Rendimiento del ala Clark Y-14: Despliegue de dispositivos de elevación alta (Flaps y Slats)

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)

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

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October 13, 2017

Overview

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

Un ala es el principal aparato generador de ascensores en un avión. El rendimiento de las alas se puede mejorar aún más mediante la implementación de dispositivos de elevación alta, como flaps (en el borde de arrastre) y listón (en el borde delantero) durante el despegue o aterrizaje.

En este experimento, se utiliza un túnel de viento para generar ciertas velocidades de aire, y un ala Clark Y-14 con una solapa y una lata se utiliza para recopilar y calcular datos, como el coeficiente de momento de elevación, arrastre y lanzamiento. Una lámina de aire Clark Y-14 se muestra en la Figura 1 y tiene un grosor del 14% y es plana en la superficie inferior del 30% del acorde a la parte posterior. Aquí, las pruebas del túnel de viento se utilizan para demostrar cómo el rendimiento aerodinámico de un ala Clark Y-14 se ve afectada por dispositivos de elevación alta, tales como flaps y listonts.

Figura 1. Perfil de lámina de aire Clark Y-14.

Principles

La velocidad de un avión es relativamente baja durante el despegue y el aterrizaje. Para generar una elevación suficiente, es necesario aumentar el área del ala y /o cambiar la forma de la lámina de aire en los bordes delanteros y finales del ala. Para ello, se utilizan listón en el borde delantero y las aletas en el borde final. Las aletas y listones pueden moverse dentro o fuera de las alas. El despliegue de las solapas y los listones tiene dos efectos; aumenta el área del ala y el camber efectivo de la lámina de aire, lo que aumenta la elevación. Además, el despliegue de flaps y listones también aumenta la resistencia de la aeronave. La Figura 2 muestra las configuraciones de crucero, despegue y aterrizaje de un ala con una solapa y un listo.

Figura 2. Varias configuraciones de solapa de ala y listonte.

Durante el vuelo, el ala de un avión se somete continuamente a una fuerza y momento aerodinámico resultante, como se muestra en la Figura 3(a). La fuerza resultante, R, se puede descomponer en dos componentes. Típicamente, un componente está a lo largo de la dirección de la velocidad de flujo lejano, V_,que se llama arrastrar, D, y el otro componente es perpendicular a la dirección, que se llama elevación, L.

El momento, M, mueve la nariz del avión hacia arriba o hacia abajo, por lo tanto, se llama el momento de pitcheo. En las pruebas de túnel de viento, las fuerzas normales y axiales se miden típicamente directamente. Las fuerzas normales, Ny axiales, A, están relacionadas con la elevación y arrastre a través del ángulo de ataque, , como se muestra en la Figura 3(b). El ángulo de ataque, se define como el ángulo entre la dirección de velocidad de flujo lejano y el acorde de la lámina de aire del ala.

Figura 3(a). Fuerza y momento aerodinámicos resultantes.

Figura 3(b). La descomposición de la fuerza resultante, R.

Los dos pares de fuerza también se pueden expresar de la siguiente manera:

donde es el ángulo de ataque.

El coeficiente de elevación no dimensional, C_L, para un ala se define como:

donde L es la elevación, es la presión dinámica basada en la densidad de flujo libre,, y la velocidad del aire, V , y S es el área de referencia del ala.

Del mismo modo, el coeficiente de arrastre no dimensional para un ala se define como:

La fuerza aerodinámica resultante de la elevación y arrastre se encuentra en un punto en el ala (o lámina de aire) llamado el centro de presión. Sin embargo, la ubicación del centro de presión no es una ubicación fija, sino que se mueve en función del ángulo de ataque. Por lo tanto, es conveniente mover todas las fuerzas y momentos a aproximadamente el punto de acorde de cuarto (una distancia 1/4 de la longitud del acorde desde el borde de ataque). Esto se llama el momento de pitcheo sobre cuarto de acorde, M_c/4.

Figura 4. Momento de pitcheo sobre cuarto de acorde.

El coeficiente de momento de pitcheo, C_M,c/4, aproximadamente cuarto de acorde se define como:

donde M_c/4 es el momento de tono sobre cuarto de acorde, y c es la longitud de acorde del ala.

El rendimiento del ala se basa en el número De Reynolds, Re, que se define como:

donde el parámetro es la viscosidad dinámica del fluido.

En esta demostración, el rendimiento de un ala Clark Y-14 con una solapa simple y un listo simple se evalúa en un túnel de viento, como se muestra en la Figura 4. El ala se instala en un dispositivo llamado equilibrio de picadura, que se muestra en la Figura 5 y mide la fuerza normal, N,y la fuerza axial, A.

Figura 5. Ala Clark Y-14 con solapa y listo.

Procedure

Para este procedimiento, utilice un túnel de viento aerodinámico con una sección de prueba de 1 ft x 1 ft y una velocidad máxima de funcionamiento de 140 mph. El túnel de viento debe estar equipado con un sistema de adquisición de datos (capaz de medir el ángulo de ataque, la fuerza normal, la fuerza axial y el momento de pitcheo) y un equilibrio de picadura.
Abra la sección de prueba e instale el ala en la balanza de picadura. Comience con la configuración limpia del ala.
Coloque un inclinómetro de mano en la balanza de picadura y ajuste la perilla de ajuste del ángulo de paso para establecer el tono de equilibrio de inclinación en horizontal.
Con el balance de picadura horizontal, atare el ángulo de ataque (se llama ángulo de paso en el panel de visualización de datos de la computadora del túnel de viento).
Tare todas las lecturas de fuerza, momento y velocidad del aire en ángulo cero de ataque.
Ajustar el ángulo de ataque a -8o, y recoger las mediciones de viento mediante el registro de todas las lecturas de fuerza normal, fuerza axial y momento de lanzamiento.
Repita las medidas sin viento para ángulos de paso que van de -8 o 18o, con incrementos de 2o.
Devuelva el ángulo de ataque a -8o, y ejecute el túnel de viento a 60 mph. Recoger las lecturas de la fuerza normal, la fuerza axial y el momento de lanzamiento de -8 a 18o con incrementos de 2o.
Ajuste el ala a la segunda configuración con el listín ajustado para tener alrededor de 3/8 en ranura. Repita los pasos 3 a 8.
Ajuste el ala a la tercera configuración, con la solapa establecida en 45o con respecto a la línea de acordes, y el listín no desplegado. Repita los pasos 3 a 8.
Ajuste el ala a la cuarta configuración con el listonte y la solapa desplegados (Figura 5). Repita los pasos 3 a 8.

El ala es el principal aparato generador de ascensores en un avión, y su geometría es clave para su rendimiento. En primer lugar, recuerde que la elevación es una fuerza aerodinámica que se genera por un diferencial de presión entre las superficies superior e inferior. La elevación total es proporcional a la superficie del ala. Por lo tanto, una superficie más alta resulta en un aumento de la elevación.

La elevación también se ve afectada por la geometría de la sección transversal del ala, llamada lámina de aire. Recuerde que la línea de acordes de la lámina de aire conecta los bordes inicial y final. Otra propiedad denominada camber describe la asimetría entre las dos superficies. La mayoría de las alas tienen camber positiva, lo que significa que son convexas. Al igual que con la superficie, el aumento del camber se traduce en un aumento de la elevación.

Dado que la velocidad del viento es relativamente lenta durante el despegue y el aterrizaje, la superficie y el camber se incrementan mediante el despliegue de dispositivos en los bordes delanteros y finales del ala con el fin de generar suficiente elevación. El dispositivo en el borde delantero de la lámina de aire se llama listón, mientras que el dispositivo en el borde de arrastre se llama una solapa. Los listones y las aletas pueden moverse dentro o fuera de las alas según sea necesario.

Mientras que el despliegue de listones y solapas aumenta la elevación, también aumenta la fuerza de arrastre en el avión, que actúa en oposición a la elevación. Podemos cuantificar ambas fuerzas calculando el coeficiente de elevación y el coeficiente de arrastre como se muestra, donde L y D son lift and drag, respectivamente. Rho infinito y V infinito son la densidad de flujo libre y la velocidad, mientras que S es el área de referencia del ala.

La elevación, como fuerza distributiva en la naturaleza, se puede igualar o simplificar en una sola fuerza concentrada situada en el centro de la presión. Sin embargo, a medida que cambia el ángulo de ataque, esta ubicación se mueve hacia adelante o hacia atrás. Así que en su lugar, nos referimos al centro aerodinámico del ala cuando hablamos de fuerzas.

El centro aerodinámico del ala es la ubicación donde el coeficiente de momento de lanzamiento se cambia efectivamente por un ángulo de ataque variado. Otra forma típica de expresar el momento de pitcheo es utilizar el coeficiente de momento de pitcheo. Este coeficiente sin dimensiones se calcula como se muestra, donde M C/4 es el momento de pitcheo sobre el punto de acorde de 1/4.

En nuestra demostración, medimos el momento de pitcheo en un acorde de 1/4, que está cerca del centro aerodinámico del ala. En este experimento, estudiaremos una lámina de aire Clark Y-14 con un simple plano y listo en varios ángulos de ataque. A continuación, analizaremos el momento de elevación, arrastre y pitcheo para determinar las características de rendimiento en cada configuración.

Para este experimento, utilice un túnel de viento aerodinámico con una sección de prueba de 1 pie por 1 ft y una velocidad máxima de funcionamiento de 140 mph. El túnel de viento debe estar equipado con un sistema de adquisición de datos y un equilibrio de picadura, que mide las fuerzas normales y axiales.

Ahora, obtén un modelo de ala Clark Y-14 con una solapa y una lata. Comience la prueba con la configuración del ala limpia, lo que significa que ni la solapa ni el listón se despliegan. Ahora abra la sección de prueba e instale el ala en la balanza de picadura.

Accione la perilla de ajuste del ángulo de paso debajo de la sección de prueba del túnel de viento para ajustar el tono de equilibrio de inclinación a horizontal. Utilice un inclinómetro de mano para medir el ángulo de inclinación y ajustar el tono para alcanzar una lectura de cero. Cierre la sección de prueba y atare el ángulo de inclinación en la pantalla del túnel de viento. A continuación, atare todas las lecturas de fuerza, momento y velocidad de aire en el sistema de adquisición de datos.

Ahora, ajusta el ángulo de inclinación, también llamado el ángulo de ataque, a menos 8o, y haz una medición sin viento registrando todas las lecturas de fuerza axial, fuerza normal y momento de lanzamiento. Repita las medidas sin viento para ángulos de paso que van de menos 8 a 18o con incrementos de 2o. Cuando se hayan realizado todas las mediciones sin viento, devuelva el ángulo de paso a menos 8o.

Ahora, encienda el túnel de viento y aumente la velocidad del aire a 60 mph. Tome las lecturas de la fuerza axial, la fuerza normal y el momento de pitcheo para ángulos de inclinación que van de menos 8o a 18o, con incrementos de 2o. Después de haber completado todas las mediciones con el ala limpia, apague el túnel de viento y abra la sección de prueba.

Ajuste el ala a una nueva configuración, con el listón ajustado para tener alrededor de 3/8 de una pulgada de ranura. Vuelva a ejecutar el experimento exactamente de la misma manera que para el ala limpia, haciendo primero mediciones sin viento en ángulos de paso de menos 8 – 18o con incrementos de 2o. A continuación, recoger las mismas medidas a 60 mph.

Después de haber completado estas mediciones, modifique el ala a una tercera configuración con las aletas establecidas en 45o con respecto a la línea de acordes y el listínido no desplegado. A continuación, vuelva a ejecutar las mediciones como antes. Finalmente, ajuste el ala a la cuarta configuración, donde se despliegan tanto el liston como el flap, y repita el experimento.

Ahora vamos a interpretar los resultados. Para analizar los datos, primero calcularemos el coeficiente de elevación no dimensional en cada ángulo de inclinación, que se define como se muestra. Rho infinity es la densidad de flujo libre, V infinito es la velocidad de flujo libre, y S es el área de referencia del ala. Se conocen todos estos valores.

Elevación, L, se calcula como una relación de dos pares de fuerza, donde N es la fuerza normal y A es la fuerza axial. Ambos se midieron por el equilibrio de picadura. Alfa es el ángulo de ataque, también llamado el ángulo de inclinación, en este experimento. Ahora, echemos un vistazo a una gráfica del coeficiente de elevación frente al ángulo de inclinación para cada una de las cuatro configuraciones.

Comparando el ala limpia y las curvas de configuración de lala, vemos que las dos curvas están casi superpuestas en ángulos bajos de ataque. Sin embargo, la curva de elevación de ala limpia alcanza unos 12o, pero la curva de lamas sigue aumentando. Esto indica que se puede utilizar un listonte para aumentar la elevación. Si comparamos el ala limpia y las curvas de elevación de la solapa, vemos que la solapa aumenta la elevación sobre todo el ángulo del rango de ataque. Si el listonte y la solapa se despliegan al mismo tiempo, se combinan el beneficio de ambos dispositivos y la elevación máxima es aún mayor.

A continuación, calcule el coeficiente de arrastre para cada ángulo, que se define como se muestra. Arrastrar, D, también se define como una relación de los pares de fuerzas normales y axiales. Al comparar el coeficiente de arrastre para cada configuración, vemos que la resistencia aumenta drásticamente con la solapa y el listín desplegados. La fuerza aerodinámica resultante, R, de arrastrar y levantar se encuentra en un punto del ala llamado centro de presión.

El centro de presión no es una ubicación fija, sino que se mueve con el ángulo de ataque cambiante. Por lo tanto, es más conveniente calcular todas las fuerzas y momentos sobre el punto de acorde 1/4. Luego, usando el momento de pitcheo en el acorde 1/4, que se mide por el balance de picadura, podemos calcular el coeficiente de momento de pitcheo como se muestra.

Por último, mirando el coeficiente de momento de pitcheo para cada configuración y ángulo de paso, vemos que el coeficiente de momento de pitcheo entra en el régimen negativo con la solapa desplegadas. Esto significa que el centro de presión se desplaza hacia el borde final con la solapa desplegadas.

En resumen, aprendimos cómo se utilizan los aparatos de elevación para mejorar el rendimiento de las aeronaves. Luego evaluamos un ala Clark Y-14 en un túnel de viento para ver cómo una solapa y un listo afectan el momento de elevación, arrastre y lanzamiento.

Results

Los resultados de la configuración del ala limpia se muestran en el Cuadro 1. Las figuras 6 – 8 muestran los tres coeficientes frente al ángulo de ataque, para las cuatro configuraciones. A partir de la Figura 6, tanto la solapa como el listín mejoraron el coeficiente de elevación, pero de diferentes maneras. Comparando el ala limpia y la curva de elevación de lala, las dos curvas están casi superpuestas en ángulos bajos de ataque. La curva de elevación del ala limpia alcanza unos 0,9 a 12o, pero la curva de lamas sigue subiendo a 1. 4 a 18o. Esto indica que se pueden utilizar listons para aumentar la elevación. Al comparar las curvas limpias de elevación del ala y de la solapa, la solapa aumenta la elevación sobre todo el ángulo del rango de ataque. Y si tanto el listio como la solapa se despliegan al mismo tiempo, el efecto es acumulativo y la elevación máxima es aún mayor.

Al comparar el coeficiente de arrastre para cada configuración en la Figura 7, el coeficiente de arrastre aumenta drásticamente cuando se despliegan tanto la solapa como el listo. Finalmente, como se muestra en la Figura 8, el coeficiente de momento de pitcheo entra en el régimen negativo cuando se despliega la solapa. Esto significa que el centro de presión se desplaza hacia el borde final con la solapa desplegadas.

Tabla 1. Resultados experimentales para la configuración del ala limpia.

Angulo de ataque (o)	Coeficiente de elevación, C_L	Coeficiente de arrastre, C_D	Coeficiente de momento de pitcheo, 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

Figura 6. Coeficiente de elevación vs ángulo de ataque, .

Figura 7. Coeficiente de arrastre vs ángulo de ataque, .

Figura 8. Coeficiente de momento de pitcheo vs ángulo de ataque, .

Cuadro 2. Parámetros utilizados para los cálculos.

Parámetros	Valores
Densidad del aire,	0.00230 slug/ft³
Densidad del agua, L	1.935 babosa/pies³
Aceleración gravitacional, g	32.17 ft/s²
Viscosidad, m	3.79 x 10^-7 lbf s/ft²
Velocidad de aire de flujo libre, V	60 mph
Reynolds number, Re	1.56 x 10⁵
Longitud del acorde, c	3.5 en
Zona del ala, S	35 de^{cada 2}

Applications and Summary

La generación de elevación se puede mejorar mediante el despliegue de dispositivos de elevación alta, como flaps y listates. La mayoría de los aviones están equipados con solapas, y todos los aviones de transporte comercial tienen aletas y listones. Es fundamental caracterizar el rendimiento de un ala con solapas y listates durante el desarrollo de la aeronave.

En esta demostración, un ala Clark Y-14 con una solapa y un listín fue evaluado en un túnel de viento. Las fuerzas y las mediciones de momento se recogieron para determinar los coeficientes de momento de elevación, arrastre y lanzamiento del ala con y sin despliegue de solapa y listón. Los resultados demuestran que el coeficiente de elevación aumenta cuando se despliegan la solapa y el listo. Sin embargo, esto también resultó en un aumento dramático en el momento de arrastrar y lanzar.

References

John D. Anderson (2017), Fundamentals of Aerodynamics, 6th Edition, ISBN: 978-1-259-12991-9, McGraw-Hill

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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