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Der Flügel ist die primäre Auftriebsvorrichtung in einem Flugzeug, und seine Geometrie ist der Schlüssel zu seiner Leistung. Erinnern Sie sich zunächst daran, dass Auftrieb eine aerodynamische Kraft ist, die durch eine Druckdifferenz zwischen der oberen und unteren Oberfläche erzeugt wird. Der Gesamtauftrieb ist proportional zur Oberfläche des Flügels. Eine größere Oberfläche führt also zu einem erhöhten Auftrieb.
Der Auftrieb wird auch von der Geometrie des Flügelquerschnitts beeinflusst, der als Profil bezeichnet wird. Es sei daran erinnert, dass die Sehnenlinie des Profils die Vorder- und Hinterkante verbindet. Eine weitere Eigenschaft, die als Wölbung bezeichnet wird, beschreibt die Asymmetrie zwischen den beiden Oberflächen. Die meisten Flügel haben eine positive Wölbung, was bedeutet, dass sie konvex sind. Wie bei der Oberfläche führt eine erhöhte Wölbung zu einem erhöhten Auftrieb.
Da die Windgeschwindigkeit bei Start und Landung relativ langsam ist, werden die Oberfläche und die Wölbung durch den Einsatz von Vorrichtungen an der Vorder- und Hinterkante des Flügels vergrößert, um ausreichend Auftrieb zu erzeugen. Die Vorrichtung an der Vorderkante des Tragflächenprofils wird als Vorflügel bezeichnet, während die Vorrichtung an der Hinterkante als Klappe bezeichnet wird. Vorflügel und Klappen können je nach Bedarf in die Flügel hinein- oder herausgefahren werden.
Das Ausfahren von Vorflügeln und Klappen erhöht zwar den Auftrieb, aber auch die Widerstandskraft auf das Flugzeug, die dem Auftrieb entgegenwirkt. Wir können diese beiden Kräfte quantifizieren, indem wir den Auftriebskoeffizienten und den Luftwiderstandsbeiwert wie gezeigt berechnen, wobei L und D jeweils Auftrieb und Widerstand sind. Rho unendlich und V unendlich sind die freie Strömungsdichte und -geschwindigkeit, während S die Referenzfläche des Flügels ist.
Der Auftrieb als Verteilungskraft in der Natur kann zu einer einzigen konzentrierten Kraft, die sich im Druckzentrum befindet, ausgeglichen oder vereinfacht werden. Wenn sich jedoch der Anstellwinkel ändert, verschiebt sich diese Position nach vorne oder hinten. Stattdessen beziehen wir uns bei der Diskussion über Kräfte auf das aerodynamische Zentrum des Flügels.
Das aerodynamische Zentrum des Flügels ist die Stelle, an der der Nickmomentkoeffizient durch unterschiedliche Anstellwinkel effektiv unverändert bleibt. Eine weitere typische Möglichkeit, das Nickmoment auszudrücken, ist die Verwendung des Nickmomentkoeffizienten. Dieser dimensionslose Koeffizient wird wie folgt berechnet, wobei M C/4 das Nickmoment um den 1/4-Sehnenpunkt ist.
In unserer Demonstration messen wir das Nickmoment bei einem 1/4-Akkord, der nahe am aerodynamischen Zentrum des Flügels liegt. In diesem Experiment werden wir ein Clark Y-14 Profil mit einer einfachen Abflachung und einem Vorflügel in verschiedenen Anstellwinkeln untersuchen. Anschließend analysieren wir den Auftrieb, den Luftwiderstand und das Nickmoment, um die Leistungsmerkmale bei jeder Konfiguration zu bestimmen.
Verwenden Sie für dieses Experiment einen aerodynamischen Windkanal mit einer 1 Fuß mal 1 Fuß großen Teststrecke und einer maximalen Betriebsfluggeschwindigkeit von 140 Meilen pro Stunde. Der Windkanal muss mit einem Datenerfassungssystem und einer Stachelwaage ausgestattet sein, die sowohl Normal- als auch Normalkräfte misst.
Besorge dir nun ein Clark Y-14 Flügelmodell mit angebauter Klappe und Vorflügel. Beginnen Sie den Test mit der sauberen Flügelkonfiguration, was bedeutet, dass weder die Klappe noch der Vorflügel ausgefahren werden. Öffnen Sie nun die Teststrecke und setzen Sie den Flügel auf die Stachelwaage.
Betätigen Sie den Einstellknopf für den Nickwinkel unter dem Testbereich des Windkanals, um die Tonhöhe der Stachelbalance auf horizontal einzustellen. Verwenden Sie einen tragbaren Neigungsmesser, um den Neigungswinkel zu messen, und stellen Sie die Neigung so ein, dass ein Messwert von Null erreicht wird. Schließen Sie die Teststrecke und tarieren Sie den Nickwinkel in der Windkanalanzeige. Tarieren Sie dann alle Kraft-, Momenten- und Fluggeschwindigkeitsmesswerte auf dem Datenerfassungssystem.
Stellen Sie nun den Nickwinkel, auch Anstellwinkel genannt, auf minus 8" ein und führen Sie eine Windstillstandsmessung durch, indem Sie alle Messwerte für Normalkraft, Normalkraft und Nickmoment aufzeichnen. Wiederholen Sie die Windstillstandsmessungen für Nickwinkel von minus 8 bis 18? mit 2? Erweiterungen. Wenn alle Windstillstandsmessungen durchgeführt wurden, stellen Sie den Nickwinkel auf minus 8°C zurück.
Schalten Sie nun den Windkanal ein und erhöhen Sie die Fluggeschwindigkeit auf 60 mph. Messen Sie die Normalkraft, die Normalkraft und das Nickmoment für Steigungswinkel von minus 8? bis 18?, mit 2? Erweiterungen. Nachdem Sie alle Messungen mit dem sauberen Flügel abgeschlossen haben, schalten Sie den Windkanal aus und öffnen Sie die Teststrecke.
Stellen Sie den Flügel auf eine neue Konfiguration ein, wobei der Vorflügel so eingestellt ist, dass er einen Schlitz von etwa 3/8 Zoll hat. Wiederholen Sie das Experiment genau auf die gleiche Weise wie für den sauberen Flügel, indem Sie zuerst Messungen ohne Wind bei minus 8 - 18 Grad durchführen? Steigungswinkel mit 2? Erweiterungen. Sammeln Sie dann die gleichen Messungen bei 60 mph.
Nachdem Sie diese Messungen abgeschlossen haben, modifizieren Sie den Flügel auf eine dritte Konfiguration mit den Klappen auf 45? in Bezug auf die Sehnenlinie und den nicht ausgefahrenen Lamellen. Führen Sie dann die Messungen wie zuvor erneut durch. Stellen Sie schließlich den Flügel auf die vierte Konfiguration ein, bei der sowohl der Vorflügel als auch die Klappe ausgefahren sind, und wiederholen Sie das Experiment.
Interpretieren wir nun die Ergebnisse. Um die Daten zu analysieren, berechnen wir zunächst den dimensionslosen Auftriebskoeffizienten bei jedem Neigungswinkel, der wie gezeigt definiert ist. Rho unendlich ist die Dichte der freien Strömung, V unendlich ist die Geschwindigkeit der freien Strömung und S ist die Referenzfläche des Flügels. Alle diese Werte sind bekannt.
Der Auftrieb L wird als Beziehung zweier Kraftpaare berechnet, wobei N die Normalkraft und A die Normalkraft ist. Beide wurden mit der Stachelwaage gemessen. Alpha ist in diesem Experiment der Anstellwinkel, auch Nickwinkel genannt. Schauen wir uns nun ein Diagramm des Auftriebskoeffizienten im Vergleich zum Nickwinkel für jede der vier Konfigurationen an.
Beim Vergleich der sauberen Flügel- und der Vorflügelkonfigurationskurven sehen wir, dass sich die beiden Kurven bei niedrigen Anstellwinkeln fast überlappen. Die saubere Flügelauftriebskurve erreicht jedoch bei etwa 12 μm ihren Höhepunkt, aber die Vorflügelkurve nimmt weiter zu. Dies deutet darauf hin, dass eine Vorrüstung verwendet werden kann, um den Auftrieb zu erhöhen. Wenn wir die saubere Flügel- und die Klappenauftriebskurve vergleichen, sehen wir, dass die Landeklappe den Auftrieb über den gesamten Anstellwinkelbereich erhöht. Werden Lamelle und Klappe gleichzeitig ausgefahren, wird der Nutzen beider Geräte kombiniert und der maximale Hub ist noch höher.
Berechnen Sie als Nächstes den Luftwiderstandsbeiwert für jeden Winkel, der wie gezeigt definiert ist. Der Luftwiderstand D ist auch als Beziehung zwischen den Normal- und Normalkraftpaaren definiert. Beim Vergleich des Luftwiderstandsbeiwerts für jede Konfiguration sehen wir, dass der Luftwiderstand mit der ausgefahrenen Klappe und dem Vorflügel dramatisch zunimmt. Die resultierende aerodynamische Kraft R aus Luftwiderstand und Auftrieb befindet sich an einem Punkt auf dem Flügel, der als Druckzentrum bezeichnet wird.
Das Druckzentrum ist nicht fixiert, sondern bewegt sich mit wechselndem Anstellwinkel. Somit ist es bequemer, alle Kräfte und Momente um den 1/4 Sehnenpunkt zu berechnen. Dann können wir mit dem Nickmoment bei 1/4 Sehne, das durch die Sting-Balance gemessen wird, den Koeffizienten des Nickmoments wie gezeigt berechnen.
Wenn wir uns schließlich den Nickmomentkoeffizienten für jede Konfiguration und jeden Nickwinkel ansehen, sehen wir, dass der Nickmomentkoeffizient in den negativen Bereich übergeht, wenn die Klappe ausgefahren wird. Das bedeutet, dass sich das Druckzentrum bei ausgefahrener Klappe in Richtung Hinterkante verlagert.
Zusammenfassend haben wir gelernt, wie Auftriebsgeneratoren eingesetzt werden, um die Leistung von Flugzeugen zu verbessern. Anschließend untersuchten wir einen Clark Y-14-Flügel in einem Windkanal, um zu sehen, wie sich eine Klappe und ein Vorflügel auf Auftrieb, Luftwiderstand und Nickmoment auswirken.