presented in Figure 9. the modification of front part of object leaded to

9 NumerICAl ANAlySIS of WINd resistance For Free-StANdINg rooftop device 9 reduce value of relatively high static pressure on it and decreased size of domain with low pressure at the top, flat part of the object. In bottom channel decrease of velocity magnitude can be observed. Figure 9. Static pressure (left) and velocity magnitude (right) colour maps for Case 1, 4 and 5 (nose shape modification) Figure 10. Comparison of (a) lift, (b) drag and (c) moment between cases: 1, 2, 3 and 5 (flat nose with and without canal)

10 10 AdAm dziubiński, Jerzy ŻółtAk the forces calculated for Case 5 and Case 6 are compared with results for Case 1 in Figure 10. both solutions caused almost 50% decrease of drag on the front area. the nose down (Case 6) configuration has slightly greater drag but the lift has been decreased almost to the value for flat case with opened bottom channel (Case 1). 4.3 front wall inclination analysis After so promising effect of nose down configuration an angle of attack of front wall has been taken into consideration. A set of calculations for different walls angle has been done examining four angles of inclination (alpha) table 1 and Figure 11. table 1. Front wall inclination angle cases Figure 11. geometry of front wall inclination cases Figure 12. mesh for front wall inclination cases

11 NumerICAl ANAlySIS of WINd resistance For Free-StANdINg rooftop device 11 A goal of this rough research was to find only tendency of drag and lift changes in function of angle of inclination. this part of research had to be rather an argument in discussion with the designer than a systematic research. given the assumption, that the shape will be further optimized, this was a reasonable approach. mesh for calculation was generated in order to easily change from one configuration to another putting on and off a proper set of walls Figure 12. bottom surface of every switchable wall is not flat because of meshing issues. In case of meshing with flat bottom wall the mesher would generate very bad cells (with unacceptable deformation). this could cause errors in calculation or, in worst case, inability to converge the case. It was assumed that those grooves have a negligible effect on flow. the Figure 13 shows the static pressure and velocity magnitude flowfield distribution for tested configuration. Analysis of those distributions leads to following conclusion: decrease of inclination angle leads to decrease of stagnation area size, and decrease of stagnation pressure. Figure 13. Static pressure (left) and velocity magnitude (right) colour maps for Case 6, 7, 8 and 9 (front wall inclination cases)

12 12 AdAm dziubiński, Jerzy ŻółtAk Figure 14. Comparison of (a) lift, (b) drag and (c) moment between cases: 6, 7, 8, and 9 the analysis of forces proves, that with decrease of inclination angle the values of most important parameters are changing as follows Figure 14 and 15: ü drag force deceases in nonlinear way ü lift force after achieving the local minimum starts to increase. Figure 15. value of forces and moments dependence versus angle of incidence moment changes from negative (Case 6) to positive (Case 9) values because of translation of force generating surface s center of lift (front wall) against flow, in negative direction of local coordinate system x axis. 4.4 Spoiler analysis. At the end an influence of spoiler mounted on top of the device on the forces generated on the test object. the study aimed to determine if spoiler could be used as an additional lift control surface when the pull force will be not enough to keep the device in its place. Five configurations of spoiler has been tested: 30, 45, 60, 75 and 90 deg table 2 and Figure 16. the above mentioned angle was an angle between the spoiler surface and the roof surface. For baseline geometry the best of the front wall cases (Case 8) has been chosen.

13 NumerICAl ANAlySIS of WINd resistance For Free-StANdINg rooftop device 13 table 2. list of spoiler test cases. Figure 16. geometry of the spoiler test cases mesh for the spoiler configuration has been generated in similar way as in previous cases, basing on idea of switching on and off the transparence to the flow of set of walls inside the domain Figure 17. Assuming that no boundary layer mesh modeling will be present, design of such mesh (in terms of setting the mesh densities) has been rather easy. Figure 17. mesh of spoiler test cases general view (left picture), zoom of spoiler domain (right picture) Analysis of forces shows that above angle of 75 deg. efficiency of spoiler decreases, with constant increase of drag Figure 18 and 19. using spoiler one can obtain up to 35 % of lift force decrease, what gives similar increase of drag efficiency. the drag itself increases till about 20%, so the device gives in summary only about 15% of effectiveness.

14 14 AdAm dziubiński, Jerzy ŻółtAk Figure 18. Forces and moments dependence on spoiler angle of incidence Figure 19. Comparison of (a) lift, (b) drag and (c) moment between spoiler cases What is worth to underline, spoiler has a reasonable influence on moment, so the device gives some ability to control the moment on the device. based on flowfield qualitative analysis Figure 20 - one can conclude, that negative lift is caused rather by generating larger stagnation area with increased pressure, than by force caused by air on the device. And this is true, but unfortunately increasing the angle the device starts to generate increased area of separation, which gives higher drag. to decide if the device is useful or not, an optimization of lift to drag ratio becomes necessary.

15 NumerICAl ANAlySIS of WINd resistance For Free-StANdINg rooftop device 15 Figure 20. Static pressure (left) and velocity magnitude (right) colour maps for chosen spoiler cases. Fig 21. Wind tunnel test model with actual weight and shape. photo (c) A. dziubiński 5 Conclusions Computational method was useful used to analyze the wind resistance. the 2d simple model of the free standing object was tested. Set of configurations were researched. results of works shows that:

16 16 AdAm dziubiński, Jerzy ŻółtAk ü ü ü ü ü ü opening of bottom canal gives the best result in terms of lift coefficient (less value of lift) filleted nose decreases the drag of the device by half with respect to basic configuration, nose moved down decreases the moment and lift force, front wall inclination has its optimal influence close to deg with front wall inclination one can control also the moment of the device, which could be crucial to obtain maximum friction, spoiler inclination increases the drag and decreases the lift coefficient, and with this device combined with a front wall inclination a proper moment coefficient could be obtained. From tested configurations as the compromise between presented results and technological constrains defined by customer, the Case 7 was down selected to wind tunnel tests Figure Bibliography [1] k. Szumański, określenie granicznych warunków użytkowania śmigłowców w systemie operacji z wysokich budynków, projekt rozwojowy Nr r [2] A. dziubiński, W. Stalewski, J. Żółtak przykłady zastosowania pakietu FlueNt w analizach bezpieczeństwa lotu śmigłowców. prace Instytutu lotnictwa 2008, Nr 3-4 ( ), Warszawa [3] NormA en :2005 (e) [4] r. garcia gambit 2.1 & FlueNt 6.1 tips & tricks, Iv FlueNt users meeting, barcelona 2003 Acknowledgments this research was supported by budrotech gmbh represented by mr. Josef drozynski. the authors wants to express that they are very grateful to him for so effective collaboration. A. dziubiński,j. Żółtak, Instytut lotnictwa ANAlIzA NumeryCzNA odporności NA WIAtr WolNoStoJąCego urządzenia montowanego NA dachach Streszczenie Wpracyopisanobadaniapoprawyodpornościnawiatrobiektuwolnostojącego.Analizując obiektorazdziałającenaniegopodwpływemwiatrusiły,rozważaniasprowadzonodoanaliz dwuwymiarowych. Analiza ta pozwoliła również sformułować podstawowe kryteria oceny badanych przypadków. Badania przeprowadzono z wykorzystaniem metod numerycznej mechanikipłynów.poleprzepływuanalizowanoużywającpakietufluent.przebadanokilkakonfiguracjiobiektu.przedstawionowynikiobliczeńorazanalizysił.zaprezentowanorównieżkilka użytecznychprocedurisposobówwykorzystywanychpodczasgeneracjisiatek

17 PRACE instytutu LOTNiCTWA ISSN , s , Warszawa 2011 STEROWANiE PRZECiĄGNiĘCiEM DYNAMiCZNYM NA ŁOPACiE POWRACAJĄCEJ PRZY UŻYCiU SAMOZASiLAJĄCYCH STRUMiENiOWYCH GENERATORÓW WiRÓW ANdrzej KrzySIAK Instytut Lotnictwa Streszczenie 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 α 0 = W trakcie badań mierzono chwilowe rozkłady ciśnień na modelu profilu i na ich podstawie wyznaczono wartości współczynnika siły nośnej oraz momentu pochylającego profilu. SPiS OZNACZEŃ c cięciwa modelu [m]; f - częstotliwość oscylacji modelu profilu [1/s]; C m współczynnik momentu pochylającego; Cz współczynnik siły nośnej; M liczba Macha; re liczba reynolds a; α 0 kąt natarcia, względem którego oscylował model profilu, [ ]; α kr krytyczny kąt natarcia [ ]; Δα kr zmiana krytycznego kąta natarcia [ ]; Δα - nominalna amplituda oscylacji modelu profilu [ ]; Φ kąt pochylenia strumieni wychodzących z dysz generatorów wirów [ ]; ψ - azymut łopaty wirnika względem kierunku lotu śmigłowca [ ]; Ψ - kąt przekoszenia strumieni wychodzących z dysz generatorów wirów [ ].

18 18 ANdrzej KrzySIAK 1. WPROWADZENiE W locie poziomym śmigłowca napływ powietrza na profil łopaty jest następstwem sumowania się prędkości ruchu obrotowego wirnika oraz prędkości ruchu postępowego śmigłowca. z tego powodu prędkość tego napływu w trakcie obrotu wirnika ulega okresowej zmianie w taki sposób, że na łopacie nacierającej prędkość opływu rośnie, a na łopacie powracającej maleje. W takiej sytuacji równowagę śmigłowca zapewnia sterowanie skokiem cyklicznym łopat wirnika. dzięki temu na łopacie nacierającej kąt natarcia jest mniejszy, niż na łopacie powracającej. Tak więc, w trakcie obrotu wirnika na jego łopatach następuje okresowa zmiana kąta natarcia, od małych wartości na łopacie nacierającej do dużych wartości na łopacie powracającej, patrz rys.1. W rezultacie może to prowadzić do przekroczenia krytycznych kątów natarcia i oderwania przepływu na łopacie powracającej, co skutkuje spadkiem siły nośnej oraz silnymi drganiami tej łopaty. Ponieważ krytyczny kat natarcia jest jednym z elementów ograniczających możliwości eksploatacyjne śmigłowca dlatego podejmowane są różnego rodzaju działania mające na celu podwyższenie wartości tego kąta. Celem podwyższenia wartości krytycznego kata natarcia profilu łopaty powracającej badane są możliwości zastosowania różnych metod sterowania przepływem na tej łopacie, np. metody synthetic jet lub metody sterowania przy użyciu wzbudników plazmowych [1]. Badano również możliwość zastosowania do tego celu strumieniowych generatorów wirów [2]. Sterowanie przepływem na łopatach wirnika odbywa się w warunkach dynamicznych (cykliczna zmiana kąta natarcia i prędkości) i jest trudniejsze w realizacji oraz mniej efektywne, niż w przypadku sterowania przepływem w warunków statycznych. Wynika to z faktu, ze okresowej zmianie kąta natarcia towarzyszą zmiany w opływie podwyższające wartość krytycznego kąta natarcia. zjawisko to nosi nazwę przeciągnięcia dynamicznego. W niniejszej pracy zaprezentowano wyniki eksperymentalnych tunelowych badań sterowania przepływem na segmencie profilu NACA 0012 przy wykorzystaniu samozasilających strumieniowych generatorów wirów. Badania wykonano w warunkach symulujących ruch łopaty wirnika śmigłowca.

19 STerOWANIe PrzeCIĄGNIĘCIeM dynamicznym NA ŁOPACIe POWrACAjĄCej rys. 1. Obszar występowania dynamicznego przeciągnięcia na łopacie wirnika 2. TECHNiKA BADAŃ 2.1. Tunel Dużych Prędkości N-3 Tunel N-3, jest tunelem typu wydmuchowego z częściową recyrkulacją powietrza. jest on wyposażony w komorę pomiarową o kwadratowym przekroju poprzecznym, 0.6x0.6m i długości 2m, patrz rys.2. Tunel N-3 umożliwia wykonywanie badań aerodynamicznych w zakresie liczb Macha, M= Przy czym, w zakresie podkrytycznych i około krytycznych liczb Macha, tj. dla M= (gdy, zastosowana jest dysza transoniczna), badania mogą być wykonywane przy dowolnej prędkości przepływu, natomiast dla wyższych liczb Macha, tylko dla M=1.5 i M=2.3 (dysze naddźwiękowe).

20 20 ANdrzej KrzySIAK rys. 2. Komora pomiarowa i dyszowa Tunelu dużych Prędkości N Badany model profilu NACA 0012 Badany model profilu NACA 0012 był modelem dzielonym (z odejmowaną górną pokrywą), wydrążonym w środku, wykonanym całkowicie z metalu, o cięciwie c = 180 mm i rozpiętości d = 600 mm. ze względu na wykorzystywanie tego modelu również do innych badań dynamicznych (badania profilu z ruchomą klapką), końcowe 22.6% cięciwy profilu stanowiła klapka zamocowana na łożyskach, umieszczonych w czterech konsolach części głównej tego profilu. W obecnych badaniach klapka została unieruchomiona w położeniu nie wychylonym. Ponadto zaklejono szczelinę pomiędzy klapką a częścią główną profilu. Na górnej i dolnej powierzchni badanego modelu, wzdłuż cięciwy profilu, wykonano otworki pomiarowe o średnicy 0.5 mm służące do pomiaru rozkładu ciśnienia na powierzchni tego modelu. Otworki rozmieszczone były w przybliżeniu w połowie rozpiętości modelu. W sumie w całym modelu wykonano 48 otworków pomiarowych (po 24 na każdej stronie), które podłączono do trzech elektronicznych skanerów ciśnienia esp-16hd, firmy Pressure System, umieszczonych wewnątrz modelu, rys.3. zakres pomiarowy dwóch skanerów wynosił ±10 psid (tj bar), natomiast trzeciego ±5 psid (tj bar). Wszystkie otworki pomiarowe połączone były ze skanerami przy pomocy rurek o jednakowej długości (100 mm), co miało zapewnić jednakowe opóźnienie czasowe dla wszystkich punktów pomiarowych.

21 STerOWANIe PrzeCIĄGNIĘCIeM dynamicznym NA ŁOPACIe POWrACAjĄCej rys. 3. Model profilu NACA 0012 ze skanerami ciśnienia Na górnej powierzchni modelu segmentu profilu NACA 0012 znajdowała się odejmowana pokrywa, do której wklejono 10 dysz samozasilających się strumieniowych generatorów wirów (rozdział 2.3). Usytuowanie dysz na profilu zrealizowane zostało na podstawie rekomendacji zaczerpniętych z literatury [3, 4]. Wykonane z mosiądzu dysze (o wymiarach a = 3 mm i b = 0.6 mm, rys.4) umieszczone były w jednym rzędzie, w jednakowej odległości od siebie (z = 19.8 mm, tj. z/c = 0.11) oraz w jednakowej odległości od krawędzi natarcia modelu profilu (x = 21.6 mm, tj. x/c = 0.12), Kąt przekoszenia strumieni powietrza wylatujących z dysz wynosił Ψ = 60 0, a kąt ich pochylenia Φ = 30 0, rys.5. Parametry konstrukcyjne generatorów badanych na modelu profilu w tunelu N-3 odpowiadały optymalnym ich wartościom (ze względu na efektywność działania) uzyskanym zarówno na podstawie literatury [5] jak i badań przeprowadzonych w tunelu aerodynamicznym Małych Prędkości Φ1.5 m Instytutu Lotnictwa. rys. 4. Segment profilu ze strumieniowymi generatorami wirów

22 22 ANdrzej KrzySIAK rys. 5. Geometria strumienia powietrza wylatującego z dyszy Na rys.6, przedstawiono model profilu NACA 0012 zamocowany w komorze pomiarowej tunelu N-3. rys. 6. Model profilu NACA 0012 w komorze pomiarowej tunelu N-3

23 STerOWANIe PrzeCIĄGNIĘCIeM dynamicznym NA ŁOPACIe POWrACAjĄCej Koncepcja samozasilających strumieniowych generatorów wirów dotychczas stosowane konwencjonalne strumieniowe generatory wirów, pomimo niewątpliwych zalet, nie znalazły się w powszechnym użyciu w technice lotniczej. Główną tego przyczyną była konieczność zasilania tych generatorów sprężonym powietrzem pochodzącym z zewnętrznego źródła, co wiązało się z umieszczeniem wewnątrz obiektu dodatkowej instalacji pneumatycznej. dlatego też w pracy [6] zaproponowano inne prostsze rozwiązanie polegające na zasilaniu strumieniowych generatorów wirów powietrzem chwytanym w dolnej noskowej części profilu, rys. 7. rys. 7. Samozasilajace strumieniowe generatory wirów Chwytanie powietrza oraz jego przepływ poprzez przewód pneumatyczny do dyszy jest możliwy, dzięki różnicy ciśnień występującej pomiędzy obszarem nadciśnienia (który pojawia się przy wyższych kątach natarcia w części noskowej dolnej powierzchni profilu) a obszarem podciśnienia występującym na górnej powierzchni tego profilu w miejscu usytuowania dysz generatorów. Celem optymalnego wykorzystania wspomnianego nadciśnienia, osie otworów wlotowych przecinały kontur dolnej powierzchni profilu w punktach spiętrzenia przepływu, występujących w obszarze około-krytycznych kątów natarcia profilu i były ustawione równolegle do kierunku napływu. W efekcie wspomnianej różnicy ciśnień pomiędzy dolną i górną powierzchnią profilu, następowało wymuszenie przepływu powietrza przez przewód łączący wlot powietrza (znajdujący się na dolnej powierzchni profilu) z dyszą (znajdującą się

24 24 ANdrzej KrzySIAK na górnej powierzchni profilu) i wypływ strumienia powietrza z pewną prędkością przez dyszę, Podobnie, jak to ma miejsce w przypadku konwencjonalnych strumieniowych generatorów wirów, strumienie powietrza wypływające z dysz mieszając się z powietrzem opływającym profil, tworzą na górnej powierzchni profilu dobrze zorganizowane struktury wirowe, Tworzące się wiry są stanie przeciwstawić się niekorzystnemu gradientowi ciśnienia pojawiającemu się przy wyższych kątach natarcia. W rezultacie, mamy do czynienia z opóźnieniem oderwania przepływu, co skutkuje wzrostem krytycznego kąta natarcia, oraz wzrostem wartości współczynnika maksymalnej siły nośnej. Warto zauważyć, że w zakresie niższych kątów natarcia, gdy różnica ciśnień pomiędzy dolną a górną powierzchnią profilu jest niewielka samo-zasilajace się strumieniowe generatory wirów pozostają nieaktywne. 2.4 Układ napędowy wymuszający oscylacyjne ruchy profilu Niezależne ruchy oscylacyjne profilu wymuszane były poprzez specjalnie skonstruowany do tego celu układ napędowy, rys.8. Położenia kątowe profilu rejestrowane były przez przetwornik kątowy roc 412, umieszczony w oknie komory pomiarowej, po przeciwległej stronie, niż układ napędowy. Podstawowym zadaniem przedstawionego układu napędowego było zapewnienie ruchu oscylacyjnego modelu profilu względem powietrza przepływającego przez komorę pomiarową, przy zachowaniu możliwości zmiany amplitud tych oscylacji i ich częstotliwości. rys. 8. Układ napędowy profilu w tunelu N-3

25 STerOWANIe PrzeCIĄGNIĘCIeM dynamicznym NA ŁOPACIe POWrACAjĄCej WYNiKi BADAŃ do badań eksperymentalnych sterowania przeciągnięciem dynamicznym wykorzystany został segment profilu NACA Pomiary przeprowadzono dla liczb Macha M = 0.2 i 0.3 (co odpowiada liczbom reynolds a, re = 0.87x10 6 oraz re = 1.27x10 6 ) oraz bazowych katów natarcia z zakresu α 0 = Celem symulacji warunków opływu łopaty wirnika występujących w locie poziomym śmigłowca, w trakcie badań tunelowych segment profilu oscylował względem kąta bazowego w zakresie α = ±5, z częstotliwością f = 5 Hz. Badana częstotliwość oscylacji profilu odpowiadała w przybliżeniu prędkości obrotowej wirników śmigłowców zaliczanych pod względem ciężaru do klasy średniej, do której zaliczany jest, na przykład, śmigłowiec W3-A Sokół. Na rysunkach 9 12 przedstawiono przykładowe wyniki badań nad wpływem zastosowania samozasilających strumieniowych generatorami wirów na charakterystyki aerodynamiczne oscylującego profilu NACA 0012, uzyskane dla bazowego kąta natarcia α 0 = 15 0 oraz liczb Macha M = 0.2 oraz M = 0.3. rys. 9. Wpływ zastosowania samozasilających się strumieniowych generatorów wirów na współczynnik siły nośnej profilu NACA 0012, w obszarze przeciągnięcia dynamicznego, dla M =0.2 oraz α 0 = 15

26 26 ANdrzej KrzySIAK rys. 10. Wpływ zastosowania samozasilających się strumieniowych generatorów wirów na współczynnik siły nośnej profilu NACA 0012, w obszarze przeciągnięcia dynamicznego, dla M =0.3 oraz α 0 = 15 rys. 11. Wpływ zastosowania samozasilających się strumieniowych generatorów wirów na współczynnik momentu pochylającego profilu NACA 0012, w obszarze przeciągnięcia dynamicznego, dla M =0.2 oraz α 0 = 15

27 STerOWANIe PrzeCIĄGNIĘCIeM dynamicznym NA ŁOPACIe POWrACAjĄCej rys. 12. Wpływ zastosowania samozasilających się strumieniowych generatorów wirów na współczynnik momentu pochylającego profilu NACA 0012 w obszarze przeciągnięcia dynamicznego, dla M =0.3 oraz α 0 = WNiOSKi zastosowanie samozasilających się strumieniowych generatorów wirów na łopatach wirnika śmigłowca może poprawić jego charakterystyki aerodynamiczne w warunkach przeciągnięcia dynamicznego. jest to efektem oddziaływania wirów tworzących się za generatorami na opływ górnej powierzchni łopaty wirnika. Badania oscylującego profilu NACA 0012 wyposażonego w samo-zasilające się strumieniowe generatory wirów wykazały dla liczb Macha 0.2 i 0.3 można osiągnąć: wzrost współczynnika siły nośnej w zakresie podkrytycznych katów natarcia o ΔCz = , wzrost wartości krytycznego dla siły nośnej kąta natarcia (tj. dla tzw. lift stall ) o Δα kr 0.4, wzrost wartości krytycznego dla momentu kąta natarcia (tj. dla tzw. moment stall ) o Δα kr 1.

28 28 ANdrzej KrzySIAK 5. LiTERATURA 1. P. Lorber, d. McCormick, T. Anderson, B. Wake, d. MacMartin, M. Pollack, T. Corke, K. Breuer, Rotorcraft Retreating Blade Stall Control FLUIdS 2000 Conference and exhibit, june 2000, denver Colorado. 2. C. Singh, d. Peake, A. Kokkalis, V. Khodagolian, F. Coton, r. Galbraith Control of Rotorcraft Retreating Blade Stall Using Air-Jet Vortex Generators journal of Aircraft No 43(4), 2006, pp Pearcey H. H. Shock Induced Separation and its Prevention by Design and Boundary Layer Control. In Boundary Layer and Flow Control, its Principles and Application Vol. 2, Lachmann, G. V., Pergamon Press, Oxford, Pearcey H. H., rao, K., Sykes, d. M. Inclined Air-Jets used as Vortex Generators to Suppress Shock-Induced Separation AGArd CP-534, Paper 40, April Bray T. P., Garry K. P., Optimisation of air-jet vortex generators with respect to system design parameters The Aeronautical journal, Volume 102, No 1013 Oct, 1999, pp A.Krzysiak Control of Flow Using Self-Supplying Air Jet Vortex Generators AIAA journal Vol. 46, No. 9, September A. Krzysiak Badania wizualizacyjne strumieniowych generatorów wirów PTMTS, Mechanika w Lotnictwie, Warszawa A.Krzysiak Sterowanie oderwaniem przepływu na profilu NACA0012 przy wykorzystaniu strumieniowych generatorów wirów PTMTS, Mechanika w Lotnictwie, Warszawa 2006 ANdrzej KrzySIAK Institute of Aviation STALL CONTrOL ON retreating BLAde USING SeLF-SUPPLyING AIr jet VOrTex GeNerATOrS Summary 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 α 0 = 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.

29 PRACE instytutu LOTNiCTWA ISSN , s , Warszawa 2011 WSTĘPNE STUDiUM WPŁYWU WiNGLETÓW i HAMULCA AERODYNAMiCZNEGO NA ZMiANY CHARAKTERYSTYK AERODYNAMiCZNYCH MODELU SAMOLOTU KLUBOWEGO AS-2 ZygmuNt WySockI Instytut Lotnictwa maximilian NIemcZyckI student, Embry Riddle Aeronautical University, Daytona Beach, USA Streszczenie Prezentowane w niniejszym artykule badania podjęto w celu pokazania wpływu prostych wingletów na zmiany niektórych charakterystyk aerodynamicznych modelu lekkiego samolotu aeroklubowego AS-2. Charakterystyki badanych konfiguracji modelu uzyskano w trakcie badań wagowych przeprowadzonych w tunelu aerodynamicznym T-1 Instytutu Lotnictwa o średnicy przestrzeni pomiarowej f 1,5m. 1. WSTĘP Idea korzystnego wpływu dodatkowych elementów na końcach skrzydeł określona została w początkach 20 wieku, kiedy w wyniku teoretycznych rozważań określono iż płyty brzegowe dodane do końcówek skrzydeł mogą doprowadzić do redukcji oporów indukowanych. Zastosowanie jednak takich prostych rozwiązań nie doprowadziło do uzyskania spodziewanych efektów (Rys. 1). Rys. 1. PZl 101 gawron góraszka 2008 (źródło: konflikty.pl)

30 30 ZygmuNt WySockI, maximilian NIemcZyckI Według dostępnej literatury [1] dopiero prace Whitcomba doprowadziły do ustalenia pewnych zasad projektowania i stosowania wingletów. Winglety to małe powierzchnie, na których wytwarza się siła nośna, mające, ogólnie biorąc kształt małych skrzydełek. Stosowane są przede wszystkim w celu zmniejszenie oporów indukowanych, związanych z tworzeniem się ścieżki wirowej (Rys. 2) schodzącej z końcówki skrzydła, co wpływa na poprawę doskonałości aerodynamicznej skrzydła, a co za tym idzie na zwiększenie zasięgu oraz zmniejszenie zużycie paliwa. Winglety mają również duży wpływ na wydłużenie efektywne skrzydła. Poprawiają też osiągi samolotów podczas startu umożliwiając skrócenie rozbiegu. W pewnym stopniu przyczyniają się także do zmniejszenia hałasu podczas startu i podejścia do lądowania. Szkic pokazujący działanie wingletów i zmianę charakteru ścieżki wirowej pokazano na rys.3. Jak różne mogą być formy i kształty wingletów pokazują fotografie różnych samolotów, począwszy od małych, lekkich samolotów skończywszy na dużych samolotach pasażerskich. Są na nich przedstawione rozwiązania z klasyczną konstrukcją wingletów (Rys.4, 5 i 8), poprzez winglety zespolone (Blended Winglet) (rys. 6) czy też pewną modyfikację wingletów zespolonych ostatnich do fantazyjnego kształtu wingletów pętlicowych (Rys. 7). Na kolejnej fotografii (rys.9) przedstawiono samolot I-23, konstrukcji Instytutu lotnictwa, ze skrzydłem z wingletami, które w tym przypadku miały na celu głównie poprawę stateczności poprzecznej samolotu. Jak widać, spektrum zarówno zastosowań wingletów jak też ich kształtów i rozmiarów jest szerokie. [3, 4] Rys. 2. układ ścieżki wirowej powstającej za skrzydłem. (wg. V Formation Flight of Birds - [2])

31 WStęPNe StudIum WPłyWu WINgletóW I hamulca aerodynamicznego Na ZmIaNy charakterystyk 31 Rys. 3. Szkice ukazujące wpływ wingletów tutaj - wingletów zespolonych (Blended Winglet) na zmiany struktury w ścieżce wirowej (rysunek dzięki uprzejmości firmy aviationpartners) Rys. 4. Vans RV5 (foto dzięki uprzejmości hunteraeronatical.com)

32 32 ZygmuNt WySockI, maximilian NIemcZyckI Rys.5. diamond da-42 twin Star SP-NBa (Foto a. dziubiński góraszka 2008) Rys.6. aero at-4 SP-yIa (Foto a. dziubiński góraszka 2009)

33 WStęPNe StudIum WPłyWu WINgletóW I hamulca aerodynamicznego Na ZmIaNy charakterystyk 33 Rys.7. dassault Falcon 50 N789Jc (Foto via aviationpartners) Rys. 8. airbus a 380 (Foto adam dziubiński Ila 2008)

34 34 ZygmuNt WySockI, maximilian NIemcZyckI Rys. 9. I-23 manager, rejestracja SP-gIl (Foto Z. Wysocki) Opis badanych w tunelu konfiguracji modelu, badania i ich wyniki. opis modelu samolotu i elementów dodatkowych winglety, hamulec aerodynamiczny podstawowa geometria. Badane konfiguracji modelu. Prezentowane w niniejszym artykule badania podjęto w celu pokazania wpływu prostych wingletów na zmiany niektórych charakterystyk aerodynamicznych modelu lekkiego samolotu aeroklubowego. Wytypowano istniejący już model samolotu as-2, którego studium konstrukcyjne i badawcze przeprowadzono parę lat wcześniej w Instytucie lotnictwa. Znane były zatem charakterystyki aerodynamiczne wersji bazowej. należało jedynie powtórzyć serię badań wersji bazowej dla celów porównawczych, a dalej przeprowadzić badania zmierzające do określenia wpływu tychże wingletów na charakterystyki aerodynamiczne badanego modelu. Przyjęto iż zostaną dobrane dwie wielkości wingletów o mniejszej powierzchni, winglety W1 i W2 oraz o większej powierzchni - winglet W3. Przy doborze wymiarów wingletów, zwłaszcza w wersji o większej powierzchni, kierowano się pewnymi zasadami klasycznej konstrukcji wingletów, i tak (Rys.10): krawędź natarcia wingletu powinna być usytuowana w okolicach maksymalnej grubości profilu końcówki skrzydła maksymalna grubość profilu wingleta nie powinna przekraczać 8% maksymalnej grubości profilu końcówki skrzydła, zaś strzałka profilu wingleta winna być nieco większa niż strzałka profilu końcówki skrzydła w badaniach prezentowanych w niniejszym artykule zdecydowano się jednak na zastosowanie płaskich wingletów Stosunek cięciwy górnej wingletu cwg do cięciwy dolnej cwd powinien być zbliżony do wartości 0.3, zaś wysokość wingletu winna zawierać się w przedziale 0,1 0,2 połowy rozpiętości skrzydła.

35 WStęPNe StudIum WPłyWu WINgletóW I hamulca aerodynamicznego Na ZmIaNy charakterystyk 35 Rys. 10. Szkic klasycznej konstrukcji wingletów (opracowano na podstawie understanding Winglet technology - Rys. 11. model samolotu as-2 w tunelu f 1,5 m Instytutu lotnictwa (Foto Z. Wysocki)

36 36 ZygmuNt WySockI, maximilian NIemcZyckI Na rysunku 11 przedstawione są fotografie badanego modelu w wersji bazowej, zawieszonego w tunelu f 1,5m Instytutu lotnictwa na trójskładowej, mechanicznej wadze aerodynamicznej. Podstawowe dane geometryczne modelu samolotu w skali 1:10 były następujące : Rozpiętość modelu b = 1,035 m Średnia cięciwa aerodynamiczna skrzydła l sca = 0,1365 m Powierzchnia odniesienia modelu S = 0,1413 m 2 Na kolejnych rysunkach (Rys. 12 i 13) przedstawiono szkice geometrii wingletów W1 i W2 (zespół dwu identycznych wingletów) o trapezowym kształcie oraz wingletu większego W3 o kształcie trapezu z łukową krawędzią natarcia. Warto zwrócić uwagę iż wzajemne proporcje cięciw wingletu W3 jak też jego wysokość są zgodne z proporcjami, o których wspomniano uprzednio. Winglety W1 i W2 mają, w przybliżeniu, liniowe wymiary o połowę mniejsze od wingletu W3. Na kolejnym rysunku (Rys.14) przedstawiono szkic geometrii hamulca aerodynamicznego, który mógłby stanowić część pokrywy ewentualnego spadochronu ratunkowego samolotu. koncepcja ta związana była z geometrią samolotu. Projekt samolotu przewidywał bowiem skrzydło dwudzielne górna część kabiny samolotu miała znajdować się poniżej górnej powierzchni skrzydeł. ewentualne wypełnienie tej przestrzeni pokrywą spadochronu ratunkowego, tak by stanowiła ona powierzchnię ciągłą z górną powierzchnią skrzydeł, mogłoby poprawić aerodynamikę samolotu w konfiguracji przelotowej. Równocześnie część przednia pokrywy spadochronu, o kształcie zbliżonym do pokazanego na rys.14, mogłaby być zastosowana jako hamulec aerodynamiczny. Rys. 12. Szkic geometrii wingletu W3 (wysokość wingletu /połowa rozpiętości = 0,106; cięciwa górna wingletu /cięciwa dolna wingletu = 0,31) wymiary w centymetrach

37 WStęPNe StudIum WPłyWu WINgletóW I hamulca aerodynamicznego Na ZmIaNy charakterystyk 37 Rys. 13. Szkic geometria wingletów W1 i W2- wymiary w centymetrach Rys. 14. Szkic ogólnej geometrii hamulca aerodynamicznego B1- wymiary w centymetrach ustalono dalej, na etapie planowania eksperymentu, że zostaną przebadane następujące konfiguracje modelu: model w wersji bazowej (rys.11) model z pokrywą spadochronu (rys.15) model z hamulcem aerodynamicznym (rys.16) model z wingletami W1 i W2 zamontowanymi w tylnej części płatów, na górnej i dolnej powierzchni (rys.17) wraz z pokrywą spadochronu

38 38 ZygmuNt WySockI, maximilian NIemcZyckI model z wingletem W3 na górnej powierzchni płatów, zaś winglet W2 na dolnej powierzchni oraz pokrywa spadochronu (rys.18) model z wingletem W3 na górnej powierzchni skrzydła oraz pokrywa spadochronu (rys.19) Rys. 15. model samolotu as-2 z zamodelowaną pokrywą spadochronu ratunkowego (Foto Z. Wysocki) Rys. 16. model samolotu as-2, przednia część pokrywy spadochronu w roli hamulca aerodynamicznego B1 (Foto Z. Wysocki)

39 WStęPNe StudIum WPłyWu WINgletóW I hamulca aerodynamicznego Na ZmIaNy charakterystyk 39 Rys.17 model samolotu as-2 z wingletami W1, W2 i pokrywą spadochronu (Foto Z. Wysocki) Rys.18 model samolotu as-2 z wingletami W3 i W2 i pokrywą spadochronu (Foto Z.Wysocki)

40 40 ZygmuNt WySockI, maximilian NIemcZyckI Rys. 19. model samolotu as-2 z wingletem W3 i pokrywą spadochronu (Foto Z.Wysocki) Wyniki badań Badania wagowe wytypowanych konfiguracji modelu przeprowadzono, jak już wcześniej wspomniano, w tunelu t-1 Instytutu lotnictwa o średnicy przestrzeni pomiarowej f1,5m. model zawieszono na trójskładowej, mechanicznej, odgórnej wadze aerodynamicznej, umożliwiającej pomiary siły oporu Px, siły nośnej Pz oraz momentu pochylającego my w zakresie zmian kąta natarcia modelu od α = -6 do α = 23. W badaniach tych prędkość strumienia powietrza w przestrzeni pomiarowej wynosiła v = 30m/s, zaś efektywna liczba Reynoldsa odniesiona do średniej cięciwy aerodynamicznej skrzydła wnosiła nieco powyżej Re ef = 3.86*10 5 (współczynnik turbulencji strumienia powietrza w przestrzeni pomiarowej tunelu jest równy Wt=1.425). Na kolejnych rysunkach, od Rys. 20 przedstawiono wyniki badań modelu samolotu as-2 dla kolejnych, badanych konfiguracji. Pokazują one zależności cz = f(α), cx = f (α) oraz cm= f (α). Przedstawiono na nich także biegunowe cz = f (cx) badanych konfiguracji modelu. dla wybranych konfiguracji dokonano także porównania doskonałości cz/cx jak i długotrwałości lotu cz 3/2 /cx w funkcji współczynnika siły nośnej cz.

41 WStęPNe StudIum WPłyWu WINgletóW I hamulca aerodynamicznego Na ZmIaNy charakterystyk 41 Rys. 20. Porównanie zależności cz = f (α),cx = f (α) i cm = f (α) dla wersji bazowej modelu samolotu as-2 oraz modelu z pokrywą spadochronu oraz wingletami W1 i W2

42 42 ZygmuNt WySockI, maximilian NIemcZyckI Rys. 21. Porównanie przebiegu biegunowych cz = f (cx) dla wersji bazowej modelu samolotu as-2 oraz modelu z pokrywą spadochronu oraz wingletami W1 i W2 Rys. 22. Porównanie zależności cz = f (α), cx = f (α) i cm = f (α) dla wersji bazowej modelu samolotu as-2 oraz modelu z pokrywą spadochronu oraz wingletami W3 i W2

43 WStęPNe StudIum WPłyWu WINgletóW I hamulca aerodynamicznego Na ZmIaNy charakterystyk 43 Rys. 23. Porównanie przebiegu biegunowych cz = f (cx) dla wersji bazowej modelu samolotu as-2 oraz modelu z pokrywą spadochronu oraz wingletami W3 i W2 Rys. 24. Porównanie zależności cz = f (α), cx = f (α) i cm = f (α) dla wersji bazowej modelu samolotu as-2 oraz modelu z pokrywą spadochronu oraz wingletem W3

44 44 ZygmuNt WySockI, maximilian NIemcZyckI Rys. 25. Porównanie przebiegu biegunowych cz = f (cx) dla wersji bazowej modelu samolotu as-2 oraz modelu z pokrywą spadochronu oraz wingletem W3 Rys. 26. Porównanie zależności cz = f (α),cx = f (α) i cm = f (α) dla wersji bazowej modelu samolotu as-2 oraz modelu z pokrywą spadochronu

45 WStęPNe StudIum WPłyWu WINgletóW I hamulca aerodynamicznego Na ZmIaNy charakterystyk 45 Rys. 27. Porównanie przebiegu biegunowych cz = f (cx) dla wersji bazowej modelu samolotu as-2 oraz modelu z pokrywą spadochronu Rys. 28. Porównanie zależności cz = f (α),cx = f (α) i cm = f (α) dla wersji bazowej modelu samolotu as-2 oraz modelu z hamulcem aerodynamicznym i z pokrywą spadochronu

46 46 ZygmuNt WySockI, maximilian NIemcZyckI Rys. 29. Porównanie przebiegu biegunowych cz = f (cx) dla wersji bazowej modelu samolotu as-2 oraz modelu z hamulcem aerodynamicznym i z pokrywą spadochronu Rys. 30. Porównanie doskonałości cz/cx oraz współczynnika długotrwałości lotu cz 3/2 /cx w funkcji współczynnika siły nośnej cz dla wybranych, badanych konfiguracji modelu samolotu as-2

47 WStęPNe StudIum WPłyWu WINgletóW I hamulca aerodynamicznego Na ZmIaNy charakterystyk 47 analizując przedstawione na powyższych rysunkach charakterystyki aerodynamiczne można zauważyć, że mimo zastosowania prostych, płaskich wingletów uwidocznił się ich wpływ na zmiany charakterystyk aerodynamicznych badanego modelu i tak: Zanotowano przesunięcie zależności cz = f (α) dla konfiguracji z wingletami na nieco większy, ujemny kąt natarcia kąta odpowiadający zerowej sile nośnej w stosunku do charakterystyki cz = f (α) dla modelu w wersji bazowej przesunięcie to dla konfiguracji z wingletami W3 i W2 i wingletem W3 wynosi ok. α=-1 W obszarze użytkowych wartości współczynnika siły nośnej, od cz = 0,3 do cz = 1, widoczny jest, w praktycznie wszystkich badanych konfiguracjach modelu z wingletami W1+W2, W3+W2, W3 (model z wypełnieniem powierzchni między płatami, nad kabiną, w formie pokrywy spadochronu ratunkowego) przyrost współczynnika siły nośnej w funkcji zmienności kąta natarcia α, w porównaniu z charakterystyką cz = f (α) dla wersji bazowej modelu, przyjmujący formę zbliżoną do siodła. Widoczne jest podwójne przegięcie charakterystyk cz = f (α). Pochodna współczynnika siły nośnej dcz/dα wobszarze użytkowych kątów natarcia jest, praktycznie rzecz biorąc, dla wszystkich badanych konfiguracji modelu z wingletami, zbliżona do pochodnej dla modelu w wersji bazowej. Zastosowanie wingletów nieznacznie wpływa na wzrost wartości minimalnego współczynnika oporu cxmin w porównaniu do wersji bazowej. Jednak wraz ze wzrostem kąta natarcia uwidacznia się nieco silniejszy przyrost współczynnika oporu wersji z wingletami w porównaniu z wersją bazową. może być to wynikiem zastosowania uproszczonych modeli wingletów w postaci płaskich płytki. Niemniej jednak w obszarze użytkowych wartości współczynnika siły nośnej przebieg biegunowych dla wersji modelu z wingletami W1+W2 oraz wingletami W3+W2 jest praktycznie taki sam jak dla wersji bazowej modelu. Należy zauważyć także, że dla modelu z wingletem W3 (oczywiście parą tych wingletów na lewym i prawym skrzydle) - w obszarze użytkowych wartości współczynnika siły nośnej od cz = 0,4 do cz = 1,1 biegunowa tej wersji ma nieco korzystniejszy przebieg niż biegunowa wersji bazowej niższe współczynniki oporu dla współczynników siły nośnej z tego zakresu. Pozwala to na wyciągnięcie wniosku, że konfiguracja modelu z wingletem W3 była najkorzystniejszą z badanych konfiguracji. Powyższy wniosek znajduje potwierdzenie w przebiegach zmian tak doskonałości cz/cx jak i współczynnika długotrwałości lotu cz 3/2 /cx w funkcji zmian współczynnika siły nośnej cz w obszarach maksymalnych wartości obu tych wielkości, konfiguracja modelu z zastosowaniem wingletu W3 jest nieco korzystniejsza od modelu w wersji bazowej. Zastosowanie wingletów (w badanych konfiguracjach modelu samolotu) praktycznie nie wpłynęło na przebieg zależności współczynnika momentu pochylającego w porównaniu do wersji bazowej. Warto także zauważyć, iż zastosowanie zaproponowanego pokrycia przestrzeni nad kabiną, między płytkami, dedykowanego jako pokrywy spadochronu ratunkowego dla całego samolotu, nie wpłynęło w istotny sposób na charakterystyki aerodyna-

48 48 ZygmuNt WySockI, maximilian NIemcZyckI miczne modelu. Nieznaczne różnice mogą być wynikiem niedokładności wykonania tego elementu z plasteliny rzeźbiarskiej jak i istotną różnicą w chropowatości tego elementu w porównaniu z chropowatością modelu bazowego. Przy poprawnym wykonaniu tego elementu można oczekiwać pewnej poprawy charakterystyk aerodynamicznych modelu samolotu o czym świadczyły wyniki obliczeń numerycznych przeprowadzonych uprzednio w Instytucie lotnictwa.[5] Zastosowanie wychylonego do góry hamulca, będącego fragmentem przedniej części pokrywy spadochronu ratunkowego, wpłynęło zdecydowanie na zmiany charakterystyk aerodynamicznych badanego modelu. W porównaniu do wersji bazowej widoczne są znaczne zwiększenie kąta natarcia dla zerowej siły nośnej jak też zdecydowane, oczekiwane przyrosty współczynnika oporu w całym, badanym zakresie kątów natarcia. W szerokim zakresie podkrytycznych kątów natarcia widoczny jest wpływ wychylonego hamulca na wzrost wartości momentu pochylającego (samolot jest bardziej pochylany na łeb ). Niemniej jednak pochodna dcmy/dα dla modelu z wychylonym hamulcem jest nieco mniejsza od modelu w wersji bazowej. Wydaje się, że zastosowanie takiego hamulca byłoby wskazane raczej do fazy szybkiego skracania dobiegu. Krótkie podsumowanie. Przeprowadzone badania pokazały, że nawet zastosowanie tak uproszczonych modeli wingletów może przynieść pozytywny wpływ na zmiany charakterystyk aerodynamicznych badanego modelu lekkiego samolotu. Świadczy to o poprawnym kierunku działania i pozwala stwierdzić, że dalsze prace nad dopracowaniem geometrii wingletów kształt, dobór profilu itp. może wpłynąć na istotną poprawę charakterystyk aerodynamicznych badanego modelu. Wydaje się być sensownym opracowanie geometrii i konstrukcji pokryw spadochronu ratunkowego i wykorzystanie przedniej części takiej pokrywy jako hamulca aerodynamicznego, umożliwiającego znaczne skrócenie dobiegu samolotu. Podziękowanie autorzy pragną tą drogą podziękować kolegom maciejowi kaiserowi, Robertowi Plackowi i andrzej milczarkowi za udział w pracach przy montażu modelu oraz w badaniach. Literatura. 1. doug mclean-wingtip devices: What they do and how they do it,boeing Performance and Flight operations engineering conference, 2005; 2. V-Formation Flight of Birds, 3. From the original idea of Fred george (B/ca)-uNdeRStaNdINg WINgletS tech- Nology; 4. esdu aerodynamic PRINcIPleS of WINgletS 5. W. Stalewski-obliczeniowa analiza własności aerodynamicznych samolotu as-2, Spr. I.lot. 152/Ba/98/d

49 WStęPNe StudIum WPłyWu WINgletóW I hamulca aerodynamicznego Na ZmIaNy charakterystyk 49 ZygmuNt WySockI, Institute of Aviation maximilian NIemcZyckI, student of Embry-Riddle Aeronautical University PRelImINaRy Study of WINgletS and aerodynamic BRake INFlueNce on changes IN the aerodynamic characteristics of the as-2 club airplane WINd tunnel model Summary A summary of the investigations presented in paper, which were performed to demonstrate the influence of simple winglets and aerodynamic brake to change certain aerodynamic characteristics of the wind tunnel model of lightweight club aircraft AS-2. The characteristics of the tested configuration model were obtained during the force measurements carried out in the Aviation Institute T-1 wind tunnel. This tunnel is a closed cirquit design with open circular 1,5 m diameter test section.

50 PRACE instytutu LOTNiCTWA ISSN , s , Warszawa 2011 NUmERiCAL STUdY Of HELiCOPTER fuselage AEROdYNAmiC CHARACTERiSTiCS WiTH influence Of main ROTOR Jerzy Żółtak WIeńczySłaW StaleWSkI WIeSłaW zalewski Instytut lotnictwa Abstract The influence of simulated main rotor on aerodynamic properties of four different heli copter fuselage configurations has been tested. The research was done using computational fluid dynamics (CFD) method. Simulations were done for hover and forward flight conditions. The results for computation without and with main rotor modelling were compared. Changes of aerodynamic properties with respect to basic configuration were analysed. 1. introduction In order to calculate properties of a helicopter, designers are often using aerodynamic characteristics of an isolated helicopter fuselage, obtained by calculation or experimentally. Using this approach it is possible to determine the effect of the various external elements integrated with fuselage [1] on its properties. this approach, however, ignores the impact of the stream generated by the main rotor on fuselage loads. the paper attempts to evaluate this phenomenon for a light helicopter, using the methods offered by modern cfd technique. Four configurations of helicopter fuselage will be analysed, Figure 1: mb basic configuration [1] fuselage contains horizontal and vertical tails, mb+2r configuration mb with modified (increased) horizontal tail, mb+w basic configuration mb with additional listing elements (small wing) mounted in central part of the fuselage, md alternative geometry [2] of fuselage presented with horizontal and vertical tails the md configuration was designed to improve aerodynamic parameters of mb configuration, particularly to reduce negative lift force in forward flight condition [2]. In Figure 2 the basic differences between mb and md are shown. the analysis will be focused on two aspects in following order: influence of simulated main rotor on lift and drag forces and pitching moment distribution on fuselage surface, the relative change of forces and moment with respect to mb configuration.

51 NUMerIcal StUDy of HelIcopter FUSelage aerodynamic characteristics WItH INFlUeNce the discussion of the result will be preceded with short information about numerical tools used for simulation and description of test conditions. 2. Numerical tests conditions all numerical simulations were done using FlUeNt code [3]. It allows analysis of steady and unsteady flow field around any complex geometry. Motion of flow is described by the reynolds averaged Navier-Stokes equations. the finite volume method is used to obtain numerical solution of these equations. Some turbulent models are implemented in the software. a several type of boundary conditions can be used. Figure 1. tested configurations of helicopter fuselage In the presented analysis following parameters and settings were used: 3 dimensional steady calculation Spalart allmaras turbulent model external boundary condition on all external faces of domain except the backward one (outlet) a pressure far field boundary condition has been set; at outlet a pressure outlet with equal to far field pressure has been used, boundary condition at the fuselage a wall boundary condition. For simulation of main rotor additional Virtual Blade Model [4] module was used. this module allows for relatively accurate modelling of the rotor influence on fluid avoiding modelling of complete blades, their geometry and movement. In the method Virtual Blade Model, the rotor is modelled as a layer of cells (Figure 3) with artificial sources of momentum of fluid. the momentum vectors are calculated

52 52 Jerzy Żółtak, WIeńczySłaW StaleWSkI, WIeSłaW zalewski based on the aerodynamic characteristics of the airfoils (sections of rotor blades), in accordance with the Blade element theory. Figure 2. comparison of the geometry of mb and md helicopter fuselage the mesh for numerical simulation was generated using IceM cfd [5] software. the typical mesh on fuselage surface and in main rotor domain is presented in Figure 3. Figure 3. Helicopter fuselage surface and main rotor domain mesh distribution 3. Test conditions the four configurations of helicopter fuselage presented above with and a configuration without main rotor influence were tested. In this calculation three-blade rotor based on IlS-2xx airfoils was modelled. the IlS airfoils aerodynamic characteristics database [6], [7], were used to obtain the momentum produced by main rotor. In all simulation the same value of main rotor thrust was assumed. the tests were done for two fight conditions: maximum speed forward flight and hover. 4. Results In order to make the obtained results more comparable, the geometry of each fuselage was divided into following sections, Figure 4: Front fuselage part central fuselage part

53 NUMerIcal StUDy of HelIcopter FUSelage aerodynamic characteristics WItH INFlUeNce rear fuselage part Vertical tail Horizontal tail Wing (only for mb+w configuration) Figure 4. Fuselage s section used in analysis. For each case of simulation the aerodynamic forces and moments on the fuselage s section were obtained. Basing on these results, additional coefficients were defined for particular analysis. First, to analyse of main rotor influence on aerodynamic forces and moments distribution on the adequate fuselage s sections, the following coefficient was specified: Fs ( Configuration,sec tion) Qs( Configuration,sec tion) *100 F ( Configuration, total) where F s is force or moment calculated based on results of flow field analysed. By definition, the coefficient Q s saves the direction of aerodynamic force and sign of pitching moment. the results for configurations: mb, mb+2r, mb+w and md, with and without simulation of main rotor influence, were compared respectively in table 1, table 2, table 3 and table 4. In the tables the background of cells with positive value of coefficient has been set to gray. this way it is easier to notice, that the main rotor does not change the qualitative image of forces and pitching moment coefficient distribution on analysed segments of the fuselage. s

54 54 Jerzy Żółtak, WIeńczySłaW StaleWSkI, WIeSłaW zalewski table 1. comparison of forces and moment section distribution for mb configuration without and with simulation of main rotor table 2. comparison of forces and moment section distribution for mb+2r configuration without and with simulation of main rotor

55 NUMerIcal StUDy of HelIcopter FUSelage aerodynamic characteristics WItH INFlUeNce table 3. comparison of forces and moment section distribution for mb+w configuration without and with simulation of main rotor table 4. comparison of forces and moment section distribution for md configuration without and with simulation of main rotor For all configurations the total value of Q z for cases without and with main rotor is negative. It denotes, that on fuselage the negative lift force is generated. a value of total Q My shows, that for configurations mb, mb+2r and mb+w pitching moment pushes down the fuselage s nose. the situation for md configuration is different pitching moment lifts up the nose of fuselage. In next step the relative changes of drag and lift forces and pitching moment with respect to mb configuration is analysed. this analysis is limited to results of simulation with modelling of working main rotor. In this case the following coefficient was defined:

56 56 Jerzy Żółtak, WIeńczySłaW StaleWSkI, WIeSłaW zalewski F ( Configuration,sec tion) F ( MB, sec tion) * 100 F ( MB, total) S S S ( Configuration,sec tion) where F S is calculated for analysed flow field drag, lift and pitching moment respectively. S table 5. comparison of lift force and pitching moment with simulation of main rotor for tested configurations in hover table 6. comparison of lift force with simulation of main rotor for tested configuration for forward flight From definition the positive value of defined above coefficient denotes in case of : Δ z that negative value of lift is reduced (positive phenomena) Δ X that value of drag is increased (negative phenomena) Δ My that negative value of pitching moment is reduced In table 5 the results of hover condition tests are collected. It can be seen that configurations mb+2r and md reduce the negative value of lift with respect to mb configuration. Quite different situation is observed for mb+w - the additional negative lift is generated on wing.

57 NUMerIcal StUDy of HelIcopter FUSelage aerodynamic characteristics WItH INFlUeNce table 7. comparison of force with simulation of main rotor for tested configuration for forward flight the positive value of pitching moment, which characterizes the mb configuration, is reduced for both above configurations. For mb+2r this reduction is equal approximately 75%. For md configuration reduction is so large, that radically changes the property of the fuselage. the fuselage s nose moves down instead being lifted up. the results for forward flight are presented in table 6, table 7 and table 8. In table 5 the lift coefficients are compared. the influence of lift force generated on horizontal tail in mb+2r configuration (negative value) and wing in mb+w configuration (positive value) on total value of coefficient Δ z for this both configurations is easy to observe. Finally for mb+2r configuration the negative value of lift is decreased (value of lift increases). lift is also increased by a little more than 50% for mb+w configuration. the reduction of negative lift is also noticed for md configuration, but it is smaller than characterized mb+w configuration. It is important to note that this reduction was achieved by substantial redistribution of lift between fuselage components/sections: on central part of fuselage the negative value of lift increases, on front/nose part of fuselage the significant reduction of negative lift is observable. It is interesting how the above discussed changes in the lift force correlating with the changes of the drag force. In table 7 the values of Δ X were collected. From this comparison one can see, that for mb+2r and mb+w increases of the drag, relate to mb configuration, are approximately 12 and 17 units respectively. the main part of drag increment for mb+2r configuration is produced by horizontal tail. For mb+w configuration additional drag is generated by the wing. only for md configuration the reduction of drag is observed - the value of Δ X decreases approximately 20 units. In this case, total value of Δ X is strongly dependent on two components: front (nose) and rear part of fuselage. the contributions of both parts are approximately equal -24 units. In table 8 the values of Δ My for tested configuration are presented. For mb+w configuration the increase of pitching moment negative value is observed.

58 58 Jerzy Żółtak, WIeńczySłaW StaleWSkI, WIeSłaW zalewski table 8. comparison of pitching moment with simulation of main rotor for tested configuration for forward flight the pitching moment properties of both other configurations: mb+2r and md are completely different. they are characterized by positive value of pitching moment (the change of Δ My is greater than 100 units). Main influence on this change has the pitching moment generated on horizontal tail (approximately 671 units) and front (nose) fuselage part (approximately 160 units) for mb+2r and md configuration respectively. 5. Conclusions In the paper the influence of main rotor on aerodynamic parameters for different configurations has been tested. the research was done using computational fluid dynamics (cfd) method. the four geometries were briefly presented. First three (mb, mb+2r, mb+w) are having the same fuselage concept with different configurations of external elements. the last fuselage (md) was numerically designed for the same flight conditions as base configuration to improve its properties. Next the numerical tools (FlUeNt and VBM model) were shortly presented. at the beginning the influence of main rotor modelling on force and moment distribution on fuselage was tested. In this case the simulations for forward flight conditions were done for all fuselage configurations without and with main rotor. the results of calculations show, that the main rotor does not change the qualitative image of forces and pitching moment coefficient distribution on analysed components of all fuselage configuration. Next the change of forces and pitching moment of mb+2r, mb+w, md configuration with respect of mb configuration properties was analysed. For this case calculations were done for hover and forward flight conditions. Basing on results of these simulations the following conclusion can be formulated: For hover condition the configuration mb+2r and md reduces the negative value of force and changes the sign of pitching moment from positive to negative, at the same time change is greater for the md configurations.