机翼行为:克拉克Y-14翼上的压力分布

Aeronautical Engineering

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Concepts

资料来源:郭大卫,工程、技术和航空学院(CETA),南新罕布什尔大学(SNHU),曼彻斯特,新罕布什尔州

翼翼是代表关键机翼性能特性的二维机翼部分。压力分布和提升系数是气翼性能的重要参数。压力分布与翼子板产生的升力直接相关。Clark Y-14 翼翼,用于此演示,厚度为 14%,在较低的表面平坦,从弦长的 30% 到背面。

在这里,我们将演示如何使用风洞测量翼翼周围的压力分布。具有 19 个压力端口的 Clark Y-14 翼翼模型用于收集压力数据,用于估计提升系数。

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JoVE Science Education Database. 航空工程. 机翼行为:克拉克Y-14翼上的压力分布. JoVE, Cambridge, MA, (2019).

Principles

翼翼通过上表面的较低量量压力和下表面相对于接近空气(自由流压力)的压力施加更高的量力压力,以不同角度进行提升。如果忽略与翼表面平行的剪切力(通常它们对提升的贡献很小),则总压力力是翼翼产生提升的原因。图 1 显示了机翼上压力分布的示意图。

图 1.在翼上的压力分布。

翼上的任意点的非维压力系数 Cp定义为:

(1)

其中P是绝对压力,P =是不受干扰的自由流压力,P计 = P = P= P =是计压力,是动态压力,这是基于自由流密度的, =[ ]和空速,V=

非维提升系数Cl的定义类似:

(2)

其中L'是每单位跨度的提升,c是翼的弦长度。

除沿前沿点的点外,压力力均匀地向上指向,方向与提升大致相同。因此,在小攻击角度下,提升系数可通过以下角度进行估计:

(3)

其中 x 是从前缘开始的原点水平坐标位置。

翼翼性能考虑雷诺编号 Re,其定义为:

(4)

其中新参数=是流体的动态粘度。

在这里,沿机翼的整体压力分布通过嵌入机翼并连接到压力传感器的 19 个小管进行测量。Clark Y-14 翼翼如图 2 所示。它的厚度为14%,在较低的表面上是平坦的,从弦长度的30%到背面。

图 2.Clark Y-14 机翼的翼材,具有量高量压力端口的位置。

测量量表压力使用压力计面板,该面板上装有 24 列,上面装满了标有水英寸刻度的液体油。使用以下公式确定水盖压力读数:

(5)

其中 μh是压力计与自由流压力的身高差,μ L是压力计中液体的密度,g是重力引起的加速度。

一旦获得压力分布,就可以以数值确定非维提升系数Cl,以计算公式 3:

(6)

其中 #xi是两个相邻端口之间的增量。

Procedure

  1. 拆下测试部分的顶盖以安装 Clark Y-14 型号(弦长度,c = 3.5 in)。测试部分应为 1 英尺 x 1 英尺,风洞应能保持 140 mph 的最大空速。
  2. 将铝 Clark Y-14 型号安装在测试部分内的转盘上,以便端口#1面向上游。更换顶盖。请注意,模型同时接触风洞测试部分的地板和天花板,因此在翼翼周围没有 3D 流量。
  3. 分别将标有 1 - 19 的 19 个压力管连接到压力计面板的相应端口。Clark Y-14 型号上的端口位置如下:端口 1: x/c = 0(位于前缘右侧)、端口 2 和 11:x/c = 5%,端口 3 和 12:x/c = 10%,端口 4 和 13:x/c = 20%,端口 5 和 14:x/c = 30% 端口 6 和 15: x/c = 40%,端口 7 和 16:x/c = 50%,端口 8 和 17:x/c = 60%,端口 9 和 18:x/c = 70%,端口 10 和 19:x/c = 80%(图 2)。压力计面板应有 24 根柱,内注有彩色油,并标有水寸刻度。
  4. 旋转转盘,使攻击角度为 0°。
  5. 以 90 mph 的速度运行风洞,并通过读取压力计记录所有 19 个压力测量值。
  6. 对 4 和 8° 的攻击角度重复步骤 4 和 5。

翼翼是一种二维机翼部分,可在飞机中产生升力。翼翼有许多几何形状,但它们都用相同的特征来描述。前缘是具有最大曲率的翼翼前部点。同样,后缘是翼翼背面的最大曲率点。

和弦线是连接前缘和后缘的直线。和弦长度 c 是此和弦线的长度,用于将其他方向的尺寸描述为和弦长度的百分比。

在这里,我们将专注于克拉克Y-14翼,它有14%的和弦长度的厚度,是平在较低的表面从30%和弦回到后缘。在各种攻击角度上,翼子板在上表面产生较低的压力,在底部表面产生相对于接近的气压更高的压力。

根据伯努利原理,这种压力差异是机翼上部和下部区域速度差异的结果,这些差异是由空气分子与弯曲表面相互作用引起的。上表面的下压力区域比下表面的高压区具有更高的速度。

如果忽略与翼表面平行的剪切力,则总压力力会产生提升。我们可以使用此关系定义翼翼上的任意点的压力系数 Cp。压力系数是一个非维数,它描述整个流动场的相对压力。P是绝对压力,P无穷大是自由流压力,罗无穷大和V无穷大分别是自由流密度和速度。

除前缘位置外,由 Cp 确定的压力力方向大约以低攻击角度的提升方向向上指向。因此,我们可以计算一个非维提升系数CL,该系数将生成的提升与利用这种关系围绕物体的流体流动相关联。此处,c 是弦长度,x 是水平坐标位置,以零为前缘。

在本实验中,我们将分析机翼表面的压力分布,机翼表面有19个压水龙头。每个压力读数均使用液体压力计进行测量。您将通过将机翼置于风洞中不同攻击角度的气流来测量压力分布和提升。

对于此实验,您将使用空气动力学风洞,测试部分为 1 英尺乘 1 英尺,最大工作空气速度为 140 mph。模型翼是一个铝克拉克Y-14翼,有19个内置端口的压力管。此处显示了压力端口的位置。端口坐标通过将端口的位置除以弦长度来确定。压力端口连接到装有彩色机油但标记为水英寸刻度的操纵仪面板。

首先,拆下测试部分的顶盖,将翼子板垂直安装在转盘上,确保端口 1 面向上游。更换测试部分的顶盖。请注意,翼翼模型同时接触风洞测试部分的地板和天花板,以确保在翼子板周围没有开发 3D 流量。

将 19 个标记的压力管连接到压力计的相应端口。现在旋转转盘,使攻击角度为零。然后,打开风洞,将风速设置为每小时90英里。在笔记本上记录所有19个工作身高读数。

现在关闭风洞,并将攻击角度调整到 4°。然后,以 90 mph 的风速重新打开风洞,并记录 19 个压力端口中每个压力端口的操纵仪读数。最后,以 90 mph 的速度重复测量,以达到 8° 的攻击角度。和以前一样,记录所有压力计读数。

现在,让我们来看看如何分析数据。首先,使用此关系确定每个压力计高度读数的量计压力,其中增量 h 是笔记本中记录的高度读数,rho L 是油的密度,g 是重力加速度。接下来,计算翼上每个端口的非维压力系数 Cp。

压力系数的计算方式如图所示,使用自由流密度、自由流速度和计值压力。让我们绘制负压力系数与端口坐标。首先,对于等于零的攻击角度,我们在 y 轴上绘制负 Cp 而不是正 Cp,以使绘图在视觉上更加直观。因此,顶部痕迹传达翼子板上表面的负压,底部轨迹传达下表面的正压。

从图中,我们可以看到压力在领先边缘之后会急剧变化。前缘后,压力达到其最小值约 5 到 15% 和弦。因此,大约一半的提升是在翼的前 1/4 和弦区域生成的。从所有三个攻击角度来看,我们观察到前缘后类似的压力变化。

此外,在所有三种情况下,上表面比下表面的提升力更大。因此,在机翼顶部保持清洁和坚硬的表面至关重要。这就是为什么大多数飞机被清除任何物体在机翼的顶部。

在失速发生之前,增加攻击角度会导致翼子板底部和顶部表面之间的压力差异较高,从而产生更高的提升。我们可以使用此处显示的关系计算每个攻击角度的提升系数。提升系数将生成的提升与翼上的压力分布相关联,在更高的攻击角度中,预期具有较高的提升系数。

总之,我们了解了翼翼上的压力差异是如何在飞机上产生升力的。然后,我们测量了克拉克 Y-14 翼翼表面的压力分布,该翼翼受到不同攻击角度的气流,并计算了提升系数。

Results

实验结果如表1表2所示。数据图3显示了压力系数 C p与压力端口坐标 x/c,用于 0、4 和 8° 的攻击角度。为了更加直观,负 Cp值绘制在水平轴上方。这表明上表面(图表的上线)大部分是负压,下表面(图表的底线)主要是正压。

从图 3 开始,压力在领先边缘后立即显著变化:压力达到其最小值(或最大绝对值),约为 5% - 15% 和弦长度。因此,一半的提升是在翼子琴长度的第一季度产生的。此外,上表面比下表面的提升力更大:在所有 3 种情况下,上表面的贡献率约为总提升的 70 - 80%。因此,在机翼顶部保持清洁和坚硬的表面至关重要。

压力端口# 端口坐标 x/c 从压力计(在水中)的P 量计 计算压力系数Cp
1 0.0 3.7 1.00
2 0.05 -1.2 -0.67
3 0.10 -3.0 -1.00
4 0.2 -3.9 -0.79
5 0.3 -3.4 -0.57
6 0.4 -3.0 -0.55
7 0.5 -2.5 -0.53
8 0.6 -2.3 -0.33
9 0.7 -1.5 -0.31
10 0.8 -0.8 -0.20
11 0.05 -0.7 1.00
12 0.10 -0.6 0.29
13 0.2 -0.3 0.28
14 0.3 -0.2 0.24
15 0.4 0.1 0.22
16 0.5 0.1 0.21
17 0.6 0.2 0.21
18 0.7 0.2 0.21
19 0.8 0.3 0.21

表 1.零攻击角的实验结果。

图3.压力系数分布,Cp, vs 位置坐标, x/c.

攻击角度 提升系数cl
0.53
0.89
1.29

表2.提升系数,cl,根据压力分布估计(Re = 2.34 x 105)。

参数
空气密度= 0.00230 slug/ft3
水密度=L 1.935 slug/ft3
重力加速度g 32.17 英尺/s2
粘度m 3.79 x 10-7 lbf_s/ft2
自由流空速V| 90 英里/小时
雷诺兹编号Re 2.34 x 105
弦长度 c 3.5 in

表 3.用于计算的参数。

Applications and Summary

机翼上的压力分配与升降器的产生直接相关,也是描述翼子板性能的重要信息。机翼设计师操纵压力分布,以获得所需的翼板特性。因此,压力分布信息是飞机开发过程中空气动力学分析的基础。

在本次实验中,在风洞中研究了Clark Y-14的压力分布,并测量了19个压力端口,以发现机翼上部和下表面的压力分布。提升系数也根据压力分布数据合理计算。

  1. 拆下测试部分的顶盖以安装 Clark Y-14 型号(弦长度,c = 3.5 in)。测试部分应为 1 英尺 x 1 英尺,风洞应能保持 140 mph 的最大空速。
  2. 将铝 Clark Y-14 型号安装在测试部分内的转盘上,以便端口#1面向上游。更换顶盖。请注意,模型同时接触风洞测试部分的地板和天花板,因此在翼翼周围没有 3D 流量。
  3. 分别将标有 1 - 19 的 19 个压力管连接到压力计面板的相应端口。Clark Y-14 型号上的端口位置如下:端口 1: x/c = 0(位于前缘右侧)、端口 2 和 11:x/c = 5%,端口 3 和 12:x/c = 10%,端口 4 和 13:x/c = 20%,端口 5 和 14:x/c = 30% 端口 6 和 15: x/c = 40%,端口 7 和 16:x/c = 50%,端口 8 和 17:x/c = 60%,端口 9 和 18:x/c = 70%,端口 10 和 19:x/c = 80%(图 2)。压力计面板应有 24 根柱,内注有彩色油,并标有水寸刻度。
  4. 旋转转盘,使攻击角度为 0°。
  5. 以 90 mph 的速度运行风洞,并通过读取压力计记录所有 19 个压力测量值。
  6. 对 4 和 8° 的攻击角度重复步骤 4 和 5。

翼翼是一种二维机翼部分,可在飞机中产生升力。翼翼有许多几何形状,但它们都用相同的特征来描述。前缘是具有最大曲率的翼翼前部点。同样,后缘是翼翼背面的最大曲率点。

和弦线是连接前缘和后缘的直线。和弦长度 c 是此和弦线的长度,用于将其他方向的尺寸描述为和弦长度的百分比。

在这里,我们将专注于克拉克Y-14翼,它有14%的和弦长度的厚度,是平在较低的表面从30%和弦回到后缘。在各种攻击角度上,翼子板在上表面产生较低的压力,在底部表面产生相对于接近的气压更高的压力。

根据伯努利原理,这种压力差异是机翼上部和下部区域速度差异的结果,这些差异是由空气分子与弯曲表面相互作用引起的。上表面的下压力区域比下表面的高压区具有更高的速度。

如果忽略与翼表面平行的剪切力,则总压力力会产生提升。我们可以使用此关系定义翼翼上的任意点的压力系数 Cp。压力系数是一个非维数,它描述整个流动场的相对压力。P是绝对压力,P无穷大是自由流压力,罗无穷大和V无穷大分别是自由流密度和速度。

除前缘位置外,由 Cp 确定的压力力方向大约以低攻击角度的提升方向向上指向。因此,我们可以计算一个非维提升系数CL,该系数将生成的提升与利用这种关系围绕物体的流体流动相关联。此处,c 是弦长度,x 是水平坐标位置,以零为前缘。

在本实验中,我们将分析机翼表面的压力分布,机翼表面有19个压水龙头。每个压力读数均使用液体压力计进行测量。您将通过将机翼置于风洞中不同攻击角度的气流来测量压力分布和提升。

对于此实验,您将使用空气动力学风洞,测试部分为 1 英尺乘 1 英尺,最大工作空气速度为 140 mph。模型翼是一个铝克拉克Y-14翼,有19个内置端口的压力管。此处显示了压力端口的位置。端口坐标通过将端口的位置除以弦长度来确定。压力端口连接到装有彩色机油但标记为水英寸刻度的操纵仪面板。

首先,拆下测试部分的顶盖,将翼子板垂直安装在转盘上,确保端口 1 面向上游。更换测试部分的顶盖。请注意,翼翼模型同时接触风洞测试部分的地板和天花板,以确保在翼子板周围没有开发 3D 流量。

将 19 个标记的压力管连接到压力计的相应端口。现在旋转转盘,使攻击角度为零。然后,打开风洞,将风速设置为每小时90英里。在笔记本上记录所有19个工作身高读数。

现在关闭风洞,并将攻击角度调整到 4°。然后,以 90 mph 的风速重新打开风洞,并记录 19 个压力端口中每个压力端口的操纵仪读数。最后,以 90 mph 的速度重复测量,以达到 8° 的攻击角度。和以前一样,记录所有压力计读数。

现在,让我们来看看如何分析数据。首先,使用此关系确定每个压力计高度读数的量计压力,其中增量 h 是笔记本中记录的高度读数,rho L 是油的密度,g 是重力加速度。接下来,计算翼上每个端口的非维压力系数 Cp。

压力系数的计算方式如图所示,使用自由流密度、自由流速度和计值压力。让我们绘制负压力系数与端口坐标。首先,对于等于零的攻击角度,我们在 y 轴上绘制负 Cp 而不是正 Cp,以使绘图在视觉上更加直观。因此,顶部痕迹传达翼子板上表面的负压,底部轨迹传达下表面的正压。

从图中,我们可以看到压力在领先边缘之后会急剧变化。前缘后,压力达到其最小值约 5 到 15% 和弦。因此,大约一半的提升是在翼的前 1/4 和弦区域生成的。从所有三个攻击角度来看,我们观察到前缘后类似的压力变化。

此外,在所有三种情况下,上表面比下表面的提升力更大。因此,在机翼顶部保持清洁和坚硬的表面至关重要。这就是为什么大多数飞机被清除任何物体在机翼的顶部。

在失速发生之前,增加攻击角度会导致翼子板底部和顶部表面之间的压力差异较高,从而产生更高的提升。我们可以使用此处显示的关系计算每个攻击角度的提升系数。提升系数将生成的提升与翼上的压力分布相关联,在更高的攻击角度中,预期具有较高的提升系数。

总之,我们了解了翼翼上的压力差异是如何在飞机上产生升力的。然后,我们测量了克拉克 Y-14 翼翼表面的压力分布,该翼翼受到不同攻击角度的气流,并计算了提升系数。

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