8: Comportement de l'aile : Distribution de la pression sur une aile de Clark Y-14

1. Retirez la couverture supérieure de la section de test pour installer le modèle Clark Y-14 (longueur d'accord, c 3,5 po). La section d'essai devrait être de 1 pi x 1 pi et la soufflerie devrait être en mesure de maintenir une vitesse maximale de 140 mi/h.
2. Montez le modèle clark Y-14 en aluminium sur la plaque tournante à l'intérieur de la section d'essai afin que le port #1 soit orienté en amont. Remplacer la housse supérieure. Notez que le modèle touche à la fois le plancher et le plafond de la section d'essai de soufflerie de sorte qu'aucun flux 3D autour de la feuille d'air se développe.
3. Connectez les 19 tubes de pression étiquetés 1 - 19 aux ports correspondants du panneau de manomètre, respectivement. Les ports du modèle Clark Y-14 sont situés comme suit : port 1: x/c '0 (à droite sur le bord d'avant), ports 2 et 11: x/c ' 5%, ports 3 et 12: x/c '10%, ports 4 et 13: x/c '20%, ports 5 et 14: x/c '30% ports 6 et 15 : x/c 40 %, ports 7 et 16 : x/c 50 %, ports 8 et 17 : x/c , 60 %, ports 9 et 18 : x/c 70 %, et ports 10 et 19 : x/c à 80 % (figure 2). Le panneau de manomètre devrait avoir 24 colonnes remplies d'huile colorée et marquées avec des graduations de pouce d'eau.
4. Faites pivoter la plaque tournante de sorte que l'angle d'attaque soit de 0 degrés.
5. Exécutez la soufflerie à 90 mi/h, et enregistrez les 19 mesures de pression en lisant le manomètre.
6. Répétez les étapes 4 et 5 pour les angles d'attaque de 4 et 8 degrés.

Un profil aérodynamique est une section d’aile bidimensionnelle qui génère de la portance dans un avion. Les profils aérodynamiques existent en de nombreuses géométries, mais ils sont tous décrits par les mêmes caractéristiques. Le bord d’attaque est le point à l’avant du profil aérodynamique avec une courbure maximale. Et de même, le bord de fuite est le point de courbure maximale à l’arrière du profil aérodynamique.

La ligne de corde est une ligne droite reliant les bords d’attaque et de fuite. La longueur de corde, c, est la longueur de cette ligne de corde et est utilisée pour décrire les dimensions dans d’autres directions en pourcentage de la longueur de corde.

Ici, nous nous concentrerons sur le profil aérodynamique Clark Y-14, qui a une épaisseur de 14 % de la longueur de la corde et est plat sur la surface inférieure de 30 % de la corde vers le bord de fuite. À différents angles d’attaque, le profil aérodynamique génère des pressions plus basses sur la surface supérieure et des pressions plus élevées sur la surface inférieure par rapport à la pression atmosphérique qui approche.

Selon le principe de Bernoulli, cette différence de pression est le résultat de différences de vitesse entre les régions supérieure et inférieure du profil aérodynamique, qui sont causées par des molécules d’air interagissant avec les surfaces incurvées. La région de pression inférieure sur la surface supérieure a une vitesse plus élevée que la région de pression plus élevée sur la surface inférieure.

Si les forces de cisaillement parallèles à la surface du profil aérodynamique sont négligées, c’est la force de pression globale qui génère la portance. Nous pouvons définir le coefficient de pression, Cp, pour un point arbitraire sur le profil aérodynamique en utilisant cette relation. Le coefficient de pression est un nombre non dimensionnel, qui décrit les pressions relatives dans un champ d’écoulement. P est la pression absolue, P infini est la pression du flux libre, et rho infini et V infini sont respectivement la densité et la vitesse du flux libre.

À l’exception de l’emplacement des bords d’attaque, les directions de la force de pression déterminées par Cp pointent approximativement vers le haut dans la même direction que la portance à de faibles angles d’attaque. Ainsi, nous pouvons calculer un coefficient de portance non dimensionnel, CL, qui relie la portance générée à l’écoulement du fluide autour de l’objet en utilisant cette relation. Ici, c est la longueur de la corde et x est la position des coordonnées horizontales avec zéro comme bord d’attaque.

Dans cette expérience, nous analyserons la répartition de la pression à la surface d’un profil aérodynamique, qui a 19 prises de pression à sa surface. Chacune des lectures de pression est mesurée à l’aide d’un manomètre liquide. Vous mesurerez la répartition de la pression et la portance en soumettant le profil aérodynamique à un flux d’air dans une soufflerie à différents angles d’attaque.

Pour cette expérience, vous utiliserez une soufflerie aérodynamique avec une section d’essai de 1 pied sur 1 pied et une vitesse maximale de 140 mph. Le profil aérodynamique du modèle est un profil aérodynamique Clark Y-14 en aluminium avec 19 ports intégrés pour les tubes de force. L’emplacement des orifices de pression est indiqué ici. La coordonnée du port est déterminée en divisant l’emplacement du port par la longueur de la corde. Les orifices de pression sont reliés à un panneau de manomètre rempli d’huile colorée mais marqué par des graduations en pouces d’eau.

Pour commencer, retirez le capot supérieur de la section de test et installez le profil aérodynamique verticalement sur le plateau tournant, en vous assurant que le port numéro un est orienté vers l’amont. Replacez le capot supérieur de la section de test. Notez que le modèle de profil aérodynamique touche à la fois le sol et le plafond de la section d’essai en soufflerie afin de s’assurer qu’il n’y a pas de flux 3D développé autour du profil aérodynamique.

Connectez les 19 tubes de force étiquetés aux ports correspondants du manomètre. Faites maintenant pivoter la plaque tournante pour que l’angle d’attaque soit nul. Ensuite, allumez la soufflerie et réglez la vitesse du vent sur 90 mph. Enregistrez les 19 relevés de hauteur du manomètre dans votre carnet.

Éteignez maintenant la soufflerie et ajustez l’angle d’attaque à 4 °. Ensuite, rallumez la soufflerie avec la vitesse du vent à 90 mph et enregistrez les lectures du manomètre pour chacun des 19 ports de pression. Enfin, répétez la mesure à 90 mph pour un angle d’attaque de 8 °. Comme précédemment, enregistrez toutes les lectures du manomètre.

Voyons maintenant comment analyser les données. Tout d’abord, déterminez la pression de jauge pour chacune des lectures de hauteur du manomètre à l’aide de cette relation, où delta h est la lecture de hauteur enregistrée dans votre cahier, rho L est la densité de l’huile et g est l’accélération gravitationnelle. Ensuite, calculez le coefficient de pression non dimensionnel, Cp, pour chaque orifice sur le profil aérodynamique.

Le coefficient de pression est calculé comme indiqué à l’aide de la densité du jet libre, de la vitesse du jet libre et de la pression manométrique. Calculons le coefficient de pression négative en fonction de la coordonnée du port. Tout d’abord, pour un angle d’attaque égal à zéro, nous traçons Cp négatif au lieu de Cp positif sur l’axe des y afin que le tracé soit plus intuitif visuellement. Ainsi, la trace supérieure transmet les pressions négatives sur la surface supérieure du profil aérodynamique, et la trace inférieure transmet les pressions positives sur la surface inférieure.

Sur le graphique, nous pouvons voir que la pression change radicalement juste après le bord d’attaque. La pression atteint sa valeur minimale autour de 5 à 15 % de corde après le bord d’attaque. En conséquence, environ la moitié de la portance est générée dans la première région de corde 1/4 du profil aérodynamique. En regardant les trois angles d’attaque, nous observons un changement de pression similaire après le bord d’attaque.

De plus, dans les trois cas, la surface supérieure apporte plus de portance que la surface inférieure. Par conséquent, il est essentiel de maintenir une surface propre et rigide sur le dessus de l’aile. C’est pourquoi la plupart des avions sont débarrassés de tout objet sur le dessus de l’aile.

Avant le décrochage, l’augmentation de l’angle d’attaque entraîne des différences de pression plus élevées entre les surfaces inférieure et supérieure du profil aérodynamique, générant ainsi une portance plus élevée. Nous pouvons calculer le coefficient de portance pour chaque angle d’attaque en utilisant la relation illustrée ici. Le coefficient de portance relie la portance générée à la répartition de la pression sur le profil et, comme prévu, il est plus élevé pour des angles d’attaque plus élevés.

En résumé, nous avons appris comment les différences de pression le long d’un profil aérodynamique génèrent de la portance dans un avion. Nous avons ensuite mesuré la distribution de la pression le long de la surface d’un profil aérodynamique Clark Y-14 soumis à un écoulement d’air à différents angles d’attaque et calculé les coefficients de portance.