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Prestazioni aerodinamiche di un aeromodello
 
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Prestazioni aerodinamiche di un aeromodello: il DC-6B

Overview

Fonte: Jose Roberto Moreto e Xiaofeng Liu, Dipartimento di Ingegneria Aerospaziale, San Diego State University, San Diego, CA

La galleria del vento a bassa velocità è uno strumento prezioso per studiare le caratteristiche aerodinamiche degli aeromobili e valutare le prestazioni e la stabilità degli aeromobili. Utilizzando un modello in scala di un velivolo DC-6B che ha una coda rimovibile e un bilanciamento della forza aerodinamica esterna a 6 componenti, possiamo misurare il coefficiente di portanza (CL), il coefficiente di resistenza (CD), il coefficiente del momento di beccheggio (CM) e il coefficiente del momento di imbardata (CN) dell'aeromodello con e senza coda e valutare l'effetto della coda sull'efficienza aerodinamica, stabilità longitudinale e stabilità direzionale.

In questa dimostrazione, le caratteristiche aerodinamiche dell'aereo e le prestazioni e la stabilità del volo vengono analizzate utilizzando il metodo di misurazione del bilancio aerodinamico della forza. Questo metodo è ampiamente utilizzato nelle industrie aerospaziali e nei laboratori di ricerca per lo sviluppo di aeromobili e razzi. Qui, un modello di aereo DC-6B viene analizzato in diverse condizioni di flusso e configurazioni e il suo comportamento viene analizzato quando è soggetto a cambiamenti improvvisi.

Principles

Per valutare le caratteristiche aerodinamiche, è importante determinare come cambiano i coefficienti aerodinamici rispetto all'assetto dell'aereo, cioè l'angolo di attacco, l'angolo di imbardata e l'angolo di rollio, per una determinata condizione di volo. Il bilanciamento della forza aerodinamica è un metodo ampiamente utilizzato per misurare direttamente le forze e i momenti vissuti da un modello. Dalle forze e dai momenti misurati, nonché dalla temperatura del flusso d'aria, dalla pressione statica e dalla pressione totale, è possibile ottenere i coefficienti aerodinamici per diversi angoli di attacco e di imbardata.

È possibile ottenere le caratteristiche aerodinamiche di un oggetto in scala reale testando un modello in scala ridotta, a condizione che la condizione di somiglianza dinamica sia soddisfatta e che vengano applicate le correzioni appropriate. Nel caso di un flusso costante incomprimibile, il parametro di somiglianza rilevante è il numero di Reynolds basato su una lunghezza di riferimento corretta.

Per un aereo a bassa velocità, come il DC-6B, le caratteristiche aerodinamiche possono essere misurate in una piccola galleria del vento a bassa velocità poiché è possibile abbinare il numero di Reynolds per le stesse condizioni di volo. In queste condizioni, si può ottenere la dipendenza di trascinamento e sollevamento dall'angolo di attacco, α. Questa dipendenza dall'alfa può essere utilizzata per valutare le prestazioni dell'aereo.

Una volta misurati i coefficienti aerodinamici per diverse condizioni e configurazioni, ad esempio utilizzando due diverse geometrie di coda, sipossonotrovare le derivate di stabilità (dCM/ dα , dCN/), pendenza di sollevamento (dCL/), coefficiente di portanza massima, rapporto massimo portanza-resistenza e altre caratteristiche aerodinamiche. Da questi coefficienti aerodinamici, è possibile determinare l'effetto della modifica o delle scelte di progettazione sulla stabilità e le prestazioni dell'aereo.

I derivati della stabilità indicano se l'aeromobile è stabile o instabile. Ad esempio, se l'angolo di attacco dell'aeromobile aumenta improvvisamente a causa di una raffica di vento, la risposta dell'aeromobile caratterizza la sua stabilità. Se l'angolo di attacco continua ad aumentare indefinitamente, si dice che l'aereo sia instabile. Tuttavia, se l'angolo di attacco ritorna al suo valore iniziale, l'atteggiamento prima della raffica, si dice che l'aereo sia stabile. Lo stesso vale per la stabilità direzionale; se la tendenza dell'aeromobile è quella di tornare al suo angolo di imbardata iniziale dopo un cambiamento improvviso, si dice che l'aeromobile sia direzionalmente stabile.

In questa dimostrazione verrà introdotto il bilanciamento aerodinamico della forza per le misurazioni di forza e momento in una galleria del vento. Per rimuovere i contributi dei montanti di supporto e il peso del modello, il bilanciamento sarà tarato per garantire che i risultati finali sulla forza aerodinamica e i momenti siano dovuti solo all'aeromobile. Inoltre, questa dimostrazione illustra l'effetto di una coda in un progetto di aereo convenzionale e la sua importanza nella stabilità longitudinale e laterale dell'aeromobile.

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Procedure

Di seguito è riportato il set-up del modello DC-6B sul bilanciamento della forza aerodinamica.


Figura 1. Modello DC-6B montato. A) Modello DC-6B all'interno della sezione di prova in galleria del vento a bassa velocità con un equilibrio aerodinamico esterno. B) Modello DC-6B montato sulla bilancia da tre punti articolati. C'è anche un motore di controllo dell'angolo di imbardata, un motore di controllo del passo e un livello elettronico per calibrare l'angolo del passo.


Figura 2. Pannello di controllo della galleria del vento a bassa velocità. L'angolo di beccheggio e l'angolo di imbardata possono essere controllati elettronicamente dal pannello durante i test con la galleria del vento in funzione.

1. Calibrazione del set-up

  1. Blocca il bilanciamento esterno sul pannello di controllo della galleria del vento.
  2. Installare i montanti sulla bilancia aerodinamica come illustrato nella Figura 1. I montanti sono imbullonati alla bilancia.
  3. Impostare l'angolo di imbardata su zero regolando la manopola sul motore di imbardata e impostare l'angolo di inclinazione a zero utilizzando il motore di inclinazione. L'angolo di inclinazione deve essere calibrato utilizzando un livello elettronico. Le misurazioni vengono prima effettuate a diverse angolazioni con solo i montanti in posizione e nessun aeromodello. Ciò consente di sottrarre gli effetti dei montanti dell'aereo.
  4. Accendere il computer e il sistema di acquisizione della forza di bilanciamento esterno. È necessario accendere il sistema almeno 30 minuti prima del test.
  5. Aprire il software di controllo della misurazione.
  6. Registrare la pressione e la temperatura ambiente. Assicurarsi di correggere la pressione barometrica utilizzando la temperatura locale e la gravità locale.
  7. Controllare se la sezione di prova e la galleria del vento sono prive di detriti e allentare le parti, quindi chiudere le porte della sezione di prova.
  8. Sblocca il saldo esterno e imposta la velocità della galleria del vento a zero.
  9. Accendere la galleria del vento e il sistema di raffreddamento della galleria del vento.
  10. Registra le forze e i momenti di equilibrio.
  11. Imposta la pressione dinamica su 7 pollici H2O e registra le forze e i momenti di equilibrio.
  12. Utilizzare il controllo dell'imbardata per impostare l'angolo di imbardata su 5°. Regolare la pressione dinamica a 7 pollici H2O, se necessario.
  13. Registra le forze e i momenti di equilibrio. Modificare l'angolo di imbardata a 10°. Regolare la pressione dinamica a 7 pollici H2O, se necessario.
  14. Registra le forze e i momenti di equilibrio.
  15. Spegnere la galleria del vento e bloccare il saldo esterno.
  16. Installare il modello DC-6B con la coda accesa.
  17. Calibrare l'angolo di attacco e l'indicatore di beccheggio. Calibrare l'angolo di inclinazione prima del test utilizzando un livello elettronico.
  18. Sblocca il saldo esterno.
  19. Impostare l'angolo di attacco premendo il naso verso l'alto o verso il basso sul pannello di controllo Figura 2. Angoli di attacco per il test α = -6°, -4°, -2°, 0°, 2°, 4°, 6°, 8°, 10°.
  20. Registra le forze e i momenti di equilibrio.
  21. Ripetere i passaggi da 1,19 a 1,20, aumentando in modo incrementale l'angolo di attacco fino al completamento di tutti i punti di test.
  22. Riportare l'angolo di attacco, α, a zero e impostare l'angolo di imbardata. Angoli di imbardata per il test β = 0°, 5°, 10°.
  23. Registra le forze e i momenti di equilibrio.
  24. Ripetere i passaggi da 1,22 a 1,23 aumentando in modo incrementale l'angolo di imbardata fino al completamento di tutti i punti di prova.
  25. Bloccare l'equilibrio esterno e rimuovere la coda dal modello DC-6B. Installare il cono di coda e ripetere i passaggi da 1.19 a 1.24.
  26. Quando tutti i dati sono stati raccolti, spegnere il sistema di raffreddamento della galleria del vento, bloccare il bilancio esterno e spegnere la galleria del vento.

2. Test a velocità del vento diverse da zero

  1. Controllare se la sezione di prova e la galleria del vento sono prive di detriti e allentare le parti e quindi chiudere le porte della sezione di prova.
  2. Impostate l'angolo di inclinazione su zero.
  3. Sblocca il saldo esterno.
  4. Impostare la ghiera della velocità della galleria del vento su zero e accendere la galleria del vento e il sistema di raffreddamento del vento.
  5. Registra le forze e i momenti di equilibrio.
  6. Impostare la pressione dinamica su 7 pollici H2O.
  7. Imposta l'angolo di attacco, iniziando con α = -6°. Angoli di attacco per il test α = -6°, -4°, -2°, 0°, 2°, 4°, 6°, 8°, 10°.
  8. Regola la pressione dinamica a 7 pollici H2O se necessario e registra le forze di bilanciamento e i momenti.
  9. Ripetere i passaggi 2.7 - 2.8 aumentando in modo incrementale l'angolo di attacco fino a quando tutti i punti di test non vengono eseguiti.
  10. Riportare l'angolo di attacco a zero e impostare l'angolo di imbardata. I seguenti angoli di imbardata devono essere testati β = 0°, 5°, 10°.
  11. Regola la pressione dinamica a 7 pollici H2O se necessario e registra le forze di bilanciamento e i momenti.
  12. Ripetere i passaggi 2.10 - 2.11 aumentando in modo incrementale l'angolo di imbardata fino a quando non vengono eseguiti tutti i punti di prova.
  13. Diminuire lentamente la velocità dell'aria a zero, quindi bloccare il saldo esterno.
  14. Rimuovere il cono di coda del modello DC-6B e installare la coda completa.
  15. Ripetere i passaggi da 2.7 a 2.12.
  16. Quando tutti i dati sono stati raccolti, spegnere il sistema di raffreddamento della galleria del vento, bloccare il bilancio esterno e spegnere la galleria del vento.

Per far funzionare un aereo in tre dimensioni, dobbiamo essere in grado di controllarne l'assetto, o l'orientamento, in tre dimensioni. Pertanto, definiamo tre assi principali per descrivere la posizione di un aereo e le eventuali modifiche apportate ad esso. L'origine di questi tre assi si trova al centro di gravità dell'aereo, che è la posizione media della sua massa.

L'asse di imbardata è perpendicolare alle ali dell'aereo e descrive il suo movimento da un lato all'altro. L'asse del passo è orientato parallelamente all'ala e perpendicolare all'asse di imbardata. Il movimento del passo è il movimento su e giù del naso. Infine, l'asse di rollio percorre la lunghezza del velivolo e descrive il movimento verticale delle ali.

Per valutare le caratteristiche aerodinamiche di un aereo mentre cambia posizione in queste direzioni, possiamo misurare diversi coefficienti che descrivono portanza, resistenza e momento. I coefficienti di portanza e resistenza sono valori adimensionali che ci consentono di modellare i complessi effetti di forma e flusso su sollevamento e resistenza.

I coefficienti di portanza e resistenza sono definiti come mostrato, dove L e D sono sollevamento e resistenza e S è l'area di riferimento del modello di aeromobile. Rho e V sono la densità e la velocità del flusso libero. Possiamo semplificare rho V quadrato su due alla pressione dinamica, q.

Allo stesso modo, gli ingegneri misurano il coefficiente del momento di beccheggio, che è un valore adimensionale che descrive la coppia prodotta dalle forze sull'aeromobile nella direzione dell'asse del beccheggio, chiamato momento di beccheggio.

Come i coefficienti di portanza e resistenza, il coefficiente del momento di beccheggio è definito come mostrato, dove M è il momento di beccheggio, q è la pressione dinamica e S e C sono l'area di riferimento e la lunghezza di riferimento dell'aeromobile.

Infine, possiamo misurare il coefficiente del momento di imbardata, che descrive la coppia prodotta nella direzione dell'asse di imbardata. Questo coefficiente è definito come mostrato, dove N è il momento di imbardata e B è l'apertura alare sull'aeromobile.

Gli ingegneri utilizzano questi coefficienti per studiare le prestazioni e la stabilità degli aeromobili. Le derivate di stabilità, prese rispetto agli angoli di beccheggio o imbardata, indicano se l'aeromobile è stabile o instabile.

Ad esempio, se l'angolo di attacco, alfa, viene improvvisamente aumentato da una raffica di vento, la risposta dell'aereo determina la sua stabilità. Se l'angolo di attacco continua ad aumentare indefinitamente, l'aereo è instabile. Ciò è dimostrato da una derivata di stabilità positiva, che mostra che il coefficiente del momento di beccheggio continua ad aumentare con alfa.

Lo stesso vale per l'instabilità direzionale rispetto all'angolo di imbardata beta, che dà un coefficiente di stabilità negativo. Se l'angolo di attacco o l'angolo di imbardata ritornano ai loro valori iniziali, allora si dice che l'aereo è stabile. Ciò si riflette nelle derivate di stabilità, che sono opposte alle condizioni instabili.

In questo esperimento, esamineremo un aeromodelli in quanto è esposto al flusso d'aria a diversi angoli di passo e imbardata e determineremo la sua stabilità e le sue prestazioni con e senza la sua coda.

In questo esperimento, esamineremo un aeromodelli in quanto è esposto al flusso d'aria a diversi angoli di passo e imbardata e determineremo la sua stabilità e le sue prestazioni con e senza la sua coda.

Per questo esperimento, dovrai utilizzare una galleria del vento aerodinamica con un bilanciamento della forza che controlla l'angolo di attacco, chiamato anche angolo di beccheggio, e l'angolo di imbardata esternamente durante l'esperimento. Avrai anche bisogno di un modello di aereo DC-6B che si attacchi al bilanciamento della forza usando i montanti.

Per iniziare, blocca il saldo esterno e installa i montanti sulla bilancia per analizzare gli effetti dei soli montanti, in modo che possano essere sottratti dalle misurazioni dell'aereo. Impostare l'angolo di imbardata su 0 regolando la manopola del motore di imbardata.

Ora accendi il computer e accendi il sistema di acquisizione dati per il bilanciamento della forza esterna. Lasciare riscaldare il sistema per 30 minuti prima del test.

Una volta che il sistema si è riscaldato, aprire il software di acquisizione dati. Leggere la pressione e la temperatura ambiente e registrare questi valori nel notebook. Correggere la pressione barometrica, utilizzando il foglio di calcolo del barometro che accompagna il barometro a mercurio.

Ora assicurati che la sezione di prova e la galleria del vento siano prive di detriti e parti sciolte. Quindi chiudere le porte della sezione di prova. Sblocca il saldo esterno. Quindi impostare la ghiera della velocità della galleria del vento su 0. Accendere la galleria del vento e il sistema di raffreddamento della galleria del vento. Registra le forze di equilibrio e i momenti con la velocità del vento a 0.

Ora regola l'angolo di imbardata a 5 ° usando il controllo dell'imbardata. Quindi registrare le forze di equilibrio e i momenti di nuovo a 0 velocità del vento. Ripeti nuovamente queste misurazioni con un angolo di imbardata di 10° e una velocità del vento pari a zero. Ora imposta l'angolo di imbardata su 0 e quindi imposta la pressione dinamica su 7 pollici di acqua. Quindi registra di nuovo le forze di equilibrio e i momenti.

Ora, imposta l'angolo di imbardata a 5 °, regola la pressione dinamica a 7 pollici di acqua, se necessario, e quindi registra le forze e i momenti di equilibrio. Ripetere le stesse misurazioni con un angolo di imbardata di 10°, ripristinando la pressione dinamica a 7 pollici di acqua, se necessario. Dopo che le misurazioni sono state registrate, riportare l'angolo di imbardata a zero e spegnere la galleria del vento.

Per iniziare la calibrazione del modello di aereo DC-6B, bloccare prima la bilancia esterna e aprire la sezione di prova. Quindi installare il modello DC-6B con la coda accesa. Calibrare l'angolo di inclinazione utilizzando un livello elettronico e, se necessario, effettuare regolazioni a zero.

Dopo aver chiuso le porte della sezione di prova, sbloccare la bilancia esterna, premere il pulsante naso verso il basso per impostare l'angolo di inclinazione a -6°. Ora registra le forze di equilibrio e i momenti con la galleria del vento spenta per acquisire la correzione necessaria per tenere conto del peso del modello.

Modificare l'angolo di inclinazione a -4° e ripetere la misurazione della forza e dei momenti come prima. Eseguire il test per angoli di attacco fino a 10° con incrementi di 2°. Quindi riportare l'angolo di inclinazione a zero. Ora esegui lo stesso test per gli angoli di imbardata 0,5 e 10°. Quando tutti gli angoli sono stati testati, bloccare la bilancia esterna, aprire la sezione di prova e rimuovere la coda del modello DC-6B.

Quindi installare il cono di coda, in modo da poter misurare il contributo del peso del modello con la galleria del vento spenta. Ora chiudi la sezione di prova, imposta l'angolo di imbardata a zero e registra le misurazioni di forza e momento per tutti gli angoli di passo da -6 a 10 °, come prima.

Una volta completate queste misurazioni, ripetere nuovamente il test con un angolo di passo di 0 per i tre angoli di imbardata. Al termine, bloccare il saldo esterno.

Ora eseguiremo l'esperimento con una velocità del vento diversa da zero. Per iniziare, controlla la sezione di prova per detriti e parti sciolte. Quindi, chiudere le porte della sezione di prova.

Quindi, impostare l'angolo di inclinazione su zero e sbloccare il saldo esterno. Impostare la ghiera della velocità della galleria del vento su zero, quindi accendere la galleria del vento. Registrare le forze di bilanciamento e i momenti prima di accendere il flusso d'aria. Ora accendi il flusso d'aria con la pressione dinamica pari a 7 pollici di acqua. Quindi impostare l'angolo di inclinazione a -6 ° e regolare la pressione dinamica a 7 pollici di acqua, se necessario, prima di registrare le forze di bilanciamento e i momenti per questa impostazione.

Ripetere la misurazione per ciascuno degli angoli di passo testati nelle fasi di calibrazione. Quindi riportare gli angoli di tono e imbardata a zero. Se necessario, regolare nuovamente la pressione dinamica, quindi registrare le forze e i momenti di equilibrio. Come prima, ripetere le misurazioni per gli angoli di imbardata testati durante la calibrazione.

Una volta effettuate tutte le misurazioni, ridurre lentamente la velocità dell'aria a zero. Ora blocca il saldo esterno e apri la sezione di test. Rimuovere il cono di coda DC-6B e installare la coda completa. Quindi chiudere la sezione di prova e ripetere le misurazioni per tutti gli angoli di passo e gli angoli di imbardata testati in precedenza con una pressione dinamica della galleria del vento di 7 pollici di acqua.

In questo esperimento, abbiamo ottenuto le prestazioni e le caratteristiche di stabilità di un modello di aereo DC-6B in due configurazioni, con la coda dell'aereo convenzionale e con la coda rimossa.

Per ogni configurazione, regolare le forze misurate per rimuovere il peso del montante sottraendo le forze con il modello spento e il vento dalle forze con il modello spento e il vento acceso.

Quindi rimuovere l'effetto del peso del modello sottraendo le forze con il modello acceso e il vento dalle forze con il modello acceso e il vento acceso. Quindi rimuovere l'effetto aerodinamico dei montanti sottraendo le forze regolate dal peso dei montanti dalle forze regolate dal peso del modello.

Usando queste forze regolate, possiamo calcolare il coefficiente di portanza e il coefficiente di resistenza usando queste equazioni. Qui, L è l'ascensore e D è la resistenza, che sono stati misurati nell'esperimento. S è l'area di riferimento del modello e q è la pressione dinamica.

Ora, se tracciamo i coefficienti di portanza e resistenza contro l'angolo di beccheggio, possiamo vedere che la coda sull'aereo aumenta la portanza massima, ma la coda aumenta anche la resistenza. Successivamente, diamo un'occhiata al coefficiente del momento di pitching. Il momento di pitching, M, è stato misurato nei nostri esperimenti.

Quindi, tracciamo il coefficiente del momento di beccheggio rispetto all'angolo di beccheggio. Ricorda che se il momento del passo aumenta con l'aumentare dell'angolo di attacco, l'aereo è instabile, in quanto non è in grado di tornare alla direzione del livello. Ma se il momento del passo diminuisce con l'aumentare dell'angolo di attacco, il momento del passo agisce per impedire che l'angolo del passo aumenti o diminuisca indefinitamente; quindi, garantendo una maggiore stabilità nell'aeromobile.

Per la configurazione tail off, il coefficiente di pitch aumenta con l'aumento dell'angolo di pitch, mostrando che l'aereo è instabile in questa configurazione. D'altra parte, la coda sulla configurazione mostra il comportamento opposto, dove il coefficiente di beccheggio diminuisce all'aumentare dell'angolo di beccheggio, mostrando che la coda aggiunge stabilità all'aeromobile.

Allo stesso modo, calcoleremo il coefficiente del momento di imbardata. Il momento di imbardata, N, è stato misurato nei nostri esperimenti. Qui mostriamo un grafico del coefficiente del momento di imbardata rispetto all'angolo di imbardata.

Per la stabilità direzionale, un angolo di slittamento laterale positivo beta significa che il muso dell'aeromobile punta a sinistra della direzione del movimento e a destra se beta è negativo. Il coefficiente del momento di imbardata è positivo a destra e negativo a sinistra.

Tuttavia, se il momento di imbardata diminuisce all'aumentare della beta, come fa per la configurazione tail off, l'aereo non tende a tornare alla posizione zero beta ed è instabile. Pertanto, possiamo concludere che la coda dell'aereo è necessaria per raggiungere la stabilità, anche se si traduce in una certa riduzione delle prestazioni.

In sintesi, abbiamo imparato come le caratteristiche aerodinamiche di un aereo sono descritte dai suoi coefficienti di portanza, resistenza e momento. Abbiamo quindi misurato le forze aerodinamiche sperimentate dal modello di aereo DC-6B in una galleria del vento per analizzarne le prestazioni di volo e la stabilità.

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Results

In questa dimostrazione sono state misurate le prestazioni e le caratteristiche di stabilità di un modello DC-6B in due configurazioni. In una configurazione, una coda di aeroplano convenzionale è stata attaccata al modello (tail-on), e nella seconda configurazione, la coda è stata rimossa e sostituita con un cono (tail-off). Per ogni configurazione, è stata determinata la variazione del coefficiente di portanza e del coefficiente di resistenza con l'angolo di attacco (Figura 3). È stata anche studiata la variazione del coefficiente del momento di intonazione e del coefficiente del momento di imbardata rispetto all'angolo di attacco e al beta (Figura 4).

I risultati mostrano gli effetti aerodinamici della coda. Nella Figura 3, sebbene la coda aumenti la portanza massima e la resistenza, nel complesso la coda diminuisce le prestazioni aerodinamiche. Quando la coda è spenta, il modello è instabile longitudinalmente e direzionalmente (Figura 4). Pertanto, la coda dell'aereo è necessaria per raggiungere la stabilità, anche se potrebbe comportare una riduzione delle prestazioni dell'aeromobile.


Figura 3. Curve di valutazione delle prestazioni per configurazioni tail-on e tail-off. A) Coefficiente di portanza vs α; B) Coefficiente di resistenza aerodinamica vs α; C) Trascina polare; e D) L/D vs α. Fare clic qui per visualizzare una versione più grande di questa figura.


Figura 4. Curve di valutazione delle prestazioni per le configurazioni tail on e tail off. A) Coefficiente del momento di beccheggio vs α; B) Coefficiente del momento di imbardata rispetto a β. Fare clic qui per visualizzare una versione più grande di questa figura.

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Applications and Summary

Testare un modello su piccola scala utilizzando un equilibrio aerodinamico in una galleria del vento consente di determinare le principali caratteristiche aerodinamiche di un aeromobile. Un bilanciamento a 6 componenti misura tre componenti di forza, sollevamento, resistenza e forze laterali e tre componenti di momento, beccheggio, imbardata e momenti di rollio.

Quando si raggiunge la somiglianza dinamica tra l'oggetto in scala reale e il modello, ad esempio il numero di Reynolds è lo stesso per il caso di flusso costante incomprimibile, i coefficienti aerodinamici ottenuti utilizzando il modello in scala ridotta sono applicabili all'oggetto in scala reale e le caratteristiche aerodinamiche, come le prestazioni e la stabilità statica, possono essere determinate.

Le misurazioni di forza e momenti da parte di una bilancia esterna in una galleria del vento hanno diverse applicazioni. Questo metodo è ampiamente utilizzato nell'industria aerospaziale; tuttavia, è stato applicato con successo nella ricerca e nello sviluppo in molte aree, ad esempio nell'ingegneria navale, nell'industria automobilistica e nell'ingegneria civile.

Ci sono diverse applicazioni nell'ingegneria navale. Ad esempio, le barche a vela e le barche da regata sono significativamente influenzate dalle forze aerodinamiche e il loro effetto sulla nave deve essere considerato per ottimizzare le prestazioni. Per la progettazione di navi a bassa velocità, le forze aerodinamiche dovrebbero essere considerate per ridurre il consumo di carburante e migliorare le prestazioni complessive.

Un altro settore che beneficia dei test in galleria del vento è l'industria automobilistica. Il test in galleria del vento viene utilizzato per determinare le forze di resistenza, le forze laterali e i momenti vissuti da un'auto. Questa è ora una pratica standard per lo sviluppo di nuove auto poiché questa tecnica porta a progetti più competitivi ed efficienti.

I test in galleria del vento per le misurazioni della forza non si limitano all'ottimizzazione delle prestazioni. Nella moderna industria dell'ingegneria civile, i test in galleria del vento vengono utilizzati per aumentare la sicurezza. Ci sono grattacieli alti e sottili che sono soggetti a forti raffiche di vento. Queste raffiche di vento generano carichi elevati che devono essere contabilizzati nella progettazione degli edifici per evitare il collasso dell'edificio. Questo vale anche per i ponti, che devono essere testati nelle gallerie del vento per garantire la sicurezza.

Elenco dei materiali:

Nome Società Numero di catalogo Commenti
Attrezzatura
Galleria del vento a bassa velocità SDSU · Tipo di ritorno chiuso con velocità nell'intervallo 0-180 mph
Dimensione della sezione di prova 45W-32H-67L pollici
Modello completo DC-6B SDSU · Area di riferimento = 93,81 in2
Lunghezza media degli accordi = 3.466 in
Span = 27.066 in
Proporzioni = 7,809
Momento di riferimento Z-Distanza (in) = 0*
Momento di riferimento X-Distance (in) = 0*
Bilanciamento della forza aerodinamica esterna SDSU · Il sistema di bilanciamento a 6 componenti, celle di carico, estensimetri ha i seguenti limiti di carico.
Sollevamento = 150 libbre; Trascinamento = 50 libbre; Forza laterale 100 lb; Piazzola 1000 lb-in; Rotolo 1000 lb-in; Imbardata 1000 lb-in.
Modulo di servizio digitale Scanivalve DSM4000
Barometro
Manometro Meriam Instrument Co. 34FB8 Manometro dell'acqua con portata di 10".
Termometro

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