Overview
Source : David Guo, College of Engineering, Technology, and Aeronautics (CETA), Southern New Hampshire University (SNHU), Manchester, New Hampshire
Un aéroglisseur est une section d'aile en 2 dimensions qui représente des caractéristiques critiques de performance de l'aile. La distribution de pression et le coefficient de levage sont des paramètres importants qui caractérisent le comportement des aéroglisseurs. La distribution de pression est directement liée à la portance générée par les aéroglisseurs. Un aéroglisseur Clark Y-14, qui est utilisé dans cette démonstration, a une épaisseur de 14% et est plat sur la surface inférieure de 30% de longueur d'accord à l'arrière.
Ici, nous allons démontrer comment la distribution de pression autour d'un aéroglisseur est mesurée à l'aide d'une soufflerie. Un modèle Clark Y-14 avec 19 ports de pression est utilisé pour recueillir des données de pression, qui est utilisé pour estimer le coefficient de levage.
Principles
Un aéroglisseur développe la portance à différents angles d'attaque par des pressions de jauges plus faibles sur la surface supérieure et des pressions de jauges plus élevées sur la surface inférieure par rapport à la pression de l'air qui approche (pression du cours franc). Si les forces de cisaillement parallèles à la surface de l'aile sont négligées (généralement leurs contributions à la portance sont faibles), alors la force de pression totale est la raison de la portance générée par le papier d'air. La figure 1 montre un schéma de la distribution de la pression sur un aéroglisseur.
Figure 1. Distribution de pression sur un aéroglisseur.
Le coefficient de pression non dimensionnel, Cp, pour un point arbitraire sur le papier d'air est défini comme :
(1)
où P est la pression absolue, Pest la pression de flux libre intacte, Pgage - P - P- est la pression de jaugage, et 
est la pression dynamique, qui est basée sur la densité du cours d'eau libre, ,et la vitesse, V.
Le coefficient de levage non dimensionnel Cl est défini de la même façon :
(2)
où L'est l'ascenseur par portée unitaire, et c est la longueur d'accord de l'aéroglisseur.
À l'exception des points le long de l'avant-garde, les forces de pression pointent uniformément vers le haut, à peu près dans la même direction que la portance. En tant que tel, à de petits angles d'attaque, le coefficient de levage peut être estimé par:
(3)
où x est la position de coordonnées horizontales avec l'origine à partir du bord d'avant.
La performance d'Airfoil tient compte du numéro Reynolds, Re, qui est défini comme :
(4)
où le nouveau paramètre est la viscosité dynamique du fluide.
Ici, la répartition globale de la pression le long de l'aéroglisseur est mesurée à l'aide de 19 petits tubes encastrés dans l'aile et attachés à un transducteur de pression. Un aéroglisseur Clark Y-14 est représenté à la figure 2. Il a une épaisseur de 14% et est plat sur la surface inférieure de 30% de la longueur d'accord à l'arrière.
Figure 2. Profil d'airfoil d'une aile Clark Y-14 avec emplacements des ports de pression de jaugage.
Les pressions de jauge sont mesurées à l'aide d'un panneau de manomètre avec 24 colonnes remplies d'huile liquide marquée de graduations de pouce d'eau. La lecture de la pression de jauge est déterminée à l'aide de l'équation suivante :
(5)
oùla différence de hauteur du manomètre est la différence de hauteur par rapport à la pression du cours libre, l'Altitude est la densité du liquide dans le manomètre, et g est l'accélération due à la gravité.
Une fois la distribution de pression obtenue, le coefficient de levage non dimensionnel, Cl, peut être déterminé numériquement pour évaluer l'équation 3 :
(6)
oùxi est l'incrément entre 2 ports adjacents.
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Procedure
- Retirez la couverture supérieure de la section de test pour installer le modèle Clark Y-14 (longueur d'accord, c 3,5 po). La section d'essai devrait être de 1 pi x 1 pi et la soufflerie devrait être en mesure de maintenir une vitesse maximale de 140 mi/h.
- Montez le modèle clark Y-14 en aluminium sur la plaque tournante à l'intérieur de la section d'essai afin que le port #1 soit orienté en amont. Remplacer la housse supérieure. Notez que le modèle touche à la fois le plancher et le plafond de la section d'essai de soufflerie de sorte qu'aucun flux 3D autour de la feuille d'air se développe.
- Connectez les 19 tubes de pression étiquetés 1 - 19 aux ports correspondants du panneau de manomètre, respectivement. Les ports du modèle Clark Y-14 sont situés comme suit : port 1: x/c '0 (à droite sur le bord d'avant), ports 2 et 11: x/c ' 5%, ports 3 et 12: x/c '10%, ports 4 et 13: x/c '20%, ports 5 et 14: x/c '30% ports 6 et 15 : x/c 40 %, ports 7 et 16 : x/c 50 %, ports 8 et 17 : x/c , 60 %, ports 9 et 18 : x/c 70 %, et ports 10 et 19 : x/c à 80 % (figure 2). Le panneau de manomètre devrait avoir 24 colonnes remplies d'huile colorée et marquées avec des graduations de pouce d'eau.
- Faites pivoter la plaque tournante de sorte que l'angle d'attaque soit de 0 degrés.
- Exécutez la soufflerie à 90 mi/h, et enregistrez les 19 mesures de pression en lisant le manomètre.
- Répétez les étapes 4 et 5 pour les angles d'attaque de 4 et 8 degrés.
Un aéroglisseur est une section d'aile bidimensionnelle qui génère la portance dans un avion. Airfoils viennent dans de nombreuses géométries, mais ils sont tous décrits par les mêmes caractéristiques. Le bord d'attaque est le point à l'avant de l'aile d'air avec la courbure maximale. De même, le bord de fuite est le point de courbure maximale à l'arrière de l'aile.
La ligne d'accord est une ligne droite reliant les bords d'avance et de fuite. La longueur d'accord, c, est la longueur de cette ligne d'accord et est utilisée pour décrire les dimensions dans d'autres directions comme des pourcentages de la longueur d'accord.
Ici, nous nous concentrerons sur l'aéroglisseur Clark Y-14, qui a une épaisseur de 14% longueur d'accord et est plat sur la surface inférieure de 30% d'accord de retour au bord de fuite. À divers angles d'attaque, le papier d'air génère des pressions plus faibles sur la surface supérieure et des pressions plus élevées sur la surface inférieure par rapport à la pression d'air qui approche.
Selon le principe de Bernoulli, cette différence de pression est le résultat de différences de vitesse entre les régions supérieures et inférieures de l'aéroglisseur, qui sont causées par des molécules d'air interagissant avec les surfaces courbes. La région de pression inférieure sur la surface supérieure a une vitesse plus élevée que la région de pression plus élevée sur la surface inférieure.
Si les forces de cisaillement parallèles à la surface de l'aile sont négligées, alors la force de pression globale est ce qui génère la portance. Nous pouvons définir le coefficient de pression, Cp, pour un point arbitraire sur la feuille d'air en utilisant cette relation. Le coefficient de pression est un nombre non dimensionnel, qui décrit les pressions relatives dans un champ d'écoulement. P est la pression absolue, P infinity est la pression du cours d'eau libre, et rho infini et V infini sont la densité et la vitesse du flux libre, respectivement.
À l'exception des emplacements de bord d'attaque, les directions de force de pression déterminées par le Cp pointent approximativement vers le haut dans la même direction que la portance à des angles d'attaque bas. Ainsi, nous pouvons calculer un coefficient de levage non dimensionnel, CL, qui relie la portance générée au flux de fluide autour de l'objet en utilisant cette relation. Ici, c est la longueur d'accord et x est la position de coordonnées horizontales avec zéro comme bord d'avant.
Dans cette expérience, nous analyserons la distribution de pression à la surface d'un aéroglisseur, qui a 19 robinets de pression sur sa surface. Chacune des lectures de pression est mesurée à l'aide d'un manomètre liquide. Vous mesurerez la distribution et le levage de la pression en soumettant l'aéroglisseur au flux d'air dans une soufflerie à différents angles d'attaque.
Pour cette expérience, vous utiliserez une soufflerie aérodynamique avec une section d'essai de 1 pi sur 1 pi et une vitesse maximale d'utilisation de l'air de 140 mi/h. Le modèle d'aéroglisseur est un aéroglisseur Clark Y-14 en aluminium avec 19 ports intégrés pour tubes de pression. Les emplacements des ports de pression sont indiqués ici. La coordonnées bâbord est déterminée en divisant l'emplacement du port par la longueur de l'accord. Les ports de pression sont reliés à un panneau de manomètre rempli d'huile colorée, mais marqué comme des graduations de pouce d'eau.
Pour commencer, retirez le couvercle supérieur de la section d'essai et installez le papier d'air verticalement sur la plaque tournante, en vous assurant que le port numéro un est orienté en amont. Remplacez la couverture supérieure de la section test. Notez que le modèle de feuille d'air touche à la fois le plancher et le plafond de la section d'essai de soufflerie afin de s'assurer qu'il n'y a pas de flux 3D développé autour de l'aéroglisseur.
Connectez les 19 tubes de pression étiquetés aux ports correspondants du manomètre. Maintenant, tournez la plaque tournante pour que l'angle d'attaque soit nul. Ensuite, allumez la soufflerie et fixez la vitesse du vent à 90 mi/h. Enregistrez les 19 relevés de hauteur du manomètre dans votre carnet.
Maintenant, éteignez la soufflerie et ajustez l'angle d'attaque à 4 degrés. Ensuite, rallumez la soufflerie avec la vitesse du vent à 90 mi/h et enregistrez les relevés de manomètre pour chacun des 19 ports de pression. Enfin, répétez la mesure à 90 mi/h pour un angle d'attaque de 8 degrés. Comme avant, enregistrez toutes les lectures de manomètres.
Maintenant, nous allons jeter un oeil à la façon d'analyser les données. Tout d'abord, déterminer la pression de jauge pour chacune des lectures de hauteur de manomètre en utilisant cette relation, où delta h est la lecture de hauteur enregistrée dans votre cahier, rho L est la densité de l'huile, et g est l'accélération gravitationnelle. Ensuite, calculez le coefficient de pression non dimensionnel, Cp, pour chaque port sur le papier d'air.
Le coefficient de pression est calculé comme indiqué à l'aide de la densité du cours franc, de la vitesse du cours libre et de la pression de jauge. Traçons le coefficient de pression négative par rapport à la coordonnées du port. Tout d'abord, pour un angle d'attaque égal à zéro, nous traçons cp négatif au lieu de Cp positif sur l'axe y afin que l'intrigue soit plus intuitive visuellement. Ainsi, la trace supérieure transmet les pressions négatives sur la surface supérieure de l'aile, et la trace inférieure transmet les pressions positives sur la surface inférieure.
De l'intrigue, nous pouvons voir que la pression change radicalement juste après le bord d'avant. La pression atteint sa valeur minimale autour de 5 à 15% d'accord après le bord d'avant. En conséquence, environ la moitié de l'ascenseur est générée dans la première région d'accord 1/4 de l'aéroglisseur. En regardant les trois angles d'attaque, nous observons un changement de pression similaire après le bord d'attaque.
En outre, dans les trois cas, la surface supérieure contribue plus de portance que la surface inférieure. Par conséquent, il est essentiel de maintenir une surface propre et rigide sur le dessus de l'aile. C'est pourquoi la plupart des avions sont débarrassés de tout objet sur le dessus de l'aile.
Avant le décrochage, l'augmentation de l'angle d'attaque entraîne des différences de pression plus élevées entre les surfaces inférieureets et supérieures de l'aéroglisseur, générant ainsi une portance plus élevée. Nous pouvons calculer le coefficient de levage pour chaque angle d'attaque en utilisant la relation montrée ici. Le coefficient de levage relie la portance générée à la distribution de pression sur le papier d'air et, comme prévu, est plus élevé pour les angles d'attaque plus élevés.
En résumé, nous avons appris comment les différences de pression le long d'un aéroglisseur génèrent de la portance dans un aéronef. Nous avons ensuite mesuré la distribution de pression le long de la surface d'un aéroglisseur Clark Y-14 soumis au flux d'air à divers angles d'attaque et calculé les coefficients de levage.
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Results
Les résultats du laboratoire sont présentés dans le tableau 1 et le tableau 2. Les données sont tracées à la figure 3, qui montre le coefficient de pression, Cp, par rapport à la coordonnées du port de pression, x/c, pour les angles d'attaque à 0, 4 et 8 degrés. Pour être plus intuitif visuellement, les valeurs négatives de Cp sont tracées au-dessus de l'axe horizontal. Il s'agit de montrer que la surface supérieure (la ligne supérieure du graphique) est principalement des pressions négatives et la surface inférieure (la ligne inférieure du graphique) est principalement des pressions positives.
À partir de la figure 3, la pression change considérablement immédiatement après le bord d'avant : la pression atteint ses valeurs minimales (ou absolues maximales) à environ 5 % - 15 % de longueur d'accord. En conséquence, la moitié de l'ascenseur est générée dans le premier quart de la longueur d'accord de l'aéroglisseur. En outre, la surface supérieure contribue plus de portance que la surface inférieure: dans les 3 cas, la surface supérieure a contribué à environ 70 - 80% de la portance totale. Par conséquent, il est essentiel de maintenir une surface propre et rigide sur le dessus de l'aile.
| Port sous pression # | Coordonnées des ports x/c | Pgage à partir du manomètre (dans. eau) | Coefficient de pression calculé 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 |
Tableau 1. Résultats expérimentaux à l'angle zéro de l'attaque.
Figure 3. Distribution de coefficient de pression, Cp, vs coordonnées de position, x/c.
| Angle d'attaque | Soulevez le coefficient cl |
| 0 et plus | 0.53 |
| 4 degrés | 0.89 |
| 8 degrés | 1.29 |
Tableau 2. Coefficient de levage, cl, estimé en fonction de la distribution de la pression (Re 2,34 x 105).
| Paramètres | valeurs |
| Densité de l'air | 0,00230 limace/pi3 |
| Densité de l'eau etL | 1.935 limace/pi3 |
| Accélération gravitationnelle g | 32,17 pi/s2 |
| Viscosité m | 3,79 x 10-7 lbfs/ft2 |
| Vitesse de diffusion libre V | 90 mi/h |
| Numéro Reynolds Re | 2,34 x 105 |
| Longueur d'accord c | 3.5 en |
Tableau 3. Paramètres utilisés pour les calculs.
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Applications and Summary
Les distributions de pression sur les aéroglisseurs sont directement liées à la génération de levage et à des informations importantes pour caractériser la performance des aéroglisseurs. Les concepteurs d'airfoil manipulent les distributions de pression pour acquérir les caractéristiques souhaitées des aéroglisseurs. En tant que tel, l'information de distribution de pression est le fondement de l'analyse aérodynamique pendant le développement de l'avion.
Dans le le but de cette expérience, la distribution de la pression de Clark Y-14 a été étudiée dans une soufflerie et les 19 ports de mesure de pression ont été effectués pour trouver la répartition de la pression le long de la surface supérieure et inférieure de l'aéroglisseur. Le coefficient de levage est également calculé raisonnablement à partir des données de distribution de pression.
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