Aerodynamisches Verhalten eines Modellflugzeugs: Die DC-6B

Aerodynamic Performance of a Model Aircraft: The DC-6B

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Aerodynamic Performance of a Model Aircraft: The DC-6B

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

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14:02 min

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October 13, 2017

Overview

Quelle: Jose Roberto Moreto und Xiaofeng Liu, Department of Aerospace Engineering, San Diego State University, San Diego, CA

Der Low-Speed-Windkanal ist ein wertvolles Werkzeug, um aerodynamische Eigenschaften von Flugzeugen zu untersuchen und die Leistung und Stabilität von Flugzeugen zu bewerten. Mit einem Maßstabsmodell eines DC-6B-Flugzeugs mit abnehmbarem Heck und einer 6-Komponenten-Außenkraftbilanz können wir den Hubkoeffizienten (C_L), den Luftwiderstandskoeffizienten (C_D), den Pitching-Moment-Koeffizienten ( C) messen. _M) und Gähnmomentkoeffizient (C_N) des Modellflugzeugs mit und ohne Schwanz und bewerten die Auswirkungen des Schwanzes auf die aerodynamische Effizienz, Längsstabilität und Richtungsstabilität.

In dieser Demonstration werden die aerodynamischen Eigenschaften des Flugzeugs sowie die Flugleistung und Stabilität mit der aerodynamischen Kraftbilanzmessungsmethode analysiert. Diese Methode ist weit verbreitet in der Luft- und Raumfahrtindustrie und Forschungslabors für die Flugzeug- und Raketenentwicklung. Hier wird ein Modell DC-6B Flugzeug unter verschiedenen Strömungsbedingungen und Konfigurationen analysiert, und sein Verhalten wird analysiert, wenn es plötzlichen Änderungen ausgesetzt ist.

Principles

Um die aerodynamischen Eigenschaften zu bewerten, ist es wichtig zu bestimmen, wie sich die aerodynamischen Koeffizienten in Bezug auf die Flugeinstellung, d. h. den Angriffswinkel, den Gähnwinkel und den Rollwinkel, für eine bestimmte Flugbedingung ändern. Das aerodynamische Kraftgleichgewicht ist eine weit verbreitete Methode, um die Kräfte und Momente eines Modells direkt zu messen. Aus den gemessenen Kräften und Momenten sowie der Luftstromtemperatur, dem statischen Druck und dem Gesamtdruck können die aerodynamischen Koeffizienten für mehrere Angriffs- und Gähnwinkel ermittelt werden.

Es ist möglich, die aerodynamischen Eigenschaften eines Großobjekts durch Dieprüfung eines Kleinmodells zu erhalten, sofern die dynamische Ähnlichkeitsbedingung erfüllt ist und die entsprechenden Korrekturen vorgenommen werden. Bei einem inkompressiblen stetigen Fluss ist der relevante Ähnlichkeitsparameter die Reynolds-Zahl, die auf einer richtigen Referenzlänge basiert.

Bei einem Flugzeug mit niedriger Geschwindigkeit, wie dem DC-6B, können die aerodynamischen Eigenschaften in einem kleinen Windkanal mit niedriger Geschwindigkeit gemessen werden, da es möglich ist, die Reynolds-Zahl für die gleichen Flugbedingungen zu entsprechen. Unter diesen Bedingungen kann man die Abhängigkeit von Drag and Lift auf den Angriffswinkel erhalten. Diese Abhängigkeit von Alpha kann verwendet werden, um die Flugzeugleistung zu bewerten.

Sobald die aerodynamischen Koeffizienten für mehrere Bedingungen und Konfigurationen gemessen werden, z.B. mit zwei unterschiedlichen Heckgeometrien, heben die Stabilitätsderivate (dC_M/d’, dC_N/d’), die Steigung ( dC_L/d’),maximaler Hubkoeffizient, maximales Hub-Zu-Ziehen-Verhältnis und andere aerodynamische Eigenschaften gefunden werden. Anhand dieser aerodynamischen Koeffizienten können die Auswirkungen von Änderungs- oder Konstruktionsentscheidungen auf die Stabilität und Leistung des Flugzeugs bestimmt werden.

Die Stabilitätsderivate geben an, ob das Flugzeug stabil oder instabil ist. Wenn beispielsweise der Angriffswinkel des Flugzeugs aufgrund einer Windböe plötzlich zunimmt, charakterisiert die Reaktion des Flugzeugs seine Stabilität. Wenn der Angriffswinkel auf unbestimmte Zeit weiter zunimmt, gilt das Flugzeug als instabil. Wenn jedoch der Angriffswinkel zu seinem ursprünglichen Wert zurückkehrt, der Haltung vor der Böe, gilt das Flugzeug als stabil. Dasselbe gilt für die Richtungsstabilität; Wenn die Tendenz des Flugzeugs nach einer plötzlichen Änderung in seinen ursprünglichen Gähnwinkel zurückkehrt, gilt das Flugzeug als richtungsstabil.

In dieser Demonstration wird das aerodynamische Kraftgleichgewicht für Kraft- und Momentmessungen in einem Windkanal eingeführt. Um die Beiträge der Stützstreben und das Gewicht des Modells zu entfernen, wird die Waage geteert, um sicherzustellen, dass die endgültigen Ergebnisse auf aerodynamische Kraft und Momente nur auf das Flugzeug zurückzuführen sind. Darüber hinaus veranschaulicht diese Demonstration die Wirkung eines Schwanzes in einem konventionellen Flugzeugdesign und seine Bedeutung für die Längs- und Seitenstabilität von Flugzeugen.

Procedure

Die DC-6B Modelleinrichtung auf der aerodynamischen Kraftbalance wird unten angezeigt.

Abbildung 1. Montiertes DC-6B Modell. A) DC-6B Modell im Low-Speed-Windkanal-Testabschnitt mit externer aerodynamischer Waage. B) DC-6B Modell auf der Waage durch drei Gelenkpunkte montiert. Es gibt auch einen Gähnwinkel-Steuermotor, Pitch-Control-Motor und eine elektronische Ebene, um den Steigungswinkel zu kalibrieren.

Abbildung 2. Low-Speed-Windkanal-Bedienfeld. Der Steigungswinkel und der Gähnwinkel können während der Tests mit laufendem Windkanal elektronisch vom Panel aus gesteuert werden.

1. Kalibrierung der Einrichtung

Sperren Sie die Außenbilanz auf dem Windkanal-Bedienfeld.
Installieren Sie die Federbeine auf der aerodynamischen Waage, wie in Abbildung 1 dargestellt. Die Streben sind an der Waage verschraubt.
Stellen Sie den Gähnwinkel auf Null ein, indem Sie den Knopf am Gähnmotor einstellen, und stellen Sie den Steigungswinkel mit dem Pitch-Motor auf Null ein. Der Steigungswinkel sollte mit einem elektronischen Pegel kalibriert werden. Die Messungen werden zunächst in verschiedenen Winkeln durchgeführt, wobei nur die Federbeine an Ort und Stelle und kein Modellflugzeug vorhanden sind. Dadurch können die Effekte der Federbeine aus dem Flugzeug subtrahiert werden.
Schalten Sie das System für die Erfassung der Computer- und der externen Waagenkrafteinerfassungeinschaltsystem ein. Es ist notwendig, das System mindestens 30 min vor dem Testen einzuschalten.
Öffnen Sie die Messsteuerungssoftware.
Zeichnen Sie den Raumdruck und die Temperatur auf. Achten Sie darauf, den luftometrischen Druck mit der lokalen Temperatur und der lokalen Schwerkraft zu korrigieren.
Prüfen Sie, ob der Prüfabschnitt und der Windkanal frei von Schmutz und lösenden Teilen sind, und schließen Sie dann die Prüfabschnittstüren.
Entsperren Sie die Außenbilanz und stellen Sie die Windkanalgeschwindigkeit auf Null ein.
Schalten Sie das Windkanal- und Windkanalkühlsystem ein.
Zeichnen Sie die Gleichgewichtskräfte und Momente auf.
Stellen Sie den dynamischen Druck auf 7 Zoll H₂O ein und zeichnen Sie die Gleichgewichtskräfte und Momente auf.
Verwenden Sie die Gähnensteuerung, um den Gähnwinkel auf 5° einzustellen. Stellen Sie den dynamischen Druck bei Bedarf auf 7 Zoll H₂O ein.
Zeichnen Sie die Gleichgewichtskräfte und Momente auf. Ändern Sie den Gähnwinkel auf 10°. Stellen Sie den dynamischen Druck bei Bedarf auf 7 Zoll H₂O ein.
Zeichnen Sie die Gleichgewichtskräfte und Momente auf.
Schalten Sie den Windkanal aus und sperren Sie die Außenwaage.
Installieren Sie das DC-6B-Modell mit eingeschaltetem Heck.
Kalibrieren Sie den Angriffswinkel und die Tonhöhenanzeige. Kalibrieren Sie den Steigungswinkel vor dem Test mit einem elektronischen Level.
Entsperren Sie den Außensaldo.
Stellen Sie den Angriffswinkel ein, indem Sie die Nase auf dem Bedienfeld Abbildung 2 nach oben oder unten drücken. Angriffswinkel für die Prüfung = -6°, -4°, -2°, 0°, 2°, 4°, 6°, 8°, 10°.
Zeichnen Sie die Gleichgewichtskräfte und Momente auf.
Wiederholen Sie die Schritte 1.19 bis 1.20, und erhöhen Sie schrittweise den Angriffswinkel, bis alle Testpunkte abgeschlossen sind.
Setzen Sie den Angriffswinkel auf Null zurück und setzen Sie den Gähnwinkel. Yaw-Winkel für die Prüfung von n = 0°, 5°, 10°.
Zeichnen Sie die Gleichgewichtskräfte und Momente auf.
Wiederholen Sie die Schritte 1.22 bis 1.23 schrittweise, um den Gähnwinkel schrittweise zu erhöhen, bis alle Testpunkte abgeschlossen sind.
Sperren Sie die externe Waage und entfernen Sie den Schwanz aus dem DC-6B-Modell. Installieren Sie den Schwanzkegel, und wiederholen Sie die Schritte 1.19 bis 1.24.
Wenn alle Daten erfasst wurden, schalten Sie das Windkanalkühlsystem aus, sperren Sie die Außenbilanz und schalten Sie den Windkanal aus.

2. Prüfung bei Windgeschwindigkeiten ungleich Null

Prüfen Sie, ob der Prüfabschnitt und der Windkanal frei von Schmutz und lösen den Teilen sind, und schließen Sie dann die Prüfabschnittstüren.
Stellen Sie den Neigungswinkel auf Null ein.
Entsperren Sie den Außensaldo.
Stellen Sie das Drehrad des Windkanals auf Null ein und schalten Sie den Windkanal und das Windkühlsystem ein.
Zeichnen Sie die Gleichgewichtskräfte und Momente auf.
Stellen Sie den dynamischen Druck auf 7 Zoll H₂O ein.
Stellen Sie den Angriffswinkel ein, beginnend mit der Option . Angriffswinkel für die Prüfung = -6°, -4°, -2°, 0°, 2°, 4°, 6°, 8°, 10°.
Stellen Sie den dynamischen Druck bei Bedarf auf 7 Zoll H2O ein und zeichnen Sie die Gleichgewichtskräfte und Momente auf.
Wiederholen Sie die Schritte 2.7 – 2.8 schrittweise, um den Angriffswinkel zu erhöhen, bis alle Testpunkte ausgeführt werden.
Setzen Sie den Angriffswinkel auf Null zurück und legen Sie den Gähnwinkel fest. Folgende Gähnwinkel sollten getestet werden: = 0°, 5°, 10°.
Stellen Sie den dynamischen Druck bei Bedarf auf 7 Zoll H2O ein und zeichnen Sie die Gleichgewichtskräfte und Momente auf.
Wiederholen Sie die Schritte 2.10 – 2.11 schrittweise, um den Gähnwinkel zu erhöhen, bis alle Testpunkte ausgeführt werden.
Verringern Sie langsam die Fluggeschwindigkeit auf Null, dann sperren Sie die externe Waage.
Entfernen Sie den Schwanzkegel des DC-6B-Modells, und installieren Sie den kompletten Schwanz.
Wiederholen Sie die Schritte 2.7 bis 2.12.
Wenn alle Daten erfasst wurden, schalten Sie das Windkanalkühlsystem aus, sperren Sie die Außenbilanz und schalten Sie den Windkanal aus.

Um ein Flugzeug in drei Dimensionen betreiben zu können, müssen wir in der Lage sein, seine Haltung oder Ausrichtung in drei Dimensionen zu kontrollieren. Daher definieren wir drei Hauptachsen, um die Position eines Flugzeugs und alle an ihm vorgenommenen Änderungen zu beschreiben. Der Ursprung dieser drei Achsen befindet sich im Schwerpunkt des Flugzeugs, der die durchschnittliche Position seiner Masse ist.

Die Gähnachse ist senkrecht zu den Flügeln des Flugzeugs und beschreibt ihre Bewegung von Seite zu Seite. Die Tonhöhenachse ist parallel zum Flügel und senkrecht zur Gähnachse ausgerichtet. Pitch-Bewegung ist die Auf- und Abwärtsbewegung der Nase. Schließlich verläuft die Rollenachse über die Länge des Flugzeugs und beschreibt die vertikale Bewegung der Flügel.

Um die aerodynamischen Eigenschaften eines Flugzeugs zu bewerten, wenn es die Position in diesen Richtungen ändert, können wir mehrere verschiedene Koeffizienten messen, die Lift, Drag und Moment beschreiben. Die Hub- und Ziehkoeffizienten sind bemaßungslose Werte, die es uns ermöglichen, die komplexen Effekte von Form und Durchfluss beim Heben und Ziehen zu modellieren.

Die Hub- und Ziehkoeffizienten werden wie gezeigt definiert, wobei L und D heben und ziehen und S der Referenzbereich des Flugzeugmodells ist. Rho und V sind die Dichte und Geschwindigkeit des freien Stroms. Wir können rho V quadratisch über zwei auf den dynamischen Druck vereinfachen, q.

In ähnlicher Weise messen Ingenieure den Pitching-Moment-Koeffizient, einen maßlosen Wert, der das Drehmoment beschreibt, das durch Kräfte am Flugzeug in Richtung der Pitch-Achse erzeugt wird, das Pitching-Moment.

Wie die Hub- und Ziehkoeffizienten wird der Pitching-Moment-Koeffizient wie gezeigt definiert, wobei M das Pitching-Moment, q der dynamische Druck und S und C der Referenzbereich und die Referenzlänge des Flugzeugs sind.

Schließlich können wir den Gähnmomentkoeffizienten messen, der das in Richtung der Gähnachse erzeugte Drehmoment beschreibt. Dieser Koeffizient wird wie gezeigt definiert, wobei N das Gähnmoment und B die Spannweite im Flugzeug ist.

Ingenieure verwenden diese Koeffizienten, um die Leistung und Stabilität von Flugzeugen zu untersuchen. Die Stabilitätsderivate, die in Bezug auf die Tonhöhen- oder Gähnwinkel aufgenommen werden, geben an, ob das Flugzeug stabil oder instabil ist.

Wenn beispielsweise der Angriffswinkel Alpha plötzlich durch eine Windböe erhöht wird, bestimmt die Reaktion des Flugzeugs seine Stabilität. Wenn der Angriffswinkel auf unbestimmte Zeit zunimmt, ist das Flugzeug instabil. Dies zeigt ein positives Stabilitätsderivat, das zeigt, dass der Pitching-Moment-Koeffizient mit Alpha weiter zunimmt.

Dasselbe gilt für die Richtungsinstabilität in Bezug auf die Gähnwinkel-Beta, die einen negativen Stabilitätskoeffizienten ergibt. Wenn der Angriffswinkel oder gähnenWinkel zu ihren Anfangswerten zurückkehrt, dann gilt das Flugzeug als stabil. Dies spiegelt sich in den Stabilitätsderivaten wider, die den instabilen Bedingungen entgegengesetzt sind.

In diesem Experiment werden wir ein Modellflugzeug untersuchen, da es dem Luftstrom in verschiedenen Steigungs- und Gähnwinkeln ausgesetzt ist und seine Stabilität und Leistung mit und ohne Schwanz bestimmen.

In diesem Experiment werden wir ein Modellflugzeug untersuchen, da es dem Luftstrom in verschiedenen Steigungs- und Gähnwinkeln ausgesetzt ist und seine Stabilität und Leistung mit und ohne Schwanz bestimmen.

Für dieses Experiment müssen Sie einen aerodynamischen Windkanal mit einem Kraftgleichgewicht verwenden, der den Angriffswinkel steuert, der auch als Steigungswinkel bezeichnet wird, und den Gähnwinkel extern während des Experiments. Sie benötigen auch ein DC-6B Flugzeugmodell, das mit Federbeinen an der Kraftbalance befestigt wird.

Um zu beginnen, sperren Sie die externe Waage und installieren Sie die Federbeine auf der Waage, um die Auswirkungen der Federbeine allein zu analysieren, so dass sie aus den Flugzeugmessungen subtrahiert werden können. Stellen Sie den Gähnwinkel auf 0 ein, indem Sie den Gähnmotorknopf einstellen.

Schalten Sie nun den Computer ein und schalten Sie das Datenerfassungssystem für die externe Kraftbilanz ein. Lassen Sie das System vor dem Testen 30 min lang aufwärmen.

Sobald sich das System erwärmt hat, öffnen Sie die Datenerfassungssoftware. Lesen Sie den Raumdruck und die Temperatur und zeichnen Sie diese Werte in Ihrem Notizbuch auf. Korrigieren Sie den luftometrischen Druck mithilfe der Barometertabelle, die dem Quecksilberbarometer beiliegt.

Stellen Sie nun sicher, dass der Testabschnitt und der Windkanal frei von Schmutz und losen Teilen sind. Schließen Sie dann die Testteiltüren. Entsperren Sie den Außensaldo. Stellen Sie dann die Drehzahl von windkanal auf 0 ein. Schalten Sie den Windkanal und das Windkanalkühlsystem ein. Zeichnen Sie die Gleichgewichtskräfte und Momente mit der Windgeschwindigkeit bei 0 auf.

Stellen Sie nun den Gähnwinkel mit der Gähnsteuerung auf 5° ein. Dann notieren Sie die Balancekräfte und Momente wieder bei 0 Windgeschwindigkeit. Wiederholen Sie diese Messungen erneut bei einem Gähnwinkel von 10° und null Windgeschwindigkeit. Stellen Sie nun den Gähnwinkel wieder auf 0 ein und stellen Sie dann den dynamischen Druck auf 7 Zoll Wasser ein. Dann notieren Sie die Balancekräfte und Momente wieder.

Stellen Sie nun den Gähnwinkel auf 5° ein, stellen Sie den dynamischen Druck bei Bedarf wieder auf 7 Zoll Wasser ein und zeichnen Sie dann die Gleichgewichtskräfte und Momente auf. Wiederholen Sie die gleichen Messungen in einem Gähnwinkel von 10°, indem Sie den dynamischen Druck bei Bedarf auf 7 Zoll Wasser zurücksetzen. Nachdem die Messungen aufgezeichnet wurden, kehren Sie den Gähnwinkel auf Null zurück und schalten Sie den Windkanal aus.

Um mit der Kalibrierung des Modells DC-6B zu beginnen, sperren Sie zuerst die außenbilanz und öffnen Sie den Testabschnitt. Installieren Sie dann das DC-6B-Modell mit eingeschaltetem Heck. Kalibrieren Sie den Steigungswinkel mit einem elektronischen Pegel und nehmen Sie bei Bedarf Anpassungen auf Null vor.

Nachdem Sie die Türen des Testabschnitts geschlossen haben, entsperren Sie die Außenwaage, drücken Sie die Nasentaste nach unten, um den Steigungswinkel auf -6° einzustellen. Zeichnen Sie nun die Gleichgewichtskräfte und Momente auf, in denen der Windkanal ausgeschaltet ist, um die Korrektur zu erhalten, die erforderlich ist, um das Gewicht des Modells zu berücksichtigen.

Ändern Sie den Steigungswinkel auf -4° und wiederholen Sie die Messung der Kraft und der Momente wie zuvor. Führen Sie den Test auf Angriffswinkel bis zu 10° mit 2° Schritten durch. Dann kehren Sie den Tonhöhenwinkel auf Null zurück. Führen Sie nun den gleichen Test für die Gierwinkel 0,5,und 10° durch. Wenn alle Winkel getestet wurden, sperren Sie die externe Waage, öffnen Sie den Testabschnitt, und entfernen Sie den Abteil des DC-6B-Modells.

Dann den Heckkegel installieren, damit wir den Modellgewichtsbeitrag mit dem Windkanal abmessen können. Schließen Sie nun den Testabschnitt, stellen Sie den Gähnwinkel auf Null ein, und zeichnen Sie die Kraft- und Momentmessungen für alle Steigungswinkel von -6 bis 10° auf.

Sobald diese Messungen abgeschlossen sind, wiederholen Sie den Test erneut in einem Steigungswinkel von0 für die drei Gähnwinkel. Wenn sie abgeschlossen ist, sperren Sie den externen Saldo.

Jetzt führen wir das Experiment mit einer Windgeschwindigkeit von ungleich Null aus. Überprüfen Sie zunächst den Prüfabschnitt auf Schmutz und lose Teile. Schließen Sie dann die Türen des Testabschnitts.

Als nächstes stellen Sie den Tonhöhenwinkel auf Null ein und entsperren Sie den außenwirtschaftlichen Saldo. Stellen Sie das Drehrad des Windkanals auf Null ein, und schalten Sie dann den Windkanal ein. Zeichnen Sie die Gleichgewichtskräfte und Momente auf, bevor Sie den Luftstrom einschalten. Schalten Sie nun den Luftstrom mit dem dynamischen Druck in Höhe von 7 Zoll Wasser ein. Stellen Sie dann den Steigungswinkel auf -6° ein, und stellen Sie den dynamischen Druck bei Bedarf wieder auf 7 Zoll Wasser ein, bevor Sie die Gleichgewichtskräfte und Momente für diese Einstellung aufzeichnen.

Wiederholen Sie die Messung für jeden der in den Kalibrierungsschritten getesteten Steigungswinkel. Dann kehren Sie die Tonhöhe und Gähnwinkel auf Null zurück. Stellen Sie bei Bedarf den dynamischen Druck erneut ein, und zeichnen Sie dann die Gleichgewichtskräfte und Momente auf. Wiederholen Sie wie zuvor die Messungen für die während der Kalibrierung getesteten Gähnwinkel.

Sobald alle Messungen durchgeführt wurden, verringern Sie langsam die Luftgeschwindigkeit auf Null. Sperren Sie nun die externe Waage, und öffnen Sie den Testabschnitt. Entfernen Sie den DC-6B Schwanzkegel und installieren Sie den kompletten Schwanz. Schließen Sie dann den Testabschnitt und wiederholen Sie die Messungen für alle zuvor getesteten Steigungswinkel und Gähnwinkel mit einem dynamischen Windkanaldruck von 7 Zoll Wasser.

In diesem Experiment haben wir Leistungs- und Stabilitätseigenschaften eines DC-6B-Flugzeugmodells in zwei Konfigurationen erhalten, wobei der konventionelle Flugzeugschwanz und der Schwanz entfernt wurden.

Passen Sie für jede Konfiguration die gemessenen Kräfte an, um das Gewicht der Federbeine zu entfernen, indem Sie die Kräfte mit dem Modell abziehen und sich von den Kräften abwickeln, wenn das Modell ausgeschaltet ist und der Wind anist.

Entfernen Sie dann die Wirkung des Gewichts des Modells, indem Sie die Kräfte mit Modell auf subtrahieren und sich von den Kräften mit dem Modell auf und Wind auf abwickeln. Entfernen Sie dann die aerodynamische Wirkung der Streben, indem Sie die gewichtsangepassten Kräfte der Streben von den gewichtsangepassten Kräften des Modells subtrahieren.

Anhand dieser eingestellten Kräfte können wir den Hebe- und Luftwiderstandskoeffizienten mit diesen Gleichungen berechnen. Hier ist L der Aufzug und D der Luftwiderstand, der im Experiment gemessen wurde. S ist der Modellreferenzbereich und q ist der dynamische Druck.

Wenn wir nun den Hub- und Luftwiderstandskoeffizienten gegen den Steigungswinkel darstellen, können wir sehen, dass der Schwanz am Flugzeug den maximalen Auftrieb erhöht, aber der Schwanz erhöht auch den Luftwiderstand. Als Nächstes sehen wir uns den Pitching-Moment-Koeffizienten an. Der Pitching-Moment M wurde in unseren Experimenten gemessen.

Dann zeichnen wir den Tonhöhenmomentkoeffizienten gegen den Tonhöhenwinkel. Denken Sie daran, dass, wenn das Tonhöhenmoment mit zunehmendem Angriffswinkel zunimmt, das Flugzeug instabil ist, da es nicht in der Lage ist, zur Ebene Überschrift zurückzukehren. Aber wenn das Tonhöhenmoment mit zunehmendem Angriffswinkel abnimmt, wirkt das Tonhöhenmoment, um zu verhindern, dass der Tonhöhenwinkel auf unbestimmte Zeit ansteigt oder abnimmt; dadurch für mehr Stabilität im Flugzeug sorgen.

Bei der Heck-Off-Konfiguration erhöht sich der Tonhöhenkoeffizient mit der Erhöhung des Steigungswinkels, was zeigt, dass das Flugzeug in dieser Konfiguration instabil ist. Auf der anderen Seite zeigt der Schwanz auf der Konfiguration das entgegengesetzte Verhalten, wo der Tonhöhenkoeffizient abnimmt, wenn der Steigungswinkel zunimmt, was zeigt, dass der Schwanz dem Flugzeug Stabilität verleiht.

In ähnlicher Weise berechnen wir den Gähnmomentkoeffizienten. Der Gähnmoment, N, wurde in unseren Experimenten gemessen. Hier zeigen wir ein Diagramm des Gähnmomentkoeffizienten im Vergleich zum Gähnwinkel.

Für die Richtungsstabilität bedeutet ein positiver Seitenschlupfwinkel Beta, dass die Flugzeugnase nach links von der Bewegungsrichtung zeigt, und nach rechts, wenn Beta negativ ist. Der Gähnmomentkoeffizient ist positiv nach rechts und nach links negativ.

Wenn jedoch das Gähnmoment mit zunehmender Beta-Phase abnimmt, wie es bei der Konfiguration des Schwanzes der Abschweifung der Fall ist, neigt das Flugzeug nicht dazu, in die Null-Beta-Position zurückzukehren und ist instabil. Daher können wir schlussfolgern, dass der Flugzeugschwanz notwendig ist, um Stabilität zu erreichen, obwohl es zu einer gewissen Leistungsminderung führt.

Zusammenfassend haben wir gelernt, wie die aerodynamischen Eigenschaften eines Flugzeugs durch seine Hub-, Luftwiderstands- und Momentkoeffizienten beschrieben werden. Anschließend haben wir die aerodynamischen Kräfte des Modells DC-6B in einem Windkanal gemessen, um seine Flugleistung und Stabilität zu analysieren.

Results

In dieser Demonstration wurden die Leistungs- und Stabilitätseigenschaften eines DC-6B-Modells in zwei Konfigurationen gemessen. In einer Konfiguration wurde ein herkömmlicher Flugzeugschwanz am Modell befestigt (Tail-on), und in der zweiten Konfiguration wurde der Schwanz entfernt und durch einen Kegel (Schwanzabschwanz) ersetzt. Für jede Konfiguration wurde die Variation des Hub- und Luftwiderstandskoeffizienten mit dem Angriffswinkel ermittelt (Abbildung 3). Die Variation des Tonhöhenmoment-Koeffizienten und des Gähnmoment-Koeffizienten in Bezug auf Angriffswinkel und Beta wurde ebenfalls untersucht (Abbildung 4).

Die Ergebnisse zeigen die aerodynamischen Effekte des Schwanzes. In Abbildung 3 erhöht der Schwanz zwar den maximalen Hub und den Luftwiderstand, aber insgesamt verringert der Schwanz die aerodynamische Leistung. Wenn der Schwanz ausgeschaltet ist, ist das Modell längs und richtungsweisend instabil (Abbildung 4). Daher ist der Flugzeugschwanz notwendig, um Stabilität zu erreichen, auch wenn es zu einer geringeren Flugzeugleistung führen könnte.

Abbildung 3. Leistungsbewertungskurven für Tail-on- und Tail-off-Konfigurationen. A) Hubkoeffizient vs. B) Ziehkoeffizient vs. C) Ziehen Sie polar; und D) L/D vs. Bitte klicken Sie hier, um eine größere Version dieser Abbildung anzuzeigen.

Abbildung 4. Leistungsbewertungskurven für Tail-on- und Tail-Off-Konfigurationen. A) Tonhöhenmomentkoeffizient vs. B) Yaw-Moment-Koeffizient vs. . Bitte klicken Sie hier, um eine größere Version dieser Abbildung anzuzeigen.

Applications and Summary

Die Prüfung eines Kleinmodells mit einer aerodynamischen Balance in einem Windkanal ermöglicht die Bestimmung der wichtigsten aerodynamischen Eigenschaften eines Flugzeugs. Ein 6-Komponenten-Gleichgewicht misst drei Kraftkomponenten, Hub-, Ziehen und Seitliche Kräfte sowie drei Momentkomponenten, Pitch-, Gähn- und Rollmomente.

Wenn die dynamische Ähnlichkeit zwischen dem Full-Scale-Objekt und dem Modell erreicht wird, z. B. die Reynolds-Zahl bei inkompressiblen stetigen Strömungen gleich ist, gelten die aerodynamischen Koeffizienten, die mit dem Kleinmodell erzielt werden, auf die Objekt- und aerodynamische Eigenschaften, wie Leistung und statische Stabilität, können bestimmt werden.

Kraft- und Momentmessungen durch eine Außenwaage in einem Windkanal haben mehrere Anwendungen. Diese Methode ist in der Luft- und Raumfahrtindustrie weit verbreitet; Es wurde jedoch erfolgreich in Forschung und Entwicklung in vielen Bereichen eingesetzt, zum Beispiel im Marinetechnik, in der Automobilindustrie und im Tiefbau.

Es gibt mehrere Anwendungen in der Marinetechnik. So werden beispielsweise Segelboote und Rennboote erheblich von aerodynamischen Kräften beeinflusst, und ihre Auswirkungen auf das Schiff müssen berücksichtigt werden, um die Leistung zu optimieren. Bei der Konstruktion von Schiffen mit niedriger Geschwindigkeit sollten aerodynamische Kräfte in Betracht gezogen werden, um den Kraftstoffverbrauch zu senken und die Gesamtleistung zu verbessern.

Eine weitere Branche, die von Windkanaltests profitiert, ist die Automobilindustrie. Windkanaltests werden verwendet, um die Zugkräfte, Seitenkräfte und Momente zu bestimmen, die ein Auto erlebt. Dies ist heute eine gängige Praxis für die Entwicklung von Neuwagen, da diese Technik zu wettbewerbsfähigeren und effizienteren Designs führt.

Windkanalprüfungen für Kraftmessungen sind nicht auf die Leistungsoptimierung beschränkt. Im modernen Tiefbau werden Windkanaltests eingesetzt, um die Sicherheit zu erhöhen. Es gibt hohe und schlanke Wolkenkratzer, die starken Windböen ausgesetzt sind. Diese Windböen erzeugen hohe Belastungen, die bei der Gebäudeplanung berücksichtigt werden müssen, um einen Gebäudeeinsturz zu vermeiden. Dies gilt auch für Brücken, die in Windkanälen getestet werden müssen, um die Sicherheit zu gewährleisten.

Materialliste:

name	gesellschaft	Katalognummer	Kommentare
ausrüstung
Low-Speed-Windkanal	Sdsu		Geschlossener Rückgabetyp mit Geschwindigkeiten im Bereich 0-180 mph TestabschnittGröße 45W-32H-67L Zoll
DC-6B Vollmodell	Sdsu		Referenzbereich = 93,81 in² Mittlere Akkordlänge = 3.466 in Spanne = 27.066 in Seitenverhältnis = 7,809 Momentreferenz Z-Entfernung (in) = 0* Momentreferenz X-Entfernung (in) = 0*
Externe aerodynamische Kraftbalance	Sdsu		Das 6-Komponenten-, Lastzellen- und Dehnungsmessstreifensystem weist folgende Belastungsgrenzen auf. Lift = 150 lb; Ziehen = 50 lb; Seitenkraft 100 lb; Teilung 1000 lb-in; Roll 1000 lb-in; Yaw 1000 lb-in.
Digitales Servicemodul	Scanivalve	DSM4000
barometer
Manometer	Meriam Instrument Co.	34FB8	Wassermanometer mit 10″ Bereich.
thermometer

Transcript

In order to operate an aircraft in three dimensions, we must be able to control its attitude, or orientation, in three dimensions. Thus, we define three principal axes to describe an airplane’s position and any changes made to it. The origin of these three axes is located at the aircraft’s center of gravity, which is the average location of its mass.

The yaw axis is perpendicular to the aircraft’s wings and describes its motion from side to side. The pitch axis is oriented parallel to the wing and perpendicular to the yaw axis. Pitch motion is the up and down motion of the nose. Finally, the roll axis runs the length of the aircraft and describes the vertical movement of the wings.

To evaluate the aerodynamic characteristics of an aircraft as it changes position in these directions, we can measure several different coefficients that describe lift, drag, and moment. The lift and drag coefficients are dimensionless values that enable us to model the complex effects of shape and flow on lift and drag.

The lift and drag coefficients are defined as shown, where L and D are lift and drag, and S is the reference area of the aircraft model. Rho and V are the density and velocity of the free stream. We can simplify rho V squared over two to the dynamic pressure, q.

Similarly, engineers measure the pitching moment coefficient, which is a dimensionless value that describes the torque produced by forces on the aircraft in the direction of the pitch axis, called the pitching moment.

Like the lift and drag coefficients, the pitching moment coefficient is defined as shown, where M is the pitching moment, q is the dynamic pressure, and S and C are the reference area and reference length of the aircraft.

Finally, we can measure the yaw moment coefficient, which describes the torque produced in the direction of the yaw axis. This coefficient is defined as shown, where N is the yaw moment, and B is the wingspan on the aircraft.

Engineers use these coefficients to study aircraft performance and stability. The stability derivatives, taken with respect to the pitch or yaw angles, indicate whether the aircraft is stable or unstable.

For example, if the angle of attack, alpha, is suddenly increased by a wind gust, the aircraft’s response determines its stability.If the angle of attack keeps increasing indefinitely, the aircraft is unstable. This is shown by a positive stability derivative, showing that the pitching moment coefficient continues to increase with alpha.

The same is true for directional instability with respect to yaw angle beta, which gives a negative stability coefficient. If the angle of attack or yaw angle return to their initial values, then the aircraft is said to be stable. This is reflected in the stability derivatives, which are opposite to the unstable conditions.

In this experiment, we will examine a model aircraft as it is exposed to airflow at different pitch and yaw angles and determine its stability and performance with and without its tail.

In this experiment, we will examine a model aircraft as it is exposed to airflow at different pitch and yaw angles and determine its stability and performance with and without its tail.

For this experiment, you’ll need to use an aerodynamic wind tunnel with a force balance that controls the angle of attack, also called the pitch angle, and the yaw angle externally during the experiment. You’ll also need a DC-6B aircraft model that attaches to the force balance using struts.

To begin, lock the external balance and install the struts on the balance to analyze the effects of the struts alone, so they can be subtracted out of the airplane measurements. Set the yaw angle to 0 by adjusting the yaw motor knob.

Now turn on the computer and turn on the data acquisition system for the external force balance. Allow the system to warm up for 30 min prior to testing.

Once the system has warmed up, open the data acquisition software. Read the room pressure and temperature and record these values in your notebook. Correct the barometric pressure, using the barometer spreadsheet that accompanies the mercury barometer.

Now make sure that the test section and wind tunnel are free of debris and loose parts. Then close the test section doors. Unlock the external balance. Then set the wind tunnel speed dial to 0. Turn on the wind tunnel and the wind tunnel cooling system. Record the balance forces and moments with the wind speed at 0.

Now adjust the yaw angle to 5° using the yaw control. Then record the balance forces and moments again at 0 wind speed. Repeat these measurements again at a yaw angle of 10° and zero wind speed. Now set the yaw angle back to 0 and then set the dynamic pressure to 7 inches of water. Then record the balance forces and moments again.

Now, set the yaw angle to 5°, adjust the dynamic pressure back to 7 inches of water, if necessary, and then record the balance forces and moments. Repeat the same measurements at a yaw angle of 10°, resetting the dynamic pressure back to 7 inches of water, if necessary.After the measurements have been recorded, return the yaw angle to zero, and turn off the wind tunnel.

To begin calibration of the model DC-6B airplane, first lock the external balance and open the test section. Then install the DC-6B model with the tail on. Calibrate the pitch angle using an electronic level and make adjustments to zero if needed.

After closing the test section doors, unlock the external balance, press the nose down button to set the pitch angle to -6°. Now record the balance forces and moments with the wind tunnel off to acquire the correction needed to account for the model’s weight.

Change the pitch angle to -4° and repeat the measurement of the force and moments as before. Conduct the test for angles of attack up to 10° with 2° increments. Then return the pitch angle to zero. Now conduct the same test for the yaw angles 0,5,and 10°. When all of the angles have been tested, lock the external balance, open the test section, and remove the DC-6B model tail.

Then install the tail cone, so that we can measure the model weight contribution with the wind tunnel off. Now close the test section, set the yaw angle to zero, and record the force and moment measurements for all of the pitch angles from -6 to 10°, as before.

Once those measurements are complete, repeat the test again at a pitch angle of0 for the three yaw angles. When complete, lock the external balance.

Now we’ll run the experiment with a non-zero wind speed. To begin, check the test section for debris and loose parts. Then, close the test section doors.

Next, set the pitch angle to zero and unlock the external balance. Set the wind tunnel speed dial to zero, then turn on the wind tunnel. Record the balance forces and moments before turning on the airflow. Now turn on the airflow with the dynamic pressure equal to 7 inches of water. Then set the pitch angle to -6°, and adjust the dynamic pressure back to 7 inches of water, if needed, before recording the balance forces and moments for this setting.

Repeat the measurement for each of the pitch angles tested in the calibration steps. Then return the pitch and yaw angles to zero. Adjust the dynamic pressure again if needed, and then record the balance forces and moments. Like before, repeat the measurements for the yaw angles tested during the calibration.

Once all of the measurements have been taken, slowly decrease the air speed to zero. Now lock the external balance and open the test section. Remove the DC-6B tail cone and install the complete tail. Then close the test section and repeat the measurements for all of the pitch angles and yaw angles tested previously with a wind tunnel dynamic pressure of 7 inches of water.

In this experiment, we obtained performance and stability characteristics of a DC-6B aircraft model in two configurations, with the conventional airplane tail and with the tail removed.

For each configuration, adjust the measured forces to remove the weight of the strut by subtracting the forces with the model off and wind off from the forces with the model off and the wind on.

Then remove the effect of the weight of the model by subtracting the forces with model on and wind off from the forces with the model on and wind on. Then remove the aerodynamic effect of the struts by subtracting the weight adjusted forces of the struts from the weight adjusted forces of the model.

Using these adjusted forces, we can calculate the lift coefficient and drag coefficient using these equations. Here, L is the lift and D is the drag, which were measured in the experiment. S is the model reference area and q is the dynamic pressure.

Now if we plot the lift and drag coefficients against the pitch angle, we can see that the tail on the aircraft increases the maximum lift, but the tail also increases the drag. Next, let’s look at the pitching moment coefficient.The pitching moment, M, was measured in our experiments.

Then, we’ll plot the pitch moment coefficient against the pitch angle. Remember that if the pitch moment increases with increasing angle of attack, the aircraft is unstable, as it is unable to return to level heading. But if the pitch moment decreases with increasing angle of attack, the pitch moment acts to prevent the pitch angle from increasing or decreasing indefinitely; thus, ensuring more stability in the aircraft.

For the tail off configuration, the pitch coefficient increases with the increase of the pitch angle, showing that the aircraft is unstable in this configuration. On the other hand, the tail on configuration exhibits the opposite behavior, where the pitch coefficient decreases as the pitch angle increases, showing that the tail adds stability to the aircraft.

Similarly, we will calculate the yaw moment coefficient. The yaw moment, N, was measured in our experiments. Here we show a plot of the yaw moment coefficient versus the yaw angle.

For directional stability, a positive side slip angle beta means that the aircraft nose is pointing to the left of the direction of motion, and to the right if beta is negative. The yaw moment coefficient is positive to the right and negative to the left.

However, if the yaw moment decreases as beta increases, as it does for the tail off configuration, the airplane does not tend to return to the zero beta position and is unstable. Therefore, we can conclude that the airplane tail is necessary to achieve stability, even though it results in some performance reduction.

In summary, we learned how the aerodynamic characteristics of an aircraft are described by its lift, drag, and moment coefficients. We then measured the aerodynamic forces experienced by model DC-6B airplane in a wind tunnel to analyze its flight performance and stability.

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