Aerodynamisches Verhalten eines Modellflugzeugs: Die DC-6B

Um ein Flugzeug in drei Dimensionen zu betreiben, müssen wir in der Lage sein, seine Lage oder Ausrichtung in drei Dimensionen zu steuern. Daher definieren wir drei Hauptachsen, um die Position eines Flugzeugs und alle daran vorgenommenen Änderungen zu beschreiben. Der Ursprung dieser drei Achsen befindet sich im Schwerpunkt des Flugzeugs, der der durchschnittlichen Lage seiner Masse entspricht.

Die Gierachse steht senkrecht zu den Flügeln des Flugzeugs und beschreibt seine Bewegung von Seite zu Seite. Die Pitchachse ist parallel zum Flügel und senkrecht zur Gierachse ausgerichtet. Die Nickbewegung ist die Auf- und Abbewegung der Nase. Die Rollachse schließlich verläuft über die Länge des Flugzeugs und beschreibt die vertikale Bewegung der Flügel.

Um die aerodynamischen Eigenschaften eines Flugzeugs zu bewerten, wenn es seine Position in diese Richtungen ändert, können wir mehrere verschiedene Koeffizienten messen, die Auftrieb, Luftwiderstand und Moment beschreiben. Die Auftriebs- und Luftwiderstandskoeffizienten sind dimensionslose Werte, die es uns ermöglichen, die komplexen Auswirkungen von Form und Strömung auf Auftrieb und Luftwiderstand zu modellieren.

Die Auftriebs- und Luftwiderstandsbeiwerte sind wie folgt definiert, wobei L und D Auftrieb und Widerstand sind und S der Referenzbereich des Flugzeugmodells ist. Rho und V sind die Dichte und Geschwindigkeit des freien Stroms. Wir können rho V quadriert über zwei zum dynamischen Druck q.

In ähnlicher Weise messen Ingenieure den Nickmomentkoeffizienten, der ein dimensionsloser Wert ist, der das Drehmoment beschreibt, das durch Kräfte erzeugt wird, die auf das Flugzeug in Richtung der Nickachse wirken, das sogenannte Nickmoment.

Wie die Auftriebs- und Luftwiderstandsbeiwerte ist auch der Nickmomentkoeffizient wie folgt definiert, wobei M das Nickmoment, q der dynamische Druck und S und C die Referenzfläche und die Referenzlänge des Flugzeugs sind.

Schließlich können wir den Giermomentkoeffizienten messen, der das in Richtung der Gierachse erzeugte Drehmoment beschreibt. Dieser Koeffizient ist wie folgt definiert, wobei N das Giermoment und B die Flügelspannweite des Flugzeugs ist.

Ingenieure verwenden diese Koeffizienten, um die Leistung und Stabilität von Flugzeugen zu untersuchen. Die Stabilitätsableitungen, die in Bezug auf den Nick- oder Gierwinkel genommen werden, geben an, ob das Flugzeug stabil oder instabil ist.

Wird zum Beispiel der Anstellwinkel alpha durch eine Windböe schlagartig erhöht, bestimmt das Ansprechverhalten des Flugzeugs seine Stabilität. Wenn der Anstellwinkel unbegrenzt zunimmt, ist das Flugzeug instabil. Dies wird durch eine positive Stabilitätsableitung gezeigt, die zeigt, dass der Koeffizient des Nickmoments mit alpha weiter zunimmt.

Gleiches gilt für die Richtungsinstabilität in Bezug auf den Gierwinkel beta, die einen negativen Stabilitätskoeffizienten ergibt. Wenn der Anstellwinkel oder der Gierwinkel wieder auf ihre ursprünglichen Werte zurückkehrt, dann spricht man von einem stabilen Flugzeug. Dies spiegelt sich in den Stabilitätsderivaten wider, die den instabilen Bedingungen entgegengesetzt sind.

In diesem Experiment werden wir ein Modellflugzeug untersuchen, wie es einer Luftströmung mit unterschiedlichen Nick- und Gierwinkeln ausgesetzt ist, und seine Stabilität und Leistung mit und ohne Heck bestimmen.

In diesem Experiment werden wir ein Modellflugzeug untersuchen, wie es einer Luftströmung mit unterschiedlichen Nick- und Gierwinkeln ausgesetzt ist, und seine Stabilität und Leistung mit und ohne Heck bestimmen.

Für dieses Experiment müssen Sie einen aerodynamischen Windkanal mit einem Kraftausgleich verwenden, der den Anstellwinkel, auch Nickwinkel genannt, und den Gierwinkel extern während des Experiments steuert. Außerdem benötigst du ein DC-6B-Flugzeugmodell, das mit Streben am Kräfteausgleich befestigt wird.

Zu Beginn sperren Sie die externe Unruh und installieren Sie die Streben auf der Waage, um die Auswirkungen der Streben allein zu analysieren, damit sie von den Flugzeugmessungen abgezogen werden können. Stellen Sie den Gierwinkel auf 0, indem Sie den Knopf des Giermotors einstellen.

Schalten Sie nun den Computer ein und schalten Sie das Datenerfassungssystem für den externen Kraftausgleich ein. Lassen Sie das System vor dem Test 30 Minuten lang aufwärmen.

Sobald das System aufgewärmt ist, öffnen Sie die Datenerfassungssoftware. Lesen Sie den Raumdruck und die Temperatur ab und notieren Sie diese Werte in Ihrem Notizbuch. Korrigieren Sie den Luftdruck mit der Barometer-Tabelle, die dem Quecksilberbarometer beiliegt.

Stellen Sie nun sicher, dass die Teststrecke und der Windkanal frei von Schmutz und losen Teilen sind. Schließen Sie dann die Türen der Prüfstrecke. Entsperren Sie das externe Gleichgewicht. Stellen Sie dann den Regler für den Windkanal auf 0. Schalten Sie den Windkanal und das Kühlsystem des Windkanals ein. Notieren Sie die Gleichgewichtskräfte und -momente mit der Windgeschwindigkeit bei 0.

Stellen Sie nun den Gierwinkel auf 5 ein? mit der Giersteuerung. Zeichnen Sie dann die Ausgleichskräfte und -momente erneut bei 0 Windgeschwindigkeit auf. Wiederholen Sie diese Messungen noch einmal bei einem Gierwinkel von 10? und null Windgeschwindigkeit. Stellen Sie nun den Gierwinkel wieder auf 0 ein und stellen Sie dann den dynamischen Druck auf 7 Zoll Wasser ein. Halten Sie dann die Gleichgewichtskräfte und Momente noch einmal fest.

Stellen Sie nun den Gierwinkel auf 5" ein, stellen Sie den dynamischen Druck bei Bedarf wieder auf 7 Zoll Wasser ein und notieren Sie dann die Gleichgewichtskräfte und -momente. Wiederholen Sie die gleichen Messungen bei einem Gierwinkel von 10 μm und setzen Sie den dynamischen Druck bei Bedarf wieder auf 7 Zoll Wasser zurück. Nachdem die Messungen aufgezeichnet wurden, setzen Sie den Gierwinkel auf Null zurück und schalten Sie den Windkanal aus.

Um mit der Kalibrierung des Flugzeugmodells DC-6B zu beginnen, verriegeln Sie zunächst die externe Waage und öffnen Sie die Testsektion. Montieren Sie dann das Modell DC-6B mit aufgesetztem Heck. Kalibrieren Sie den Nickwinkel mit einer elektronischen Wasserwaage und nehmen Sie bei Bedarf Anpassungen auf Null vor.

Entriegeln Sie nach dem Schließen der Türen der Prüfsektion die externe Waage und drücken Sie die Taste nach unten, um den Neigungswinkel auf -6° einzustellen. Notieren Sie nun die Gleichgewichtskräfte und -momente bei ausgeschaltetem Windkanal, um die erforderliche Korrektur zur Berücksichtigung des Gewichts des Modells zu erhalten.

Ändern Sie den Steigungswinkel auf -4? und wiederholen Sie die Messung der Kraft und der Momente wie bisher. Führen Sie den Test für Anstellwinkel bis 10 durch? mit 2? Erweiterungen. Setzen Sie dann den Neigungswinkel auf Null zurück. Führen Sie nun den gleichen Test für die Gierwinkel 0,5 und 10 ?. Wenn alle Winkel getestet wurden, sperren Sie die externe Balance, öffnen Sie die Testsektion und entfernen Sie das Heck des DC-6B-Modells.

Installieren Sie dann den Heckkonus, damit wir den Gewichtsbeitrag des Modells bei ausgeschaltetem Windkanal messen können. Schließen Sie nun die Prüfstrecke, stellen Sie den Gierwinkel auf Null und erfassen Sie wie bisher die Kraft- und Momentenmessungen für alle Steigungswinkel von -6 bis 10?.

Sobald diese Messungen abgeschlossen sind, wiederholen Sie den Test erneut bei einem Nickwinkel von 0 für die drei Gierwinkel. Wenn Sie fertig sind, sperren Sie die externe Balance.

Jetzt führen wir das Experiment mit einer Windgeschwindigkeit ungleich Null durch. Überprüfen Sie zunächst die Teststrecke auf Schmutz und lose Teile. Schließen Sie dann die Türen der Prüfstrecke.

Stellen Sie als Nächstes den Pitch-Winkel auf Null und entsperren Sie die externe Balance. Stellen Sie den Regler für den Windkanal auf Null und schalten Sie dann den Windkanal ein. Notieren Sie die Gleichgewichtskräfte und Momente, bevor Sie den Luftstrom einschalten. Schalten Sie nun den Luftstrom mit einem Staudruck von 7 Zoll Wasser ein. Stellen Sie dann den Neigungswinkel auf -6 °C 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. Setzen Sie dann den Neigungs- und Gierwinkel auf Null zurück. Passen Sie den Staudruck bei Bedarf erneut an und notieren Sie dann die Gleichgewichtskräfte und -momente. Wiederholen Sie wie zuvor die Messungen für die während der Kalibrierung getesteten Gierwinkel.

Sobald alle Messungen durchgeführt wurden, verringern Sie die Luftgeschwindigkeit langsam auf Null. Sperren Sie nun die externe Waage und öffnen Sie die Teststrecke. Entfernen Sie den DC-6B-Heckkonus und montieren Sie das komplette Heck. Schließen Sie dann die Testsektion und wiederholen Sie die Messungen für alle zuvor getesteten Nickwinkel und Gierwinkel mit einem dynamischen Windkanaldruck von 7 Zoll Wasser.

In diesem Experiment haben wir die Leistungs- und Stabilitätsmerkmale eines DC-6B-Flugzeugmodells in zwei Konfigurationen erhalten, mit dem konventionellen Flugzeugheck und mit entferntem Heck.

Passen Sie für jede Konfiguration die gemessenen Kräfte an, um das Gewicht der Strebe zu verringern, indem Sie die Kräfte bei ausgeschaltetem Modell und ausgeschaltetem Wind von den Kräften bei ausgeschaltetem Modell und eingeschaltetem Wind subtrahieren.

Entfernen Sie dann den Effekt der Gewichtung des Modells, indem Sie die Kräfte bei ein- und ausgeschaltetem Modell von den Kräften bei ein- und ausgeschaltetem Modell subtrahieren. Entfernen Sie dann den aerodynamischen Effekt der Federbeine, indem Sie die gewichtsangepassten Kräfte der Federbeine von den gewichtsangepassten Kräften des Modells subtrahieren.

Mit diesen eingestellten Kräften können wir den Auftriebsbeiwert und den Luftwiderstandsbeiwert anhand dieser Gleichungen berechnen. Dabei ist L der Auftrieb und D der Widerstand, die im Experiment gemessen wurden. S ist der Modellreferenzbereich und q ist der dynamische Druck.

Wenn wir nun den Auftrieb und den Luftwiderstandsbeiwert gegen den Nickwinkel darstellen, können wir sehen, dass das Heck des Flugzeugs den maximalen Auftrieb erhöht, das Heck aber auch den Luftwiderstand erhöht. Schauen wir uns als Nächstes den Koeffizienten des Nickmoments an. Das Nickmoment M wurde in unseren Experimenten gemessen.

Dann stellen wir den Koeffizienten des Nickmoments gegen den Nickwinkel dar. Denken Sie daran, dass das Flugzeug instabil ist, wenn das Nickmoment mit zunehmendem Anstellwinkel zunimmt, da es nicht in der Lage ist, in den waagerechten Kurs zurückzukehren. Wenn das Nickmoment jedoch mit zunehmendem Anstellwinkel abnimmt, verhindert das Nickmoment, dass der Nickwinkel unbegrenzt zu- oder abnimmt. So wird für mehr Stabilität im Flugzeug gesorgt.

Bei der Heck-Off-Konfiguration steigt der Nickkoeffizient mit der Zunahme des Nickwinkels, was zeigt, dass das Flugzeug in dieser Konfiguration instabil ist. Auf der anderen Seite zeigt das Heck in der Konfiguration das gegenteilige Verhalten, bei dem der Nickkoeffizient mit zunehmendem Nickwinkel abnimmt, was zeigt, dass das Heck dem Flugzeug Stabilität verleiht.

In ähnlicher Weise berechnen wir den Giermomentkoeffizienten. Das Giermoment N wurde in unseren Experimenten gemessen. Hier zeigen wir ein Diagramm des Giermomentkoeffizienten im Vergleich zum Gierwinkel.

Für die Richtungsstabilität bedeutet ein positiver seitlicher Gleitwinkel beta, dass die Flugzeugnase nach links von der Bewegungsrichtung zeigt, und nach rechts, wenn beta negativ ist. Der Giermomentkoeffizient ist nach rechts positiv und nach links negativ.

Wenn das Giermoment jedoch mit zunehmendem Beta abnimmt, wie es bei der Tail-Off-Konfiguration der Fall ist, neigt das Flugzeug nicht dazu, in die Null-Beta-Position zurückzukehren und ist instabil. Daraus können wir schließen, dass das Heck des Flugzeugs notwendig ist, um Stabilität zu erreichen, auch wenn es zu einer gewissen Leistungsminderung führt.

Zusammenfassend haben wir gelernt, wie die aerodynamischen Eigenschaften eines Flugzeugs durch seine Auftriebs-, Luftwiderstands- und Momentenkoeffizienten beschrieben werden. Anschließend haben wir die aerodynamischen Kräfte, denen das Flugzeug des Modells DC-6B ausgesetzt ist, in einem Windkanal gemessen, um seine Flugleistung und Stabilität zu analysieren.