Performance des ailes du Clark Y-14 : Déploiement des dispositifs hypersustentateurs (volets et lamelles)

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

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

Une aile est le principal appareil générateur de levage dans un avion. Les performances des ailes peuvent être améliorées en déployant des dispositifs de levage élevé, tels que des volets (au bord de fuite) et des lamelles (au bord d’avance) pendant le décollage ou l’atterrissage.

Dans cette expérience, une soufflerie est utilisée pour générer certaines vitesses, et une aile Clark Y-14 avec un rabat et une lamelle est utilisée pour recueillir et calculer des données, telles que le coefficient de levage, de traînée et de tangage. Un aéroglisseur Clark Y-14 est représenté à la figure 1 et a une épaisseur de 14 % et est plat sur la surface inférieure de 30 % de l’accord à l’arrière. Ici, les essais en soufflerie sont utilisés pour démontrer comment les performances aérodynamiques d’une aile Clark Y-14 sont affectées par les dispositifs de levage à haute hauteur, tels que les volets et les lamelles.

Figure 1. Profil de Clark Y-14 airfoil.

Principles

La vitesse d’un avion est relativement faible pendant le décollage et l’atterrissage. Pour générer une portance suffisante, il est nécessaire d’augmenter la surface de l’aile et/ou de modifier la forme du papier d’air sur les bords d’attaque et de fuite de l’aile. Pour ce faire, les lamelles sont utilisées sur le bord d’avant, et les volets sont utilisés sur le bord de fuite. Les volets et les lamelles peuvent se déplacer dans ou hors des ailes. Le déploiement des volets et des lamelles a deux effets; il augmente la surface de l’aile et le cambre efficace de l’aéroglisseur, ce qui augmente la portance. En outre, le déploiement des volets et des lamelles augmente également la traînée de l’avion. La figure 2 montre les configurations de croisière, de décollage et d’atterrissage d’une aile avec un rabat et une lamelle.

Figure 2. Diverses configurations de volets d’aile et de lamelle.

Pendant le vol, l’aile d’un avion est continuellement soumise à une force aérodynamique et à un moment, comme le montre la figure 3(a). La force résultante, R, peut être décomposée en deux composants. Typiquement, un composant est le long de la direction de la vitesse de flux lointain, V_,qui est appelé glisser, D, et l’autre composant est perpendiculaire à la direction, qui est appelé ascenseur, L.

Le moment, M, déplace le nez de l’avion vers le haut ou vers le bas, donc, il est appelé le moment de tangage. Lors des essais en soufflerie, les forces normales et axiales sont généralement mesurées directement. Les forces normales, N, et axiales, A, sont liées à la levée et la traînée à travers l’angle d’attaque, comme le montre la figure 3(b). L’angle d’attaque est défini comme l’angle entre la direction de la vitesse lointaine et l’accord de l’aile de l’aile.

Figure 3(a). Force aérodynamique résultante et moment.

Figure 3 (b). La décomposition de la force résultante, R.

Les deux paires de force peuvent également être exprimées comme suit :

où est l’angle d’attaque.

Le coefficient de levage non dimensionnel, C_L, pour une aile est défini comme :

où L est l’ascenseur, est la pression dynamique basée sur la densité du cours d’eau libre,et la vitesse, V , et S est la zone de référence de l’aile.

De même, le coefficient de traînée non dimensionnel d’une aile est défini comme :

La force aérodynamique résultante de la portance et de la traînée est située à un point de l’aile (ou aéroglisseur) appelé le centre de pression. Cependant, l’emplacement du centre de pression n’est pas un emplacement fixe, plutôt, il se déplace en fonction de l’angle d’attaque. Par conséquent, il est commode de déplacer toutes les forces et les moments à environ le point d’accord quart (une distance 1/4 de la longueur d’accord du bord d’avance). C’est ce qu’on appelle le moment de lancement sur le quart d’accord, M_c/4.

Figure 4. Moment de tangage au sujet de l’accord de quart.

Le coefficient de moment de lancement, C_M,c/4, environ quart d’accord est défini comme:

où M_c/4 est le moment de tangage sur le quart d’accord, et c est la longueur d’accord de l’aile.

La performance de l’escadre repose sur le numéro Reynolds, Re, qui est défini comme :

où le paramètre est la viscosité dynamique du fluide.

Dans cette démonstration, la performance d’une aile Clark Y-14 avec un simple rabat et une simple lamelle est évaluée dans une soufflerie, comme le montre la figure 4. L’aile est installée sur un dispositif appelé équilibre de piqûre, qui est indiqué dans la figure 5 et mesure la force normale, N, et la force axiale, A.

Figure 5. Clark Y-14 aile avec un rabat et une lamelle.

Procedure

Pour cette procédure, utilisez une soufflerie aérodynamique avec une section d’essai de 1 pi x 1 pi et une vitesse de fonctionnement maximale de 140 mi/h. La soufflerie doit être équipée d’un système d’acquisition de données (capable de mesurer l’angle d’attaque, la force normale, la force axiale et le moment de tangage) et d’un équilibre de piqûre.
Ouvrez la section de test et installez l’aile sur l’équilibre de piqûre. Commencez par la configuration de l’aile propre.
Placez un inclinomètre portatif sur l’équilibre de piqûre, et ajustez le bouton de réglage d’angle de tangage pour régler le pas d’équilibre de piqûre à l’horizontale.
Avec l’équilibre de piqûre horizontale, tare l’angle d’attaque (il est appelé angle de hauteur dans le panneau d’affichage des données de l’ordinateur soufflerie).
Tare toutes les lectures de force, de moment et de vitesse à l’angle zéro de l’attaque.
Ajustez l’angle d’attaque à -8 degrés et ne recueillez aucune mesure du vent en enregistrant toute la force normale, la force axiale et les lectures de moment de tangage.
Répétez les mesures sans vent pour les angles de tangage allant de -8 à 18 degrés, avec des incréments de 2 degrés.
Retournez l’angle d’attaque à -8 degrés et faites fonctionner la soufflerie à 60 mi/h. Recueillir les lectures de la force normale, de la force axiale et du moment de tangage de -8 à 18 degrés avec des incréments de 2 degrés.
Ajustez l’aile à la deuxième configuration avec la lamelle ajustée pour avoir environ 3/8 dans la fente. Répétez les étapes 3 à 8.
Ajustez l’aile à la troisième configuration, avec le rabat réglé à 45 degrés par rapport à la ligne d’accord, et la lamelle non déployée. Répétez les étapes 3 à 8.
Ajustez l’aile à la quatrième configuration avec la lamelle et le volet déployés (figure 5). Répétez les étapes 3 à 8.

L’aile est l’appareil principal de levage d’un avion, et sa géométrie est la clé de ses performances. Tout d’abord, rappelez-vous que la portance est une force aérodynamique qui est générée par un différentiel de pression entre les surfaces supérieure et inférieure. L’ascenseur total est proportionnel à la surface de l’aile. Ainsi, une surface plus élevée entraîne une augmentation de la portance.

L’ascenseur est également affecté par la géométrie de la section transversale de l’aile, appelée aéroglisseur. Rappelons que la ligne d’accord de l’aéroglisseur relie les bords d’attaque et de fuite. Une autre propriété appelée le cambre décrit l’asymétrie entre les deux surfaces. La majorité des ailes ont cambre positif, ce qui signifie qu’ils sont convexes. Comme pour la surface, l’augmentation du cambre entraîne une augmentation de la portance.

Étant donné que la vitesse du vent est relativement lente pendant le décollage et l’atterrissage, la surface et le cambre sont augmentés en déployant des dispositifs sur les bords d’avance et de fuite de l’aile afin de générer une portance suffisante. L’appareil à l’extrémité de l’aile d’air est appelé une lamelle, tandis que l’appareil au bord de fuite est appelé un rabat. Les lamelles et les volets peuvent se déplacer dans ou hors des ailes au besoin.

Bien que le déploiement de lamelles et de volets augmente la portance, il augmente également la force de traînée sur l’avion, qui agit en opposition au levage. Nous pouvons quantifier ces deux forces en calculant le coefficient de levage et le coefficient de traînée comme indiqué, où L et D sont le soulèvement et la traînée, respectivement. Rho infini et V infini sont la densité et la vitesse du flux libre, tandis que S est la zone de référence de l’aile.

L’ascenseur, en tant que force distributive dans la nature, peut être égalisé ou simplifié en une seule force concentrée située au centre de la pression. Cependant, à mesure que l’angle d’attaque change, cet emplacement se déplace vers l’avant ou vers l’arrière. Donc, au lieu de cela, nous nous référons au centre aérodynamique de l’aile lorsque nous discutons des forces.

Le centre aérodynamique de l’aile est l’endroit où le coefficient de moment de tangage est effectivement inchangé par un angle d’attaque varié. Une autre façon typique d’exprimer le moment de tangage est d’utiliser le coefficient de moment de tangage. Ce coefficient sans dimension est calculé comme indiqué, où M C/4 est le moment de tangage sur le point d’accord 1/4.

Dans notre démonstration, nous mesurons le moment de tangage à un accord 1/4, qui est proche du centre aérodynamique de l’aile. Dans cette expérience, nous étudierons un aéroglisseur Clark Y-14 avec un plat simple et la lamelle à différents angles d’attaque. Nous analyserons ensuite le moment de levage, de traînée et de tangage pour déterminer les caractéristiques de performance à chaque configuration.

Pour cette expérience, utilisez une soufflerie aérodynamique avec une section d’essai de 1 pi sur 1 pi et une vitesse de fonctionnement maximale de 140 mi/h. La soufflerie doit être équipée d’un système d’acquisition de données et d’un équilibre de piqûre, qui mesure à la fois les forces normales et axiales.

Maintenant, obtenir un modèle d’aile Clark Y-14 avec un rabat attaché et lalat. Commencez le test avec la configuration de l’aile propre, ce qui signifie que ni le rabat ni la lamelle ne sont déployés. Maintenant, ouvrez la section de test, et installez l’aile sur l’équilibre de piqûre.

Utilisez le bouton de réglage de l’angle de tangage sous la section d’essai de la soufflerie pour ajuster le pas d’équilibre de piqûre à l’horizontale. Utilisez un inclinomètre portatif pour mesurer l’angle de tangage et ajuster la hauteur pour atteindre une lecture de zéro. Fermez la section d’essai et tare l’angle de tangage dans l’affichage de soufflerie. Ensuite, tare toutes les lectures de force, moment, et la vitesse sur le système d’acquisition de données.

Maintenant, ajustez l’angle de tangage, également appelé l’angle d’attaque, à moins 8 degrés, et faites une mesure sans vent en enregistrant toute la force axiale, la force normale, et les lectures de moment de tangage. Répétez les mesures sans vent pour les angles de tangage allant de moins 8 à 18 degrés avec des incréments de 2 degrés. Lorsque toutes les mesures sans vent ont été effectuées, remettez l’angle de tangage à moins 8 degrés.

Maintenant, allumez la soufflerie et augmentez la vitesse à 60 mi/h. Prenez des lectures de la force axiale, de la force normale et du moment de tangage pour les angles de tangage allant de moins 8 à 18 degrés, avec des incréments de 2 degrés. Une fois que vous avez terminé toutes les mesures avec l’aile propre, éteignez la soufflerie et ouvrez la section d’essai.

Ajustez l’aile à une nouvelle configuration, avec la lamelle ajustée pour avoir environ 3/8 de pouce de fente. Recourez l’expérience exactement de la même façon que pour l’aile propre, en effectuant d’abord des mesures sans vent à moins 8 – 18 angles de hauteur avec des incréments de 2 degrés. Ensuite, recueillir les mêmes mesures à 60 mph.

Une fois ces mesures terminées, modifiez l’aile en une troisième configuration avec les volets réglés à 45 degrés par rapport à la ligne d’accord et la lamelle non déployée. Ensuite, recourez les mesures comme avant. Enfin, ajustez l’aile à la quatrième configuration, où la lamelle et le rabat sont déployés, et répétez l’expérience.

Maintenant, nous allons interpréter les résultats. Pour analyser les données, nous allons d’abord calculer le coefficient de levage non dimensionnel à chaque angle de hauteur, qui est défini comme indiqué. Rho infini est la densité du flux libre, V l’infini est la vitesse du flux libre, et S est la zone de référence de l’aile. Toutes ces valeurs sont connues.

L’ascenseur, L, est calculé comme une relation de deux paires de force, où N est la force normale et A est la force axiale. Les deux ont été mesurés par l’équilibre de piqûre. Alpha est l’angle d’attaque, également appelé l’angle de tangage, dans cette expérience. Maintenant, regardons une parcelle du coefficient de levage par rapport à l’angle de tangage pour chacune des quatre configurations.

En comparant l’aile propre et les courbes de configuration de lalat, nous voyons que les deux courbes se chevauchent presque à des angles d’attaque bas. Cependant, la courbe de levage des ailes propres culmine à environ 12 degrés, mais la courbe de lamelles continue d’augmenter. Cela indique qu’une lamelle peut être utilisée pour augmenter la portance. Si nous comparons l’aile propre et les courbes de levage des volets, nous voyons que le rabat augmente la portance sur l’angle entier de la plage d’attaque. Si la lamelle et le rabat sont déployés en même temps, l’avantage des deux appareils est combiné et la portance maximale est encore plus élevée.

Ensuite, calculez le coefficient de traînée pour chaque angle, qui est défini comme indiqué. Drag, D, est également défini comme une relation des paires de force normale et axiale. En comparant le coefficient de traînée pour chaque configuration, nous voyons que la traînée augmente considérablement avec le rabat et la lamelle déployé. La force aérodynamique résultante, R, de la traînée et de la portance est située sur un point sur l’aile appelé le centre de pression.

Le centre de pression n’est pas un emplacement fixe, mais se déplace plutôt avec un angle d’attaque changeant. Ainsi, il est plus pratique de calculer toutes les forces et les moments sur le point d’accord 1/4. Ensuite, en utilisant le moment de tangage à 1/4 d’accord, qui est mesuré par l’équilibre de piqûre, nous pouvons calculer le coefficient de moment de tangage comme indiqué.

Enfin, en regardant le coefficient de moment de tangage pour chaque configuration et l’angle de tangage, nous voyons que le coefficient de moment de tangage va dans le régime négatif avec le rabat déployé. Cela signifie que le centre de pression se déplace vers le bord de fuite avec le volet déployé.

En résumé, nous avons appris comment les appareils générateurs de levage sont utilisés pour améliorer les performances des aéronefs. Nous avons ensuite évalué une aile Clark Y-14 dans une soufflerie pour voir comment un rabat et une lamelle affectent le soulèvement, la traînée et le moment de tangage.

Results

Les résultats de la configuration de l’aile propre sont indiqués dans le tableau 1. Les figures 6 à 8 montrent les trois coefficients par rapport à l’angle d’attaque, pour les quatre configurations. À partir de la figure 6, le volet et la lamelle ont amélioré le coefficient de levage, mais de différentes façons. En comparant l’aile propre et la courbe de levage de lamelles, les deux courbes se chevauchent presque à des angles d’attaque bas. La courbe de levage des ailes propres culmine à environ 0,9 à 12 degrés, mais la courbe de lamelles continue de monter à 1. 4 à 18 degrés. Cela indique que les lamelles peuvent être utilisées pour augmenter la portance. En comparant les courbes de levage des ailes et des volets propres, le rabat augmente la portance sur l’angle d’attaque. Et si la lamelle et le rabat sont déployés en même temps, l’effet est cumulatif et la portance maximale est encore plus élevée.

En comparant le coefficient de traînée pour chaque configuration de la figure 7, le coefficient de traînée augmente considérablement lorsque le volet et la lamelle sont déployés. Enfin, comme le montre la figure 8, le coefficient de moment de tangage entre dans le régime négatif lorsque le volet est déployé. Cela signifie que le centre de pression se déplace vers le bord de fuite avec le volet déployé.

Tableau 1. Résultats expérimentaux pour la configuration de l’aile propre.

Angle d’attaque (en)	Coefficient de levage, C_L	Coefficient de traînée, C_D	Coefficient de moment de tangage, 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

Figure 6. Soulevez le coefficient par rapport à l’angle d’attaque, .

Figure 7. Faire glisser le coefficient par rapport à l’angle d’attaque, .

Figure 8. Coefficient de moment de tangage par rapport à l’angle d’attaque, .

Tableau 2. Paramètres utilisés pour les calculs.

Paramètres	valeurs
Densité de l’air,	0,00230 limace/pi³
Densité de l’eau, _L	1.935 limace/pi³
Accélération gravitationnelle, g	32,17 pi/s²
Viscosité, m	3,79 x 10^-7 lbf s/ft²
Vitesse en cours d’eau libre, V	60 mi/h
Numéro Reynolds, Re	1,56 x 10⁵
Longueur d’accord, c	3.5 en
Zone d’aile, S	35 sur²

Applications and Summary

La génération de levage peut être améliorée par le déploiement de dispositifs de levage à haute hauteur, tels que les volets et les lamelles. La plupart des avions sont équipés de volets, et tous les avions de transport commercial ont à la fois des volets et des lamelles. Il est essentiel de caractériser les performances d’une aile avec des volets et des lamelles pendant le développement de l’avion.

Dans cette démonstration, une aile Clark Y-14 avec un rabat et une lamelle a été évaluée dans une soufflerie. Les forces et les mesures du moment ont été recueillies pour déterminer les coefficients de levage, de traînée et de moment de tangage de l’aile avec et sans déploiement de volets et de lamelles. Les résultats démontrent que le coefficient de levage augmente lorsque le volet et la lamelle sont déployés. Cependant, cela a également entraîné une augmentation spectaculaire de la traînée et le moment de tangage.

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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