Name: wing lift control with flaps and slats
Uploaded: 2023-04-30T07:03:32.000Z
Duration: 9 min 18 s
Channel: JoVE

<ol>
	<li>في هذا الإجراء ، استخدم نفق الرياح للديناميكا الهوائية مع قسم اختبار 1 قدم × 1 قدم وسرعة جوية قصوى للتشغيل تبلغ 140 ميلا في الساعة. يجب أن يكون نفق الرياح مزودا بنظام الحصول على البيانات (قادر على قياس زاوية الهجوم والقوة العادية والقوة المحورية ولحظة الانحدار) وتوازن اللدغة.</li>
	<li>افتح قسم الاختبار ، وقم بتثبيت الجناح على ميزان اللدغة. ابدأ بتكوين الجناح النظيف.</li>
	<li>ضع مقياس ميل محمول باليد على ميزان اللدغة ، واضبط مقبض ضبط زاوية الملعب لضبط درجة توازن اللدغة على أفقي.</li>
	<li>مع توازن اللدغة أفقيا ، قم بزاوية الهجوم (يطلق عليها زاوية الملعب في لوحة عرض بيانات الكمبيوتر في نفق الرياح).</li>
	<li>فارغة كل قراءات القوة واللحظة والسرعة الجوية بزاوية هجوم صفرية.</li>
	<li>اضبط زاوية الهجوم على -8 درجة ، ولا تجمع أي قياسات للرياح عن طريق تسجيل جميع قراءات القوة العادية والقوة المحورية ولحظة الانحدار.</li>
	<li>كرر قياسات عدم الرياح لزوايا الميل التي تتراوح من -8 درجات إلى 18 درجة ، بزيادات 2 درجة.</li>
	<li>أعد زاوية الهجوم إلى -8 درجة ، وقم بتشغيل نفق الرياح بسرعة 60 ميلا في الساعة. اجمع قراءات القوة العادية والقوة المحورية ولحظة الميل من -8 درجة إلى 18 درجة بزيادات 2 درجة.</li>
	<li>اضبط الجناح على التكوين الثاني مع ضبط الشريحة بحيث تحتوي على حوالي 3/8 في الفتحة. كرر الخطوات من 3 إلى 8.</li>
	<li>اضبط الجناح على التكوين الثالث ، مع ضبط الغطاء على 45 درجة فيما يتعلق بخط الوتر ، وعدم نشر الشريحة. كرر الخطوات من 3 إلى 8.</li>
	<li>اضبط الجناح على التكوين الرابع مع نشر كل من الشريحة والرفرف (الشكل 5). كرر الخطوات من 3 إلى 8.</li>
</ol>
<div class = "chapter_text" id = "script_0" >
الجناح هو الجهاز الأساسي لتوليد الرفع في الطائرة ، وهندستها هي مفتاح أدائها. أولا ، تذكر أن الرفع هو قوة ديناميكية هوائية ناتجة عن فرق الضغط بين الأسطح العلوية والسفلية. يتناسب الرفع الكلي مع مساحة سطح الجناح. وبالتالي ، فإن مساحة السطح الأعلى تؤدي إلى زيادة الرفع.
يتأثر المصعد أيضا بهندسة المقطع العرضي للجناح ، والذي يسمى الجنيح. تذكر أن خط الوتر للجنيح يربط بين الحواف الأمامية والخلفية. خاصية أخرى تسمى الحدبة تصف عدم التناسق بين السطحين. غالبية الأجنحة لها حدبة موجبة ، مما يعني أنها محدبة. كما هو الحال مع مساحة السطح ، تؤدي زيادة الحدبة إلى زيادة الرفع.
نظرا لأن سرعة الرياح بطيئة نسبيا أثناء الإقلاع والهبوط ، يتم زيادة مساحة السطح والحدبة عن طريق نشر الأجهزة على الحواف الأمامية والخلفية للجناح من أجل توليد رفع كاف. يطلق على الجهاز الموجود في الحافة الأمامية للجنيح اسم الشريحة ، بينما يطلق على الجهاز الموجود على الحافة الخلفية اسم رفرف. يمكن أن تتحرك الشرائح واللوحات داخل أو خارج الأجنحة حسب الحاجة.
في حين أن نشر الشرائح واللوحات يزيد من الرفع ، فإنه يزيد أيضا من قوة السحب على الطائرة ، والتي تعمل في مواجهة الرفع. يمكننا تحديد كلتا القوتين عن طريق حساب معامل الرفع ومعامل السحب كما هو موضح ، حيث L و D هما الرفع والسحب ، على التوالي. Rho infinity و V infinity هي كثافة وسرعة التيار الحر ، بينما S هي المنطقة المرجعية للجناح.
يمكن معادلة الرفع ، كقوة توزيعية في الطبيعة ، أو تبسيطه إلى قوة مركزة واحدة تقع في مركز الضغط. ومع ذلك ، مع تغير زاوية الهجوم ، يتحرك هذا الموقع للأمام أو للخلف. لذا بدلا من ذلك ، نشير إلى المركز الديناميكي الهوائي للجناح عند مناقشة القوى.
المركز الديناميكي الهوائي للجناح هو الموقع الذي لا يتغير فيه معامل لحظة الرمي بشكل فعال من خلال زاوية الهجوم المتغيرة. هناك طريقة نموذجية أخرى للتعبير عن لحظة النصب وهي استخدام معامل لحظة العرض. يتم حساب هذا المعامل عديم الأبعاد كما هو موضح ، حيث M C / 4 هي لحظة النصب حول نقطة الوتر 1/4.
في عرضنا التوضيحي ، نقيس لحظة النصب عند وتر 1/4 ، وهو قريب من المركز الديناميكي الهوائي للجناح. في هذه التجربة ، سوف ندرس جنيح Clark Y-14 بمسطح بسيط وشريحة في زوايا هجوم مختلفة. سنقوم بعد ذلك بتحليل لحظة الرفع والسحب والنصب لتحديد خصائص الأداء في كل تكوين.
</div>
<div class="chapter_text" id="script_1">
في هذه التجربة ، استخدم نفق الرياح الديناميكي الهوائي مع قسم اختبار 1 قدم × 1 قدم وسرعة جوية قصوى للتشغيل تبلغ 140 ميلا في الساعة. يجب أن يكون نفق الرياح مزودا بنظام الحصول على البيانات وتوازن اللدغة ، والذي يقيس القوى العادية والمحورية.
الآن ، احصل على نموذج جناح Clark Y-14 مع رفرف وشريحة متصلة. ابدأ الاختبار بتكوين الجناح النظيف ، مما يعني أنه لا يتم نشر الغطاء أو الشريحة. الآن افتح قسم الاختبار ، وقم بتثبيت الجناح على ميزان اللدغة.
قم بتشغيل مقبض ضبط زاوية الملعب أسفل قسم الاختبار في نفق الرياح لضبط درجة توازن اللدغة إلى أفقي. استخدم مقياس الميل المحمول باليد لقياس زاوية الميل وضبط درجة الصوت للوصول إلى قراءة الصفر. أغلق قسم الاختبار وقم بتدوير زاوية الملعب في شاشة نفق الرياح. بعد ذلك ، قم بتحرير جميع قراءات القوة واللحظة والسرعة الجوية على نظام الحصول على البيانات.
الآن ، اضبط زاوية الملعب ، وتسمى أيضا زاوية الهجوم ، إلى سالب 8 درجات ، وقم بإجراء قياس عدم الرياح عن طريق تسجيل كل قراءات القوة المحورية والقوة العادية ولحظة الرمية. كرر قياسات عدم الرياح لزوايا الميل التي تتراوح من 8 إلى 18 درجة تحت الصفر بزيادات قدرها 2 درجة. عند إجراء جميع قياسات عدم الرياح ، أعد زاوية الميل إلى 8 درجات تحت الصفر.
الآن ، قم بتشغيل نفق الرياح وقم بزيادة السرعة الجوية إلى 60 ميلا في الساعة. خذ قراءات للقوة المحورية والقوة العادية وعزم الميل لزوايا الملعب التي تتراوح من 8 درجات تحت الصفر إلى 18 درجة تحت الصفر، بزيادات قدرها 2 درجة. بعد الانتهاء من جميع القياسات باستخدام الجناح النظيف ، قم بإيقاف تشغيل نفق الرياح وافتح قسم الاختبار.
اضبط الجناح على تكوين جديد ، مع ضبط الشريحة بحيث تحتوي على حوالي 3/8 بوصة من الفتحة. أعد تشغيل التجربة بنفس الطريقة تماما كما هو الحال بالنسبة للجناح النظيف ، عن طريق إجراء قياسات عدم الرياح أولا بزوايا ميل سالب 8 - 18 درجة بزيادات 2 درجة. ثم اجمع نفس القياسات بسرعة 60 ميلا في الساعة.
بعد الانتهاء من هذه القياسات ، قم بتعديل الجناح إلى تكوين ثالث مع ضبط اللوحات على 45 درجة فيما يتعلق بخط الوتر وعدم نشر الشريحة. ثم أعد تشغيل القياسات كما كان من قبل. أخيرا ، اضبط الجناح على التكوين الرابع ، حيث يتم نشر كل من الشريحة والرفرف ، وكرر التجربة.
</div>
<div class="chapter_text" id="script_2">
الآن دعونا نفسر النتائج. لتحليل البيانات، سنحسب أولا معامل الرفع غير البعدي عند كل زاوية درجة، والذي يتم تعريفه كما هو موضح. Rho infinity هي كثافة التيار الحر ، V infinity هي سرعة التيار الحر ، و S هي المنطقة المرجعية للجناح. كل هذه القيم معروفة.
يتم حساب Lift ، L ، كعلاقة بين زوجين من القوى ، حيث N هي القوة العادية و A هي القوة المحورية. تم قياس كلاهما بميزان اللدغة. ألفا هي زاوية الهجوم ، وتسمى أيضا زاوية الملعب ، في هذه التجربة. الآن ، دعونا نلق نظرة على مخطط معامل الرفع مقابل زاوية الميل لكل من التكوينات الأربعة.
بمقارنة منحنيات تكوين الجناح النظيف والشريحة ، نرى أن المنحنيين يتداخلان تقريبا بزوايا هجوم منخفضة. ومع ذلك ، فإن منحنى رفع الجناح النظيف يبلغ ذروته عند حوالي 12 درجة ، لكن منحنى الشريحة يستمر في الزيادة. يشير هذا إلى أنه يمكن استخدام شريحة لزيادة الرفع. إذا قارنا منحنيات الجناح النظيف ورفرف الرفرف ، فإننا نرى أن الرفرف يزيد من الرفع على زاوية نطاق الهجوم بأكملها. إذا تم نشر كل من الشريحة والرفرف في نفس الوقت ، الجمع بين فائدة كلا الجهازين ويكون الحد الأقصى للرفع أعلى.
بعد ذلك ، احسب معامل السحب لكل زاوية ، والذي يتم تعريفه كما هو موضح. يتم تعريف السحب ، D ، أيضا على أنه علاقة بين أزواج القوة العادية والمحورية. عند مقارنة معامل السحب لكل تكوين ، نرى أن السحب يزداد بشكل كبير مع نشر الغطاء والشريحة. تقع القوة الديناميكية الهوائية الناتجة ، R ، من السحب والرفع على نقطة على الجناح تسمى مركز الضغط.
مركز الضغط ليس موقعا ثابتا ، ولكنه يتحرك بدلا من ذلك بزاوية هجوم متغيرة. وبالتالي ، من الأنسب حساب جميع القوى واللحظات حول نقطة الوتر 1/4. بعد ذلك ، باستخدام لحظة النصب عند 1/4 وتر ، والتي يتم قياسها بواسطة توازن اللدغة ، يمكننا حساب معامل لحظة النصب كما هو موضح.
أخيرا ، بالنظر إلى معامل لحظة النصب لكل تكوين وزاوية درجة ، نرى أن معامل لحظة النصب يذهب إلى النظام السلبي مع نشر السديلة. هذا يعني أن مركز الضغط يتحول نحو الحافة الخلفية مع نشر الرفرف.
باختصار ، تعلمنا كيف يتم استخدام أجهزة توليد الرفع لتحسين أداء الطائرات. ثم قمنا بتقييم جناح Clark Y-14 في نفق هوائي لنرى كيف يؤثر الغطاء والشريحة على لحظة الرفع والسحب والرمي.
</div>

يمكن تحسين توليد الرفع من خلال نشر أجهزة الرفع العالية ، مثل اللوحات والشرائح. تم تجهيز معظم الطائرات بلوحات ، وتحتوي جميع طائرات النقل التجارية على كل من اللوحات والشرائح. من الأهمية بمكان توصيف أداء الجناح ذو اللوحات والشرائح أثناء تطوير الطائرات.
في هذا العرض التوضيحي ، تم تقييم جناح كلارك Y-14 مع رفرف وشريحة في نفق الرياح. تم جمع قياسات القوى والعزم لتحديد معاملات عزم الرفع والسحب والرمي للجناح مع وبدون نشر رفرف وشرائح. توضح النتائج أن معامل الرفع يزداد عند نشر السديلة والشريحة. ومع ذلك ، ...

أداء جناح clark y-14: نشر أجهزة الرفع العالية (اللوحات والشرائح)

Clark Y-14 Wing Performance: Deployment of High-lift Devices (Flaps and Slats)

المصدر: ديفيد قوه ، كلية الهندسة والتكنولوجيا والملاحة الجوية (CETA) ، جامعة جنوب نيو هامبشاير (SNHU) ، مانشستر ، نيو هامبشاير 
الجناح هو جهاز توليد الرفع الرئيسي في الطائرة. يمكن تحسين أداء الجناح بشكل أكبر من خلال نشر أجهزة الرفع العالي ، مثل اللوحات (عند الحافة الخلفية) والشرائح (عند الحافة الأمامية) أثناء الإقلاع أو الهبوط. 
في هذه التجربة ، يتم استخدام نفق الرياح لتوليد سرعات جوية معينة ، ويتم استخدام جناح Clark Y-14 مع رفرف وشريحة لجمع البيانات وحسابها ، مثل معامل لحظة الرفع والسحب والانحدار. يظهر جنيح Clark Y-14 في الشكل 1 ويبلغ سمكه 14٪ وهو مسطح على السطح السفلي من 30٪ من الوتر إلى الخلف. هنا ، يتم استخدام اختبار نفق الرياح لتوضيح كيفية تأثر الأداء الديناميكي الهوائي لجناح Clark Y-14 بأجهزة الرفع العالية ، مثل اللوحات والشرائح. 
<img src="/files/ftp_upload/10454/10454fig1.jpg">
الشكل 1. كلارك Y-14 جنيح الشخصي.

نتائج تكوين الجناح النظيف موضحة في الجدول 1. توضح الأشكال 6 - 8 جميع المعاملات الثلاثة مقابل زاوية الهجوم ، α ، لجميع التكوينات الأربعة. من الشكل 6 ، عزز كل من الغطاء والشريحة معامل الرفع ، ولكن بطرق مختلفة. بمقارنة الجناح النظيف ومنحنى رفع الشريحة ، فإن المنحنيين يتداخلان تقريبا في زوايا الهجوم المنخفضة. يصل منحنى رفع الجناح النظيف إلى ذروته إلى حوالي 0.9 عند 12 درجة ، لكن منحنى الشريحة يستمر في الارتفاع إلى 1. 4 عند 18 درجة. يشير هذا إلى أنه يمكن استخدام الشرائح لزيادة الرفع. عند مقارنة...

أداء جناح Clark Y-14: نشر أجهزة الرفع العالية (اللوحات والشرائح)

Source: David Guo, College of Engineering, Technology, and Aeronautics (CETA), Southern New Hampshire University (SNHU), Manchester, New Hampshire
A wing ...

الجناح هو الجهاز الأساسي لتوليد الرفع في الطائرة ، وهندستها هي مفتاح أدائها. أولا ، تذكر أن الرفع هو قوة ديناميكية هوائية ناتجة عن فرق الضغط بين الأسطح العلوية والسفلية. يتناسب الرفع الكلي مع مساحة سطح الجناح. وبالتالي ، فإن مساحة السطح الأعلى تؤدي إلى زيادة الرفع. يتأثر المصعد أيضا بهندسة المقطع العرضي للجناح ، والذي يسمى الجنيح. تذكر أن خط الوتر للجنيح يربط بين الحواف الأمامية والخلفية. خاصية أخرى تسمى الحدبة تصف عدم التناسق بين السطحين. غالبية الأجنحة لها حدبة موجبة ، مما يعني أنها محدبة. كما هو الحال مع مساحة السطح ، تؤدي زيادة الحدبة إلى زيادة الرفع. نظرا لأن سرعة الرياح بطيئة نسبيا أثناء الإقلاع والهبوط ، يتم زيادة مساحة السطح والحدبة عن طريق نشر الأجهزة على الحواف الأمامية والخلفية للجناح من أجل توليد رفع كاف. يطلق على الجهاز الموجود في الحافة الأمامية للجنيح اسم الشريحة ، بينما يطلق على الجهاز الموجود على الحافة الخلفية اسم رفرف. يمكن أن تتحرك الشرائح واللوحات داخل أو خارج الأجنحة حسب الحاجة. في حين أن نشر الشرائح واللوحات يزيد من الرفع ، فإنه يزيد أيضا من قوة السحب على الطائرة ، والتي تعمل في مواجهة الرفع. يمكننا تحديد كلتا القوتين عن طريق حساب معامل الرفع ومعامل السحب كما هو موضح ، حيث L و D هما الرفع والسحب ، على التوالي. Rho infinity و V infinity هي كثافة وسرعة التيار الحر ، بينما S هي المنطقة المرجعية للجناح. يمكن معادلة الرفع ، كقوة توزيعية في الطبيعة ، أو تبسيطه إلى قوة مركزة واحدة تقع في مركز الضغط. ومع ذلك ، مع تغير زاوية الهجوم ، يتحرك هذا الموقع للأمام أو للخلف. لذا بدلا من ذلك ، نشير إلى المركز الديناميكي الهوائي للجناح عند مناقشة القوى. المركز الديناميكي الهوائي للجناح هو الموقع الذي لا يتغير فيه معامل لحظة الرمي بشكل فعال من خلال زاوية الهجوم المتغيرة. هناك طريقة نموذجية أخرى للتعبير عن لحظة النصب وهي استخدام معامل لحظة العرض. يتم حساب هذا المعامل عديم الأبعاد كما هو موضح ، حيث M C / 4 هي لحظة النصب حول نقطة الوتر 1/4. في عرضنا التوضيحي ، نقيس لحظة النصب عند وتر 1/4 ، وهو قريب من المركز الديناميكي الهوائي للجناح. في هذه التجربة ، سوف ندرس جنيح Clark Y-14 بمسطح بسيط وشريحة في زوايا هجوم مختلفة. سنقوم بعد ذلك بتحليل لحظة الرفع والسحب والنصب لتحديد خصائص الأداء في كل تكوين. في هذه التجربة ، استخدم نفق الرياح الديناميكي الهوائي مع قسم اختبار 1 قدم × 1 قدم وسرعة جوية قصوى للتشغيل تبلغ 140 ميلا في الساعة. يجب أن يكون نفق الرياح مزودا بنظام الحصول على البيانات وتوازن اللدغة ، والذي يقيس القوى العادية والمحورية. الآن ، احصل على نموذج جناح Clark Y-14 مع رفرف وشريحة متصلة. ابدأ الاختبار بتكوين الجناح النظيف ، مما يعني أنه لا يتم نشر الغطاء أو الشريحة. الآن افتح قسم الاختبار ، وقم بتثبيت الجناح على ميزان اللدغة. قم بتشغيل مقبض ضبط زاوية الملعب أسفل قسم الاختبار في نفق الرياح لضبط درجة توازن اللدغة إلى أفقي. استخدم مقياس الميل المحمول باليد لقياس زاوية الميل وضبط درجة الصوت للوصول إلى قراءة الصفر. أغلق قسم الاختبار وقم بتدوير زاوية الملعب في شاشة نفق الرياح. بعد ذلك ، قم بتحرير جميع قراءات القوة واللحظة والسرعة الجوية على نظام الحصول على البيانات. الآن ، اضبط زاوية الملعب ، وتسمى أيضا زاوية الهجوم ، إلى سالب 8؟ ، وقم بإجراء قياس عدم الرياح عن طريق تسجيل جميع قراءات القوة المحورية والقوة العادية ولحظة الانحدار. كرر قياسات عدم الرياح لزوايا الملعب التي تتراوح من 8 إلى 18 تحت الصفر؟ مع 2؟ زيادات. عندما يتم إجراء جميع قياسات عدم الرياح ، أعد زاوية الملعب إلى سالب 8؟. الآن ، قم بتشغيل نفق الرياح وقم بزيادة السرعة الجوية إلى 60 ميلا في الساعة. خذ قراءات للقوة المحورية والقوة العادية وعزم الميل لزوايا الملعب التي تتراوح من سالب 8؟ إلى 18 ?, مع 2? زيادات. بعد الانتهاء من جميع القياسات باستخدام الجناح النظيف ، قم بإيقاف تشغيل نفق الرياح وافتح قسم الاختبار. اضبط الجناح على تكوين جديد ، مع ضبط الشريحة بحيث تحتوي على حوالي 3/8 بوصة من الفتحة. أعد تشغيل التجربة تماما بنفس الطريقة المستخدمة في الجناح النظيف ، عن طريق إجراء قياسات عدم الرياح أولا عند سالب 8 - 18؟ زوايا الملعب مع 2؟ زيادات. ثم اجمع نفس القياسات بسرعة 60 ميلا في الساعة. بعد الانتهاء من هذه القياسات ، قم بتعديل الجناح إلى تكوين ثالث مع ضبط اللوحات على 45؟ فيما يتعلق بخط الوتر والشريحة غير المنتشرة. ثم أعد تشغيل القياسات كما كان من قبل. أخيرا ، اضبط الجناح على التكوين الرابع ، حيث يتم نشر كل من الشريحة والرفرف ، وكرر التجربة. الآن دعونا نفسر النتائج. لتحليل البيانات، سنحسب أولا معامل الرفع غير البعدي عند كل زاوية درجة، والذي يتم تعريفه كما هو موضح. Rho infinity هي كثافة التيار الحر ، V infinity هي سرعة التيار الحر ، و S هي المنطقة المرجعية للجناح. كل هذه القيم معروفة. يتم حساب Lift ، L ، كعلاقة بين زوجين من القوى ، حيث N هي القوة العادية و A هي القوة المحورية. تم قياس كلاهما بميزان اللدغة. ألفا هي زاوية الهجوم ، وتسمى أيضا زاوية الملعب ، في هذه التجربة. الآن ، دعونا نلق نظرة على مخطط معامل الرفع مقابل زاوية الميل لكل من التكوينات الأربعة. بمقارنة منحنيات تكوين الجناح النظيف والشريحة ، نرى أن المنحنيين يتداخلان تقريبا بزوايا هجوم منخفضة. ومع ذلك ، فإن منحنى رفع الجناح النظيف يبلغ ذروته عند حوالي 12 درجة ، لكن منحنى الشريحة يستمر في الزيادة. يشير هذا إلى أنه يمكن استخدام شريحة لزيادة الرفع. إذا قارنا منحنيات الجناح النظيف ورفرف الرفرف ، فإننا نرى أن الرفرف يزيد من الرفع على زاوية نطاق الهجوم بأكملها. إذا تم نشر كل من الشريحة والرفرف في نفس الوقت ، الجمع بين فائدة كلا الجهازين ويكون الحد الأقصى للرفع أعلى. بعد ذلك ، احسب معامل السحب لكل زاوية ، والذي يتم تعريفه كما هو موضح. يتم تعريف السحب ، D ، أيضا على أنه علاقة بين أزواج القوة العادية والمحورية. عند مقارنة معامل السحب لكل تكوين ، نرى أن السحب يزداد بشكل كبير مع نشر الغطاء والشريحة. تقع القوة الديناميكية الهوائية الناتجة ، R ، من السحب والرفع على نقطة على الجناح تسمى مركز الضغط. مركز الضغط ليس موقعا ثابتا ، ولكنه يتحرك بدلا من ذلك بزاوية هجوم متغيرة. وبالتالي ، من الأنسب حساب جميع القوى واللحظات حول نقطة الوتر 1/4. بعد ذلك ، باستخدام لحظة النصب عند 1/4 وتر ، والتي يتم قياسها بواسطة توازن اللدغة ، يمكننا حساب معامل لحظة النصب كما هو موضح. أخيرا ، بالنظر إلى معامل لحظة النصب لكل تكوين وزاوية درجة ، نرى أن معامل لحظة النصب يذهب إلى النظام السلبي مع نشر السديلة. هذا يعني أن مركز الضغط يتحول نحو الحافة الخلفية مع نشر الرفرف. باختصار ، تعلمنا كيف يتم استخدام أجهزة توليد الرفع لتحسين أداء الطائرات. ثم قمنا بتقييم جناح Clark Y-14 في نفق هوائي لنرى كيف يؤثر الغطاء والشريحة على لحظة الرفع والسحب والرمي.

clark-y-14-wing-performance-deployment-high-lift-devices-flaps

Education

JoVE Science Education

Engineering

الهندسة

Aeronautical Engineering

هندسة الطيران

wing lift control with flaps and slats

The Clark Y-14 wing shows how flaps and slats can change airplane lift during takeoff and landing. A wing is the main part of an airplane that generates lift, and high-lift devices help improve its performance when extra lift is needed.

Flaps are located on the trailing edge of the wing. Slats are located on the leading edge. In this experiment, both devices are added to a Clark Y-14 wing so their aerodynamic effects can be studied in a wind tunnel.

The wind tunnel creates set airspeeds for testing. Data are collected from the wing and used to calculate lift, drag, and pitching moment coefficient. The Clark Y-14 airfoil has a thickness of 14% and a flat lower surface from 30% of the chord to the back. This setup shows how high-lift devices affect the aerodynamic performance of the wing.

Wing Lift Control with Flaps and Slats

aerodynamic performance of a model aircraft: the dc-6b

aerodynamic-performance-of-a-model-aircraft-the-dc-6b

Wind Tunnel Testing of a DC-6B Model

A low-speed wind tunnel can be used to study the aerodynamics of a DC-6B model aircraft. It helps measure how the airplane performs and how stable it is in flight. This type of testing is useful for understanding aircraft behavior under controlled airflow. The model used here has a removable tail and a 6-component external aerodynamic force balance. That setup lets researchers measure lift coefficient (CL), drag coefficient (CD), pitching moment coefficient (CM), and yaw moment coefficient...

propeller characterization: variations in pitch, diameter, and blade number on performance

propeller-characterization-variations-pitch-diameter-blade-number-on

Propeller Slip and Blade Design Effects

Propellers are twisted airfoils used to move aircraft and watercraft. The chord angle changes along the radial station of the propeller, which affects how the blade pushes air. Because propellers are important in propulsion systems, engineers study them to help design high-performance vehicles. A key propeller feature is pitch, or twist. Pitch is usually measured as a length and describes the theoretical distance a propeller would move through the air in one full revolution. In real...

airfoil behavior: pressure distribution over a clark y-14 wing

airfoil-behavior-pressure-distribution-over-a-clark-y-14-wing

Measuring Lift with a Clark Y-14 Airfoil

A Clark Y-14 airfoil is used to measure pressure distribution and estimate lift. An airfoil is a 2-dimensional wing section that helps show key wing performance features. In this demonstration, the pressure distribution around the airfoil is measured with a wind tunnel. Pressure distribution is closely related to the lift generated by an airfoil. The Clark Y-14 model used here has a thickness of 14% and a flat lower surface from 30% of the chord length to the back. The model also includes 19...

clark y-14 wing performance: deployment of high-lift devices (flaps and slats)

The Clark Y-14 wing shows how flaps and slats can change airplane lift during takeoff and landing. A wing is the main part of an airplane that generates lift, and high-lift devices help improve its performance when extra lift is needed. Flaps are located on the trailing edge of the wing. Slats are located on the leading edge. In this experiment, both devices are added to a Clark Y-14 wing so their aerodynamic effects can be studied in a wind tunnel. The wind tunnel creates set airspeeds for...

turbulence sphere method: evaluating wind tunnel flow quality

turbulence-sphere-method-evaluating-wind-tunnel-flow-quality

Measuring Wind Tunnel Turbulence with a Sphere

Wind tunnel turbulence can be measured with a smooth sphere as a test model. Wind tunnel tests help engineers design vehicles and structures that will face airflow during use. The air flows are applied in a controlled way, and the model is usually a smaller version of the full-sized object. For low-speed wind tunnel tests, the flow around the model must match the flow around the real object as closely as possible. This is called dynamic similarity, and it depends on the Reynolds number. The...

cross cylindrical flow: measuring pressure distribution and estimating drag coefficients

cross-cylindrical-flow-measuring-pressure-distribution-estimating

Cylinder Flow in a Wind Tunnel: Pressure Drag

Cylinder flow in a wind tunnel shows how pressure changes around a circular object and how those changes relate to drag. The lesson focuses on cross cylindrical flow, where air moves across a cylinder and the pressure on its surface is measured. It also compares real fluid behavior with the simpler results predicted by ideal inviscid potential flow theory. For an ideal fluid, the pressure around a cylinder is vertically symmetric. The pressure upstream and downstream of the cylinder is also...

nozzle analysis: variations in mach number and pressure along a converging and a converging-diverging nozzle

nozzle-analysis-variations-mach-number-pressure-along-converging

Nozzle Flow Regimes in Converging Nozzles

Nozzle flow changes as the nozzle cross-section changes. A nozzle can accelerate or slow a fluid by shaping the flow path. In aerospace propulsion, nozzles are widely used to help produce thrust. In rockets, propellant leaves the chamber and passes through a nozzle. The nozzle speeds up the propellant and creates a reaction force that moves the system forward. In jet engines, a nozzle converts energy from a high-pressure source into kinetic energy in the exhaust. The flow in a nozzle is...

schlieren imaging: a technique to visualize supersonic flow features

schlieren-imaging-a-technique-to-visualize-supersonic-flow-features

Supersonic Shock Waves with Schlieren Imaging

Schlieren imaging is used to show shock waves and compression waves in supersonic flow. It helps make air motion visible when the flow becomes compressible. In this demonstration, a Mach 2.0 flow over a cone is examined with a Schlieren system. Military jet fighters and projectiles can travel faster than the speed of sound. The speed of sound is the rate at which a sound wave moves through a medium, and it is 343 m/s. Mach number compares an object’s speed to the speed of sound. An object at...

flow visualization in a water tunnel: observing the leading-edge vortex over a delta wing

flow-visualization-water-tunnel-observing-leading-edge-vortex-over

Delta Wing Vortex Flow in a Water Tunnel

Delta wing vortex flow can be studied with a water tunnel and dye visualization. A delta wing is a common wing shape for high-speed airplanes because it performs well in transonic and supersonic flight. It has a small aspect ratio, which means the wing span is short compared with the average chord, and a high sweep angle. These features help reduce drag at high subsonic, transonic, and supersonic speeds. A delta wing also has a high stall angle. Stall happens later than it does for a high...

surface dye flow visualization: a qualitative method to observe streakline patterns in supersonic flow

surface-dye-flow-visualization-qualitative-method-to-observe

Supersonic Surface Flow Patterns with Dye

Supersonic surface flow patterns can be studied with dye flow visualization. This method uses dye on the surface of a body to show how gas moves across it. The resulting streakline patterns help reveal flow paths and surface behavior. Flow visualization is a key tool in aerodynamics research. It helps researchers study flow structure and check ideas about fluid motion. Visualization methods are often grouped into off-the-surface and surface flow techniques. Off-the-surface methods look at the...

pitot-static tube: a device to measure air flow speed

pitot-static-tube-a-device-to-measure-air-flow-speed

Measuring Airspeed with Pressure Differences

A Pitot-static tube measures airspeed by comparing air pressure differences. It is widely used to find unknown speeds in airflow, including airplane airspeed. The method relies on Bernoulli's principle, which links changes in pressure to changes in airflow speed. The tube senses stagnation pressure and static pressure. Stagnation pressure is the pressure where the air is brought to rest, and static pressure is the pressure of the moving air around it. The tube connects to a manometer or a...

constant temperature anemometry: a tool to study turbulent boundary layer flow

constant-temperature-anemometry-tool-to-study-turbulent-boundary

Measuring Skin Friction in a Turbulent Boundary Layer

A turbulent boundary layer forms near a solid surface when fluid flow becomes irregular and mixed. In this region, viscous effects and viscous shear stress dominate because friction between the fluid and the surface slows the flow. Outside the boundary layer, the flow is inviscid, which means friction, thermal conduction, and mass diffusion do not create dissipative effects. The boundary layer idea, first introduced by Ludwig Prandtl in 1904, helps simplify the Navier-Stokes equation for flow...

pressure transducer: calibration using a pitot-static tube

pressure-transducer-calibration-using-a-pitot-static-tube

Pitot-Static Pressure Measurement Calibration

Pitot-static pressure measurement calibration uses a wind tunnel, a manometer, and a pressure transducer to link flow pressure to an electrical signal. Fluid pressure is an important flow property for understanding the aerodynamics of a system. In this setup, a pitot-static probe measures stagnation and static pressure during subsonic flow. A U-tube manometer is one of the oldest pressure measurement systems still used today. It is a U-shaped glass tube partly filled with liquid. Because it...

real-time flight control: embedded sensor calibration and data acquisition

real-time-flight-control-embedded-sensor-calibration-data

Autopilot Sensors for UAV Flight Control

Autopilot flight control depends on onboard sensors that measure an aircraft’s orientation, angular velocity, and airspeed. These measurements let the system stabilize the aircraft and help it follow a flight plan from takeoff through landing. The same kind of sensor data is used in many aircraft, including large fixed-wing transport planes and small multirotor helicopters such as quadcopters with four thruster units. When inertial position and velocity are captured with a sensor such as the...

multicopter aerodynamics: characterizing thrust on a hexacopter

multicopter-aerodynamics-characterizing-thrust-on-a-hexacopter

Hexacopter Thrust Testing in a Wind Tunnel

Hexacopter thrust testing shows how a six-rotor drone produces lift and drag. Multicopters are popular for hobby and commercial use. They are commonly built as quadcopters, hexacopters, or octocopters, depending on whether they use four, six, or eight thrusters. This study uses a small modular hexacopter platform with propulsion unit redundancy. Redundancy means the vehicle has backup capability if one motor fails. The team first measured static motor thrust with a dynamometer while changing...

aeronautical engineering

This collection introduces fundamental concepts in aeronautical engineering with a focus on methods to evaluate aerodynamic performance, techniques to visualize subsonic and supersonic flow patterns, and procedures to calibrate measurement systems for real-time flight control.

Explore how a Clark Y-14 wing uses flaps and slats to change lift, drag, and pitching moment in wind tunnel tests for takeoff and landing.

Wing Lift Control with Flaps and Slats

Description

Transcript