Clark Y-14 Wing Performance: implementazione di dispositivi ad alto sollevamento (flap e lamelle)

Clark Y-14 Wing Performance: Deployment of High-lift Devices (Flaps and Slats)

JoVE Science Education
Aeronautical Engineering

A subscription to JoVE is required to view this content. Sign in or start your free trial.

JoVE Science Education Aeronautical Engineering

Clark Y-14 Wing Performance: Deployment of High-lift Devices (Flaps and Slats)

8.2: Propeller Characterization: Variations in Pitch, Diameter, and Blade Number on Performance

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

13,345 Views

•

09:18 min

•

April 30, 2023

Overview

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

Un’ala è il principale apparato generatore di sollevamento in un aereo. Le prestazioni alari possono essere ulteriormente migliorate implementando dispositivi ad alto sollevamento, come flap (sul bordo d’uscita) e lamelle (sul bordo anteriore) durante il decollo o l’atterraggio.

In questo esperimento, una galleria del vento viene utilizzata per generare determinate velocità dell’aria e un’ala Clark Y-14 con un lembo e una lamella viene utilizzata per raccogliere e calcolare dati, come il coefficiente di portanza, resistenza e momento di beccheggio. Un profilo alare Clark Y-14 è mostrato nella Figura 1 e ha uno spessore del 14% ed è piatto sulla superficie inferiore dal 30% della corda sul retro. Qui, i test in galleria del vento vengono utilizzati per dimostrare come le prestazioni aerodinamiche di un’ala Clark Y-14 siano influenzate da dispositivi ad alta portanza, come flap e lamelle.

Figura 1. Profilo del profilo alare Clark Y-14.

Principles

La velocità di un aereo è relativamente bassa durante il decollo e l’atterraggio. Per generare una portanza sufficiente, è necessario aumentare l’area dell’ala e/o modificare la forma del profilo alare sui bordi anteriori e posteriori dell’ala. Per fare questo, le lamelle vengono utilizzate sul bordo d’avanti e le alette vengono utilizzate sul bordo d’uscita. I lembi e le lamelle possono muoversi dentro o fuori dalle ali. La distribuzione dei lembi e delle lamelle ha due effetti; aumenta l’area alare e l’efficace camber del profilo alare, che aumenta la portanza. Inoltre, il dispiegamento di flap e lamelle aumenta anche il dragof dell’aereo. La Figura 2 mostra le configurazioni di crociera, decollo e atterraggio di un’ala con un lembo e una lamella.

Figura 2. Varie configurazioni di flap e lamelle alari.

Durante il volo, l’ala di un aereo è continuamente sottoposta a una forza e a un momento aerodinamici risultanti, come mostrato nella Figura 3 (a). La forza risultante, R, può essere scomposa in due componenti. Tipicamente, un componente è lungo la direzione della velocità del flusso lontano, V_∞, che è chiamato trascinamento, D, e l’altro componente è perpendicolare alla direzione, che è chiamato sollevamento, L.

Il momento, M, muove il muso dell’aereo su o giù, quindi, è chiamato il momento di lancio. Nei test in galleria del vento, le forze normali e assiali sono in genere misurate direttamente. Le forze normali, Ne assiali, A, sono correlate al sollevamento e alla trascinamento attraverso l’angolo di attacco, α, come mostrato nella Figura 3 (b). L’angolo di attacco, è definito come l’angolo tra la direzione della velocità del flusso lontano e la corda del profilo alare.

Figura 3(a). Forza aerodinamica e momento risultanti.

Figura 3(b). La decomposizione della forza risultante, R.

Le due coppie di forze possono anche essere espresse come segue:

dove α è l’angolo di attacco.

Il coefficiente di portanza non dimensionale, _{C L}, per un’ala è definito come:

dove L è la portanza, è la pressione dinamica basata sulla densità del flusso libero, ρ_∞e velocità dell’aria, V_∞e S è l’area di riferimento dell’ala.

Allo stesso modo, il coefficiente di resistenza non dimensionale per un’ala è definito come:

La forza aerodinamica risultante dalla portanza e dalla resistenza si trova in un punto dell’ala (o profilo alare) chiamato centro di pressione. Tuttavia, la posizione del centro di pressione non è una posizione fissa, piuttosto, si muove in base all’angolo di attacco. Pertanto, è conveniente spostare tutte le forze e i momenti approssimativamente al punto del quarto di accordo (una distanza 1/4 della lunghezza dell’accordo dal bordo d’avanti). Questo è chiamato il momento di pitching su quarto di accordo, M_{c / 4}.

Figura 4. Momento di pitching a proposito di quarto di accordo.

Il coefficiente del momento di pitching, C_M,c/4, circa un quarto di corda è definito come:

dove M_c/4 è il momento di pitching di circa un quarto di accordo, e c è la lunghezza dell’accordo dell’ala.

Le prestazioni dell’ala si basano sul numero di Reynolds, Re, che è definito come:

dove il parametro μ è la viscosità dinamica del fluido.

In questa dimostrazione, le prestazioni di un’ala Clark Y-14 con un semplice flap e una semplice lamella vengono valutate in una galleria del vento, come mostrato nella Figura 4. L’ala è installata su un dispositivo chiamato bilanciamento della puntura, che è mostrato nella Figura 5 e misura la forza normale, N, e la forza assiale, A.

Figura 5. Ala Clark Y-14 con un lembo e una lamella.

Procedure

Per questa procedura, utilizzare una galleria del vento aerodinamica con una sezione di prova di 1 ft x 1 ft e una velocità massima di funzionamento di 140 mph. La galleria del vento deve essere dotata di un sistema di acquisizione dati (in grado di misurare angolo di attacco, forza normale, forza assiale e momento di beccheggio) e di un bilanciamento pungente.
Aprire la sezione di prova e installare l’ala sulla bilancia della puntura. Inizia con una configurazione dell’ala pulita.
Posizionare un inclinometro portatile sulla bilancia della puntura e regolare la manopola di regolazione dell’angolo del passo per impostare il passo del bilanciamento della puntura su orizzontale.
Con il bilanciamento orizzontale della puntura, tarare l’angolo di attacco (si chiama angolo di inclinazione nel pannello di visualizzazione dei dati del computer della galleria del vento).
Tara tutte le letture di forza, momento e velocità dell’aria a zero angolo di attacco.
Regola l’angolo di attacco a -8° e non raccogliere misurazioni del vento registrando tutte le letture normali della forza, della forza assiale e del momento di beccheggio.
Ripetere le misurazioni senza vento per angoli di inclinazione compresi tra -8° e 18°, con incrementi di 2°.
Riportare l’angolo di attacco a -8° e far funzionare la galleria del vento a 60 mph. Raccogli le letture della forza normale, della forza assiale e del momento di beccheggio da -8° a 18° con incrementi di 2°.
Regolare l’ala alla seconda configurazione con la lamella regolata per avere circa 3/8 di slot. Ripetere i passaggi da 3 a 8.
Regolare l’ala alla terza configurazione, con il flap impostato a 45° rispetto alla linea di corda, e la lamella non dispiegata. Ripetere i passaggi da 3 a 8.
Regolare l’ala alla quarta configurazione con la lamella e il flap dispiegati (Figura 5). Ripetere i passaggi da 3 a 8.

L’ala è l’apparato principale che genera sollevamento in un aereo e la sua geometria è la chiave per le sue prestazioni. Innanzitutto, ricorda che la portanza è una forza aerodinamica generata da un differenziale di pressione tra le superfici superiore e inferiore. La portanza totale è proporzionale alla superficie dell’ala. Pertanto, una superficie più elevata si traduce in una maggiore portanza.

La portanza è anche influenzata dalla geometria della sezione trasversale dell’ala, chiamata profilo alare. Ricordiamo che la linea di accordi del profilo alare collega i bordi anteriori e posteriori. Un’altra proprietà chiamata camber descrive l’asimmetria tra le due superfici. La maggior parte delle ali ha un camber positivo, il che significa che sono convesse. Come per la superficie, l’aumento del camber si traduce in un aumento della portanza.

Poiché la velocità del vento è relativamente lenta durante il decollo e l’atterraggio, la superficie e il camber vengono aumentati implementando dispositivi sui bordi di testa e di seguito dell’ala al fine di generare una portanza sufficiente. Il dispositivo sul bordo anteriore del profilo alare è chiamato lamella, mentre il dispositivo sul bordo d’uscita è chiamato lembo. Lamelle e alette possono muoversi dentro o fuori dalle ali secondo necessità.

Mentre il dispiegamento di lamelle e flap aumenta la portanza, aumenta anche la forza di trascinamento sull’aeromobile, che agisce in opposizione al sollevamento. Possiamo quantificare entrambe queste forze calcolando il coefficiente di portanza e il coefficiente di resistenza come mostrato, dove L e D sono rispettivamente portanza e resistenza. Rho infinito e V infinito sono la densità e la velocità del flusso libero, mentre S è l’area di riferimento dell’ala.

Il sollevamento, come forza distributiva in natura, può essere equalizzato o semplificato in una singola forza concentrata situata al centro della pressione. Tuttavia, al cambio dell’angolo di attacco, questa posizione si sposta in avanti o a poppa. Quindi, invece, ci riferiamo al centro aerodinamico dell’ala quando discutiamo di forze.

Il centro aerodinamico dell’ala è la posizione in cui il coefficiente del momento di beccheggio è effettivamente invariato da vari angoli di attacco. Un altro modo tipico per esprimere il momento di pitching è usare il coefficiente del momento di pitching. Questo coefficiente adimensionale è calcolato come mostrato, dove M C/4 è il momento di beccheggio intorno al punto di accordo 1/4.

Nella nostra dimostrazione, misuriamo il momento di beccheggio a un accordo di 1/4, che è vicino al centro aerodinamico dell’ala. In questo esperimento, studieremo un profilo alare Clark Y-14 con un semplice piatto e una lamella a vari angoli di attacco. Analizzeremo quindi il momento di sollevamento, trascinamento e beccheggio per determinare le caratteristiche delle prestazioni in ogni configurazione.

Per questo esperimento, utilizzare una galleria del vento aerodinamica con una sezione di prova di 1 ft per 1 ft e una velocità massima operativa di 140 mph. La galleria del vento deve essere dotata di un sistema di acquisizione dati e di una bilancia a pungiglione, che misura sia le forze normali che assiali.

Ora, ottieni un modello di ala Clark Y-14 con un lembo e una lamella attaccati. Inizia il test con la configurazione dell’ala pulita, il che significa che né il flap né la lamella sono schierati. Ora apri la sezione di prova e installa l’ala sulla bilancia della puntura.

Azionare la manopola di regolazione dell’angolo di inclinazione sotto la sezione di prova della galleria del vento per regolare il passo del bilanciamento del pungiglione in orizzontale. Utilizzare un inclinometro portatile per misurare l’angolo di inclinazione e regolare il passo per raggiungere una lettura pari a zero. Chiudere la sezione di prova e tarare l’angolo di inclinazione nel display della galleria del vento. Quindi, tarare tutte le letture di forza, momento e velocità dell’aria sul sistema di acquisizione dati.

Ora, regola l’angolo di inclinazione, chiamato anche angolo di attacco, a meno 8 °, ed effettua una misurazione senza vento registrando tutte le letture della forza assiale, della forza normale e del momento di beccheggio. Ripeti le misurazioni senza vento per angoli di inclinazione che vanno da meno 8 a 18 ° con incrementi di 2 °. Quando tutte le misurazioni senza vento sono state effettuate, riportare l’angolo di inclinazione a meno 8°.

Ora, accendi la galleria del vento e aumenta la velocità dell’aria a 60 mph. Prendi le letture della forza assiale, della forza normale e del momento di beccheggio per angoli di inclinazione che vanno da meno 8 ° a 18 °, con incrementi di 2 °. Dopo aver completato tutte le misurazioni con l’ala pulita, spegnere la galleria del vento e aprire la sezione di prova.

Regola l’ala su una nuova configurazione, con la lamella regolata per avere circa 3/8 di pollice di slot. Esegui l’esperimento esattamente allo stesso modo dell’ala pulita, effettuando prima misurazioni senza vento a meno 8 – 18 ° di angoli di passo con incrementi di 2 °. Quindi raccogliere le stesse misurazioni a 60 mph.

Dopo aver completato queste misurazioni, modificare l’ala in una terza configurazione con i flap impostati a 45° rispetto alla linea di corda e la lamella non dispiegata. Quindi eseguire nuovamente le misurazioni come prima. Infine, regola l’ala alla quarta configurazione, dove sono schierati sia la lamella che il flap, e ripeti l’esperimento.

Ora interpretiamo i risultati. Per analizzare i dati, calcoleremo prima il coefficiente di portanza non dimensionale a ciascun angolo di passo, che è definito come mostrato. Rho infinito è la densità del flusso libero, V infinito è la velocità del flusso libero e S è l’area di riferimento dell’ala. Tutti questi valori sono noti.

Lift, L, è calcolato come una relazione di due coppie di forze, dove N è la forza normale e A è la forza assiale. Entrambi sono stati misurati dall’equilibrio della puntura. Alpha è l’angolo di attacco, chiamato anche angolo di pitch, in questo esperimento. Ora, diamo un’occhiata a un grafico del coefficiente di portanza rispetto all’angolo di passo per ciascuna delle quattro configurazioni.

Confrontando le curve di configurazione dell’ala pulita e della lamella, vediamo che le due curve si sovrappongono quasi a bassi angoli di attacco. Tuttavia, la curva di sollevamento dell’ala pulita raggiunge il picco di circa 12 °, ma la curva della lamella continua ad aumentare. Ciò indica che una lamella può essere utilizzata per aumentare la portanza. Se confrontiamo le curve di sollevamento dell’ala pulita e del flap, vediamo che il flap aumenta la portanza sull’intero angolo di attacco. Se sia la lamella che il lembo vengono distribuiti contemporaneamente, il vantaggio di entrambi i dispositivi viene combinato e la portanza massima è ancora più elevata.

Quindi, calcola il coefficiente di resistenza per ciascun angolo, che è definito come mostrato. La resistenza, D, è anche definita come una relazione delle coppie di forze normali e assiali. Confrontando il coefficiente di resistenza per ogni configurazione, vediamo che la resistenza aumenta notevolmente con il lembo e la lamella dispiegati. La forza aerodinamica risultante, R, dalla resistenza e dalla portanza si trova su un punto dell’ala chiamato centro di pressione.

Il centro di pressione non è una posizione fissa, ma si muove invece con un angolo di attacco mutevole. Pertanto, è più conveniente calcolare tutte le forze e i momenti intorno al punto di accordo 1/4. Quindi, usando il momento di pitching a 1/4 di accordo, che viene misurato dal saldo della puntura, possiamo calcolare il coefficiente del momento di pitching come mostrato.

Infine, osservando il coefficiente del momento di beccheggio per ogni configurazione e angolo di beccheggio, vediamo che il coefficiente del momento di beccheggio entra nel regime negativo con il lembo schierato. Ciò significa che il centro di pressione si sposta verso il bordo d’uscita con il lembo dispiegato.

In sintesi, abbiamo imparato come gli apparecchi di generazione di sollevamenti vengono utilizzati per migliorare le prestazioni degli aeromobili. Abbiamo quindi valutato un’ala Clark Y-14 in una galleria del vento per vedere come un lembo e una lamella influenzano il sollevamento, la resistenza e il momento di beccheggio.

Results

I risultati della configurazione dell’ala pulita sono mostrati nella Tabella 1. Le figure 6 – 8 mostrano tutti e tre i coefficienti rispetto all’angolo di attacco, α, per tutte e quattro le configurazioni. Dalla Figura 6, sia il lembo che la lamella hanno migliorato il coefficiente di sollevamento, ma in modi diversi. Confrontando l’ala pulita e la curva di sollevamento della lamella, le due curve si sovrappongono quasi a bassi angoli di attacco. La curva di sollevamento dell’ala pulita raggiunge il picco a circa 0,9 a 12°, ma la curva della lamella continua a salire a 1. 4 a 18°. Ciò indica che le lamelle possono essere utilizzate per aumentare la portanza. Quando si confrontano le curve di sollevamento pulite dell’ala e del lembo, il lembo aumenta la portanza sull’intero angolo di attacco. E se sia la lamella che il lembo vengono dispiegati contemporaneamente, l’effetto è cumulativo e la portanza massima è ancora più alta.

Confrontando il coefficiente di resistenza per ogni configurazione nella Figura 7, il coefficiente di resistenza aumenta notevolmente quando vengono distribuiti sia il lembo che la lamella. Infine, come mostrato nella Figura 8, il coefficiente del momento di beccheggio entra nel regime negativo quando il lembo viene dispiegato. Ciò significa che il centro di pressione si sposta verso il bordo d’uscita con il lembo dispiegato.

Tabella 1. Risultati sperimentali per la configurazione dell’ala pulita.

Angolo di attacco (°)	Coefficiente di portanza, C_L	Coefficiente di resistenza, C_D	Coefficiente del momento di beccheggio, 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. Coefficiente di portanza vs angolo di attacco, α.

Figura 7. Coefficiente di resistenza rispetto all’angolo di attacco, α.

Figura 8. Coefficiente del momento di lancio vs angolo di attacco, α.

Tabella 2. Parametri utilizzati per i calcoli.

Parametri	Valori
Densità dell’aria, ρ	0,00230 lumaca/ft³
Densità dell’acqua, ρ_L	1.935 lumaca/ft³
Accelerazione gravitazionale, g	32.17 ft/s²
Viscosità, m	3,79 x 10^-7 lbf s/ft²
Velocità dell’aria a flusso libero, V_∞	60 mph
Numero di Reynolds, Re	1,56 x 10⁵
Lunghezza dell’accordo, c	3,5 pollici
Superficie alare, S	35 in²

Applications and Summary

La generazione di ascensori può essere migliorata dall’implementazione di dispositivi ad alto sollevamento, come alette e lamelle. La maggior parte degli aerei sono dotati di flap e tutti gli aerei da trasporto commerciale hanno sia flap che doghe. È fondamentale caratterizzare le prestazioni di un’ala con alette e lamelle durante lo sviluppo dell’aeromobile.

In questa dimostrazione, un’ala Clark Y-14 con un flap e una lamella è stata valutata in una galleria del vento. Le misure delle forze e dei momenti sono state raccolte per determinare i coefficienti di portanza, resistenza e momento di beccheggio dell’ala con e senza flap e slat deployment. I risultati dimostrano che il coefficiente di sollevamento aumenta quando il lembo e la lamella vengono dispiegati. Tuttavia, questo ha anche comportato un drammatico aumento del momento di trascinamento e pitching.

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.

Tags

Valore vuoto Problema