8.1: 모형 항공기의 공기 역학적 성능: DC-6B

공기역학적 힘 균형에 대한 DC-6B 모델 설정은 아래에 표시됩니다.

그림 1. 장착된 DC-6B 모델입니다. A) 외부 공기역학적 균형을 갖춘 저속 풍동 테스트 섹션 내부의 DC-6B 모델. B) DC-6B 모델은 3개의 굴절된 포인트로 밸런스에 장착됩니다. 또한 야각도 제어 모터, 피치 컨트롤 모터 및 피치 각도를 보정하는 전자 레벨도 있습니다.

그림 2. 저속 풍구 제어판. 풍구가 실행되는 테스트 중에 피치 각도와 야각도를 패널에서 전자적으로 제어할 수 있습니다.

1. 셋업 교정

1. 풍동 제어판의 외부 균형을 잠급합니다.
2. 그림 1에 설명된 대로 공기역학적 균형에 스트럿을 설치합니다. 스트럿은 밸런스에 볼트가 됩니다.
3. 야우 모터의 노브를 조정하여 야우 각도를 0으로 설정하고 피치 모터를 사용하여 피치 각도를 0으로 설정합니다. 피치 각도는 전자 레벨을 사용하여 보정해야 합니다. 측정은 먼저 스트럿만 배치하고 모델 비행기가 없는 다른 각도로 만들어집니다. 이렇게 하면 비행기에서 스트럿의 효과를 빼는 것이 가능합니다.
4. 컴퓨터 및 외부 밸런스 힘 획득 시스템을 켭니다. 최소 30분 전에 시스템을 켜야 합니다.
5. 측정 제어 소프트웨어를 엽니다.
6. 실내 압력과 온도를 기록합니다. 현지 온도와 로컬 중력을 사용하여 기압을 수정해야 합니다.
7. 테스트 섹션과 풍동이 이물질이 없는지 확인하고 부품을 느슨하게 한 다음 테스트 섹션 문을 닫습니다.
8. 외부 밸런스의 잠금을 해제하고 풍구 속도를 0으로 설정합니다.
9. 풍관및 풍터널 냉각 시스템을 켭니다.
10. 밸런스 힘과 모멘트를 기록합니다.
11. 동적 압력을 7인치 H₂O로 설정하고 밸런스 힘과 모멘트를 기록합니다.
12. 야우 컨트롤을 사용하여 요 각도를 5°로 설정합니다. 필요한 경우 동적 압력을 7인치 H₂O로 조정합니다.
13. 밸런스 힘과 모멘트를 기록합니다. 야각도를 10°로 변경합니다. 필요한 경우 동적 압력을 7인치 H₂O로 조정합니다.
14. 밸런스 힘과 모멘트를 기록합니다.
15. 풍동을 끄고 외부 균형을 잠급니다.
16. 꼬리가 있는 DC-6B 모델을 설치합니다.
17. 공격 각도와 피치 표시기의 각도를 보정합니다. 전자 레벨을 사용하여 테스트 전에 피치 각도를 보정합니다.
18. 외부 균형을 해제합니다.
19. 제어판 그림 2에서 코를 위 또는 아래로 눌러 공격 각도를 설정합니다. α 테스트용 공격 각도 = -6°, -4°, -2°, 0°, 2°, 4°, 6°, 8°, 10°.
20. 밸런스 힘과 모멘트를 기록합니다.
21. 1.19에서 1.20으로 반복하여 모든 테스트 포인트가 완료될 때까지 공격 각도를 점진적으로 늘립니다.
22. 공격 각도를 α 0으로 되돌리고 야각도를 설정합니다. β 테스트용 야우 각도 = 0°, 5°, 10°입니다.
23. 밸런스 힘과 모멘트를 기록합니다.
24. 모든 테스트 포인트가 완료될 때까지 1.22 ~ 1.23 단계를 반복하여 야각도를 점진적으로 늘립니다.
25. 외부 균형을 잠그고 DC-6B 모델에서 꼬리를 제거합니다. 꼬리 콘을 설치하고 1.19 ~ 1.24 단계를 반복합니다.
26. 모든 데이터가 수집되면 풍동 냉각 시스템을 끄고 외부 균형을 잠그고 풍동을 끕니다.

2. 무풍속 시험

1. 테스트 섹션과 풍동이 이물질이 없는지 확인하고 부품을 느슨하게 한 다음 테스트 섹션 문을 닫습니다.
2. 피치 각도를 0으로 설정합니다.
3. 외부 균형을 해제합니다.
4. 풍터널 속도 다이얼을 0으로 설정하고 풍구와 풍속 냉각 시스템을 켭니다.
5. 밸런스 힘과 모멘트를 기록합니다.
6. 동적 압력을 7인치 H₂O로 설정합니다.
7. α = -6°로 시작하여 공격 각도를 설정합니다. α 테스트용 공격 각도 = -6°, -4°, -2°, 0°, 2°, 4°, 6°, 8°, 10°.
8. 필요한 경우 동적 압력을 7인치 H2O로 조정하고 밸런스 힘과 모멘트를 기록합니다.
9. 모든 테스트 포인트가 실행될 때까지 2.7 - 2.8 단계를 반복하여 공격 각도를 점진적으로 늘립니다.
10. 공격 각도를 0으로 되돌리고 야각도를 설정합니다. 다음 요 각도는 β = 0°, 5°, 10°를 테스트해야 합니다.
11. 필요한 경우 동적 압력을 7인치 H2O로 조정하고 밸런스 힘과 모멘트를 기록합니다.
12. 모든 테스트 포인트가 실행될 때까지 2.10 - 2.11 단계를 반복하여 야각도를 점진적으로 늘립니다.
13. 천천히 공기 속도를 0으로 줄인 다음 외부 균형을 잠급니다.
14. DC-6B 모델 테일 콘을 제거하고 전체 꼬리를 설치합니다.
15. 2.7~ 2.12단계를 반복합니다.
16. 모든 데이터가 수집되면 풍동 냉각 시스템을 끄고 외부 균형을 잠그고 풍동을 끕니다.

항공기를 3차원으로 운항하려면 항공기의 자세 또는 방향을 3차원으로 제어할 수 있어야 합니다. 따라서 우리는 비행기의 위치와 비행기에 대한 변경 사항을 설명하기 위해 세 개의 기본 축을 정의합니다. 이 세 축의 원점은 항공기의 무게 중심에 있으며, 이는 질량의 평균 위치입니다.

요 축은 항공기의 날개에 수직이며 좌우로 움직이는 것을 설명합니다. 피치 축은 날개와 평행하고 요 축에 수직입니다. 피치 모션은 코의 위아래 움직임입니다. 마지막으로, 롤 축은 항공기의 길이를 따라 날개의 수직 이동을 설명합니다.

이러한 방향으로 위치가 바뀔 때 항공기의 공기역학적 특성을 평가하기 위해 양력, 항력 및 모멘트를 설명하는 여러 가지 계수를 측정할 수 있습니다. 양력 및 항력 계수는 양력과 항력에 대한 모양과 흐름의 복잡한 효과를 모델링할 수 있는 무차원 값입니다.

양력 및 항력 계수는 그림과 같이 정의되며, 여기서 L과 D는 양력 및 항력이고 S는 항공기 모델의 참조 영역입니다. Rho와 V는 자유 흐름의 밀도와 속도입니다. 2에 대한 rho V의 제곱을 동적 압력 q.

마찬가지로 엔지니어는 피칭 모멘트라고 하는 피치 축 방향으로 항공기에 가해지는 힘에 의해 생성되는 토크를 설명하는 무차원 값인 피칭 모멘트 계수를 측정합니다.

양력 및 항력 계수와 마찬가지로 피칭 모멘트 계수는 그림과 같이 정의되며, 여기서 M은 피칭 모멘트, q는 동적 압력, S와 C는 항공기의 기준 면적 및 기준 길이입니다.

마지막으로, 요 축 방향으로 생성된 토크를 설명하는 요 모멘트 계수를 측정할 수 있습니다. 이 계수는 그림과 같이 정의되며, 여기서 N은 요 모멘트이고 B는 항공기의 날개 길이입니다.

엔지니어는 이러한 계수를 사용하여 항공기 성능과 안정성을 연구합니다. 피치 또는 요 각도와 관련하여 취한 안정성 도함수는 항공기가 안정적인지 불안정한지 여부를 나타냅니다.

예를 들어, 돌풍에 의해 받음각 알파가 갑자기 증가하면 항공기의 반응에 따라 안정성이 결정됩니다. 받음각이 무한정 계속 증가하면 항공기가 불안정합니다. 이는 양의 안정성 도함수로 표시되며, 이는 피칭 모멘트 계수가 알파에 따라 계속 증가함을 보여줍니다.

yaw angle beta에 대한 방향 불안정성도 마찬가지이며, 이는 음의 안정성 계수를 제공합니다. 받음각 또는 요 각도가 초기 값으로 돌아가면 항공기가 안정적이라고 합니다. 이것은 불안정한 조건과 반대되는 안정성 도함수에 반영됩니다.

이 실험에서는 다양한 피치와 요 각도에서 기류에 노출되는 모형 항공기를 검사하고 꼬리가 있거나 없는 안정성과 성능을 결정합니다.

이 실험에서는 다양한 피치와 요 각도에서 기류에 노출되는 모형 항공기를 검사하고 꼬리가 있거나 없는 안정성과 성능을 결정합니다.

이 실험에서는 피치 각도라고도 하는 받음각을 제어하는 힘의 균형이 있는 공기역학적 풍동과 실험 중에 외부에서 요 각도를 사용해야 합니다. 또한 스트럿을 사용하여 힘 균형에 부착되는 DC-6B 항공기 모델이 필요합니다.

시작하려면 외부 저울을 잠그고 저울에 스트럿을 설치하여 스트럿의 효과만 분석하면 비행기 측정에서 제외할 수 있습니다. 요 모터 손잡이를 조정하여 요 각도를 0으로 설정합니다.

이제 컴퓨터를 켜고 외력 균형을 위해 데이터 수집 시스템을 켭니다. 테스트하기 전에 30분 동안 시스템이 예열되도록 합니다.

시스템이 예열되면 데이터 수집 소프트웨어를 엽니다. 실내 온도와 온도를 읽고 이 값을 공책에 기록하십시오. 수은 기압계와 함께 제공되는 기압계 스프레드시트를 사용하여 기압을 수정합니다.

이제 테스트 섹션과 풍동에 파편과 느슨한 부품이 없는지 확인하십시오. 그런 다음 테스트 섹션 도어를 닫습니다. 외부 저울을 잠금 해제합니다. 그런 다음 풍동 스피드 다이얼을 0으로 설정합니다. 풍동과 풍동 냉각 시스템을 켭니다. 풍속을 0으로 하여 균형력과 순간을 기록합니다.

이제 요 각도를 5로 조정하시겠습니까? Yaw 컨트롤을 사용합니다. 그런 다음 0 풍속에서 균형, 힘, 모멘트를 다시 기록합니다. 이 측정을 10의 요 각도로 다시 반복하시겠습니까? 그리고 제로 풍속. 이제 요 각도를 다시 0으로 설정한 다음 동적 압력을 7인치의 물로 설정합니다. 그런 다음 균형력과 순간을 다시 기록하십시오.

이제 요 각도를 5°로 설정하고 필요한 경우 동적 압력을 다시 7인치의 물로 조정한 다음 균형력과 모멘트를 기록합니다. 10°의 요 각도에서 동일한 측정을 반복하고 필요한 경우 동적 압력을 다시 7인치의 물로 재설정합니다. 측정값을 기록한 후 요 각도를 0으로 되돌리고 풍동을 끕니다.

모델 DC-6B 비행기의 보정을 시작하려면 먼저 외부 저울을 잠그고 테스트 섹션을 엽니다. 그런 다음 꼬리를 얹은 상태로 DC-6B 모델을 설치합니다. 전자 수평계를 사용하여 피치 각도를 보정하고 필요한 경우 0으로 조정합니다.

테스트 섹션 도어를 닫은 후 외부 저울의 잠금을 해제하고 노즈 다운 버튼을 눌러 피치 각도를 -6°로 설정합니다. 이제 풍동을 끈 상태에서 균형력과 모멘트를 기록하여 모델의 무게를 설명하는 데 필요한 보정을 얻습니다.

피치 각도를 -4로 변경하시겠습니까? 이전과 같이 힘과 모멘트의 측정을 반복합니다. 최대 10의 받음각에 대한 테스트를 수행하시겠습니까? 2로? 증가. 그런 다음 피치 각도를 0으로 되돌립니다. 이제 요 각도 0,5 및 10?에 대해 동일한 테스트를 수행합니다. 모든 각도가 테스트되면 외부 저울을 잠그고 테스트 섹션을 열고 DC-6B 모델 테일을 제거합니다.

그런 다음 테일 콘을 설치하여 풍동을 끈 상태에서 모델 중량 기여도를 측정할 수 있습니다. 이제 테스트 섹션을 닫고 요 각도를 0으로 설정하고 이전과 같이 -6에서 10?까지의 모든 피치 각도에 대한 힘 및 모멘트 측정값을 기록합니다.

이러한 측정이 완료되면 세 개의 요 각도에 대해 피치 각도 0에서 테스트를 다시 반복합니다. 완료되면 외부 저울을 잠급니다.

이제 0이 아닌 풍속으로 실험을 실행해 보겠습니다. 시작하려면 테스트 섹션에 파편과 느슨한 부품이 있는지 확인하십시오. 그런 다음 테스트 섹션 도어를 닫습니다.

그런 다음 피치 각도를 0으로 설정하고 외부 저울을 잠금 해제합니다. 풍동 스피드 다이얼을 0으로 설정한 다음 풍동을 켭니다. 공기 흐름을 켜기 전에 균형, 힘, 순간을 기록하십시오. 이제 7인치의 물과 동일한 동적 압력으로 공기 흐름을 켭니다. 그런 다음 피치 각도를 -6°로 설정하고 필요한 경우 이 설정에 대한 균형력과 모멘트를 기록하기 전에 동적 압력을 다시 7인치의 물로 조정합니다.

보정 단계에서 테스트된 각 피치 각도에 대해 측정을 반복합니다. 그런 다음 피치와 요 각도를 0으로 되돌립니다. 필요한 경우 동적 압력을 다시 조정한 다음 균형력과 순간을 기록합니다. 이전과 마찬가지로 교정 중에 테스트된 요 각도에 대한 측정을 반복합니다.

모든 측정이 완료되면 공기 속도를 천천히 0으로 줄입니다. 이제 외부 저울을 잠그고 테스트 섹션을 엽니다. DC-6B 테일 콘을 제거하고 전체 테일을 설치합니다. 그런 다음 테스트 섹션을 닫고 7인치 물의 풍동 동적 압력으로 이전에 테스트한 모든 피치 각도 및 요 각도에 대한 측정을 반복합니다.

이 실험에서 우리는 DC-6B 항공기 모델의 성능 및 안정성 특성을 기존 비행기 꼬리와 꼬리를 제거한 두 가지 구성으로 얻었습니다.

각 구성에 대해 측정된 힘을 조정하여 모델을 끈 상태에서 힘을 빼고 모델을 끄고 바람을 켠 상태에서 힘에서 바람을 감아 스트럿의 무게를 제거합니다.

그런 다음 모델을 켠 상태에서 힘을 빼서 모델을 켜고 감은 상태에서 힘을 감아 모델 가중치의 영향을 제거합니다. 그런 다음 모델의 무게 조정된 힘에서 스트럿의 무게 조정된 힘을 빼서 스트럿의 공기역학적 효과를 제거합니다.

이러한 조정된 힘을 사용하여 이러한 방정식을 사용하여 양력 계수와 항력 계수를 계산할 수 있습니다. 여기서 L은 양력이고 D는 실험에서 측정된 항력입니다. S는 모델 참조 영역이고 q는 동적 압력입니다.

이제 피치 각도에 대해 양력 및 항력 계수를 플로팅하면 항공기의 꼬리가 최대 양력을 증가시키지만 꼬리도 항력을 증가시키는 것을 볼 수 있습니다. 다음으로 피칭 모멘트 계수에 대해 알아보겠습니다. 피칭 모멘트 M은 실험에서 측정되었습니다.

그런 다음 피치 각도에 대한 피치 모멘트 계수를 플롯합니다. 받음각이 증가함에 따라 피치 모멘트가 증가하면 항공기가 수평 방향으로 돌아갈 수 없기 때문에 불안정하다는 점을 기억하십시오. 그러나 받음각이 증가함에 따라 피치 모멘트가 감소하면 피치 모멘트가 피치 각도가 무한정 증가하거나 감소하는 것을 방지하는 역할을 합니다. 따라서 항공기의 안정성이 향상됩니다.

테일 오프 구성의 경우 피치 각도가 증가함에 따라 피치 계수가 증가하여 이 구성에서 항공기가 불안정하다는 것을 보여줍니다. 반면에, 구성의 꼬리는 반대 동작을 나타내며, 피치 각도가 증가함에 따라 피치 계수가 감소하여 꼬리가 항공기에 안정성을 더한다는 것을 보여줍니다.

마찬가지로 요 모멘트 계수를 계산합니다. 요 모멘트 N은 실험에서 측정되었습니다. 여기에서는 요 모멘트 계수 대 요 각도의 플롯을 보여줍니다.

방향 안정성을 위해 양의 측면 슬립 각도 베타는 항공기 기수가 동작 방향의 왼쪽을 가리키고 베타가 음수인 경우 오른쪽을 가리키고 있음을 의미합니다. 요 모멘트 계수는 오른쪽이 양수이고 왼쪽이 음수입니다.

그러나 tail off 구성에서와 같이 beta가 증가함에 따라 yaw 모멘트가 감소하면 비행기는 0 베타 위치로 돌아가는 경향이 없으며 불안정합니다. 따라서 비행기 꼬리는 약간의 성능 저하를 초래하더라도 안정성을 달성하는 데 필요하다는 결론을 내릴 수 있습니다.

요약하면, 우리는 항공기의 공기역학적 특성이 양력, 항력 및 모멘트 계수로 어떻게 설명되는지 배웠습니다. 그런 다음 풍동에서 모델 DC-6B 비행기가 경험하는 공기역학적 힘을 측정하여 비행 성능과 안정성을 분석했습니다.