|
|
Dynamická analýza válcových komínů stojících za sebou
Harazim, Petr ; Kanický, Viktor (oponent) ; Salajka, Vlastislav (vedoucí práce)
Diplomová práce se zabývá odezvou ocelové konstrukce komína na zatížení větrem. V souladu s dostupnou výkresovou dokumentací byl sestaven podrobný výpočtový model s využitím metody konečných prvků. Nově realizovaná kolona byla postavena již vedle stávajícího komína, tudíž se dá předpokládat, že se tyto stavby budou navzájem ovlivňovat. V práci je podrobně zpracována problematika aerodynamické a aeroelastické stability staršího ocelového komína s využitím programu ANSYS CFX. Zejména jevy odtrhávání vírů v rezonanci s vlastní frekvencí kmitu konstrukce. Zhodnocení stavby obsahuje posouzení pevnosti a výchylek konstrukce. Výpočty jsou zpracovány v souladu s platnými normativy ČSN EN.
|
|
|
Návrh mobilního stojanu pro zavěšení elektrodynamického budiče pro zkoušky aeroelastických jevů v letectví
Vojáček, Jan ; Löffelmann, František (oponent) ; Navrátil, Jan (vedoucí práce)
Tato bakalářská práce se zabývá návrhem mobilního stojanu pro provádění rezonančních zkoušek v letectví potřebných pro zhodnocení odolnosti letounů proti flutteru. Začátek práce pojednává o teoretických základech aeroelasticity společně s historickými událostmi, které vedly k počátkům zkoumání těchto jevů. Druhá část práce objasňuje motivaci pro konstrukci zadaného stojanu skrze rešerši stojanů dostupných na trhu a skrze uvedení prostředků, které má v současné době k dispozici zkušebna Leteckého Ústavu. Třetí část práce poté uvádí možné koncepční návrhy stojanu a následně přechází do kapitoly pojednávající o konečných vybraných řešeních vycházejících z těchto koncepčních návrhů. Na konec práce jsou uvedeny výsledky modální analýzy, jejíž výsledky udávají vlastní frekvence v pásmu frekvencí vyskytujících se při měření.
|
|
|
New Approaches in Numerical Aeroelasticity Applied in Aerodynamic Optimization of Elastic Wing
Navrátil, Jan ; Slavík, Svatomír (oponent) ; Komárek,, Martin (oponent) ; Hlinka, Jiří (vedoucí práce)
The aeroelasticity is an essential discipline involved in the aircraft design, aiming to predict phenomena occurring due to interaction of aerodynamic, elastic and inertial forces. Those phenomena might often lead to catastrophic consequences, thus it must be proven that they do not occur between the speeds bounding the airplane flight envelope. Current aircraft design leads to increased flexibility of the airframe as a result of modern materials application or aerodynamically efficient slender wings. The airframe flexibility influences the aerodynamic performance and it might significantly impact the aeroelastic effects, which can be more easily excited by rigid body motions than in case of stiffer structures. The potential aeroelastic phenomena can occur in large range of speeds involving transonic regime, where the non-linear flow effects significantly influence the flutter speed. Common aeroelastic analysis tools are mostly based on the linear theories for aerodynamic predictions, thus they fails to predict mentioned non-linear effect. The objective of the thesis is, therefore, to design, implement and test an aeroelastic computational tool employing the aerodynamic prediction solver which is able to predict non-linear flow. In the thesis, the main focus is directed to the static aeroelastic simulations. The methods involved in numerical static aeroelastic simulation are presented in the thesis. The implementation of the computational aeroelastic tool was described and the convergence of the coupled solver was investigated. The tool functionality was validated in the test cases involving different types of the aerodynamic and structural models. The tool was applied also in the aerodynamic shape optimization of an elastic wing. The results and computational cost were compared to the rigid wing optimization. Last chapter presents the author's contribution to the research oriented on the assessment of time synchronization scheme for the CFD-CSM coupled problem. The test case used here is a transonic flow around the Benchmark Super-Critical Wing at flutter condition. Results were compared to the experimental data provided by NASA.
|
|
|
Aeroelastická analýza konstrukce letounu VUT 081 Kondor
Talanda, Tomáš ; Šplíchal, Jan (oponent) ; Juračka, Jaroslav (vedoucí práce)
Tato diplomová práce se zabývá analýzou třepetání letounu VUT 081 Kondor vyvíjeného na Leteckém ústavu Fakulty strojního inženýrství Vysokého učení technického v Brně. Práce obsahuje podrobný popis letounu a jeho konstrukce, výpočet vlastních frekvencí a tvarů kmitání a vlastní flutterovou analýzu, jejímž výsledkem je stanovení kritické rychlosti třepetání. Dále jsou v práci zmíněna konstrukční opatření vedoucí ke zvýšení flutterové odolnosti a splnění předpisu CS-VLA.
|
|
|
Návrh mobilního stojanu pro zavěšení elektrodynamického budiče pro zkoušky aeroelastických jevů v letectví
Vojáček, Jan ; Löffelmann, František (oponent) ; Navrátil, Jan (vedoucí práce)
Tato bakalářská práce se zabývá návrhem mobilního stojanu pro provádění rezonančních zkoušek v letectví potřebných pro zhodnocení odolnosti letounů proti flutteru. Začátek práce pojednává o teoretických základech aeroelasticity společně s historickými událostmi, které vedly k počátkům zkoumání těchto jevů. Druhá část práce objasňuje motivaci pro konstrukci zadaného stojanu skrze rešerši stojanů dostupných na trhu a skrze uvedení prostředků, které má v současné době k dispozici zkušebna Leteckého Ústavu. Třetí část práce poté uvádí možné koncepční návrhy stojanu a následně přechází do kapitoly pojednávající o konečných vybraných řešeních vycházejících z těchto koncepčních návrhů. Na konec práce jsou uvedeny výsledky modální analýzy, jejíž výsledky udávají vlastní frekvence v pásmu frekvencí vyskytujících se při měření.
|
|
|
Classical flutter analysis of low pressure steam turbine blade cascade using 3D boundary element method
Prasad, Chandra Shekhar ; Pešek, Luděk
In this paper study of aeroelastic stability in steam turbine rotor is carried out using boundary element method. A mesh free fluid\nsolver is developed for fast estimation of unsteady aerodynamic loading and to estimate the aerodynamic damping in 3D blade cascade. The aerodynamic damping is estimated in traveling wave mode. The unsteady incompressible flow field is modeled using 3D surface Panel method. The proposed methodology successfully estimates aerodynamic damping with acceptable accuracy the for the aeroelastic (classical \n flutter) analysis of 3D blade cascade. The simulated results are compared with experimental data. The simulated aerodynamic damping shows good agreement with\nexperimental results. The present methodology shows significant reduction in computational time over computational fluid dynamic solvers.
|
|
| |
|
| |
|
|
Fast estimation of flutter parameters of steam turbine blades using boundary element methods
Prasad, Chandra Shekhar ; Pešek, Luděk
In the present paper the classical flutter parameters in turbomachinery cascade such as aerodynamic damping estimation using fast numerical method is described. The unsteady aerodynamic loading and the aerodynamic damping (AD) coefficient of the vibrating cascades is estimated by 2D boundary elementmethod such as source and doublet panel method (PM). To estimate the flutter parameters aerodynamic influence coefficient traveling wave mode (TWM)method is adopted. The experimental aerodynamic damping is compared against simulated results. The result demonstrate that potential flow based boundary elements method can estimate the AD with desired accuracy and less computational time.
|
|
|
Self-excited oscillation properties of the profile NACA0015 in subsonic flow
Zolotarev, Igor ; Vlček, Václav ; Kozánek, Jan
Self-excited oscillations of the profile NACA0015 in subsonic flow were realized in the wind tunnel. The plunge support had the same elasticity for all experiments, the pitch support had seven different elasticity parameters. During our experiments different types of selfexcited vibration (flutter, stall flutter) were observed. Range of Mach numbers was M = 0.08–0.45, corresponding range of Reynolds numbers is Re = (1–5)·105, when the chord length is used as the characteristic dimension of the profile.\n
|
host ::
RSS.