Performances aérodynamiques d'un modèle réduit d'avion : Le DC-6B

Pour exploiter un avion en trois dimensions, il faut être capable de contrôler son attitude, ou orientation, en trois dimensions. Ainsi, nous définissons trois axes principaux pour décrire la position d’un avion et les modifications qui y sont apportées. L’origine de ces trois axes se situe au centre de gravité de l’avion, qui est l’emplacement moyen de sa masse.

L’axe de lacet est perpendiculaire aux ailes de l’avion et décrit son mouvement d’un côté à l’autre. L’axe de tangage est orienté parallèlement à l’aile et perpendiculaire à l’axe de lacet. Le mouvement de tangage est le mouvement de haut en bas du nez. Enfin, l’axe de roulis s’étend sur toute la longueur de l’avion et décrit le mouvement vertical des ailes.

Pour évaluer les caractéristiques aérodynamiques d’un avion lorsqu’il change de position dans ces directions, nous pouvons mesurer plusieurs coefficients différents qui décrivent la portance, la traînée et le moment. Les coefficients de portance et de traînée sont des valeurs sans dimension qui nous permettent de modéliser les effets complexes de la forme et de l’écoulement sur la portance et la traînée.

Les coefficients de portance et de traînée sont définis comme indiqué, où L et D sont la portance et la traînée, et S est la zone de référence du modèle d’avion. Rho et V sont la densité et la vitesse du flux libre. Nous pouvons simplifier rho V au carré sur deux à la pression dynamique, q.

De même, les ingénieurs mesurent le coefficient de moment de tangage, qui est une valeur sans dimension qui décrit le couple produit par les forces exercées sur l’avion dans la direction de l’axe de tangage, appelé moment de tangage.

Comme les coefficients de portance et de traînée, le coefficient de moment de tangage est défini comme indiqué, où M est le moment de tangage, q est la pression dynamique et S et C sont la surface de référence et la longueur de référence de l’avion.

Enfin, nous pouvons mesurer le coefficient de moment de lacet, qui décrit le couple produit dans la direction de l’axe de lacet. Ce coefficient est défini comme indiqué, où N est le moment de lacet et B est l’envergure de l’avion.

Les ingénieurs utilisent ces coefficients pour étudier les performances et la stabilité des avions. Les dérivées de stabilité, prises en fonction des angles de tangage ou de lacet, indiquent si l’avion est stable ou instable.

Par exemple, si l’angle d’attaque, alpha, est soudainement augmenté par une rafale de vent, la réponse de l’avion détermine sa stabilité. Si l’angle d’attaque continue d’augmenter indéfiniment, l’avion est instable. Ceci est montré par une dérivée de stabilité positive, montrant que le coefficient de moment de tangage continue d’augmenter avec alpha.

Il en est de même pour l’instabilité directionnelle par rapport à l’angle de lacet bêta, qui donne un coefficient de stabilité négatif. Si l’angle d’attaque ou l’angle de lacet reviennent à leurs valeurs initiales, l’avion est dit stable. Cela se reflète dans les dérivées de stabilité, qui sont opposées aux conditions instables.

Dans cette expérience, nous examinerons un modèle réduit d’avion exposé à l’écoulement d’air à différents angles de tangage et de lacet et déterminerons sa stabilité et ses performances avec et sans sa queue.

Dans cette expérience, nous examinerons un modèle réduit d’avion exposé à l’écoulement d’air à différents angles de tangage et de lacet et déterminerons sa stabilité et ses performances avec et sans sa queue.

Pour cette expérience, vous devrez utiliser une soufflerie aérodynamique avec un équilibre des forces qui contrôle l’angle d’attaque, également appelé angle de tangage, et l’angle de lacet à l’extérieur pendant l’expérience. Vous aurez également besoin d’un modèle d’avion DC-6B qui se fixe à l’équilibre des forces à l’aide d’entretoises.

Pour commencer, verrouillez la balance externe et installez les jambes de force sur la balance pour analyser les effets des jambes de force seules, afin qu’elles puissent être soustraites des mesures de l’avion. Réglez l’angle de lacet sur 0 en ajustant le bouton du moteur de lacet.

Allumez maintenant l’ordinateur et allumez le système d’acquisition de données pour l’équilibre des forces externes. Laissez le système se réchauffer pendant 30 minutes avant de le tester.

Une fois le système réchauffé, ouvrez le logiciel d’acquisition de données. Lisez la pression et la température ambiantes et notez ces valeurs dans votre carnet. Corrigez la pression barométrique à l’aide de la feuille de calcul du baromètre qui accompagne le baromètre à mercure.

Assurez-vous maintenant que la section d’essai et la soufflerie sont exemptes de débris et de pièces détachées. Fermez ensuite les portes de la section d’essai. Débloquez le solde externe. Réglez ensuite le cadran de vitesse de la soufflerie sur 0. Allumez la soufflerie et le système de refroidissement de la soufflerie. Enregistrez les forces d’équilibre et les moments avec la vitesse du vent à 0.

Ajustez maintenant l’angle de lacet à 5 ? à l’aide de la commande de lacet. Enregistrez ensuite à nouveau les forces d’équilibre et les moments à une vitesse de vent de 0. Répéter ces mesures à un angle de lacet de 10 ? et vitesse du vent nulle. Maintenant, réglez l’angle de lacet à 0, puis réglez la pression dynamique à 7 pouces d’eau. Enregistrez ensuite à nouveau les forces d’équilibre et les moments.

Maintenant, réglez l’angle de lacet à 5 °, ajustez la pression dynamique à 7 pouces d’eau, si nécessaire, puis enregistrez les forces et les moments d’équilibre. Répétez les mêmes mesures à un angle de lacet de 10 °, en réinitialisant la pression dynamique à 7 pouces d’eau, si nécessaire. Une fois les mesures enregistrées, remettez l’angle de lacet à zéro et éteignez la soufflerie.

Pour commencer l’étalonnage du modèle d’avion DC-6B, verrouillez d’abord la balance externe et ouvrez la section d’essai. Installez ensuite le modèle DC-6B avec la queue. Calibrez l’angle de tangage à l’aide d’un niveau électronique et ajustez-le à zéro si nécessaire.

Après avoir fermé les portes de la section d’essai, déverrouillez l’équilibre externe, appuyez sur le bouton de nez vers le bas pour régler l’angle d’inclinaison sur -6 ?. Enregistrez maintenant les forces d’équilibre et les moments avec la soufflerie éteinte pour obtenir la correction nécessaire pour tenir compte du poids du modèle.

Changer l’angle d’inclinaison à -4 ? et répétez la mesure de la force et des moments comme précédemment. Effectuer le test pour des angles d’attaque jusqu’à 10 ? avec 2 ? Incréments. Remettez ensuite l’angle d’inclinaison à zéro. Effectuez maintenant le même test pour les angles de lacet 0, 5 et 10 °. Lorsque tous les angles ont été testés, verrouillez la balance externe, ouvrez la section de test et retirez la queue du modèle DC-6B.

Installez ensuite le cône de queue, afin que nous puissions mesurer la contribution du poids du modèle avec la soufflerie éteinte. Fermez maintenant la section d’essai, réglez l’angle de lacet à zéro et enregistrez les mesures de force et de moment pour tous les angles de tangage de -6 à 10°, comme précédemment.

Une fois ces mesures terminées, répétez l’essai à un angle de tangage de 0 pour les trois angles de lacet. Une fois terminé, verrouillez la balance externe.

Nous allons maintenant exécuter l’expérience avec une vitesse de vent non nulle. Pour commencer, vérifiez la section de test pour les débris et les pièces détachées. Ensuite, fermez les portes de la section d’essai.

Ensuite, réglez l’angle d’inclinaison sur zéro et déverrouillez l’équilibre externe. Réglez le cadran de vitesse de la soufflerie sur zéro, puis allumez la soufflerie. Enregistrez les forces d’équilibre et les moments avant d’activer le flux d’air. Allumez maintenant le flux d’air avec une pression dynamique égale à 7 pouces d’eau. Réglez ensuite l’angle d’inclinaison sur -6 et ajustez la pression dynamique à 7 pouces d’eau, si nécessaire, avant d’enregistrer les forces d’équilibre et les moments pour ce réglage.

Répétez la mesure pour chacun des angles d’inclinaison testés dans les étapes d’étalonnage. Remettez ensuite les angles de tangage et de lacet à zéro. Ajustez à nouveau la pression dynamique si nécessaire, puis enregistrez les forces et les moments d’équilibre. Comme précédemment, répétez les mesures des angles de lacet testés lors de l’étalonnage.

Une fois que toutes les mesures ont été prises, diminuez lentement la vitesse de l’air jusqu’à zéro. Verrouillez maintenant la balance externe et ouvrez la section de test. Retirez le cône arrière du DC-6B et installez l’arrière complet. Fermez ensuite la section d’essai et répétez les mesures pour tous les angles de tangage et de lacet testés précédemment avec une pression dynamique en soufflerie de 7 pouces d’eau.

Dans cette expérience, nous avons obtenu les caractéristiques de performance et de stabilité d’un modèle d’avion DC-6B dans deux configurations, avec la queue d’avion conventionnelle et avec la queue retirée.

Pour chaque configuration, ajustez les forces mesurées pour supprimer le poids de la jambe de force en soustrayant les forces avec le modèle éteint et le vent désactivé des forces avec le modèle éteint et le vent activé.

Ensuite, supprimez l’effet du poids du modèle en soustrayant les forces avec le modèle allumé et le vent des forces avec le modèle allumé et le serpent. Ensuite, supprimez l’effet aérodynamique des jambes de force en soustrayant les forces ajustées au poids des jambes de force des forces ajustées au poids du modèle.

À l’aide de ces forces ajustées, nous pouvons calculer le coefficient de portance et le coefficient de traînée à l’aide de ces équations. Ici, L est la portance et D est la traînée, qui ont été mesurées dans l’expérience. S est la surface de référence du modèle et q est la pression dynamique.

Maintenant, si nous traçons les coefficients de portance et de traînée en fonction de l’angle de tangage, nous pouvons voir que la queue de l’avion augmente la portance maximale, mais la queue augmente également la traînée. Ensuite, regardons le coefficient de moment de lancer. Le moment du tangage, M, a été mesuré dans nos expériences.

Ensuite, nous allons tracer le coefficient de moment de tangage par rapport à l’angle de tangage. N’oubliez pas que si le moment de tangage augmente avec l’augmentation de l’angle d’attaque, l’avion est instable, car il est incapable de revenir à l’horizontale. Mais si le moment de tangage diminue avec l’augmentation de l’angle d’attaque, le moment de tangage agit pour empêcher l’angle de tangage d’augmenter ou de diminuer indéfiniment ; assurant ainsi une plus grande stabilité dans l’avion.

Pour la configuration empennage, le coefficient de tangage augmente avec l’augmentation de l’angle de tangage, ce qui montre que l’avion est instable dans cette configuration. D’autre part, la queue sur la configuration présente le comportement opposé, où le coefficient de tangage diminue à mesure que l’angle de tangage augmente, montrant que la queue ajoute de la stabilité à l’avion.

De même, nous allons calculer le coefficient de moment de lacet. Le moment de lacet, N, a été mesuré dans nos expériences. Ici, nous montrons un graphique du coefficient de moment de lacet en fonction de l’angle de lacet.

Pour la stabilité directionnelle, un angle de glissement latéral positif bêta signifie que le nez de l’avion pointe vers la gauche de la direction du mouvement, et vers la droite si bêta est négatif. Le coefficient de moment de lacet est positif à droite et négatif à gauche.

Cependant, si le moment de lacet diminue à mesure que le bêta augmente, comme c’est le cas pour la configuration de queue déportée, l’avion n’a pas tendance à revenir à la position bêta zéro et est instable. Par conséquent, nous pouvons conclure que la queue de l’avion est nécessaire pour atteindre la stabilité, même si elle entraîne une certaine réduction des performances.

En résumé, nous avons appris comment les caractéristiques aérodynamiques d’un avion sont décrites par ses coefficients de portance, de traînée et de moment. Nous avons ensuite mesuré les forces aérodynamiques subies par le modèle d’avion DC-6B dans une soufflerie afin d’analyser ses performances de vol et sa stabilité.