Desempenho Aerodinâmico de um Aeromodelo: O DC-6B

Para operar uma aeronave em três dimensões, devemos ser capazes de controlar sua atitude, ou orientação, em três dimensões. Assim, definimos três eixos principais para descrever a posição de um avião e quaisquer alterações feitas nele. A origem desses três eixos está localizada no centro de gravidade da aeronave, que é a localização média de sua massa.

O eixo de guinada é perpendicular às asas da aeronave e descreve seu movimento de um lado para o outro. O eixo de inclinação é orientado paralelamente à asa e perpendicular ao eixo de guinada. O movimento de inclinação é o movimento para cima e para baixo do nariz. Finalmente, o eixo de rotação percorre o comprimento da aeronave e descreve o movimento vertical das asas.

Para avaliar as características aerodinâmicas de uma aeronave à medida que ela muda de posição nessas direções, podemos medir vários coeficientes diferentes que descrevem sustentação, arrasto e momento. Os coeficientes de sustentação e arrasto são valores adimensionais que nos permitem modelar os efeitos complexos da forma e do fluxo na sustentação e no arrasto.

Os coeficientes de sustentação e arrasto são definidos conforme mostrado, onde L e D são sustentação e arrasto, e S é a área de referência do modelo da aeronave. Rho e V são a densidade e a velocidade do fluxo livre. Podemos simplificar rho V ao quadrado sobre dois para a pressão dinâmica, q.

Da mesma forma, os engenheiros medem o coeficiente de momento de inclinação, que é um valor adimensional que descreve o torque produzido pelas forças na aeronave na direção do eixo de inclinação, chamado de momento de inclinação.

Assim como os coeficientes de sustentação e arrasto, o coeficiente do momento de arremesso é definido conforme mostrado, onde M é o momento de arremesso, q é a pressão dinâmica e S e C são a área de referência e o comprimento de referência da aeronave.

Finalmente, podemos medir o coeficiente de momento de guinada, que descreve o torque produzido na direção do eixo de guinada. Este coeficiente é definido como mostrado, onde N é o momento de guinada e B é a envergadura da aeronave.

Os engenheiros usam esses coeficientes para estudar o desempenho e a estabilidade da aeronave. As derivadas de estabilidade, tomadas em relação aos ângulos de inclinação ou guinada, indicam se a aeronave é estável ou instável.

Por exemplo, se o ângulo de ataque, alfa, for subitamente aumentado por uma rajada de vento, a resposta da aeronave determina sua estabilidade. Se o ângulo de ataque continuar aumentando indefinidamente, a aeronave fica instável. Isso é mostrado por uma derivada de estabilidade positiva, mostrando que o coeficiente de momento de arremesso continua a aumentar com alfa.

O mesmo vale para a instabilidade direcional em relação ao ângulo de guinada beta, que fornece um coeficiente de estabilidade negativo. Se o ângulo de ataque ou o ângulo de guinada retornar aos seus valores iniciais, a aeronave será considerada estável. Isso se reflete nas derivadas de estabilidade, que são opostas às condições instáveis.

Neste experimento, examinaremos um modelo de aeronave exposto ao fluxo de ar em diferentes ângulos de inclinação e guinada e determinaremos sua estabilidade e desempenho com e sem cauda.

Neste experimento, examinaremos um modelo de aeronave exposto ao fluxo de ar em diferentes ângulos de inclinação e guinada e determinaremos sua estabilidade e desempenho com e sem cauda.

Para este experimento, você precisará usar um túnel de vento aerodinâmico com um equilíbrio de força que controla o ângulo de ataque, também chamado de ângulo de inclinação, e o ângulo de guinada externamente durante o experimento. Você também precisará de um modelo de aeronave DC-6B que se conecte ao equilíbrio de força usando suportes.

Para começar, trave a balança externa e instale as escoras na balança para analisar os efeitos das escoras sozinhas, para que possam ser subtraídas das medições do avião. Defina o ângulo de guinada para 0 ajustando o botão do motor de guinada.

Agora ligue o computador e ligue o sistema de aquisição de dados para o equilíbrio de força externa. Deixe o sistema aquecer por 30 minutos antes do teste.

Depois que o sistema estiver aquecido, abra o software de aquisição de dados. Leia a pressão e a temperatura ambiente e registre esses valores em seu notebook. Corrija a pressão barométrica, usando a planilha do barômetro que acompanha o barômetro de mercúrio.

Agora certifique-se de que a seção de teste e o túnel de vento estejam livres de detritos e peças soltas. Em seguida, feche as portas da seção de teste. Desbloqueie o equilíbrio externo. Em seguida, defina a discagem rápida do túnel de vento para 0. Ligue o túnel de vento e o sistema de resfriamento do túnel de vento. Registre as forças e momentos de equilíbrio com a velocidade do vento em 0.

Agora ajuste o ângulo de guinada para 5? usando o controle de guinada. Em seguida, registre as forças e momentos de equilíbrio novamente na velocidade do vento 0. Repetir essas medições novamente em um ângulo de guinada de 10? e velocidade zero do vento. Agora defina o ângulo de guinada de volta para 0 e, em seguida, defina a pressão dinâmica para 7 polegadas de água. Em seguida, registre as forças e os momentos de equilíbrio novamente.

Agora, defina o ângulo de guinada para 5?, ajuste a pressão dinâmica de volta para 7 polegadas de água, se necessário, e registre as forças e momentos de equilíbrio. Repita as mesmas medições em um ângulo de guinada de 10?, redefinindo a pressão dinâmica de volta para 7 polegadas de água, se necessário. Depois que as medições forem registradas, retorne o ângulo de guinada a zero e desligue o túnel de vento.

Para iniciar a calibração do modelo de avião DC-6B, primeiro trave a balança externa e abra a seção de teste. Em seguida, instale o modelo DC-6B com a cauda colocada. Calibre o ângulo de inclinação usando um nível eletrônico e faça ajustes para zero, se necessário.

Depois de fechar as portas da seção de teste, destrave a balança externa, pressione o botão nariz para baixo para definir o ângulo de inclinação para -6?. Agora registre as forças e momentos de equilíbrio com o túnel de vento desligado para adquirir a correção necessária para contabilizar o peso do modelo.

Alterar o ângulo de inclinação para -4? e repita a medição da força e dos momentos como antes. Realizar o teste para ângulos de ataque de até 10? com 2? Incrementos. Em seguida, retorne o ângulo de inclinação para zero. Agora conduza o mesmo teste para os ângulos de guinada 0,5,e 10?. Quando todos os ângulos tiverem sido testados, trave o equilíbrio externo, abra a seção de teste e remova a cauda do modelo DC-6B.

Em seguida, instale o cone da cauda, para que possamos medir a contribuição do peso do modelo com o túnel de vento desligado. Agora feche a seção de teste, defina o ângulo de guinada para zero e registre as medições de força e momento para todos os ângulos de inclinação de -6 a 10?, como antes.

Quando essas medições estiverem concluídas, repita o teste novamente em um ângulo de inclinação de 0 para os três ângulos de guinada. Quando terminar, bloqueie o saldo externo.

Agora vamos executar o experimento com uma velocidade de vento diferente de zero. Para começar, verifique a seção de teste quanto a detritos e peças soltas. Em seguida, feche as portas da seção de teste.

Em seguida, defina o ângulo de inclinação para zero e desbloqueie o equilíbrio externo. Defina a discagem rápida do túnel de vento para zero e ligue o túnel de vento. Registre as forças de equilíbrio e os momentos antes de ligar o fluxo de ar. Agora ligue o fluxo de ar com a pressão dinâmica igual a 7 polegadas de água. Em seguida, defina o ângulo de inclinação para -6?, e ajuste a pressão dinâmica de volta para 7 polegadas de água, se necessário, antes de registrar as forças e momentos de equilíbrio para esta configuração.

Repita a medição para cada um dos ângulos de inclinação testados nas etapas de calibração. Em seguida, retorne os ângulos de inclinação e guinada para zero. Ajuste a pressão dinâmica novamente, se necessário, e registre as forças e momentos de equilíbrio. Como antes, repita as medições para os ângulos de guinada testados durante a calibração.

Depois que todas as medições forem feitas, diminua lentamente a velocidade do ar para zero. Agora bloqueie o equilíbrio externo e abra a seção de teste. Remova o cone da cauda do DC-6B e instale a cauda completa. Em seguida, feche a seção de teste e repita as medições para todos os ângulos de inclinação e ângulos de guinada testados anteriormente com uma pressão dinâmica de túnel de vento de 7 polegadas de água.

Neste experimento, obtivemos características de desempenho e estabilidade de um modelo de aeronave DC-6B em duas configurações, com a cauda do avião convencional e com a cauda removida.

Para cada configuração, ajuste as forças medidas para remover o peso da escora subtraindo as forças com o modelo desligado e o vento desligado das forças com o modelo desligado e o vento ligado.

Em seguida, remova o efeito do peso do modelo subtraindo as forças com o modelo ligado e desligado das forças com o modelo ligado e enrolado. Em seguida, remova o efeito aerodinâmico das escoras subtraindo as forças ajustadas ao peso das escoras das forças ajustadas ao peso do modelo.

Usando essas forças ajustadas, podemos calcular o coeficiente de sustentação e o coeficiente de arrasto usando essas equações. Aqui, L é a sustentação e D é o arrasto, que foram medidos no experimento. S é a área de referência do modelo e q é a pressão dinâmica.

Agora, se traçarmos os coeficientes de sustentação e arrasto em relação ao ângulo de inclinação, podemos ver que a cauda da aeronave aumenta a sustentação máxima, mas a cauda também aumenta o arrasto. A seguir, vamos ver o coeficiente de momento de arremesso. O momento de arremesso, M, foi medido em nossos experimentos.

Em seguida, traçaremos o coeficiente do momento de inclinação em relação ao ângulo de inclinação. Lembre-se de que, se o momento de inclinação aumentar com o aumento do ângulo de ataque, a aeronave fica instável, pois não consegue retornar ao nível de direção. Mas se o momento de inclinação diminui com o aumento do ângulo de ataque, o momento de inclinação atua para evitar que o ângulo de inclinação aumente ou diminua indefinidamente; assim, garantindo mais estabilidade na aeronave.

Para a configuração de cauda, o coeficiente de inclinação aumenta com o aumento do ângulo de inclinação, mostrando que a aeronave é instável nesta configuração. Por outro lado, a cauda na configuração exibe o comportamento oposto, onde o coeficiente de inclinação diminui à medida que o ângulo de inclinação aumenta, mostrando que a cauda adiciona estabilidade à aeronave.

Da mesma forma, calcularemos o coeficiente do momento de guinada. O momento de guinada, N, foi medido em nossos experimentos. Aqui mostramos um gráfico do coeficiente do momento de guinada versus o ângulo de guinada.

Para estabilidade direcional, um ângulo de deslizamento lateral positivo beta significa que o nariz da aeronave está apontando para a esquerda da direção do movimento e para a direita se beta for negativo. O coeficiente do momento de guinada é positivo para a direita e negativo para a esquerda.

No entanto, se o momento de guinada diminuir à medida que o beta aumenta, como acontece com a configuração de cauda, o avião não tende a retornar à posição beta zero e fica instável. Portanto, podemos concluir que a cauda do avião é necessária para alcançar a estabilidade, mesmo que resulte em alguma redução de desempenho.

Em resumo, aprendemos como as características aerodinâmicas de uma aeronave são descritas por seus coeficientes de sustentação, arrasto e momento. Em seguida, medimos as forças aerodinâmicas experimentadas pelo avião modelo DC-6B em um túnel de vento para analisar seu desempenho e estabilidade de voo.