Prestazioni aerodinamiche di un aeromodello: il DC-6B

Aerodynamic Performance of a Model Aircraft: The DC-6B

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Aerodynamic Performance of a Model Aircraft: The DC-6B

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

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14:02 min

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April 30, 2023

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 (C_L), il coefficiente di resistenza (C_D), il coefficiente del momento di beccheggio (C_M) e il coefficiente del momento di imbardata (C_N) 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 (dC_M/ dα , dC_N/dβ), pendenza di sollevamento (dC_L/dα), 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.

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

Blocca il bilanciamento esterno sul pannello di controllo della galleria del vento.
Installare i montanti sulla bilancia aerodinamica come illustrato nella Figura 1. I montanti sono imbullonati alla bilancia.
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.
Accendere il computer e il sistema di acquisizione della forza di bilanciamento esterno. È necessario accendere il sistema almeno 30 minuti prima del test.
Aprire il software di controllo della misurazione.
Registrare la pressione e la temperatura ambiente. Assicurarsi di correggere la pressione barometrica utilizzando la temperatura locale e la gravità locale.
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.
Sblocca il saldo esterno e imposta la velocità della galleria del vento a zero.
Accendere la galleria del vento e il sistema di raffreddamento della galleria del vento.
Registra le forze e i momenti di equilibrio.
Imposta la pressione dinamica su 7 pollici H₂O e registra le forze e i momenti di equilibrio.
Utilizzare il controllo dell’imbardata per impostare l’angolo di imbardata su 5°. Regolare la pressione dinamica a 7 pollici H₂O, se necessario.
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.
Registra le forze e i momenti di equilibrio.
Spegnere la galleria del vento e bloccare il saldo esterno.
Installare il modello DC-6B con la coda accesa.
Calibrare l’angolo di attacco e l’indicatore di beccheggio. Calibrare l’angolo di inclinazione prima del test utilizzando un livello elettronico.
Sblocca il saldo esterno.
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°.
Registra le forze e i momenti di equilibrio.
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.
Riportare l’angolo di attacco, α, a zero e impostare l’angolo di imbardata. Angoli di imbardata per il test β = 0°, 5°, 10°.
Registra le forze e i momenti di equilibrio.
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.
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.
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

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.
Impostate l’angolo di inclinazione su zero.
Sblocca il saldo esterno.
Impostare la ghiera della velocità della galleria del vento su zero e accendere la galleria del vento e il sistema di raffreddamento del vento.
Registra le forze e i momenti di equilibrio.
Impostare la pressione dinamica su 7 pollici H₂O.
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°.
Regola la pressione dinamica a 7 pollici H2O se necessario e registra le forze di bilanciamento e i momenti.
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.
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°.
Regola la pressione dinamica a 7 pollici H2O se necessario e registra le forze di bilanciamento e i momenti.
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.
Diminuire lentamente la velocità dell’aria a zero, quindi bloccare il saldo esterno.
Rimuovere il cono di coda del modello DC-6B e installare la coda completa.
Ripetere i passaggi da 2.7 a 2.12.
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.

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.

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

Transcript

In order to operate an aircraft in three dimensions, we must be able to control its attitude, or orientation, in three dimensions. Thus, we define three principal axes to describe an airplane’s position and any changes made to it. The origin of these three axes is located at the aircraft’s center of gravity, which is the average location of its mass.

The yaw axis is perpendicular to the aircraft’s wings and describes its motion from side to side. The pitch axis is oriented parallel to the wing and perpendicular to the yaw axis. Pitch motion is the up and down motion of the nose. Finally, the roll axis runs the length of the aircraft and describes the vertical movement of the wings.

To evaluate the aerodynamic characteristics of an aircraft as it changes position in these directions, we can measure several different coefficients that describe lift, drag, and moment. The lift and drag coefficients are dimensionless values that enable us to model the complex effects of shape and flow on lift and drag.

The lift and drag coefficients are defined as shown, where L and D are lift and drag, and S is the reference area of the aircraft model. Rho and V are the density and velocity of the free stream. We can simplify rho V squared over two to the dynamic pressure, q.

Similarly, engineers measure the pitching moment coefficient, which is a dimensionless value that describes the torque produced by forces on the aircraft in the direction of the pitch axis, called the pitching moment.

Like the lift and drag coefficients, the pitching moment coefficient is defined as shown, where M is the pitching moment, q is the dynamic pressure, and S and C are the reference area and reference length of the aircraft.

Finally, we can measure the yaw moment coefficient, which describes the torque produced in the direction of the yaw axis. This coefficient is defined as shown, where N is the yaw moment, and B is the wingspan on the aircraft.

Engineers use these coefficients to study aircraft performance and stability. The stability derivatives, taken with respect to the pitch or yaw angles, indicate whether the aircraft is stable or unstable.

For example, if the angle of attack, alpha, is suddenly increased by a wind gust, the aircraft’s response determines its stability.If the angle of attack keeps increasing indefinitely, the aircraft is unstable. This is shown by a positive stability derivative, showing that the pitching moment coefficient continues to increase with alpha.

The same is true for directional instability with respect to yaw angle beta, which gives a negative stability coefficient. If the angle of attack or yaw angle return to their initial values, then the aircraft is said to be stable. This is reflected in the stability derivatives, which are opposite to the unstable conditions.

In this experiment, we will examine a model aircraft as it is exposed to airflow at different pitch and yaw angles and determine its stability and performance with and without its tail.

In this experiment, we will examine a model aircraft as it is exposed to airflow at different pitch and yaw angles and determine its stability and performance with and without its tail.

For this experiment, you’ll need to use an aerodynamic wind tunnel with a force balance that controls the angle of attack, also called the pitch angle, and the yaw angle externally during the experiment. You’ll also need a DC-6B aircraft model that attaches to the force balance using struts.

To begin, lock the external balance and install the struts on the balance to analyze the effects of the struts alone, so they can be subtracted out of the airplane measurements. Set the yaw angle to 0 by adjusting the yaw motor knob.

Now turn on the computer and turn on the data acquisition system for the external force balance. Allow the system to warm up for 30 min prior to testing.

Once the system has warmed up, open the data acquisition software. Read the room pressure and temperature and record these values in your notebook. Correct the barometric pressure, using the barometer spreadsheet that accompanies the mercury barometer.

Now make sure that the test section and wind tunnel are free of debris and loose parts. Then close the test section doors. Unlock the external balance. Then set the wind tunnel speed dial to 0. Turn on the wind tunnel and the wind tunnel cooling system. Record the balance forces and moments with the wind speed at 0.

Now adjust the yaw angle to 5° using the yaw control. Then record the balance forces and moments again at 0 wind speed. Repeat these measurements again at a yaw angle of 10° and zero wind speed. Now set the yaw angle back to 0 and then set the dynamic pressure to 7 inches of water. Then record the balance forces and moments again.

Now, set the yaw angle to 5°, adjust the dynamic pressure back to 7 inches of water, if necessary, and then record the balance forces and moments. Repeat the same measurements at a yaw angle of 10°, resetting the dynamic pressure back to 7 inches of water, if necessary.After the measurements have been recorded, return the yaw angle to zero, and turn off the wind tunnel.

To begin calibration of the model DC-6B airplane, first lock the external balance and open the test section. Then install the DC-6B model with the tail on. Calibrate the pitch angle using an electronic level and make adjustments to zero if needed.

After closing the test section doors, unlock the external balance, press the nose down button to set the pitch angle to -6°. Now record the balance forces and moments with the wind tunnel off to acquire the correction needed to account for the model’s weight.

Change the pitch angle to -4° and repeat the measurement of the force and moments as before. Conduct the test for angles of attack up to 10° with 2° increments. Then return the pitch angle to zero. Now conduct the same test for the yaw angles 0,5,and 10°. When all of the angles have been tested, lock the external balance, open the test section, and remove the DC-6B model tail.

Then install the tail cone, so that we can measure the model weight contribution with the wind tunnel off. Now close the test section, set the yaw angle to zero, and record the force and moment measurements for all of the pitch angles from -6 to 10°, as before.

Once those measurements are complete, repeat the test again at a pitch angle of0 for the three yaw angles. When complete, lock the external balance.

Now we’ll run the experiment with a non-zero wind speed. To begin, check the test section for debris and loose parts. Then, close the test section doors.

Next, set the pitch angle to zero and unlock the external balance. Set the wind tunnel speed dial to zero, then turn on the wind tunnel. Record the balance forces and moments before turning on the airflow. Now turn on the airflow with the dynamic pressure equal to 7 inches of water. Then set the pitch angle to -6°, and adjust the dynamic pressure back to 7 inches of water, if needed, before recording the balance forces and moments for this setting.

Repeat the measurement for each of the pitch angles tested in the calibration steps. Then return the pitch and yaw angles to zero. Adjust the dynamic pressure again if needed, and then record the balance forces and moments. Like before, repeat the measurements for the yaw angles tested during the calibration.

Once all of the measurements have been taken, slowly decrease the air speed to zero. Now lock the external balance and open the test section. Remove the DC-6B tail cone and install the complete tail. Then close the test section and repeat the measurements for all of the pitch angles and yaw angles tested previously with a wind tunnel dynamic pressure of 7 inches of water.

In this experiment, we obtained performance and stability characteristics of a DC-6B aircraft model in two configurations, with the conventional airplane tail and with the tail removed.

For each configuration, adjust the measured forces to remove the weight of the strut by subtracting the forces with the model off and wind off from the forces with the model off and the wind on.

Then remove the effect of the weight of the model by subtracting the forces with model on and wind off from the forces with the model on and wind on. Then remove the aerodynamic effect of the struts by subtracting the weight adjusted forces of the struts from the weight adjusted forces of the model.

Using these adjusted forces, we can calculate the lift coefficient and drag coefficient using these equations. Here, L is the lift and D is the drag, which were measured in the experiment. S is the model reference area and q is the dynamic pressure.

Now if we plot the lift and drag coefficients against the pitch angle, we can see that the tail on the aircraft increases the maximum lift, but the tail also increases the drag. Next, let’s look at the pitching moment coefficient.The pitching moment, M, was measured in our experiments.

Then, we’ll plot the pitch moment coefficient against the pitch angle. Remember that if the pitch moment increases with increasing angle of attack, the aircraft is unstable, as it is unable to return to level heading. But if the pitch moment decreases with increasing angle of attack, the pitch moment acts to prevent the pitch angle from increasing or decreasing indefinitely; thus, ensuring more stability in the aircraft.

For the tail off configuration, the pitch coefficient increases with the increase of the pitch angle, showing that the aircraft is unstable in this configuration. On the other hand, the tail on configuration exhibits the opposite behavior, where the pitch coefficient decreases as the pitch angle increases, showing that the tail adds stability to the aircraft.

Similarly, we will calculate the yaw moment coefficient. The yaw moment, N, was measured in our experiments. Here we show a plot of the yaw moment coefficient versus the yaw angle.

For directional stability, a positive side slip angle beta means that the aircraft nose is pointing to the left of the direction of motion, and to the right if beta is negative. The yaw moment coefficient is positive to the right and negative to the left.

However, if the yaw moment decreases as beta increases, as it does for the tail off configuration, the airplane does not tend to return to the zero beta position and is unstable. Therefore, we can conclude that the airplane tail is necessary to achieve stability, even though it results in some performance reduction.

In summary, we learned how the aerodynamic characteristics of an aircraft are described by its lift, drag, and moment coefficients. We then measured the aerodynamic forces experienced by model DC-6B airplane in a wind tunnel to analyze its flight performance and stability.

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