Parametry konstrukcyjne

W statkach powietrznych wykorzystujących napęd śmigłowy stosowane są silniki tłokowe bądź turbinowe. Silniki tłokowe występują w lotnictwie sportowym, sanitarnym, rolniczym i komunikacyjnym. Najpowszechniej stosowane są jednostki napędowe czterosuwowe ZI chłodzone powietrzem. Silniki małych mocy (do 150 kW) budowane są jako bezsprężarkowe. Podzielić je można także ze względu na zastosowanie przekładni redukcyjnej. Porównując dwie identyczne jednostki napędowe jedną z przekładnią, a drugą bez, okazuje się, że silnik bez przekładni redukcyjnej może współpracować ze śmigłem o mniejszej średnicy ze względu na uzyskiwaną większą prędkość obrotową wału korbowego silnika. Ponadto silnik bez przekładni umożliwia uzyskanie większych prędkości przelotowych. W przypadku zastosowania reduktora ograniczana jest prędkość obrotowa na wyjściu z wału korbowego, co pozwala na zastosowanie śmigła o większej sprawności. Przekłada się to na krótszą wymaganą drogę startową i większą prędkość wznoszenia [74, 86, 88, 92].

Silniki tłokowe budowane są z różnymi układami cylindrów, do którym zalicza się układy gwiazdowe, rzędowe i przeciwsobne (bokser). Silniki gwiazdowe z reguły chłodzone są powietrzem. W rozwiązaniach konstrukcyjnych znane są układy gwiazdy pojedynczej, podwójnej a nawet poczwórnej. Charakterystycznym dla tego typu jednostek napędowych jest nieparzysta liczba cylindrów, co związane jest czterosuwowym cyklem pracy. Silniki małych i średnich mocy budowane są w układzie gwiazdy pojedynczej. W układzie gwiazdy zwielokrotnionej budowane były silniki lotnicze największych mocy. Natomiast wśród silników rzędowych wyróżnić należy dwa typy: jednorzędowe stojące i jednorzędowe wiszące. Są to silniki małych mocy chłodzone przeważnie powietrzem. Na ogół w ich budowie nie stosuje się więcej niż sześć cylindrów w rzędzie ze względu na trudności chłodzenia powietrzem oraz ze względu na sztywność i wytrzymałość elementów.. Jednak w ultralekkich statkach powietrznych najpopularniejszymi są silniki tłokowe przeciwsobne – tzw. bokser i chłodzone powietrzem. Cechują się one zwartą budową, małą powierzchnią czołową i stosunkowo łatwym chłodzeniem.

Głównym odbiornikiem mocy wytwarzanej przez silnik tłokowy jest śmigło, które następnie przetwarza ją na siłę ciągu, która powoduje ruch postępowy statku powietrznego z określoną prędkością [60, 61]. Podczas obrotu śmigła wokół osi piasty na łopatach pojawiają się siły aerodynamiczne, których wypadkowa może być zrzutowana wzdłuż osi piasty. Jest ona nazywana siłą ciągu bądź ciągiem śmigła. Jej wartość jest zależna od prędkości łopaty względem powietrza, jej powierzchni oraz kąta, pod jakim łopata ustawiona jest w stosunku do kierunku ruchu. Prędkość ruchu dowolnego przekroju łopaty względem powietrza jest geometryczną sumą prędkości obwodowej śmigła i prędkości postępowej samolotu. Kolejny podstawowy parametr to skok śmigła, który jest przesunięciem przekroju łopaty przypadającym na jeden obrót.

Aby cała łopata miała jednakowy skok, poszczególne przekroje są ustawiane pod różnymi kątami. W praktyce stosowane są śmigła o stałym skoku, w których poszczególne przekroje łopaty są ustawiane w taki sposób, że przedłużenia cięciw poszczególnych przekrojów przecinają się w jednym punkcie. Dodatkowo występują śmigła o zmiennym skoku, których przekroje wzdłuż długości łopaty są ustawione w taki sposób, że przedłużenia cięciw przecinają się w jednym punkcie. Różnice w ustawieniu przekrojów łopaty śmigła o stałym i zmiennym skoku wynikają z tego, że ze względów aerodynamicznych i wytrzymałościowych zmieniają się parametry geometryczne łopaty wzdłuż jej długości. Zmienia się także charakter opływu przekrojów łopaty przy zwiększaniu odległości od piasty śmigła. W rezultacie, pomimo że przedłużenia cięciw poszczególnych przekrojów nie spotykają się w jednym punkcie, skoki rzeczywiste wszystkich przekrojów są bardziej zbliżone niż w przypadku geometrii śmigła o stałym skoku [10, 82, 84].

Rzeczywisty skok śmigła Hrz jest odpowiednikiem nominalnego posuwu śmigła.

Wielkość tą oblicza się z zależności [10, 17]:

H_rz= V

n_s (3.1)

gdzie: V – prędkość lotu [m/min], ns – prędkość obrotowa śmigła [obr/min].

Poślizg śmigła S jest różnicą między skokiem teoretycznym i skokiem rzeczywistym. Posuw śmigła λ jest stosunkiem prędkości lotu do prędkości obwodowej danego przekroju (3.3). Posuw określa zależność [10, 17]:

λ = V stosunek prędkości obwodowej i prędkości lotu ma zasadniczy wpływ na pracę śmigła.

W czasie pracy na postoju (próba silnika przed startem), gdy prędkość lotu V = 0 m/s, kąty natarcia poszczególnych przekrojów śmigła o stałym skoku osiągają największą wartość równą kątom nastawienia. Przy zwiększaniu prędkości lotu zwiększa się posuw, a maleją kąty natarcia. Podczas lotu z odpowiednio dużą prędkością kąty natarcia osiągają wartość równą zeru, a przy dalszym zwiększaniu prędkości osiągają wartości poniżej zera. W rozpatrywanym przypadku zmienia się wartość i zwrot działania sił aerodynamicznych na śmigle. Wypadkowe siły aerodynamicznej na śmigle

można zrzutować na kierunek równoległy i prostopadły do osi piasty. Siły równoległe dają siłę ciągu, zaś prostopadłe przeciwdziałają obrotowi śmigła tworząc moment oporowy Mo [10, 17]:

M_o= P_m · r [Nm] (3.4)

gdzie: Pm – aerodynamiczna siła obwodowa działająca w poszczególnych przekrojach śmigła w odległości r od osi piasty [N], r – odległość siły Pm od osi piasty [m].

Silnik obracając śmigło musi pokonywać moment oporowy tracąc na to część wytwarzanej mocy. Wartość traconej mocy zależy od sprawności śmigła. Zatem sprawność śmigła ηś określa stosunek pracy wykonanej przez śmigło w ciągu 1 s do pracy, którą wykonuje silnik, aby obrócić śmigłem [10, 17]:

η_ś = N_T N_m= T_s

P_m· λ (3.5)

gdzie: NT – moc wytwarzana przez śmigło, nadająca prędkość postępową lotu równą V [kW], Nm – moc wytwarzana przez śmigło nadająca prędkość śmigłem [kW], Ts – siła ciągu śmigła [N].

Wielkość NT oblicza się według zależności 3.6, a Nm według 3.7.

N_T = T_s· V (3.6)

N_m = P_m· u (3.7)

Z równania 3.5 wynika, że sprawność śmigła równa jest zeru w dwóch przypadkach:

a) gdy siła ciągu śmigła Ts = 0, b) gdy posuw śmigła λ = 0.

Ciąg śmigła jest równa zeru przy odpowiednio dużej prędkości lotu, zaś posuw śmigła osiąga wartość zero, gdy prędkość lotu równa się zero. Analizując przebieg sprawności śmigła stwierdzono, że największa sprawność występuje wyłącznie przy jednej prędkości lotu (rys. 3.1). Należy zwrócić uwagę, że statek powietrzny przemieszcza się z różnymi prędkościami, co w przypadku śmigła stałego tylko przy jednej prędkości zespół silnik–śmigło osiągnie największą sprawność. W tych warunkach moc silnika tłokowego jest maksymalnie wykorzystywana. Sprawność śmigła zawiera się w przedziale 0,7–0,8. Z zależności na rys. 3.2. wynika, że aby wykonać lot na maksymalnej sprawności śmigła trzeba by każdą fazę lotu wykonywać na innym śmigle. W większości współczesnych statków powietrznych stosuje się śmigło

tzw. przestawialne. W śmigłach takich kąt ustawienia łopat zmienia się przeważnie samoczynnie, co powoduje, że w całym zakresie użytkowych prędkości lotu śmigło ma sprawność bliską maksymalnej.

Rys. 3.1. Sprawność śmigła w zależności od prędkości lotu [10]

Rys. 3.2. Wykres sprawności śmigła w zależności od prędkości lotu dla różnych faz [10]

Parametry konstrukcyjne śmigła muszą być odpowiednio dobrane, nie tylko w stosunku do wymaganych własności samolotu (prędkości poziomej, prędkości wznoszenia, długości startu), ale również do parametrów użytecznych silnika. Jak wynika z zależności 3.7 moc silnika przekazywana na śmigło zależy od prędkości obwodowej łopat śmigła i od aerodynamicznej siły obwodowej Pm działającej na śmigło. Siły te można wyznaczyć na podstawie zależności [10, 17]

P_m = k_m · S_s· ρ · u₀²

2 (3.8)

gdzie: km – aerodynamiczny współczynnik siły Pm, Ss – powierzchnia koła zatoczonego przez śmigło [m²], u0 – prędkość obwodowa końców łopat śmigła [m/s], ρ – gęstość powietrza [kg/m³].

Podstawiając do zależności 3.7 wartość siły Pm według równania 3.8 oraz wartość u0 według zależności 3.3 i oznaczając średnicę śmigła przez Ds = 2·r otrzymamy, że moc wytwarzana przez śmigło Nm wynosi [10, 17]:

N_m = k_m ·π · D_s² 4 ·ρ

2· (π · D_s· n 60 )

3

(3.9)

oznaczając zaś:

B = k_m ·π 4 ·ρ

2· (π 60)

3

(3.10)

otrzymamy:

N_m = B · D_s⁵ · n³ (3.11)

Z powyższego równania wynika, że moc wytwarzana przez śmigło zwiększa się proporcjonalnie do piątej potęgi jego średnicy i do trzeciej potęgi jego prędkości obrotowej. Na podstawie zaprezentowanych zależności stwierdzono, że ze zmianą prędkości obrotowej inaczej zmienia się moc generowana przez silnik, a inaczej moc niezbędna do obracania śmigła. Przy małej prędkości obrotowej wału korbowego silnik generuje większą moc niż śmigło, a przy dużej śmigło posiada większą moc niż silnik.

Są one równe przy prędkości obrotowej wału korbowego, przy której obie krzywe się przecinają. Z analizy rys. 3.3 wynika także, że przy tym samym silniku maleje prędkość obrotowa zespołu silnik–śmigło, gdy zwiększa się średnica śmigła. Jeżeli więc najkorzystniejsza prędkość obrotowa wału korbowego silnika o mocy Ne1 wynosi n2, to silnik ten wymaga śmigła o średnicy D2. Śmigło o średnicy mniejszej, np. D3 powoduje osiągnięcie nadmiernej prędkości obrotowej wału korbowego silnika (n3). Śmigło takie nosi nazwę zbyt „lekkiego” dla danego silnika.

Rys. 3.3. Zmiana mocy silnika i mocy wytwarzanej przez śmigło dla trzech przykładów rozmiarów (masy) śmigła od prędkości obrotowej wału korbowego [10]

Podobnie śmigło o zbyt dużej średnicy (np. D1) uniemożliwia osiągnięcie prawidłowej prędkości obrotowej wału korbowego silnika i jest nazywane śmigłem zbyt

„ciężkim” dla danego typu silnika. Jeśli śmigło o średnicy D2 zostanie zastosowane w silniku o mocy Ne2 to przy prędkości obrotowej n2 będzie ono dla takiego silnika

śmigłem „normalnym”. Z tego wynika, że wraz ze wzrostem mocy użytecznej silnika zwiększać się powinna średnica śmigła. Jednak powiększenie średnicy śmigła jest ograniczone zarówno względami konstrukcyjnymi płatowca (odległość końca łopaty od ziemi), jak i względami aerodynamicznymi samego śmigła. Prędkość opływu powietrza wokół łopaty jest zależna od sumy geometrycznej prędkości lotu i prędkości obwodowej śmigła. Jeżeli prędkość opływu zaczyna się zbliżać do prędkości dźwięku, gwałtownie zwiększają się opory przepływu, co powoduje zmniejszenie sprawności całego śmigła. W celu wykorzystania większej mocy użytecznej, w przypadku silników o dużych mocach, bez pogarszania ich sprawności stosowane są przekładnie redukcyjne zmniejszające prędkość obrotową śmigła. W przypadku konwencjonalnych pojazdów samochodowych stosowany jest silnik spalinowych wraz z układem przeniesienia napędu, który składa się głównie ze sprzęgła, skrzyni biegów, mechanizmu różnicowego oraz wału i półosi napędowych. Jego budowa jest o wiele bardziej złożona niż w przypadku ultralekkich statków powietrznych. Przekłada się to na odmienną charakterystykę pracy układu napędowego, co ma znaczenie w przypadku dostosowania silnika spalinowego o zastosowaniach motoryzacyjnych do ultralekkich statków powietrznych. Od strony konstrukcyjnej konieczne jest zastosowanie przekładni redukcyjnej, ze względu na wymagania dotyczące śmigła, lub zmiana mapy sterowania pracą silnika.

W ultralekkich statkach powietrznych zespół napędowy jest mocowany do przegrody ognioodpornej oddzielającej przestrzeń silnikową od kabiny pasażerskiej.

Uszczegóławiając, do przegrody tej mocowane jest łoże silnika wykonane jako kratownica z prętów stalowych o przekroju okrągłym. W celu ograniczenia przenoszenia drgań zespołu napędowego na konstrukcję płatowca stosowane są do połączenia tłumiki metolowo-gumowe. Na rys. 3.4. zaprezentowano przykład mocowania zespołu napędowego w ultralekkich statkach powietrznych.

Rys. 3.4. Sposób mocowanie silnika do konstrukcji płatowca: a) punkty mocowania L1–L4 silnika Rotax 912UL, b) punkty mocowania i rama silnika ULPower 260i [84]

W związku z ograniczoną przestrzenią na zamontowanie układu napędowego w ultralekkim statku powietrznym oraz na właściwości aerodynamiczne śmigła konieczne jest ograniczenie rozmiaru silnika spalinowego i jego osprzętu (rys. 3.5).

Z tego względu, jak wspomniano wcześniej, przeważają konstrukcje z przeciwsobnym

układem korbowym. Dąży się także do zmniejszenia rozmiaru kolektora dolotowego silnika. Jego nadrzędnym zadaniem jest doprowadzenie powietrza lub mieszanki paliwowo--powietrznej do komory spalania w sposób zapewniający uzyskanie przez silnik założonych parametrów użytecznych. W silnikach przeznaczonych do ultralekkich statków powietrznych kolektor dolotowy jest umiejscowiony pomiędzy przepustnicą i gaźnikiem czy układem wtryskowym a kanałami dolotowymi w głowicy.

Składa się z wlotu, zbiornika powietrza oraz kanałów doprowadzających powietrze do głowicy. Kolektor musi spełniać określone założenia, z których najistotniejsze to:

a) dostarczenie jak największej ilości świeżego ładunku, b) jak najmniejsze straty ciśnienia,

c) małe opory powietrza wewnątrz kolektora,

d) równomierny podział strumienia powietrza między kanałami poszczególnych cylindrów,

e) geometria (długość i przekrój) kanałów zapewniająca wykorzystanie zjawisk falowych występujących w układzie dolotowym [62, 91].

Rys. 3.5. Korpus silnika Vaxell umieszczony w komorze silnikowej ultralekkiego statku powietrznego Zodiac [84]

Podstawową wielkością charakteryzującą dostarczanie świeżego ładunku do cylindrów jest współczynnik napełnienia ηV (3.12) mający bezwymiarową postać.

Wyraża on stosunek rzeczywistej masy powietrza mrz dostarczanej do cylindra do masy teoretycznej mt mieszczącej się w objętości sokowej silnika Vss przy danej temperaturze i ciśnieniu otoczenia [88, 92, 94].

η_V =ṁ_rz

ṁ_t = ṁ_rz∙ τ

V_ss∙ ρ_pow∙ n (3.12)

gdzie: ṁ_rz – rzeczywisty strumień masy powietrza dostarczonego do cylindra [kg/s], ṁ_t – teoretyczny strumień masy powietrza dostarczonego do cylindra [kg/s], τ – liczba suwów pracy przypadająca na obrót wału korbowego silnika, Vss – objętość skokowa silnika [m³], ρpow – gęstość powietrza atmosferycznego [kg/m³], n – prędkość obrotowa wału korbowego silnika [1/s].

Wartość współczynnika napełnienia zależy od szeregu czynników. Do najważniejszych zalicza się: temperatura świeżego ładunku, ciśnienie gazów pod koniec suwu dolotu, ciśnienie gazów pozostałych w cylindrze oraz geometria kanałów dolotowych. Właśnie geometria kanału dolotowego (długość, średnica) oraz wpływ takich czynników jak chropowatość czy temperatura ścianek ma najważniejsze znaczenie w zapewnieniu równomiernego dostarczenia świeżego ładunku bądź mieszanki paliwo-powietrznej do poszczególnych cylindrów [63]. Uzyskanie dużego współczynnika napełnienia ma bezpośrednie przełożenie w uzyskiwanej przez silnik sprawności oraz wpływa na podstawowe parametry użyteczne. Z tego względu podczas projektowania kolektorów dolotowych za główne kryteria przyjmuje się opory przepływu oraz wykorzystanie zjawisk falowych związanych z drganiami czynnika w poszczególnych kanałach. Właśnie doładowanie bezsprężarkowe lub dynamiczne wykorzystuje drgania słupa gazu w kolektorze dolotowym silnika, co prowadzi do zwiększenia gęstości świeżego ładunku doprowadzanego do cylindra i tym samym współczynnika napełnienia. Ten rodzaj doładowania może być realizowany za pomocą tzw. doładowania pojedynczym przewodem dolotowym lub doładowania rezonansowego. W pierwszym przypadku wykorzystywane są zjawiska dynamiczne w przewodach dolotowych, oddzielnych dla każdego cylindra. W przypadku silników o zastosowaniach motoryzacyjnych metoda ta jest często wykorzystywana w jednostkach wyczynowych, a w użytkowych przewody te połączone są zwykle zbiornikiem wyrównawczym. Nie ma on jednak znaczącego wpływu, ze względu na dużą objętość, na przebieg drgań w układzie przewód dolotowy – cylinder. Uzyskanie dużej amplitudy pulsacji ciśnienia wymaga stosowania przewodów dolotowych o dużej wartości stosunku długości do przekroju, co stwarza trudności z ich umieszczeniem w przedziale silnikowym pojazdu [10, 17, 74, 91].

Doładowanie rezonansowe uzyskuje się przez zastosowanie układu zbudowanego z pojedynczego przewodu i zbiornika tworzących tzw. rezonator Helmholtza. Przewody dolotowe łączące zbiornik z poszczególnymi cylindrami są na tyle krótkie, że nie zakłócają w istotny sposób przebiegu drgań czynnika – przyjmuje się, że zmiany ciśnienia przed zaworem dolotowym odpowiadają zmianom w zbiorniku. Istotnym ograniczeniem stosowania tego typu systemu doładowania jest konieczność zapewnienia w przybliżeniu stałej prędkości przepływu czynnika przez przewód rezonansowy [64, 91].

Wpływ na wartość współczynnika napełnienia mają również parametry użyteczne silnika spalinowego takie jak prędkość obrotowa wału korbowego i obciążenie. Wpływ prędkości obrotowej na wielkość współczynnika napełnienia (v) pokazano na rys. 3.6.

Spadek v po osiągnięciu wartości maksymalnej, następujący wraz z dalszym powiększaniem prędkości obrotowej, wynika ze wzrostu oporów przepływu

proporcjonalnych do drugiej potęgi prędkości. Często obserwowany spadek v wraz ze zmniejszeniem prędkości obrotowej jest spowodowany zanikiem dodatniego wpływu zjawisk dynamicznych w kolektorze dolotowym dla małych prędkości przepływu.

Wpływ obciążenia na wartość v zależy od sposobu regulacji urządzeń zasilających.

W silnikach ZI zmniejszenie obciążenia powoduje zwiększenie oporu przepływu przez kolektor dolotowy (w wyniku przymykania przepustnicy), a więc wartość v maleje.

W silnikach ZS wpływ obciążenia na wartość v jest znacznie mniejszy, gdyż zmiany obciążenia nie powodują prawie żadnych zmian oporów w kolektorze dolotowym;

jedynie wyższa temperatura powietrza może wywołać pewne zmniejszenie współczynnika napełnienia ze względu na mniejszą gęstość przepływającego powietrza.

Wśród czynników eksploatacyjnych wpływających na v warto również zwrócić uwagę na stan układów dolotowego i wylotowego, a w szczególności na stan filtra powietrza, pozasilnikowych układów oczyszczania spalin, tłumika wylotu itp.

Rys. 3.6. Zależność współczynnika napełnienia od prędkości obrotowej wału korbowego silnika [10, 91]

Kolektor dolotowy silnika ultralekkiego statku powietrznego musi się cechować relatywnie małą masą oraz zapewnić odpowiedni dopływ świeżego ładunku do komory spalania – duża wartość współczynnika napełnienia. Ważny jest także równomierny rozkład strumienia świeżego ładunku w każdym z kanałów, co zabezpiecza przed nieprawidłowym przebiegiem procesu spalania. Kolektor dolotowy nie może znacząco zwiększać oporów przepływu powietrza atmosferycznego ze względu na rodzaj stosowanego układu chłodzenia [3, 65, 79]. Ponadto długość kolektora dolotowego powinna być tak dobrana, żeby silnik osiągał maksymalną moc przy danej prędkości obrotowej śmigła. Jako przykład zaprezentowano analizę konstrukcji kolektora dolotowego silnika Franklin O-235 oraz JPX (rys. 3.7). W pierwszym przypadku kanały dolotowe doprowadzają mieszankę od dolnej części głowic. Konstruktorzy wybrali takie rozwiązanie ze względu brak miejsca w górnej przestrzeni kadłuba płatowca.

800 1000 1200 1400 1600 1800 2000

n [obr/min

układu jest różna długość kanałów dolotowych, czego skutkiem jest nierównomierny rozkład strumienia mieszanki paliwowo-powietrznej. Prowadzi to do zaburzenia przebiegu procesu spalania w poszczególnych cylindrach powodując nierównomierną pracę silnika. Natomiast w silniku JPX kanały dolotowe umieszczono w górnej części głowic i również cechują się one różną długością. Podobnie jak w przypadku silnika Franklin O-235 występuje zjawisko nierównomiernej pracy silnika. Ograniczona jest tutaj także przestrzeń między silnikiem a ścianą kadłuba [80, 81].

a) b)

Rys. 3.7. Przykłady kolektorów dolotowych silników lotniczych: a) Franklin O-235, b) JPX

Przy projektowaniu kolektorów dolotowych zasadne staje się przeprowadzenie badań symulacyjnych przy wykorzystaniu numerycznej mechaniki płynów.

Z przeprowadzonej analizy literatury wynika, że dla ultralekkich statków powietrznych tego typu prace nie były publikowane. Konieczne jest zatem wykorzystanie doświadczeń opisywanych przy projektowaniu kolektorów dolotowych silników samochodowych. Jako przykład można zaprezentować pracę [90], w której opisano projekt kolektora dolotowego do 4-cylindrowego silnika ZI z zastosowanym turbosprężarkowym układem doładowania. Przy projektowaniu wykorzystano oprogramowanie komputerowe do: analizy parametrów silnika, uzyskania równomiernego rozkładu powietrza w kolektorze dolotowym i analizy jego wytrzymałości. Do badania przepływów użyto programu ANSYS Fluent. Wykonano symulacje stacjonarne przepływów w konfiguracjach z otwartym jednym kanałem dolotowym i pozostałymi zamkniętymi. Analizowano rozkład pola ciśnienia i prędkości czynnika w kolektorze oraz spadek ciśnienia na poszczególnych kanałach dolotowych.

W innych pracach [5, 8, 11, 12, 15, 24, 25, 26, 29, 30, 31, 33, 39, 87, 89, 92] również użyto wspomnianego oprogramowania do symulacji CFD. W celu określenia warunków brzegowych przeprowadzono pomiary dla bazowych wersji kolektorów dolotowych w zakresie temperatury, ciśnienia oraz masowego natężenia przepływu powietrza.

Następnie wykonano symulacje dla stanu ustalonego i nieustalonego. W celu zobrazowania wyników prezentowane były: rozkład linii prądu, przepływ czynnika,

rozkład masy oraz ciśnienia. Po przeprowadzeniu symulacji komputerowych wielu spośród autorów weryfikuje doświadczalnie uzyskane wyniki. W pracach [4, 13, 91]

zaprezentowano weryfikację uzyskanych wartości rozkładu ciśnienia i prędkości przepływu. Pomiary wykonano z jednym otwartym kanałem dolotowym kolektora i pozostałymi zamkniętymi. Na podstawie uzyskanych danych zaproponowano zmianę w konstrukcji kolektora oraz zastosowanie w nim elementu kierującego strugę powietrza i powtórnie przeprowadzono obliczenia numeryczne. Wykazano wzrost ciśnienia na wylotach do kolektora i zwiększenie równomierności rozkładu przepływającego czynnika.

Porównując układy wylotowe stosowane w ultralekkich statkach powietrznych i pojazdach samochodowych dostrzeżono znaczące różnice. Dla omawianej grupy statków powietrznych nie wprowadzono norm emisji zanieczyszczeń, co ma bezpośrednie przełożenie na budowę układu wylotowego, który w tym przypadku składa się wyłącznie z kanału odprowadzającego gazy wylotowe oraz z tłumika, którego zastosowanie wynika z norm hałasu. Odmienna sytuacja jest w przypadku pojazdów

Porównując układy wylotowe stosowane w ultralekkich statkach powietrznych i pojazdach samochodowych dostrzeżono znaczące różnice. Dla omawianej grupy statków powietrznych nie wprowadzono norm emisji zanieczyszczeń, co ma bezpośrednie przełożenie na budowę układu wylotowego, który w tym przypadku składa się wyłącznie z kanału odprowadzającego gazy wylotowe oraz z tłumika, którego zastosowanie wynika z norm hałasu. Odmienna sytuacja jest w przypadku pojazdów