Clark Y-14 Tragflächenleistung: Einsatz von Hochauftriebsvorrichtungen (Klappen und Vorflügel)

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

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

8.2: Propeller Characterization: Variations in Pitch, Diameter, and Blade Number on Performance

8.6: Cross Cylindrical Flow: Measuring Pressure Distribution and Estimating Drag Coefficients

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09:18 min

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October 13, 2017

Overview

Quelle: David Guo, College of Engineering, Technology, and Aeronautics (CETA), Southern New Hampshire University (SNHU), Manchester, New Hampshire

Ein Flügel ist das haupthebe-erzeugungserzeugende Gerät in einem Flugzeug. Die Flügelleistung kann durch den Einsatz von Hochhubgeräten wie Klappen (an der Hinterkante) und Lamellen (an der Vorderkante) während des Starts oder der Landung weiter verbessert werden.

In diesem Experiment wird ein Windkanal verwendet, um bestimmte Luftgeschwindigkeiten zu erzeugen, und ein Clark Y-14 Flügel mit Klappe und Latte wird verwendet, um Daten zu sammeln und zu berechnen, wie z. B. den Hebe-, Luftwiderstands- und Pitching-Moment-Koeffizienten. Eine Clark Y-14 Tragfläche ist in Abbildung 1 dargestellt und hat eine Dicke von 14% und ist auf der unteren Oberfläche von 30% des Akkords nach hinten flach. Hier wird anhand von Windkanaltests demonstriert, wie die aerodynamische Leistung eines Clark Y-14-Flügels durch Hochhubgeräte wie Klappen und Latten beeinflusst wird.

Abbildung 1. Clark Y-14 Tragflächenprofil.

Principles

Die Geschwindigkeit eines Flugzeugs ist während des Starts und der Landung relativ gering. Um ausreichend Auftrieb zu erzeugen, ist es notwendig, die Flügelfläche zu vergrößern und/oder die Tragflächenform an den führenden und nachfolgenden Kanten des Flügels zu ändern. Dazu werden Lamellen an der Vorderkante und Klappen auf der Hinterkante verwendet. Die Klappen und Lamellen können sich in die Flügel oder aus den Flügeln bewegen. Das Bereitstellen der Klappen und Lamellen hat zwei Effekte. es erhöht die Flügelfläche und den effektiven Camber der Tragfläche, die den Aufzug erhöht. Darüber hinaus erhöht der Einsatz von Klappen und Lamellen auch den Luftwiderstand des Flugzeugs. Abbildung 2 zeigt die Kreuz-, Start- und Landekonfiguration eines Flügels mit Klappe und Latte.

Abbildung 2. Verschiedene Flügelklappen- und Lattenkonfigurationen.

Während des Fluges wird der Flügel eines Flugzeugs kontinuierlich einer daraus resultierenden aerodynamischen Kraft und einem moment unterworfen, wie in Abbildung 3 Buchstabe a) dargestellt. Die resultierende Kraft R kann in zwei Komponenten zerlegt werden. Typischerweise befindet sich eine Komponente entlang der Richtung der Fernstromgeschwindigkeit, V_,die Drag, Dgenannt wird, und die andere Komponente ist senkrecht zur Richtung, die als Aufzug, L, bezeichnet wird.

Der Moment, M, bewegt die Nase des Flugzeugs nach oben oder unten, so wird es der Pitching-Moment genannt. Bei Windkanalprüfungen werden die Normal- und Axialkräfte in der Regel direkt gemessen. Die normalen, Nund Axialkräfte, A, sind mit dem Heben und Ziehen durch den Angriffswinkel verbunden, wie in Abbildung 3(b) dargestellt. Der Angriffswinkel ist definiert als der Winkel zwischen der Fernstromgeschwindigkeitsrichtung und dem Akkord der Flügeltragfläche.

Abbildung 3(a). Resultierende aerodynamische Kraft und Moment.

Abbildung 3 Buchstabe b). Die Zersetzung der resultierenden Kraft, R.

Die beiden Kraftpaare können auch wie folgt ausgedrückt werden:

wobei der Angriffswinkel ist.

Der nichtdimensionale Hebekoeffizient C_Lfür einen Flügel ist definiert wie folgt:

wobei L der Aufzug ist, ist der dynamische Druck basierend auf der Freistromdichte, _,und Luftgeschwindigkeit, V_,und S ist der Referenzbereich des Flügels.

In ähnlicher Weise wird der nicht dimensionale Ziehkoeffizient für einen Flügel wie folgt definiert:

Die resultierende aerodynamische Kraft aus Heben und Ziehen befindet sich an einem Punkt auf dem Flügel (oder Tragflächen) genannt druckzentriert. Die Position des Druckzentrums ist jedoch keine feste Position, sondern bewegt sich basierend auf dem Angriffswinkel. Daher ist es bequem, alle Kräfte und Momente auf ungefähr den Viertelakkordpunkt zu bewegen (ein Abstand von 1/4 der Akkordlänge von der Vorderkante). Dies wird der Pitching-Moment über Viertelakkord, M_c/4genannt.

Abbildung 4. Pitching Moment über ViertelAkkord.

Der Pitching-Moment-Koeffizient, C_M,c/4, über Viertelakkord ist definiert als:

wobei M_c/4 der Pitching-Moment um den Viertelakkord und c die Akkordlänge des Flügels ist.

Die Flügelleistung basiert auf der Reynolds-Nummer Re, die wie folgt definiert ist:

wobei der Parameter n die dynamische Viskosität der Flüssigkeit ist.

In dieser Demonstration wird die Leistung eines Clark Y-14 Flügels mit einer einfachen Klappe und einer einfachen Lamelle in einem Windkanal bewertet, wie in Abbildung 4 dargestellt. Der Flügel wird auf einer Vorrichtung installiert, die als Stichbalance bezeichnet wird, die in Abbildung 5 dargestellt ist und die Normalkraft Nund die Axialkraft Amisst.

Abbildung 5. Clark Y-14 Flügel mit klappen und Latte.

Procedure

Verwenden Sie für dieses Verfahren einen aerodynamischen Windkanal mit einem Testabschnitt von 1 ft x 1 ft und einer maximalen Betriebsgeschwindigkeit von 140 mph. Der Windkanal muss mit einem Datenerfassungssystem (in der Lage, Angriffswinkel, normale Kraft, Axialkraft und Pitching-Moment) und einem Stichgleichgewicht ausgestattet sein.
Öffnen Sie den Testabschnitt, und installieren Sie den Flügel auf der Stichbalance. Beginnen Sie mit der Konfiguration des sauberen Flügels.
Legen Sie ein Hand-Clinometer auf den Stichausgleich, und stellen Sie den Neigungswinkel-Einstellungsknopf ein, um die Stichbalance auf horizontal einzustellen.
Mit dem Stachel-Balance horizontal, tare den Winkel des Angriffs (es wird Pitch-Winkel in der Windkanal-Computer-Datenanzeige-Panel genannt).
Tare alle Kraft, Moment und Fluggeschwindigkeit Messungen bei Null Winkel des Angriffs.
Stellen Sie den Angriffswinkel auf -8° ein und erfassen Sie keine Windmessungen, indem Sie alle normalen Kraft-, Axialkraft- und Pitching-Moment-Messungen aufzeichnen.
Wiederholen Sie die Windkeine-Messungen für Steigungswinkel von -8° bis 18°, mit 2° Schritten.
Setzen Sie den Angriffswinkel auf -8° zurück und führen Sie den Windkanal bei 60 mph. Erfassen Sie Messwerte der normalen Kraft, Axialkraft und Destellmoment von -8° bis 18° mit 2° Schritten.
Stellen Sie den Flügel auf die zweite Konfiguration ein, wobei die Lamelle so eingestellt ist, dass sie etwa 3/8 im Steckplatz hat. Wiederholen Sie die Schritte 3 – 8.
Passen Sie den Flügel an die dritte Konfiguration an, wobei die Klappe in Bezug auf die Akkordlinie auf 45° und die Latte nicht bereitgestellt wird. Wiederholen Sie die Schritte 3 – 8.
Passen Sie den Flügel an die vierte Konfiguration an, wobei sowohl die Lamelle als auch die Klappe bereitgestellt werden (Abbildung 5). Wiederholen Sie die Schritte 3 – 8.

Der Flügel ist das primäre hebehebe Gerät in einem Flugzeug, und seine Geometrie ist der Schlüssel zu seiner Leistung. Erstens, daran erinnern, dass Lift ist eine aerodynamische Kraft, die durch einen Druckunterschied zwischen der oberen und unteren Oberfläche erzeugt wird. Der Gesamtaufzug ist proportional zur Oberfläche des Flügels. So führt eine höhere Oberfläche zu erhöhtem Auftrieb.

Lift wird auch durch die Geometrie des Flügelquerschnitts beeinflusst, der als Tragfläche bezeichnet wird. Erinnern Sie sich daran, dass die Akkordlinie des Tragflächenflügels die führenden und nachfolgenden Kanten verbindet. Eine andere Eigenschaft namens Camber beschreibt die Asymmetrie zwischen den beiden Flächen. Die meisten Flügel haben positive Camber, was bedeutet, dass sie konvex sind. Wie bei der Oberfläche führt eine erhöhte Camber zu erhöhtem Auftrieb.

Da die Windgeschwindigkeit während des Starts und der Landung relativ langsam ist, werden Fläche und Camber durch den Einsatz von Geräten an den führenden und hinteren Kanten des Flügels erhöht, um ausreichend Auftrieb zu erzeugen. Das Gerät an der Vorderkante des Tragflächenflügels wird als Latte bezeichnet, während das Gerät an der Hinterkante als Klappe bezeichnet wird. Latten und Klappen können sich bei Bedarf in die Flügel oder aus den Flügeln bewegen.

Während der Einsatz von Lamellen und Klappen den Auftrieb erhöht, erhöht er auch die Widerstandskraft auf das Flugzeug, das gegen das Heben wirkt. Wir können beide Kräfte quantifizieren, indem wir den Hebe- und Denluftkoeffizienten wie gezeigt berechnen, wobei L bzw. D heben bzw. ziehen. Rho infinity und V infinity sind die freie Strömungsdichte und -geschwindigkeit, während S der Bezugsbereich des Flügels ist.

Lift, als Verteilungskraft in der Natur, kann in einer einzigen konzentrierten Kraft im Druckzentrum ausgeglichen oder vereinfacht werden. Wenn sich jedoch der Angriffswinkel ändert, bewegt sich diese Position vorwärts oder hinter hinten. Stattdessen beziehen wir uns auf das aerodynamische Zentrum des Flügels, wenn wir über Kräfte diskutieren.

Die aerodynamische Mitte des Flügels ist die Position, an der der Pitching-Moment-Koeffizient durch einen abwechslungsreichen Angriffswinkel effektiv unverändert bleibt. Eine andere typische Möglichkeit, Pitching-Moment auszudrücken, ist die Verwendung des Pitching-Moment-Koeffizienten. Dieser bemaßungslose Koeffizient wird wie gezeigt berechnet, wobei M C/4 das Pitching-Moment um den 1/4-Akkordpunkt ist.

In unserer Demonstration messen wir das Pitching-Moment an einem 1/4-Akkord, der in der Nähe des aerodynamischen Zentrums des Flügels liegt. In diesem Experiment werden wir ein Clark Y-14 Tragblatt mit einer einfachen Flachen und Latte in verschiedenen Angriffswinkeln untersuchen. Anschließend analysieren wir das Hub-, Drag- und Pitching-Moment, um die Leistungsmerkmale bei jeder Konfiguration zu bestimmen.

Verwenden Sie für dieses Experiment einen aerodynamischen Windkanal mit einem Testabschnitt von 1 ft mal 1 ft und einer maximalen Betriebsgeschwindigkeit von 140 mph. Der Windkanal muss mit einem Datenerfassungssystem und einem Stichguthaben ausgestattet sein, das sowohl normale als auch axiale Kräfte misst.

Jetzt erhalten Sie ein Clark Y-14 Flügelmodell mit einer angebrachten Klappe und Latte. Beginnen Sie den Test mit der Konfiguration des sauberen Flügels, d. h., es werden weder die Klappe noch die Lamelle bereitgestellt. Öffnen Sie nun den Testabschnitt, und installieren Sie den Flügel auf der Stichbalance.

Betreiben Sie den Neigungswinkel-Einstellungsknopf unter dem Testabschnitt des Windkanals, um die Stichbalance auf horizontal einzustellen. Verwenden Sie ein Hand-Inclinometer, um den Tonhöhenwinkel zu messen und die Tonhöhe so einzustellen, dass sie einen Wert von Null erreicht. Schließen Sie den Testabschnitt, und stellen Sie den Steigungswinkel in der Windkanalanzeige auf. Dann werden alle Kraft-, Moment- und Fluggeschwindigkeitsmessungen auf dem Datenerfassungssystem in die Luft gehen.

Passen Sie nun den Steigungswinkel, auch Angriffswinkel genannt, auf minus 8° an, und messen Sie eine Windkeine-Messung, indem Sie alle Axialkraft-, Normalkraft- und Pitching-Moment-Messungen aufzeichnen. Wiederholen Sie die Windkeine-Messungen für Steigungswinkel von minus 8 bis 18° mit 2°-Schritten. Wenn alle Windkeine-Messungen durchgeführt wurden, stellen Sie den Steigungswinkel auf minus 8° zurück.

Schalten Sie nun den Windkanal ein und erhöhen Sie die Fluggeschwindigkeit auf 60 mph. Nehmen Sie Die Messwerte der Axialkraft, der Normalkraft und des Pitching-Moments für Steigungswinkel von minus 8° bis 18° mit 2°-Schritten. Nachdem Sie alle Messungen mit dem sauberen Flügel abgeschlossen haben, schalten Sie den Windkanal aus und öffnen Sie den Testabschnitt.

Passen Sie den Flügel auf eine neue Konfiguration an, wobei die Lamelle so eingestellt ist, dass sie etwa 3/8 zoll Steckplatz hat. Führen Sie das Experiment genau so aus wie beim sauberen Flügel, indem Sie zunächst Windkeine-Messungen bei minus 8 – 18° Steigungswinkeln mit 2°-Schritten durchführen. Dann sammeln Sie die gleichen Messungen bei 60 mph.

Nachdem Sie diese Messungen abgeschlossen haben, ändern Sie den Flügel auf eine dritte Konfiguration, wobei die Klappen in Bezug auf die Akkordlinie und die nicht eingesetzte Latte auf 45° eingestellt sind. Führen Sie dann die Messungen wie zuvor erneut aus. Passen Sie schließlich den Flügel an die vierte Konfiguration an, in der sowohl die Lamelle als auch die Klappe eingesetzt werden, und wiederholen Sie das Experiment.

Lassen Sie uns nun die Ergebnisse interpretieren. Um die Daten zu analysieren, berechnen wir zunächst den nichtdimensionalen Hebekoeffizienten bei jedem Steigungswinkel, der wie gezeigt definiert ist. Rho infinity ist die freie Strömungsdichte, V infinity ist die freie Strömungsgeschwindigkeit und S ist der Bezugsbereich des Flügels. Alle diese Werte sind bekannt.

Lift, L, wird als Einrelation von zwei Kraftpaaren berechnet, wobei N die normale Kraft und A die Axialkraft ist. Beide wurden an der Stichbalance gemessen. Alpha ist der Angriffswinkel, auch Pitch-Winkel genannt, in diesem Experiment. Sehen wir uns nun ein Diagramm des Hubkoeffizienten im Vergleich zum Steigungswinkel für jede der vier Konfigurationen an.

Vergleicht man die sauberen Flügel und die Lattenkonfigurationskurven, so sehen wir, dass sich die beiden Kurven bei niedrigen Angriffswinkeln fast überlappen. Die saubere Flügelliftkurve erreicht jedoch einen Spitzenwert von etwa 12°, aber die Lattenkurve nimmt weiter zu. Dies weist darauf hin, dass eine Latte verwendet werden kann, um den Aufzug zu erhöhen. Wenn wir den sauberen Flügel und die Klappenliftkurven vergleichen, sehen wir, dass die Klappe den Hub über den gesamten Angriffswinkel erhöht. Wenn sowohl die Lamelle als auch die Klappe gleichzeitig eingesetzt werden, werden die Vorteile beider Geräte kombiniert und der maximale Hub ist noch höher.

Als Nächstes berechnen Sie den Ziehkoeffizienten für jeden Winkel, der wie gezeigt definiert ist. Drag, D, ist auch als eine Beziehung der normalen und axialen Kraftpaare definiert. Beim Vergleich des Ziehkoeffizienten für jede Konfiguration wird angezeigt, dass der Luftwiderstand mit der bereitgestellten Klappe und Lamellen drastisch zunimmt. Die resultierende aerodynamische Kraft R aus Drag and Lift befindet sich an einem Punkt auf dem Flügel, der Druckmittelpunkt genannt wird.

Der Druckmittelpunkt ist keine feste Position, sondern bewegt sich mit wechselndem Angriffswinkel. Daher ist es bequemer, alle Kräfte und Momente über den 1/4 Akkordpunkt zu berechnen. Dann können wir mit dem Pitching-Moment bei 1/4 Akkord, der durch den Stichengleich gemessen wird, den Pitching-Moment-Koeffizienten wie gezeigt berechnen.

Wenn wir schließlich den Pitching-Moment-Koeffizienten für jede Konfiguration und jeden Steigungswinkel betrachten, sehen wir, dass der Pitching-Moment-Koeffizient mit der eingesetzten Klappe in das negative Regime geht. Das bedeutet, dass sich der Druckmittelpunkt mit der eingesetzten Klappe zur Hinterkante verschiebt.

Zusammenfassend haben wir gelernt, wie hebehende Geräte verwendet werden, um die Leistung von Flugzeugen zu verbessern. Wir haben dann einen Clark Y-14-Flügel in einem Windkanal ausgewertet, um zu sehen, wie eine Klappe und eine Latte das Heben, Ziehen und Pitching-Moment beeinflussen.

Results

Die Ergebnisse der Clean Wing-Konfiguration sind in Tabelle 1 dargestellt. Die Abbildungen 6 – 8 zeigen alle drei Koeffizienten vs. Angriffswinkel, b, für alle vier Konfigurationen. In Abbildung 6 verbesserten sowohl die Klappe als auch die Latte den Hubkoeffizienten, jedoch auf unterschiedliche Weise. Vergleicht man den sauberen Flügel und die Lattenliftkurve, so überlappen sich die beiden Kurven bei niedrigen Angriffswinkeln fast. Die saubere Flügelliftkurve erreicht einen Spitzenwert von etwa 0,9 bei 12°, aber die Lattenkurve steigt weiter auf 1. 4 bei 18°. Dies weist darauf hin, dass Lamellen verwendet werden können, um den Aufzug zu erhöhen. Beim Vergleich der sauberen Flügel- und Klappenhubkurven erhöht die Klappe den Hub über den gesamten Angriffswinkel. Und wenn sowohl die Lamelle als auch die Klappe gleichzeitig eingesetzt werden, ist der Effekt kumulativ und der maximale Hub noch höher.

Beim Vergleich des Ziehkoeffizienten für jede Konfiguration in Abbildung 7 erhöht sich der Ziehkoeffizient drastisch, wenn sowohl die Klappe als auch die Lamelle bereitgestellt werden. Wie in Abbildung 8 dargestellt, geht der Tonhöhenmomentkoeffizient in das negative Regime über, wenn die Klappe eingesetzt wird. Das bedeutet, dass sich der Druckmittelpunkt mit der eingesetzten Klappe zur Hinterkante verschiebt.

Tabelle 1. Experimentelle Ergebnisse für die Clean Wing Konfiguration.

Angriffswinkel (°)	Hubkoeffizient, C_L	Ziehkoeffizient, C_D	Pitching-Moment-Koeffizient, C_M,c/4
-8	-0.022	0.015	-0.129
-6	-0.029	0.014	-0.059
-4	0.096	0.016	-0.059
-2	0.208	0.011	-0.054
0	0.353	0.006	-0.065
2	0.460	0.004	-0.053
4	0.548	0.032	-0.051
6	0.708	0.015	-0.062
8	0.789	0.025	-0.061
10	0.849	0.031	-0.061
12	0.873	0.045	-0.056
14	0.856	0.058	-0.089
16	0.803	0.080	-0.125
18	0.803	0.092	-0.128

Abbildung 6. Heben Sie den Koeffizienten vs. Angriffswinkel,

Abbildung 7. Luftwiderstandskoeffizient vs. Angriffswinkel,

Abbildung 8. Pitching-Moment-Koeffizient vs. Angriffswinkel,

Tabelle 2. Parameter, die für Berechnungen verwendet werden.

rahmen	Werte
Luftdichte,	0,00230 nackt/ft³
Wasserdichte, l	1.935 schnappen/ft³
Gravitationsbeschleunigung, g	32,17 ft/s²
Viskosität, m	3,79 x 10^-7 lbf s/ft²
Freistrom-Fluggeschwindigkeit, V	60 mph
Reynolds-Nummer, Re	1,56 x 10⁵
Akkordlänge, c	3.5 in
Flügelbereich, S	35 in²

Applications and Summary

Die Aufzugserzeugung kann durch den Einsatz von Hochhubgeräten wie Klappen und Lamellen verbessert werden. Die meisten Flugzeuge sind mit Klappen ausgestattet, und alle kommerziellen Transportflugzeuge haben sowohl Klappen als auch Lamellen. Es ist wichtig, die Leistung eines Flügels mit Klappen und Lamellen während der Flugzeugentwicklung zu charakterisieren.

Bei dieser Demonstration wurde ein Clark Y-14 Flügel mit einer Klappe und einer Latte in einem Windkanal bewertet. Die Kräfte und Momentmessungen wurden gesammelt, um die Hub-, Zieh- und Pitching-Momentkoeffizienten des Flügels mit und ohne Klappen- und Latteneinsatz zu bestimmen. Die Ergebnisse zeigen, dass der Hubkoeffizient steigt, wenn Klappe und Lamelle eingesetzt werden. Dies führte jedoch auch zu einer dramatischen Zunahme des Drag- und Pitching-Moments.

Transcript

The wing is the primary lift-generating apparatus in an airplane, and its geometry is key to its performance. First, recall that lift is an aerodynamic force that is generated by a pressure differential between the top and bottom surfaces. The total lift is proportional to the surface area of the wing. Thus, a higher surface area results in increased lift.

Lift is also affected by the geometry of the wing cross section, called an airfoil. Recall that the chord line of the airfoil connects the leading and trailing edges. Another property called the camber describes the asymmetry between the two surfaces. The majority of wings have positive camber, meaning that they are convex. As with surface area, increased camber results in increased lift.

Since wind speed is relatively slow during takeoff and landing, surface area and camber are increased by deploying devices on the wing’s leading and trailing edges in order to generate sufficient lift. The device at the leading edge of the airfoil is called a slat, while the device at the trailing edge is called a flap. Slats and flaps can move into or out of the wings as needed.

While the deployment of slats and flaps increases lift, it also increases the drag force on the aircraft, which acts in opposition to lift. We can quantify both of these forces by calculating the lift coefficient and drag coefficient as shown, where L and D are lift and drag, respectively. Rho infinity and V infinity are the free stream density and velocity, while S is the reference area of the wing.

Lift, as a distributive force in nature, can be equalized or simplified into a single concentrated force located at the center of pressure. However, as the angle of attack changes, this location moves forward or aft. So instead, we refer to the aerodynamic center of the wing when discussing forces.

The aerodynamic center of the wing is the location where the pitching moment coefficient is effectively unchanged by varied angle of attack. Another typical way to express pitching moment is to use the pitching moment coefficient. This dimensionless coefficient is calculated as shown, where M C/4 is the pitching moment about the 1/4 chord point.

In our demonstration, we measure the pitching moment at a 1/4 chord, which is close to the aerodynamic center of the wing. In this experiment, we will study a Clark Y-14 airfoil with a simple flat and slat at various angles of attack. We will then analyze lift, drag, and pitching moment to determine performance characteristics at each configuration.

For this experiment, use an aerodynamic wind tunnel with a 1 ft by 1 ft test section and a maximum operating airspeed of 140 mph. The wind tunnel must be equipped with a data acquisition system and a sting balance, which measures both normal and axial forces.

Now, obtain a Clark Y-14 wing model with an attached flap and slat. Begin the test with the clean wing configuration, meaning that neither the flap nor slat are deployed. Now open the test section, and install the wing on the sting balance.

Operate the pitch angle adjustment knob underneath the test section of the wind tunnel to adjust the sting balance pitch to horizontal. Use a handheld inclinometer to measure the pitch angle and adjust the pitch to reach a reading of zero. Close the test section and tare the pitch angle in the wind tunnel display. Then, tare all force, moment, and airspeed readings on the data acquisition system.

Now, adjust the pitch angle, also called the angle of attack, to minus 8°, and make a no-wind measurement by recording all axial force, normal force, and pitching moment readings. Repeat the no-wind measurements for pitch angles ranging from minus 8 to 18° with 2° increments. When all of the no-wind measurements have been made, return the pitch angle to minus 8°.

Now, turn on the wind tunnel and increase the airspeed to 60 mph. Take readings of the axial force, normal force, and pitching moment for pitch angles ranging from minus 8° to 18°, with 2° increments. After you have completed all of the measurements with the clean wing, turn the wind tunnel off and open the test section.

Adjust the wing to a new configuration, with the slat adjusted to have about 3/8 of an inch of slot. Rerun the experiment exactly the same way as for the clean wing, by first making no-wind measurements at minus 8 – 18° pitch angles with 2° increments. Then collect the same measurements at 60 mph.

After you have completed these measurements, modify the wing to a third configuration with the flaps set to 45° with respect to the chord line and the slat not deployed. Then rerun the measurements as before. Finally, adjust the wing to the fourth configuration, where both the slat and flap are deployed, and repeat the experiment.

Now let’s interpret the results. To analyze the data, we’ll first calculate the non-dimensional lift coefficient at each pitch angle, which is defined as shown. Rho infinity is the free stream density, V infinity is the free stream velocity, and S is the reference area of the wing. All of these values are known.

Lift, L, is calculated as a relation of two force pairs, where N is the normal force and A is the axial force. Both were measured by the sting balance. Alpha is the angle of attack, also called the pitch angle, in this experiment. Now, let’s look at a plot of the lift coefficient versus the pitch angle for each of the four configurations.

Comparing the clean wing and the slat configuration curves, we see that the two curves are almost overlapping at low angles of attack. However, the clean wing lift curve peaks at about 12°, but the slat curve continues to increase. This indicates that a slat can be used to increase lift. If we compare the clean wing and the flap lift curves, we see that the flap increases lift over the entire angle of attack range.If both the slat and flap are deployed at the same time, the benefit of both devices are combined and the maximum lift is even higher.

Next, calculate the drag coefficient for each angle, which is defined as shown. Drag, D, is also defined as a relation of the normal and axial force pairs. In comparing the drag coefficient for each configuration, we see that the drag increases dramatically with the flap and slat deployed. The resultant aerodynamic force, R, from drag and lift is located on a point on the wing called the center of pressure.

The center of pressure is not a fixed location, but instead moves with changing angle of attack. Thus, it is more convenient to calculate all forces and moments about the 1/4 chord point. Then, using the pitching moment at 1/4 chord, which is measured by the sting balance, we can calculate the pitching moment coefficient as shown.

Finally, looking at the pitching moment coefficient for each configuration and pitch angle, we see that the pitching moment coefficient goes into the negative regime with the flap deployed. This means that the center of pressure shifts towards the trailing edge with the flap deployed.

In summary, we learned how lift-generating apparatus are used to improve aircraft performance. We then evaluated a Clark Y-14 wing in a wind tunnel to see how a flap and a slat affects lift, drag, and pitching moment.

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