Desempenho Aerodinâmico de um Aeromodelo: O DC-6B

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

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

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

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14:02 min

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October 13, 2017

Overview

Fonte: José Roberto Moreto e Xiaofeng Liu, Departamento de Engenharia Aeroespacial, Universidade Estadual de San Diego, San Diego, CA

O túnel de vento de baixa velocidade é uma ferramenta valiosa para estudar características aerodinâmicas das aeronaves e avaliar o desempenho e estabilidade das aeronaves. Utilizando um modelo de escala de uma aeronave DC-6B que tem uma cauda removível e um equilíbrio de força aerodinâmica externa de 6 componentes, podemos medir o coeficiente de elevação(C_L),coeficiente de arrasto(C_D),coeficiente de momento de arremesso(C_M),e coeficiente de momento de guinada(C_N)do avião modelo com e sem sua cauda e avaliar o efeito da cauda sobre a eficiência aerodinâmica, estabilidade longitudinal e estabilidade direcional.

Nesta demonstração, características aerodinâmicas do avião e desempenho e estabilidade de voo são analisados utilizando o método de medição do equilíbrio de força aerodinâmica. Este método é amplamente utilizado em indústrias aeroespaciais e laboratórios de pesquisa para desenvolvimento de aeronaves e foguetes. Aqui, um modelo de avião DC-6B é analisado em diferentes condições de fluxo e configurações, e seu comportamento é analisado quando é submetido a alterações repentinas.

Principles

Para avaliar as características aerodinâmicas, é importante determinar como os coeficientes aerodinâmicos mudam em relação à atitude do avião, ou seja, o ângulo de ataque, ângulo de guinada e ângulo de rolo, para uma determinada condição de voo. O equilíbrio da força aerodinâmica é um método amplamente utilizado para medir diretamente as forças e momentos experimentados por um modelo. A partir das forças e momentos medidos, bem como a temperatura do fluxo de ar, pressão estática e pressão total, os coeficientes aerodinâmicos podem ser obtidos para vários ângulos de ataque e guinada.

É possível obter as características aerodinâmicas de um objeto em grande escala testando um modelo de pequena escala, desde que a condição de similaridade dinâmica seja atendida e as correções apropriadas sejam aplicadas. No caso de um fluxo constante incompressível, o parâmetro de similaridade relevante é o número de Reynolds baseado em um comprimento de referência adequado.

Para um avião de baixa velocidade, como o DC-6B, as características aerodinâmicas podem ser medidas em um túnel de vento pequeno e de baixa velocidade, uma vez que é possível igualar o número de Reynolds para as mesmas condições de voo. Nessas condições, pode-se obter a dependência de arrastar e levantar no ângulo de ataque, α. Essa dependência do alfa pode ser usada para avaliar o desempenho do avião.

Uma vez medidos os coeficientes aerodinâmicos para várias condições e configurações, por exemplo, utilizando duas geometrias de cauda diferentes, podem ser encontrados os derivados de estabilidade(dC_M/dα, dC_N/dβ),inclinação de elevação(dC_L/dα),coeficiente máximo de elevação, relação elevação máxima para arrasto e outras características aerodinâmicas. A partir desses coeficientes aerodinâmicos, o efeito de modificação ou escolhas de design na estabilidade e desempenho do avião pode ser determinado.

Os derivados de estabilidade indicam se a aeronave está estável ou instável. Por exemplo, se o ângulo de ataque da aeronave aumentar repentinamente devido a uma rajada de vento, a resposta da aeronave caracteriza sua estabilidade. Se o ângulo de ataque continuar aumentando indefinidamente, diz-se que a aeronave é instável. No entanto, se o ângulo de ataque voltar ao seu valor inicial, a atitude antes da rajada, a aeronave é considerada estável. O mesmo se aplica à estabilidade direcional; se a tendência da aeronave é retornar ao seu ângulo inicial de guinada após uma mudança repentina, a aeronave é considerada 1500.000.

Nesta demonstração, será introduzido o equilíbrio da força aerodinâmica para medição de força e momento em um túnel de vento. Para remover as contribuições dos suportes e do peso do modelo, o equilíbrio será atrido para garantir que os resultados finais sobre a força aerodinâmica e os momentos sejam apenas devidos à aeronave. Além disso, esta demonstração ilustra o efeito de uma cauda em um projeto convencional de avião e sua importância na estabilidade longitudinal e lateral da aeronave.

Procedure

A configuração do modelo DC-6B no equilíbrio de força aerodinâmica é exibida abaixo.

Figura 1. Modelo DC-6B montado. A) Modelo DC-6B dentro da seção de teste do túnel de vento de baixa velocidade com um equilíbrio aerodinâmico externo. B) Modelo DC-6B montado no saldo por três pontos articulados. Há também um motor de controle de ângulo de guinada, motor de controle de campo e um nível eletrônico para calibrar o ângulo de campo.

Figura 2. Painel de controle do túnel de vento de baixa velocidade. O ângulo de arremesso e o ângulo de guinada podem ser controlados eletronicamente a partir do painel durante os testes com o túnel de vento funcionando.

1. Calibração da configuração

Bloqueie o equilíbrio externo no painel de controle do túnel de vento.
Instale os suportes no equilíbrio aerodinâmico conforme ilustrado na Figura 1. Os suportes estão aparafusados.
Ajuste o ângulo da guinada a zero, ajustando o botão no motor da guinada e ajuste o ângulo de arremesso para zero usando o motor de arremesso. O ângulo de tom deve ser calibrado usando um nível eletrônico. As medidas são feitas pela primeira vez em diferentes ângulos com apenas os suportes no lugar, e nenhum modelo de avião. Isso permite que os efeitos dos suportes do avião sejam subtraídos.
Ligue o computador e o sistema de aquisição de força de equilíbrio externo. É necessário ligar o sistema pelo menos 30 minutos antes dos testes.
Abra o software de controle de medição.
Regisso da pressão e temperatura. Certifique-se de corrigir a pressão barométrica usando a temperatura local e a gravidade local.
Verifique se a seção de teste e o túnel de vento estão livres de detritos e solte as peças e feche as portas da seção de teste.
Desbloqueie o equilíbrio externo e afina a velocidade do túnel de vento para zero.
Ligue o túnel de vento e o sistema de resfriamento do túnel de vento.
Regissão as forças de equilíbrio e os momentos.
Coloque a pressão dinâmica em 7 polegadas H₂O, e registe as forças de equilíbrio e os momentos.
Use o controle da guinada para definir o ângulo da guinada para 5°. Ajuste a pressão dinâmica para 7 polegadas H₂O, se necessário.
Regissão as forças de equilíbrio e os momentos. Mude o ângulo de guinada para 10°. Ajuste a pressão dinâmica para 7 polegadas H₂O, se necessário.
Regissão as forças de equilíbrio e os momentos.
Desligue o túnel de vento e bloqueie o equilíbrio externo.
Instale o modelo DC-6B com a cauda.
Calibrar o ângulo do indicador de ataque e arremesso. Calibrar o ângulo de arremesso antes do teste usando um nível eletrônico.
Desbloqueie o equilíbrio externo.
Defina o ângulo de ataque pressionando o nariz para cima ou para baixo no painel de controle Figura 2. Ângulos de ataque para testes α = -6°, -4°, -2°, 0°, 2°, 4°, 6°, 8°, 10°.
Regissão as forças de equilíbrio e os momentos.
Repita as etapas 1.19 para 1.20, aumentando gradualmente o ângulo de ataque até que todos os pontos de teste estejam completos.
Retorne o ângulo de ataque, α, a zero e afina o ângulo de guinada. Ângulos de guinada para testes β = 0°, 5°, 10°.
Regissão as forças de equilíbrio e os momentos.
Repetir as etapas 1.22 para 1.23 aumentando gradualmente o ângulo da guinada até que todos os pontos de teste estejam completos.
Bloqueie o equilíbrio externo e remova a cauda do modelo DC-6B. Instale o cone traseiro e repita as etapas 1.19 para 1.24.
Quando todos os dados foram coletados, desligue o sistema de resfriamento do túnel de vento, bloqueie o equilíbrio externo e desligue o túnel de vento.

2. Testes a velocidades de vento não-zero

Verifique se a seção de teste e o túnel de vento estão livres de detritos e afrouxar peças e, em seguida, feche as portas da seção de teste.
Definir ângulo de arremesso para zero.
Desbloqueie o equilíbrio externo.
Defina o mostrador de velocidade do túnel de vento para zero e ligue o túnel de vento e o sistema de resfriamento do vento.
Regissão as forças de equilíbrio e os momentos.
Coloque pressão dinâmica em 7 polegadas H₂O.
Definir ângulo de ataque, começando com α = -6°. Ângulos de ataque para testes α = -6°, -4°, -2°, 0°, 2°, 4°, 6°, 8°, 10°.
Ajuste a pressão dinâmica para 7 polegadas H2O, se necessário, e regise as forças e momentos de equilíbrio.
Repetir passos 2.7 – 2.8 aumentando gradualmente o ângulo de ataque até que todos os pontos de teste sejam executados.
Devolva o ângulo de ataque para zero e afina o ângulo de guinada. Os seguintes ângulos de guinada devem ser testados β = 0°, 5°, 10°.
Ajuste a pressão dinâmica para 7 polegadas H2O, se necessário, e regise as forças e momentos de equilíbrio.
Repetir as etapas 2.10 – 2.11 aumentando gradualmente o ângulo da guinada até que todos os pontos de teste sejam executados.
Diminua lentamente a velocidade de ar para zero e, em seguida, bloqueie o equilíbrio externo.
Remova o cone de cauda do modelo DC-6B e instale a cauda completa.
Repita as etapas 2.7 a 2.12.
Quando todos os dados foram coletados, desligue o sistema de resfriamento do túnel de vento, bloqueie o equilíbrio externo e desligue o túnel de vento.

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

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

Os coeficientes de elevação e arrasto são definidos como mostrados, onde L e D são elevador e arrasto, e S é a área de referência do modelo da aeronave. Rho e V são a densidade e 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 arremesso, que é um valor a dimensional que descreve o torque produzido pelas forças da aeronave na direção do eixo de campo, chamado de momento de arremesso.

Assim como os coeficientes de elevação e arrasto, o coeficiente de momento de arremesso é definido como 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 momento yaw, que descreve o torque produzido na direção do eixo 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 das aeronaves. Os derivados de estabilidade, tomados em relação aos ângulos de arremesso ou guinada, indicam se a aeronave está estável ou instável.

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

O mesmo vale para a instabilidade direcional em relação ao beta de ângulo de guinada, o que dá um coeficiente de estabilidade negativo. Se o ângulo de ataque ou ângulo de guinada retornar aos seus valores iniciais, então a aeronave é considerada estável. Isso se reflete nos derivados de estabilidade, que são opostos às condições instáveis.

Neste experimento, examinaremos uma aeronave modelo, pois ela está exposta ao fluxo de ar em diferentes ângulos de campo e guinada e determinará sua estabilidade e desempenho com e sem sua cauda.

Neste experimento, examinaremos uma aeronave modelo, pois ela está exposta ao fluxo de ar em diferentes ângulos de campo e guinada e determinará sua estabilidade e desempenho com e sem sua 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 arremesso, 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, bloqueie o equilíbrio externo e instale os suportes no equilíbrio para analisar os efeitos dos suportes sozinhos, para que possam ser subtraídos das medições do avião. Ajuste o ângulo da guinada para 0 ajustando o botão do motor da 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 dos testes.

Uma vez que o sistema tenha aquecido, abra o software de aquisição de dados. Leia a pressão ambiente e temperatura e regisse esses valores em seu caderno. Corrija a pressão barométrica, utilizando a planilha do barômetro que acompanha o barômetro de mercúrio.

Agora certifique-se de que a seção de teste e o túnel de vento estão 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. Regisso equilíbrio força e momentos com a velocidade do vento em 0.

Agora ajuste o ângulo da guinada para 5° usando o controle da guinada. Em seguida, registo as forças de equilíbrio e momentos novamente a 0 velocidade do vento. Repita essas medidas novamente em um ângulo de guinada de 10° e zero velocidade do vento. Agora, defina o ângulo da guinada de volta para 0 e, em seguida, definir a pressão dinâmica para 7 polegadas de água. Então regissão as forças de equilíbrio e os momentos novamente.

Agora, ajuste o ângulo da guinada para 5°, ajuste a pressão dinâmica de volta para 7 polegadas de água, se necessário, e então registe as forças de equilíbrio e momentos. Repita as mesmas medidas em um ângulo de guinada de 10°, redefinindo a pressão dinâmica de volta para 7 polegadas de água, se necessário. Após o registro das medições, devolva o ângulo de guinada a zero e desligue o túnel de vento.

Para iniciar a calibração do modelo de avião DC-6B, primeiro bloqueie o equilíbrio externo e abra a seção de teste. Em seguida, instale o modelo DC-6B com a cauda. Calibrar o ângulo de campo usando um nível eletrônico e fazer ajustes a zero, se necessário.

Depois de fechar as portas da seção de teste, desbloqueie o equilíbrio externo, pressione o botão de baixo do nariz para definir o ângulo de tom para -6°. Agora registo as forças de equilíbrio e momentos com o túnel de vento desligado para adquirir a correção necessária para explicar o peso do modelo.

Mude o ângulo de tom para -4° e repita a medição da força e momentos como antes. Realize o teste para ângulos de ataque até 10° com incrementos de 2°. Em seguida, retorne o ângulo de arremesso a zero. Agora realize o mesmo teste para os ângulos de guinada 0,5 e 10°. Quando todos os ângulos tiverem sido testados, bloqueie o equilíbrio externo, abra a seção de teste e remova a cauda do modelo DC-6B.

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

Uma vez que essas medidas estejam completas, repita o teste novamente em um ângulo de campo de0 para os três ângulos de guinada. Quando estiver completo, bloqueie o equilíbrio externo.

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

Em seguida, defina o ângulo de arremesso para zero e desbloqueie o equilíbrio externo. Coloque o mostrador de velocidade do túnel de vento para zero, depois ligue o túnel de vento. Regissão as forças de equilíbrio e 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, ajuste o ângulo de tom para -6°, e ajuste a pressão dinâmica de volta para 7 polegadas de água, se necessário, antes de registrar as forças de equilíbrio e momentos para esta configuração.

Repita a medição para cada um dos ângulos de arremesso testados nas etapas de calibração. Em seguida, devolva o arremesso e os ângulos de guinada a zero. Ajuste a pressão dinâmica novamente, se necessário, e então regisse as forças de equilíbrio e os momentos. Como antes, repita as medidas para os ângulos de guinada testados durante a calibração.

Uma vez que todas as medidas tenham sido tomadas, diminua lentamente a velocidade do ar para zero. Agora bloqueie o equilíbrio externo e abra a seção de teste. Remova o cone de cauda DC-6B e instale a cauda completa. Em seguida, feche a seção de teste e repita as medidas para todos os ângulos de arremesso e ângulos de guinada testados anteriormente com uma pressão dinâmica do 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 convencional do avião e com a cauda removida.

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

Em seguida, remova o efeito do peso do modelo subtraindo as forças com modelo ligado e vento fora das forças com o modelo ligado e vento ligado. Em seguida, remova o efeito aerodinâmico dos suportes subtraindo as forças ajustadas de peso dos suportes das forças ajustadas de peso do modelo.

Usando essas forças ajustadas, podemos calcular o coeficiente de elevação e o coeficiente de arrasto usando essas equações. Aqui, L é o elevador 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 elevação e arrasto contra o ângulo de arremesso, podemos ver que a cauda da aeronave aumenta o elevador máximo, mas a cauda também aumenta o arrasto. Em seguida, vamos olhar para o coeficiente momento de arremesso. O momento de arremesso, M, foi medido em nossos experimentos.

Então, vamos traçar o coeficiente de momento de arremesso contra o ângulo de campo. Lembre-se que se o momento de arremesso aumenta com o crescente ângulo de ataque, a aeronave é instável, pois não consegue retornar ao nível de direção. Mas se o momento do arremesso diminuir com o crescente ângulo de ataque, o momento do arremesso age para evitar que o ângulo de arremesso ause ou diminua indefinidamente; assim, garantindo mais estabilidade na aeronave.

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

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

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

No entanto, se o momento da guinada diminuir à medida que o beta aumenta, como faz para a configuração de off tail, o avião não tende a retornar à posição beta zero e é 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 elevação, arrasto e momento. Em seguida, medimos as forças aerodinâmicas experimentadas pelo avião modelo DC-6B em um túnel de vento para analisar seu desempenho de voo e estabilidade.

Results

Nesta demonstração, foram medidas as características de desempenho e estabilidade de um modelo DC-6B em duas configurações. Em uma configuração, uma cauda convencional de avião foi anexada ao modelo (cauda-on), e na segunda configuração, a cauda foi removida e substituída por um cone (tail-off). Para cada configuração, foi determinada a variação do coeficiente de elevação e coeficiente de arrasto com ângulo de ataque (Figura 3). Também foi investigada a variação no coeficiente de momento de arremesso e coeficiente de momento de guinada em relação ao ângulo de ataque e beta (Figura 4).

Os resultados mostram os efeitos aerodinâmicos da cauda. Na Figura 3, embora a cauda aumente o levantamento máximo e o arrasto, no geral a cauda diminui o desempenho aerodinâmico. Quando a cauda está desligada, o modelo é longitudinalmente e direcionalmente instável (Figura 4). Portanto, a cauda do avião é necessária para alcançar a estabilidade, mesmo que possa resultar em redução do desempenho da aeronave.

Figura 3. Curvas de avaliação de desempenho para configurações de tail-on e tail-off. A) Coeficiente de elevação vs α; B) Coeficiente de arrasto vs α; C) Arrastar polar; e D) L/D vs α. Clique aqui para ver uma versão maior desta figura.

Figura 4. Curvas de avaliação de desempenho para configurações de cauda e cauda fora. A) Coeficiente de momento de pitch vs α; B) Coeficiente de momento yaw vs β. Clique aqui para ver uma versão maior desta figura.

Applications and Summary

Testar um modelo de pequena escala usando um equilíbrio aerodinâmico em um túnel de vento permite a determinação das principais características aerodinâmicas de uma aeronave. Um equilíbrio de 6 componentes mede três componentes de força, forças de elevação, arrasto e laterais, e três momentos componentes, momentos de arremesso, guinada e rolo.

Quando a semelhança dinâmica entre o objeto em escala total e o modelo é alcançada, por exemplo, o número de Reynolds é o mesmo para o caso de fluxo constante incompressível, então os coeficientes aerodinâmicos obtidos usando o modelo de pequena escala são aplicáveis ao objeto em grande escala e características aerodinâmicas, como desempenho e estabilidade estática, podem ser determinados.

Medições de força e momentos por um equilíbrio externo em um túnel de vento têm várias aplicações. Este método é amplamente utilizado na indústria aeroespacial; no entanto, tem sido aplicado com sucesso em pesquisa e desenvolvimento em muitas áreas, por exemplo, em engenharia naval, indústrias automotivas e engenharia civil.

Existem várias aplicações em engenharia naval. Por exemplo, barcos a vela e barcos de corrida são significativamente afetados pelas forças aerodinâmicas, e seu efeito sobre o navio precisa ser considerado para otimizar o desempenho. Para o design de navios de baixa velocidade, as forças aerodinâmicas devem ser consideradas para reduzir o consumo de combustível e melhorar o desempenho geral.

Outra indústria que se beneficia dos testes de túnel de vento é a indústria automotiva. O teste do túnel de vento é usado para determinar as forças de arrasto, forças laterais e momentos vividos por um carro. Esta é agora uma prática padrão para o desenvolvimento de carros novos, uma vez que essa técnica leva a projetos mais competitivos e eficientes.

Os testes do túnel de vento para medições de força não se restringem à otimização de desempenho. Na moderna indústria de engenharia civil, os testes de túnel de vento são usados para aumentar a segurança. Há arranha-céus altos e finos que estão sujeitos a fortes rajadas de vento. Essas rajadas de vento geram altas cargas que precisam ser contabilizadas no projeto da construção para evitar o colapso do edifício. Isso também se aplica às pontes, que devem ser testadas em túneis de vento para garantir a segurança.

Lista de materiais:

Nome	Companhia	Número do catálogo	Comentários
Equipamento
Túnel de vento de baixa velocidade	SDSU		Tipo de retorno fechado com velocidades na faixa de 0-180 mph Tamanho da seção de teste 45W-32H-67L polegadas
Modelo completo DC-6B	SDSU		Área de referência = 93,81 em² Comprimento médio do acorde = 3,466 em Span = 27.066 em Proporção = 7.809 Referência de momento Z-Distância (in) = 0* Referência de momento X-Distância (in) = 0*
Equilíbrio da Força Aerodinâmica Externa	SDSU		6 componentes, célula de carga, sistema de equilíbrio do tipo de medidor de tensão tem os seguintes limites de carga. Elevador = 150 lb; Arrastar = 50 lb; Side Force 100 lb; Arremesso 1000 lb-in; Rolar 1000 lb-in; Yaw 1000 lb-in.
Módulo de Serviço Digital	Scanivalve	DSM4000
Barômetro
Manómetro	Meriam Instrument Co.	34FB8	Manômetro de água com alcance de 10″.
Termômetro

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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