翼挙動:クラークY-14翼上の圧力分布

Aeronautical Engineering

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Concepts

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。

ここでは、風洞を用いて翼の周囲の圧力分布を測定する方法を示します。19の圧力ポートを持つクラークY-14翼模型は、上昇係数を推定するために使用される圧力データを収集するために使用されます。

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JoVE Science Education Database. 航空工学. 翼挙動:クラークY-14翼上の圧力分布. JoVE, Cambridge, MA, (2019).

Principles

翼は、上面のゲージ圧力が低く、接近する空気の圧力(自由流圧)に対して下面のゲージ圧力が高いなど、さまざまな角度から揚力を発進させます。翼の表面に平行なせん断力が無視されている場合(通常、揚力への寄与は小さい)、総圧力力は、エアフォイルによって生成される揚力の理由です。図1は、翼上の圧力分布の概略図を示しています。

図 1.翼上の圧力分布。

翼上の任意の点に対する非次元圧力係数 Cpは、次のように定義されます。

(1)

Pが絶対圧力である場合、P∞は邪魔されない自由流圧であり、Pゲージ= P −P∞はゲージ圧力であり、自由流密度に基づく動的圧力である、対気速度、V.

非次元リフト係数Clも同様に定義されています。

(2)

ここで、L'は単位スパンあたりのリフトで、cは翼の弦の長さです。

リーディング エッジに沿ったポイントを除き、圧力力はリフトとほぼ同じ方向に均一に上向きになります。そのため、攻撃の角度が小さい場合は、リフト係数を次のように見積もることができます。

(3)

x は、原点が先端から始まる水平座標位置です。

翼の性能は、考慮にレイノルズ番号、Re、として定義されています。

(4)

ここで、新しいパラメータμは流体のダイナミクス粘度です。

ここでは、翼に沿った全体的な圧力分布は、翼に埋め込まれた19本の小さなチューブで測定され、圧力トランスデューサに取り付けられています。図 2 にクラーク Y-14 翼を示します。それは14%の厚さを有し、後部に弦の長さの30%から下の表面で平らである。

図 2.ゲージ圧力ポートの位置を持つクラークY-14翼の翼プロファイル。

ゲージ圧力は水インチの卒業で印が付いている液体オイルで満たされた24のコラムが付いている圧計パネルを使用して測定される。ゲージ圧力の読み取りは、次の式を使用して決定されます。

(5)

Δhは自由流圧を基準にしたマノメーターの高さ差であり、εLはマノメーター内の液体の密度であり、gは重力による加速度である。

圧力分布が得られると、非次元上昇係数Clは、式3を評価するために数値的に決定することができる。

(6)

ここで、Δxiは隣接する 2 つのポート間の増分です。

Procedure

  1. テストセクションの上部カバーを取り外して、クラークY-14モデル(弦の長さ、c = 3.5インチ)を取り付けます。テストセクションは 1 フィート x 1 フィートで、風洞は最大対気速度 140 mph を維持できる必要があります。
  2. アルミ製のクラークY-14モデルをテストセクション内のターンテーブルに取り付け、ポート#1が上流に面するようにします。トップカバーを交換してください。モデルは風洞試験部の床と天井の両方に接触しているので、翼の周りに3Dフローが発生しないことに注意してください。
  3. 1 ~ 19 とラベル付けされた 19 本の圧力管を、それぞれマノメーター パネルの対応するポートに接続します。Clark Y-14 モデルのポートは、ポート 1: x/c = 0 (右端)、ポート 2 および 11: x/c = 5%、ポート 3 および 12: x/c = 10%、ポート 4 および 13: x/c = 20%、ポート 5 および 14: x/c = 30% ポート 6 および 15: x/c = 40%、ポート 7 および 16: x/c = 50%、ポート 8 および 17: x/c = 60%、ポート 9 および 18: x/c = 70%、ポート 10 および 19: x/c = 80% (図 2)。マノメーターパネルは、着色された油で満たされ、水インチの卒業でマークされた24の列を持っている必要があります。
  4. ターンテーブルを回転させて攻撃角度が0°にします。
  5. 時速 90 マイルで風洞を実行し、圧計を読み取って 19 回の圧力測定値をすべて記録します。
  6. 4と8°の攻撃の角度については、手順4と5を繰り返します。

翼は、航空機で揚力を発生する2次元翼部です。翼は多くの幾何学で来るが、それらはすべて同じ特徴によって記述される。先頭エッジは、最大曲率を持つ翼の前面のポイントです。同様に、後縁は翼の背面の最大曲率のポイントです。

コードラインは、先頭と末尾のエッジを結ぶ直線です。弦の長さ c は、この弦線の長さで、コード長のパーセンテージとして他の方向の寸法を記述するために使用されます。

ここでは、14%のコード長さの厚みを有し、30%の和音から後縁に戻って下面に平らであるクラークY-14翼に焦点を当てます。攻撃の様々な角度で、翼は接近する空気圧に対して上面に低い圧力と底面のより高い圧力を生成します。

ベルヌーイの原理によると、この圧力差は、曲面と相互作用する空気分子によって引き起こされる翼の上部と下部の領域間の速度の違いの結果です。上面の低圧領域は、下面の高圧領域よりも高い速度を有する。

翼の表面に平行なせん断力が無視されている場合、全体的な圧力力は揚力を発生させるものです。この関係を使用して、翼上の任意の点に対して圧力係数 Cp を定義できます。圧力係数は非次元数で、流れ場全体の相対圧力を表します。Pは絶対圧力であり、P無限大は自由流圧であり、rho無限大およびV無限大はそれぞれ自由流密度および速度である。

リーディングエッジ位置を除き、Cpによって決定される圧力力方向は、攻撃の低い角度でのリフトとほぼ同じ方向に向かいます。したがって、この関係を使用して、生成されたリフトをオブジェクトの周囲の流体流れに関連付ける非次元リフト係数 CL を計算できます。ここで、cは弦の長さであり、xは先縁としてゼロの水平座標位置である。

本実験では、19本の圧力タップを持つ翼の表面の圧力分布を解析する。各圧力測定値は液体の圧計を使用して測定される。風洞内の気流に翼を付け、様々な攻撃の角度で圧力分布と揚力を測定します。

この実験では、1 フィート x 1 フィートのテスト セクションと最大動作対気速度 140 mph の空力風洞を使用します。モデルの翼は圧力管のための19の作り付けの港が付いているアルミニウムクラークY-14の翼である。圧力ポートの位置を次に示します。ポート座標は、ポートの位置を弦の長さで割ることによって決定されます。圧力ポートは、着色された油で満たされたマノメーターパネルに接続されていますが、水インチの卒業としてマークされています。

まず、テストセクションの上部カバーを取り外し、ターンテーブルに翼を垂直に取り付け、ポート番号1が上流に向いていることを確認します。テストセクションの上部カバーを交換してください。翼模型は、風洞試験部の床と天井の両方に触れ、翼の周りに3D流れが発達していないことを確認することに注意してください。

19 のラベル付き圧力チューブを、マノメーターの対応するポートに接続します。ターンテーブルを回転させて攻撃角度をゼロにします。次に、風洞をオンにし、風速を 90 mph に設定します。

次に、風洞をオフにし、攻撃角度を 4°に調整します。次に、風速 90 mph で風洞をオンに戻し、19 個の圧力ポートのそれぞれのマノメーターの読み取り値を記録します。最後に、8°の攻撃の角度のために90マイルで測定を繰り返します。前と同様に、すべてのマノメーターの測定値を記録します。

次に、データを分析する方法を見てみましょう。まず、この関係を使用して各マノメーターの高さの読み取り値のゲージ圧力を決定し、デルタhはノートブックに記録された高さ読み取り値であり、rho Lは油の密度であり、gは重力加速度である。次に、翼の各ポートの非次元圧力係数 Cp を計算します。

圧力係数は、フリーストリーム密度、自由流速、ゲージ圧を使用して計算されます。ポート座標に対して負圧係数をプロットしてみましょう。まず、攻撃角度がゼロに等しい場合は、Y軸に正のCpではなく負のCpをプロットし、プロットをより視覚的に直感的にします。したがって、上部トレースは、翼の上面に負圧を伝え、底部トレースは下面の正の圧力を伝えます。

プロットからは、先縁直後に圧力が大きく変化していることがわかります。圧力は、リーディングエッジの後に約5~15%の和音の最小値に達します。その結果、リフトの約半分が翼の最初の1/4弦領域で発生する。攻撃の3つの角度をすべて見ると、最先端の後に同様の圧力変化が見えます。

さらに、3つのケースすべてで、上面は下面よりも多くの揚力に寄与する。その結果、翼の上部に清潔で剛性の高い表面を維持することが重要です。このため、ほとんどの航空機は翼の上部にあるオブジェクトをクリアします。

失速が起こる前に、攻撃角度を大きくすると、翼の底面と上面の圧力差が大きくなり、より高い揚力が生じます。ここに示す関係を使用して、攻撃角度ごとにリフト係数を計算できます。揚力係数は、発生した揚力を翼の圧力分布に関連し、予想通り攻撃角度が高いほど高くなります。

要約すると、我々は、翼に沿った圧力の違いが航空機の揚力を生成する方法を学びました。次に、様々な攻撃角度で気流を施したクラークY-14翼の表面に沿った圧力分布を測定し、揚力係数を算出した。

Results

ラボの結果を表 1および表2に示します。このデータは図 3にプロットされ、0、4、および 8°の攻撃角度の圧力係数、C p、圧力ポート座標、x/c を示します。より視覚的に直感的にするために、負の Cp値が横軸の上にプロットされます。これは、上面(チャートの上線)が主に負の圧力であり、下面(チャートの下線)がほとんど正の圧力であることを示す。

図3から、圧力は、リーディングエッジの直後に大きく変化します:圧力は約5%~15%の弦長で最小値(または最大絶対値)に達します。その結果、リフトの半分は、翼の弦長の第1四半期に生成されます。さらに、上面は下面よりも多くの揚力に寄与する:すべての3つのケースで、上面は総上昇の約70-80%に寄与した。したがって、翼の上部に清潔で剛性のサーフェスを維持することが重要です。

圧力ポート# ポート座標 x/c マノメーターからのPゲージ(水中) 計算圧力係数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.攻撃のゼロ角度での実験結果。

図 3.圧力係数分布、Cp、対位置座標、x/c .

攻撃の角度 リフト係数cl
0.53
0.89
1.29

表 2.リフト係数、cl、圧力分布に基づいて推定(Re = 2.34 x 105)。

パラメーター
空気密度ε 0.00230 スラッグ/フィート3
水密度εL 1.935 スラッグ/フィート3
重力加速度g 32.17 フィート/s2
粘度m 3.79 x 10-7ポンド*s/フィート2
フリーストリーム対気速度V 90 マイル/時
レイノルズ番号Re 2.34×105
弦の長さ c 3.5 で

表 3.計算に使用されるパラメータ。

Applications and Summary

翼の圧力分布は、リフト生成と翼の性能を特徴付ける重要な情報に直接関連しています。翼の設計者は、翼の所望の特性を取得するために圧力分布を操作します。そのため、圧力分布情報は、航空機開発時の空力解析の基礎です。

今回の実験では、風洞でクラークY-14の圧力分布を調べ、19ポートの圧力測定を行い、翼の上下面に沿った圧力分布を見つけた。リフト係数も圧力分布データから合理的に計算されます。

  1. テストセクションの上部カバーを取り外して、クラークY-14モデル(弦の長さ、c = 3.5インチ)を取り付けます。テストセクションは 1 フィート x 1 フィートで、風洞は最大対気速度 140 mph を維持できる必要があります。
  2. アルミ製のクラークY-14モデルをテストセクション内のターンテーブルに取り付け、ポート#1が上流に面するようにします。トップカバーを交換してください。モデルは風洞試験部の床と天井の両方に接触しているので、翼の周りに3Dフローが発生しないことに注意してください。
  3. 1 ~ 19 とラベル付けされた 19 本の圧力管を、それぞれマノメーター パネルの対応するポートに接続します。Clark Y-14 モデルのポートは、ポート 1: x/c = 0 (右端)、ポート 2 および 11: x/c = 5%、ポート 3 および 12: x/c = 10%、ポート 4 および 13: x/c = 20%、ポート 5 および 14: x/c = 30% ポート 6 および 15: x/c = 40%、ポート 7 および 16: x/c = 50%、ポート 8 および 17: x/c = 60%、ポート 9 および 18: x/c = 70%、ポート 10 および 19: x/c = 80% (図 2)。マノメーターパネルは、着色された油で満たされ、水インチの卒業でマークされた24の列を持っている必要があります。
  4. ターンテーブルを回転させて攻撃角度が0°にします。
  5. 時速 90 マイルで風洞を実行し、圧計を読み取って 19 回の圧力測定値をすべて記録します。
  6. 4と8°の攻撃の角度については、手順4と5を繰り返します。

翼は、航空機で揚力を発生する2次元翼部です。翼は多くの幾何学で来るが、それらはすべて同じ特徴によって記述される。先頭エッジは、最大曲率を持つ翼の前面のポイントです。同様に、後縁は翼の背面の最大曲率のポイントです。

コードラインは、先頭と末尾のエッジを結ぶ直線です。弦の長さ c は、この弦線の長さで、コード長のパーセンテージとして他の方向の寸法を記述するために使用されます。

ここでは、14%のコード長さの厚みを有し、30%の和音から後縁に戻って下面に平らであるクラークY-14翼に焦点を当てます。攻撃の様々な角度で、翼は接近する空気圧に対して上面に低い圧力と底面のより高い圧力を生成します。

ベルヌーイの原理によると、この圧力差は、曲面と相互作用する空気分子によって引き起こされる翼の上部と下部の領域間の速度の違いの結果です。上面の低圧領域は、下面の高圧領域よりも高い速度を有する。

翼の表面に平行なせん断力が無視されている場合、全体的な圧力力は揚力を発生させるものです。この関係を使用して、翼上の任意の点に対して圧力係数 Cp を定義できます。圧力係数は非次元数で、流れ場全体の相対圧力を表します。Pは絶対圧力であり、P無限大は自由流圧であり、rho無限大およびV無限大はそれぞれ自由流密度および速度である。

リーディングエッジ位置を除き、Cpによって決定される圧力力方向は、攻撃の低い角度でのリフトとほぼ同じ方向に向かいます。したがって、この関係を使用して、生成されたリフトをオブジェクトの周囲の流体流れに関連付ける非次元リフト係数 CL を計算できます。ここで、cは弦の長さであり、xは先縁としてゼロの水平座標位置である。

本実験では、19本の圧力タップを持つ翼の表面の圧力分布を解析する。各圧力測定値は液体の圧計を使用して測定される。風洞内の気流に翼を付け、様々な攻撃の角度で圧力分布と揚力を測定します。

この実験では、1 フィート x 1 フィートのテスト セクションと最大動作対気速度 140 mph の空力風洞を使用します。モデルの翼は圧力管のための19の作り付けの港が付いているアルミニウムクラークY-14の翼である。圧力ポートの位置を次に示します。ポート座標は、ポートの位置を弦の長さで割ることによって決定されます。圧力ポートは、着色された油で満たされたマノメーターパネルに接続されていますが、水インチの卒業としてマークされています。

まず、テストセクションの上部カバーを取り外し、ターンテーブルに翼を垂直に取り付け、ポート番号1が上流に向いていることを確認します。テストセクションの上部カバーを交換してください。翼模型は、風洞試験部の床と天井の両方に触れ、翼の周りに3D流れが発達していないことを確認することに注意してください。

19 のラベル付き圧力チューブを、マノメーターの対応するポートに接続します。ターンテーブルを回転させて攻撃角度をゼロにします。次に、風洞をオンにし、風速を 90 mph に設定します。

次に、風洞をオフにし、攻撃角度を 4°に調整します。次に、風速 90 mph で風洞をオンに戻し、19 個の圧力ポートのそれぞれのマノメーターの読み取り値を記録します。最後に、8°の攻撃の角度のために90マイルで測定を繰り返します。前と同様に、すべてのマノメーターの測定値を記録します。

次に、データを分析する方法を見てみましょう。まず、この関係を使用して各マノメーターの高さの読み取り値のゲージ圧力を決定し、デルタhはノートブックに記録された高さ読み取り値であり、rho Lは油の密度であり、gは重力加速度である。次に、翼の各ポートの非次元圧力係数 Cp を計算します。

圧力係数は、フリーストリーム密度、自由流速、ゲージ圧を使用して計算されます。ポート座標に対して負圧係数をプロットしてみましょう。まず、攻撃角度がゼロに等しい場合は、Y軸に正のCpではなく負のCpをプロットし、プロットをより視覚的に直感的にします。したがって、上部トレースは、翼の上面に負圧を伝え、底部トレースは下面の正の圧力を伝えます。

プロットからは、先縁直後に圧力が大きく変化していることがわかります。圧力は、リーディングエッジの後に約5~15%の和音の最小値に達します。その結果、リフトの約半分が翼の最初の1/4弦領域で発生する。攻撃の3つの角度をすべて見ると、最先端の後に同様の圧力変化が見えます。

さらに、3つのケースすべてで、上面は下面よりも多くの揚力に寄与する。その結果、翼の上部に清潔で剛性の高い表面を維持することが重要です。このため、ほとんどの航空機は翼の上部にあるオブジェクトをクリアします。

失速が起こる前に、攻撃角度を大きくすると、翼の底面と上面の圧力差が大きくなり、より高い揚力が生じます。ここに示す関係を使用して、攻撃角度ごとにリフト係数を計算できます。揚力係数は、発生した揚力を翼の圧力分布に関連し、予想通り攻撃角度が高いほど高くなります。

要約すると、我々は、翼に沿った圧力の違いが航空機の揚力を生成する方法を学びました。次に、様々な攻撃角度で気流を施したクラークY-14翼の表面に沿った圧力分布を測定し、揚力係数を算出した。

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