航空工学

出典:ホセ・ロベルト・モレトとシャオフェン・リウ、サンディエゴ州立大学航空宇宙工学科、サンディエゴ、カリフォルニア州 低速風洞は、航空機の空力特性を研究し、航空機の性能と安定性を評価するための貴重なツールです。取り外し可能な尾翼と6成分の外部空力力バランスを持つDC-6B航空機のスケールモデルを使用して、リフト係数(CL)、ドラッグ係数(CD)、ピッチングモーメント係数(C)M)、及びその尾翼の有無にかかわらずモデル飛行機のヨーモーメント係数(CN)と、空力効率、縦方向安定性及び方向安定性に対する尾翼の効果を評価する。

出典:シュレヤス・ナルシプル、機械・航空宇宙工学、ノースカロライナ州立大学、ローリー、NC プロペラはねじれた翼で、図1に示すように、放射状のステーションに沿って、弦の角度が位置に対して変化します。プロペラは航空機やウォータークラフトの推進システムで広く使用されており、高性能車両を設計するためにプロペラの詳細な特性を必要としています。 図 1.放射状のステーションでコード、厚さ、およびピッチ。 プロペラの特徴の1つはピッチ/ねじれです。プロペラのピッチは、一般的に長さの単位で与えられ、プロペラが1回の回転で空気を通過する理論的な距離です。しかし、航空機とプロペラのドラッグ力のために、プロペラは理論的な距離を移動することはありません。実際の走行距離はプロペラの有効ピッチと呼ばれ、図2に示すように、理論ピッチまたは幾何学的ピッチと有効ピッチの差をプロペラスリップと呼ぶ。 図 2.ピッチとスリップの表現。

出典:デビッド・グオ、工学・技術・航空学部(CETA)、南ニューハンプシャー大学(SNHU)、マンチェスター、ニューハンプシャー州 翼は重要な翼の性能特性を表す2次元翼セクションである。圧力分布と揚力係数は、翼の挙動を特徴付める重要なパラメータです。圧力分布は、翼によって発生する揚力に直接関連しています。このデモンストレーションで使用されるクラークY-14翼は、厚さ14%で、弦長の30%から背面まで下面で平らです。

出典:デビッド・グオ、工学・技術・航空学部(CETA)、南ニューハンプシャー大学(SNHU)、マンチェスター、ニューハンプシャー州 翼は、飛行機の主要な揚力発生装置です。翼の性能は、離陸または着陸時にフラップ(後縁)やスラット(リーディングエッジ)などの高リフトデバイスを展開することで、さらに向上させることができます。 この実験では、風洞を利用して特定の対気速度を生成し、フラップとスラットを備えたクラークY-14翼を使用して、リフト、ドラッグ、ピッチングモーメント係数などのデータを収集および計算します。図 1 に示すクラーク Y-14 翼は、厚さが 14% で、弦の 30% から背面まで下面で平坦です。ここでは、風洞試験を使用して、クラークY-14翼の空力性能がフラップやスラットなどの高リフト装置の影響を受ける方法を示します。 図...

出典:ホセ・ロベルト・モレトとシャオフェン・リウ、サンディエゴ州立大学航空宇宙工学科、サンディエゴ、カリフォルニア州 風洞試験は、使用中に気流を受ける車両や構造物の設計に役立ちます。風洞データは、調査対象のオブジェクトのモデルに制御された空気の流れを適用することによって生成されます。通常、テスト モデルのジオメトリは似ていますが、フルサイズのオブジェクトに比べて縮尺が小さくなります。低速風洞試験中に正確で有用なデータを確実に収集するには、テスト モデル上のトンネル フロー フィールドとフルサイズのオブジェクト上の実際のフロー フィールドの間にレイノルズ数の動的な類似性が必要です。

出典:デビッド・グオ、工学・技術・航空学部(CETA)、南ニューハンプシャー大学(SNHU)、マンチェスター、ニューハンプシャー州 円筒形の流れの圧力分布とドラッグ推定値は、何世紀にもわたって調査されてきました。理想的なインビシド電位流れ理論により、円柱の周囲の圧力分布は垂直対称です。円柱の上流および下流の圧力分布も対称であり、ゼロネットドラッグ力をもたらします。しかし、実験結果は、非常に異なる流れパターン、圧力分布、ドラッグ係数をもたらします。これは、理想的なインビシド電位理論が回転不動の流れを前提としているため、流れパターンを決定する際に粘度が考慮または考慮されないためです。これは現実とは大きく異なります。

ソース:シュレヤス・ナルシプル、機械・航空宇宙工学、ノースカロライナ州立大学、ローリー、NC ノズルは、さまざまな断面によって流れを加速または減速するために一般的に使用される装置です。ノズルは航空宇宙推進システムで広く使用されています。ロケットでは、チャンバーから排出される噴射剤をノズルを通して加速し、システムを推進する反力を生み出します。ジェットエンジンでは、ノズルを使用して、高圧源から排気の運動エネルギーにエネルギーを変換して推力を生み出します。ノズルに沿ったisentropicモデルは、ノズル内の流れが非常に速い(したがって、最初の近似に対して断食性)、摩擦が非常に少ない(流れが有利な圧力でほぼ一次元であるため)ため、一次分析に十分である。衝撃波が形成され、ノズルが比較的短い場合を除き、勾配)。 この実験では、ノズルテストリグに2種類のノズルを取り付け、圧縮空気源を用いて圧力流を作成します。ノズルは、さまざまな流れ条件下でノズル内の内部流れを分析し、さまざまな流れ方を特定し、データを理論予測と比較するために、異なる背圧設定で実行されます。

出典:ホセ・ロベルト・モレト、ジェイミー・ドラド、サンディエゴ州立大学航空宇宙工学科、サンディエゴ、カリフォルニア州 軍用ジェット戦闘機や発射物は、音速を超える驚異的な速度で飛行することができ、超音速で飛行しています。音速は、音波が媒体を通して伝播する速度で、マッハ数は343m/sで、物体の飛行速度を音速に対して測定するために使用されます。 音速で移動するオブジェクトのマッハ数は 1.0 ですが、音速よりも速く移動するオブジェクトのマッハ数は 1.0 より大きくなります。このような速度で移動する場合、空気の圧縮効果を考慮する必要があります。マッハ数が 0.3...

図1Dに示すデルタ翼は、トランスおよび超音速飛行体制での優れた性能により、高速飛行機で人気のデザインです。翼のこのタイプは、小さなアスペクト比と高いスイープ角度を有し、高い亜音速、トランスオニック、超音速飛行体制でのドラッグを低減します。アスペクト比は、翼のスパンを平均弦で割ったものとして定義されます。 デルタウィングの重要な利点は、その高い失速角度です。デルタ翼のストールは、高アスペクト比翼のストールに比べて遅れます。これは、デルタ翼の揚力が翼上の最先端の渦によって強化されるためです。 この渦流現象を観察し、デルタ翼の渦破壊を研究する効果的な方法は、水トンネル内の流れを視覚化することです。最先端の色素ポートからモデルを取り巻く流れに染料を注入することで、渦の発達と破壊を観察し、その位置を測定することができます。データは、失速角度を推定するためにも使用できます。 図...

体の周りや体の流れの可視化は、空気力学の研究で重要なツールです。流れ構造を定性的・定量的に研究する方法を提供し、流体流動の理論的な検証にも役立ちます。フロービジュアライゼーションは、サーフェス外のビジュアライゼーションとサーフェス フロービジュアライゼーションの 2...

出典:デビッド・グオ、工学・技術・航空学部(CETA)、南ニューハンプシャー大学(SNHU)、マンチェスター、ニューハンプシャー州 ピトースタティックチューブは、空気の流れの未知の速度を測定するために広く使用され、例えば、飛行機の対気速度を測定するために使用されます。ベルヌーイの原理では、対気速度は圧力の変動に直接関係しています。従って、ピトー静電気管は停滞圧力および静的圧力を感知する。それは圧力の読書を得るために圧力の変圧器に接続され、対速度の予測を可能にする。

出典:ホセ・ロベルト・モレト、ジェイミー・ドラド、サンディエゴ州立大学航空宇宙工学科、サンディエゴ、カリフォルニア州 境界層は、流れ場に浸漬された固体体の表面に直ちに隣接する薄い流れ領域である。この領域では、粘性せん断応力などの粘性効果が支配し、流体と固体表面との摩擦の影響により流れが遅れる。境界層の外側では、流れがインビシッドされ、すなわち、摩擦、熱伝導または質量拡散による散逸効果がない。 境界層の概念は1904年にルートヴィヒ・プラントルによって導入され、固体上の流れの処理のためのナビエ・ストークス(NS)方程式への大幅な簡素化を可能にした。境界層の内部では、NS方程式は境界層方程式に縮小され、境界層の外側では、NS方程式の簡略化されたバージョンであるオイラー方程式によって流れを記述できます。 図 1.平らな板の上の境界層の開発。 境界層の開発の最も単純なケースは、入射角 0 の平らなプレート上で発生します。平坦なプレート上の境界層の発達を考慮すると、境界層の外側の速度は一定であり、壁に沿った圧力勾配はゼロと見なされます。

ソース:シュレヤス・ナルシプル、機械・航空宇宙工学、ノースカロライナ州立大学、ローリー、NC 流体圧力は、システムの空気力学を決定するために必要な重要な流れ特性です。最も古く、まだ既存の圧力測定システムの1つは操作の正確さおよび簡易性による圧力計である。マノメーターは、一般に、図1に示すように、部分的に液体で満たされたU字型のガラス管である。U管の間mmometerは可動部分を持たないので口径測定を要求しない、そしてその測定は重力および液体の密度の機能である。従って、間計は簡単で、正確な測定システムである。 図 1.U管のマノメーターの回路図。

ソース:エラ・M・アトキンス、ミシガン大学航空宇宙工学科、アン・アーバー、ミシガン州 概要 オートパイロットを使用すると、航空機の向き、角速度、対気速度を測定する機内センサーから収集されたデータを使用して、航空機を安定化できます。これらの量は、航空機が自動的に打ち上げ(離陸)から回復(着陸)までの飛行計画に従うように、自動操縦によって調整することができます。同様のセンサーデータは、大型の固定翼商用輸送機から、4つのスラスターユニットを備えたクワッドコプターなどの小規模なマルチローターヘリコプターまで、あらゆるタイプの航空機を制御するために収集されます。 全地球測位システム(GPS)などのセンサーによって捕捉された慣性位置と速度により、自動操縦リアルタイム飛行制御システムは、マルチコプターまたは固定翼航空機が所定の姿勢と対気速度を安定させるためのもの軌道。センサーの統合、キャリブレーション、データ取得、および信号フィルタリングは、飛行制御の実験の前提条件です。 ここでは、飛行制御に必要なデータを提供するセンサー...

ソース:プラシン・シャルマとエラ・M・アトキンス、ミシガン大学航空宇宙工学科、アン・アーバー、ミシガン州 マルチコプターは、さまざまな趣味や商用アプリケーションで人気が高まっています。それらはクワッドコプター(4つのスラスター)、ヘキサコプター(6つのスラスター)およびオクトコプター(8つのスラスター)構成として一般に利用できる。ここでは、マルチコプター性能を特徴付ける実験過程について述べた。推進ユニットの冗長性を提供するモジュラー小型ヘキサコプタープラットフォームがテストされます。個々の静的モーターの推力はダイナモメーターおよびさまざまなプロペラおよび入力コマンドを使用して決定される。この静的推力はモータRPMの関数として表され、そこでRPMはモータパワーと制御入力から決定されます。ヘキサコプターは5'x 7'低速再循環風洞のロードセルテストスタンドに取り付けられ、その空力挙動力およびドラッグ力の部品はさまざまなモーター信号、自由流れの流れの速度および攻撃の角度の飛行中に特徴付けられた。