Rendimiento del ala Clark Y-14: Despliegue de dispositivos de elevación alta (Flaps y Slats)

Aeronautical Engineering

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Concepts

Fuente: David Guo, College of Engineering, Technology, and Aeronautics (CETA), Southern New Hampshire University (SNHU), Manchester, New Hampshire

Un ala es el principal aparato generador de ascensores en un avión. El rendimiento de las alas se puede mejorar aún más mediante la implementación de dispositivos de elevación alta, como flaps (en el borde de arrastre) y listón (en el borde delantero) durante el despegue o aterrizaje.

En este experimento, se utiliza un túnel de viento para generar ciertas velocidades de aire, y un ala Clark Y-14 con una solapa y una lata se utiliza para recopilar y calcular datos, como el coeficiente de momento de elevación, arrastre y lanzamiento. Una lámina de aire Clark Y-14 se muestra en la Figura 1 y tiene un grosor del 14% y es plana en la superficie inferior del 30% del acorde a la parte posterior. Aquí, las pruebas del túnel de viento se utilizan para demostrar cómo el rendimiento aerodinámico de un ala Clark Y-14 se ve afectada por dispositivos de elevación alta, tales como flaps y listonts.

Figura 1. Perfil de lámina de aire Clark Y-14.

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JoVE Science Education Database. Ingeniería Aeronáutica. Rendimiento del ala Clark Y-14: Despliegue de dispositivos de elevación alta (Flaps y Slats). JoVE, Cambridge, MA, (2019).

Principles

La velocidad de un avión es relativamente baja durante el despegue y el aterrizaje. Para generar una elevación suficiente, es necesario aumentar el área del ala y /o cambiar la forma de la lámina de aire en los bordes delanteros y finales del ala. Para ello, se utilizan listón en el borde delantero y las aletas en el borde final. Las aletas y listones pueden moverse dentro o fuera de las alas. El despliegue de las solapas y los listones tiene dos efectos; aumenta el área del ala y el camber efectivo de la lámina de aire, lo que aumenta la elevación. Además, el despliegue de flaps y listones también aumenta la resistencia de la aeronave. La Figura 2 muestra las configuraciones de crucero, despegue y aterrizaje de un ala con una solapa y un listo.

Figura 2. Varias configuraciones de solapa de ala y listonte.

Durante el vuelo, el ala de un avión se somete continuamente a una fuerza y momento aerodinámico resultante, como se muestra en la Figura 3(a). La fuerza resultante, R, se puede descomponer en dos componentes. Típicamente, un componente está a lo largo de la dirección de la velocidad de flujo lejano, V,que se llama arrastrar, D, y el otro componente es perpendicular a la dirección, que se llama elevación, L.

El momento, M, mueve la nariz del avión hacia arriba o hacia abajo, por lo tanto, se llama el momento de pitcheo. En las pruebas de túnel de viento, las fuerzas normales y axiales se miden típicamente directamente. Las fuerzas normales, Ny axiales, A, están relacionadas con la elevación y arrastre a través del ángulo de ataque, , como se muestra en la Figura 3(b). El ángulo de ataque, se define como el ángulo entre la dirección de velocidad de flujo lejano y el acorde de la lámina de aire del ala.

Figura 3(a). Fuerza y momento aerodinámicos resultantes.

Figura 3(b). La descomposición de la fuerza resultante, R.

Los dos pares de fuerza también se pueden expresar de la siguiente manera:

donde es el ángulo de ataque.

El coeficiente de elevación no dimensional, CL, para un ala se define como:

donde L es la elevación, es la presión dinámica basada en la densidad de flujo libre,, y la velocidad del aire, V , y S es el área de referencia del ala.

Del mismo modo, el coeficiente de arrastre no dimensional para un ala se define como:

La fuerza aerodinámica resultante de la elevación y arrastre se encuentra en un punto en el ala (o lámina de aire) llamado el centro de presión. Sin embargo, la ubicación del centro de presión no es una ubicación fija, sino que se mueve en función del ángulo de ataque. Por lo tanto, es conveniente mover todas las fuerzas y momentos a aproximadamente el punto de acorde de cuarto (una distancia 1/4 de la longitud del acorde desde el borde de ataque). Esto se llama el momento de pitcheo sobre cuarto de acorde, Mc/4.

Figura 4. Momento de pitcheo sobre cuarto de acorde.

El coeficiente de momento de pitcheo, CM,c/4, aproximadamente cuarto de acorde se define como:

donde Mc/4 es el momento de tono sobre cuarto de acorde, y c es la longitud de acorde del ala.

El rendimiento del ala se basa en el número De Reynolds, Re, que se define como:

donde el parámetro es la viscosidad dinámica del fluido.

En esta demostración, el rendimiento de un ala Clark Y-14 con una solapa simple y un listo simple se evalúa en un túnel de viento, como se muestra en la Figura 4. El ala se instala en un dispositivo llamado equilibrio de picadura, que se muestra en la Figura 5 y mide la fuerza normal, N,y la fuerza axial, A.

Figura 5. Ala Clark Y-14 con solapa y listo.

Procedure

  1. Para este procedimiento, utilice un túnel de viento aerodinámico con una sección de prueba de 1 ft x 1 ft y una velocidad máxima de funcionamiento de 140 mph. El túnel de viento debe estar equipado con un sistema de adquisición de datos (capaz de medir el ángulo de ataque, la fuerza normal, la fuerza axial y el momento de pitcheo) y un equilibrio de picadura.
  2. Abra la sección de prueba e instale el ala en la balanza de picadura. Comience con la configuración limpia del ala.
  3. Coloque un inclinómetro de mano en la balanza de picadura y ajuste la perilla de ajuste del ángulo de paso para establecer el tono de equilibrio de inclinación en horizontal.
  4. Con el balance de picadura horizontal, atare el ángulo de ataque (se llama ángulo de paso en el panel de visualización de datos de la computadora del túnel de viento).
  5. Tare todas las lecturas de fuerza, momento y velocidad del aire en ángulo cero de ataque.
  6. Ajustar el ángulo de ataque a -8o, y recoger las mediciones de viento mediante el registro de todas las lecturas de fuerza normal, fuerza axial y momento de lanzamiento.
  7. Repita las medidas sin viento para ángulos de paso que van de -8 o 18o, con incrementos de 2o.
  8. Devuelva el ángulo de ataque a -8o, y ejecute el túnel de viento a 60 mph. Recoger las lecturas de la fuerza normal, la fuerza axial y el momento de lanzamiento de -8 a 18o con incrementos de 2o.
  9. Ajuste el ala a la segunda configuración con el listín ajustado para tener alrededor de 3/8 en ranura. Repita los pasos 3 a 8.
  10. Ajuste el ala a la tercera configuración, con la solapa establecida en 45o con respecto a la línea de acordes, y el listín no desplegado. Repita los pasos 3 a 8.
  11. Ajuste el ala a la cuarta configuración con el listonte y la solapa desplegados (Figura 5). Repita los pasos 3 a 8.

El ala es el principal aparato generador de ascensores en un avión, y su geometría es clave para su rendimiento. En primer lugar, recuerde que la elevación es una fuerza aerodinámica que se genera por un diferencial de presión entre las superficies superior e inferior. La elevación total es proporcional a la superficie del ala. Por lo tanto, una superficie más alta resulta en un aumento de la elevación.

La elevación también se ve afectada por la geometría de la sección transversal del ala, llamada lámina de aire. Recuerde que la línea de acordes de la lámina de aire conecta los bordes inicial y final. Otra propiedad denominada camber describe la asimetría entre las dos superficies. La mayoría de las alas tienen camber positiva, lo que significa que son convexas. Al igual que con la superficie, el aumento del camber se traduce en un aumento de la elevación.

Dado que la velocidad del viento es relativamente lenta durante el despegue y el aterrizaje, la superficie y el camber se incrementan mediante el despliegue de dispositivos en los bordes delanteros y finales del ala con el fin de generar suficiente elevación. El dispositivo en el borde delantero de la lámina de aire se llama listón, mientras que el dispositivo en el borde de arrastre se llama una solapa. Los listones y las aletas pueden moverse dentro o fuera de las alas según sea necesario.

Mientras que el despliegue de listones y solapas aumenta la elevación, también aumenta la fuerza de arrastre en el avión, que actúa en oposición a la elevación. Podemos cuantificar ambas fuerzas calculando el coeficiente de elevación y el coeficiente de arrastre como se muestra, donde L y D son lift and drag, respectivamente. Rho infinito y V infinito son la densidad de flujo libre y la velocidad, mientras que S es el área de referencia del ala.

La elevación, como fuerza distributiva en la naturaleza, se puede igualar o simplificar en una sola fuerza concentrada situada en el centro de la presión. Sin embargo, a medida que cambia el ángulo de ataque, esta ubicación se mueve hacia adelante o hacia atrás. Así que en su lugar, nos referimos al centro aerodinámico del ala cuando hablamos de fuerzas.

El centro aerodinámico del ala es la ubicación donde el coeficiente de momento de lanzamiento se cambia efectivamente por un ángulo de ataque variado. Otra forma típica de expresar el momento de pitcheo es utilizar el coeficiente de momento de pitcheo. Este coeficiente sin dimensiones se calcula como se muestra, donde M C/4 es el momento de pitcheo sobre el punto de acorde de 1/4.

En nuestra demostración, medimos el momento de pitcheo en un acorde de 1/4, que está cerca del centro aerodinámico del ala. En este experimento, estudiaremos una lámina de aire Clark Y-14 con un simple plano y listo en varios ángulos de ataque. A continuación, analizaremos el momento de elevación, arrastre y pitcheo para determinar las características de rendimiento en cada configuración.

Para este experimento, utilice un túnel de viento aerodinámico con una sección de prueba de 1 pie por 1 ft y una velocidad máxima de funcionamiento de 140 mph. El túnel de viento debe estar equipado con un sistema de adquisición de datos y un equilibrio de picadura, que mide las fuerzas normales y axiales.

Ahora, obtén un modelo de ala Clark Y-14 con una solapa y una lata. Comience la prueba con la configuración del ala limpia, lo que significa que ni la solapa ni el listón se despliegan. Ahora abra la sección de prueba e instale el ala en la balanza de picadura.

Accione la perilla de ajuste del ángulo de paso debajo de la sección de prueba del túnel de viento para ajustar el tono de equilibrio de inclinación a horizontal. Utilice un inclinómetro de mano para medir el ángulo de inclinación y ajustar el tono para alcanzar una lectura de cero. Cierre la sección de prueba y atare el ángulo de inclinación en la pantalla del túnel de viento. A continuación, atare todas las lecturas de fuerza, momento y velocidad de aire en el sistema de adquisición de datos.

Ahora, ajusta el ángulo de inclinación, también llamado el ángulo de ataque, a menos 8o, y haz una medición sin viento registrando todas las lecturas de fuerza axial, fuerza normal y momento de lanzamiento. Repita las medidas sin viento para ángulos de paso que van de menos 8 a 18o con incrementos de 2o. Cuando se hayan realizado todas las mediciones sin viento, devuelva el ángulo de paso a menos 8o.

Ahora, encienda el túnel de viento y aumente la velocidad del aire a 60 mph. Tome las lecturas de la fuerza axial, la fuerza normal y el momento de pitcheo para ángulos de inclinación que van de menos 8o a 18o, con incrementos de 2o. Después de haber completado todas las mediciones con el ala limpia, apague el túnel de viento y abra la sección de prueba.

Ajuste el ala a una nueva configuración, con el listón ajustado para tener alrededor de 3/8 de una pulgada de ranura. Vuelva a ejecutar el experimento exactamente de la misma manera que para el ala limpia, haciendo primero mediciones sin viento en ángulos de paso de menos 8 - 18o con incrementos de 2o. A continuación, recoger las mismas medidas a 60 mph.

Después de haber completado estas mediciones, modifique el ala a una tercera configuración con las aletas establecidas en 45o con respecto a la línea de acordes y el listínido no desplegado. A continuación, vuelva a ejecutar las mediciones como antes. Finalmente, ajuste el ala a la cuarta configuración, donde se despliegan tanto el liston como el flap, y repita el experimento.

Ahora vamos a interpretar los resultados. Para analizar los datos, primero calcularemos el coeficiente de elevación no dimensional en cada ángulo de inclinación, que se define como se muestra. Rho infinity es la densidad de flujo libre, V infinito es la velocidad de flujo libre, y S es el área de referencia del ala. Se conocen todos estos valores.

Elevación, L, se calcula como una relación de dos pares de fuerza, donde N es la fuerza normal y A es la fuerza axial. Ambos se midieron por el equilibrio de picadura. Alfa es el ángulo de ataque, también llamado el ángulo de inclinación, en este experimento. Ahora, echemos un vistazo a una gráfica del coeficiente de elevación frente al ángulo de inclinación para cada una de las cuatro configuraciones.

Comparando el ala limpia y las curvas de configuración de lala, vemos que las dos curvas están casi superpuestas en ángulos bajos de ataque. Sin embargo, la curva de elevación de ala limpia alcanza unos 12o, pero la curva de lamas sigue aumentando. Esto indica que se puede utilizar un listonte para aumentar la elevación. Si comparamos el ala limpia y las curvas de elevación de la solapa, vemos que la solapa aumenta la elevación sobre todo el ángulo del rango de ataque. Si el listonte y la solapa se despliegan al mismo tiempo, se combinan el beneficio de ambos dispositivos y la elevación máxima es aún mayor.

A continuación, calcule el coeficiente de arrastre para cada ángulo, que se define como se muestra. Arrastrar, D, también se define como una relación de los pares de fuerzas normales y axiales. Al comparar el coeficiente de arrastre para cada configuración, vemos que la resistencia aumenta drásticamente con la solapa y el listín desplegados. La fuerza aerodinámica resultante, R, de arrastrar y levantar se encuentra en un punto del ala llamado centro de presión.

El centro de presión no es una ubicación fija, sino que se mueve con el ángulo de ataque cambiante. Por lo tanto, es más conveniente calcular todas las fuerzas y momentos sobre el punto de acorde 1/4. Luego, usando el momento de pitcheo en el acorde 1/4, que se mide por el balance de picadura, podemos calcular el coeficiente de momento de pitcheo como se muestra.

Por último, mirando el coeficiente de momento de pitcheo para cada configuración y ángulo de paso, vemos que el coeficiente de momento de pitcheo entra en el régimen negativo con la solapa desplegadas. Esto significa que el centro de presión se desplaza hacia el borde final con la solapa desplegadas.

En resumen, aprendimos cómo se utilizan los aparatos de elevación para mejorar el rendimiento de las aeronaves. Luego evaluamos un ala Clark Y-14 en un túnel de viento para ver cómo una solapa y un listo afectan el momento de elevación, arrastre y lanzamiento.

Results

Los resultados de la configuración del ala limpia se muestran en el Cuadro 1. Las figuras 6 - 8 muestran los tres coeficientes frente al ángulo de ataque, para las cuatro configuraciones. A partir de la Figura 6, tanto la solapa como el listín mejoraron el coeficiente de elevación, pero de diferentes maneras. Comparando el ala limpia y la curva de elevación de lala, las dos curvas están casi superpuestas en ángulos bajos de ataque. La curva de elevación del ala limpia alcanza unos 0,9 a 12o, pero la curva de lamas sigue subiendo a 1. 4 a 18o. Esto indica que se pueden utilizar listons para aumentar la elevación. Al comparar las curvas limpias de elevación del ala y de la solapa, la solapa aumenta la elevación sobre todo el ángulo del rango de ataque. Y si tanto el listio como la solapa se despliegan al mismo tiempo, el efecto es acumulativo y la elevación máxima es aún mayor.

Al comparar el coeficiente de arrastre para cada configuración en la Figura 7, el coeficiente de arrastre aumenta drásticamente cuando se despliegan tanto la solapa como el listo. Finalmente, como se muestra en la Figura 8, el coeficiente de momento de pitcheo entra en el régimen negativo cuando se despliega la solapa. Esto significa que el centro de presión se desplaza hacia el borde final con la solapa desplegadas.

Tabla 1. Resultados experimentales para la configuración del ala limpia.

Angulo de ataque (o) Coeficiente de elevación, CL Coeficiente de arrastre, CD Coeficiente de momento de pitcheo, CM,c/4
-8 -0.022 0.015 -0.129
-6 -0.029 0.014 -0.059
-4 0.096 0.016 -0.059
-2 0.208 0.011 -0.054
0 0.353 0.006 -0.065
2 0.460 0.004 -0.053
4 0.548 0.032 -0.051
6 0.708 0.015 -0.062
8 0.789 0.025 -0.061
10 0.849 0.031 -0.061
12 0.873 0.045 -0.056
14 0.856 0.058 -0.089
16 0.803 0.080 -0.125
18 0.803 0.092 -0.128

Figura 6. Coeficiente de elevación vs ángulo de ataque, .

Figura 7. Coeficiente de arrastre vs ángulo de ataque, .

Figura 8. Coeficiente de momento de pitcheo vs ángulo de ataque, .

Cuadro 2. Parámetros utilizados para los cálculos.

Parámetros Valores
Densidad del aire, 0.00230 slug/ft3
Densidad del agua, L 1.935 babosa/pies3
Aceleración gravitacional, g 32.17 ft/s2
Viscosidad, m 3.79 x 10-7 lbf s/ft2
Velocidad de aire de flujo libre, V 60 mph
Reynolds number, Re 1.56 x 105
Longitud del acorde, c 3.5 en
Zona del ala, S 35 decada 2

Applications and Summary

La generación de elevación se puede mejorar mediante el despliegue de dispositivos de elevación alta, como flaps y listates. La mayoría de los aviones están equipados con solapas, y todos los aviones de transporte comercial tienen aletas y listones. Es fundamental caracterizar el rendimiento de un ala con solapas y listates durante el desarrollo de la aeronave.

En esta demostración, un ala Clark Y-14 con una solapa y un listín fue evaluado en un túnel de viento. Las fuerzas y las mediciones de momento se recogieron para determinar los coeficientes de momento de elevación, arrastre y lanzamiento del ala con y sin despliegue de solapa y listón. Los resultados demuestran que el coeficiente de elevación aumenta cuando se despliegan la solapa y el listo. Sin embargo, esto también resultó en un aumento dramático en el momento de arrastrar y lanzar.

References

  1. John D. Anderson (2017), Fundamentals of Aerodynamics, 6th Edition, ISBN: 978-1-259-12991-9, McGraw-Hill
  1. Para este procedimiento, utilice un túnel de viento aerodinámico con una sección de prueba de 1 ft x 1 ft y una velocidad máxima de funcionamiento de 140 mph. El túnel de viento debe estar equipado con un sistema de adquisición de datos (capaz de medir el ángulo de ataque, la fuerza normal, la fuerza axial y el momento de pitcheo) y un equilibrio de picadura.
  2. Abra la sección de prueba e instale el ala en la balanza de picadura. Comience con la configuración limpia del ala.
  3. Coloque un inclinómetro de mano en la balanza de picadura y ajuste la perilla de ajuste del ángulo de paso para establecer el tono de equilibrio de inclinación en horizontal.
  4. Con el balance de picadura horizontal, atare el ángulo de ataque (se llama ángulo de paso en el panel de visualización de datos de la computadora del túnel de viento).
  5. Tare todas las lecturas de fuerza, momento y velocidad del aire en ángulo cero de ataque.
  6. Ajustar el ángulo de ataque a -8o, y recoger las mediciones de viento mediante el registro de todas las lecturas de fuerza normal, fuerza axial y momento de lanzamiento.
  7. Repita las medidas sin viento para ángulos de paso que van de -8 o 18o, con incrementos de 2o.
  8. Devuelva el ángulo de ataque a -8o, y ejecute el túnel de viento a 60 mph. Recoger las lecturas de la fuerza normal, la fuerza axial y el momento de lanzamiento de -8 a 18o con incrementos de 2o.
  9. Ajuste el ala a la segunda configuración con el listín ajustado para tener alrededor de 3/8 en ranura. Repita los pasos 3 a 8.
  10. Ajuste el ala a la tercera configuración, con la solapa establecida en 45o con respecto a la línea de acordes, y el listín no desplegado. Repita los pasos 3 a 8.
  11. Ajuste el ala a la cuarta configuración con el listonte y la solapa desplegados (Figura 5). Repita los pasos 3 a 8.

El ala es el principal aparato generador de ascensores en un avión, y su geometría es clave para su rendimiento. En primer lugar, recuerde que la elevación es una fuerza aerodinámica que se genera por un diferencial de presión entre las superficies superior e inferior. La elevación total es proporcional a la superficie del ala. Por lo tanto, una superficie más alta resulta en un aumento de la elevación.

La elevación también se ve afectada por la geometría de la sección transversal del ala, llamada lámina de aire. Recuerde que la línea de acordes de la lámina de aire conecta los bordes inicial y final. Otra propiedad denominada camber describe la asimetría entre las dos superficies. La mayoría de las alas tienen camber positiva, lo que significa que son convexas. Al igual que con la superficie, el aumento del camber se traduce en un aumento de la elevación.

Dado que la velocidad del viento es relativamente lenta durante el despegue y el aterrizaje, la superficie y el camber se incrementan mediante el despliegue de dispositivos en los bordes delanteros y finales del ala con el fin de generar suficiente elevación. El dispositivo en el borde delantero de la lámina de aire se llama listón, mientras que el dispositivo en el borde de arrastre se llama una solapa. Los listones y las aletas pueden moverse dentro o fuera de las alas según sea necesario.

Mientras que el despliegue de listones y solapas aumenta la elevación, también aumenta la fuerza de arrastre en el avión, que actúa en oposición a la elevación. Podemos cuantificar ambas fuerzas calculando el coeficiente de elevación y el coeficiente de arrastre como se muestra, donde L y D son lift and drag, respectivamente. Rho infinito y V infinito son la densidad de flujo libre y la velocidad, mientras que S es el área de referencia del ala.

La elevación, como fuerza distributiva en la naturaleza, se puede igualar o simplificar en una sola fuerza concentrada situada en el centro de la presión. Sin embargo, a medida que cambia el ángulo de ataque, esta ubicación se mueve hacia adelante o hacia atrás. Así que en su lugar, nos referimos al centro aerodinámico del ala cuando hablamos de fuerzas.

El centro aerodinámico del ala es la ubicación donde el coeficiente de momento de lanzamiento se cambia efectivamente por un ángulo de ataque variado. Otra forma típica de expresar el momento de pitcheo es utilizar el coeficiente de momento de pitcheo. Este coeficiente sin dimensiones se calcula como se muestra, donde M C/4 es el momento de pitcheo sobre el punto de acorde de 1/4.

En nuestra demostración, medimos el momento de pitcheo en un acorde de 1/4, que está cerca del centro aerodinámico del ala. En este experimento, estudiaremos una lámina de aire Clark Y-14 con un simple plano y listo en varios ángulos de ataque. A continuación, analizaremos el momento de elevación, arrastre y pitcheo para determinar las características de rendimiento en cada configuración.

Para este experimento, utilice un túnel de viento aerodinámico con una sección de prueba de 1 pie por 1 ft y una velocidad máxima de funcionamiento de 140 mph. El túnel de viento debe estar equipado con un sistema de adquisición de datos y un equilibrio de picadura, que mide las fuerzas normales y axiales.

Ahora, obtén un modelo de ala Clark Y-14 con una solapa y una lata. Comience la prueba con la configuración del ala limpia, lo que significa que ni la solapa ni el listón se despliegan. Ahora abra la sección de prueba e instale el ala en la balanza de picadura.

Accione la perilla de ajuste del ángulo de paso debajo de la sección de prueba del túnel de viento para ajustar el tono de equilibrio de inclinación a horizontal. Utilice un inclinómetro de mano para medir el ángulo de inclinación y ajustar el tono para alcanzar una lectura de cero. Cierre la sección de prueba y atare el ángulo de inclinación en la pantalla del túnel de viento. A continuación, atare todas las lecturas de fuerza, momento y velocidad de aire en el sistema de adquisición de datos.

Ahora, ajusta el ángulo de inclinación, también llamado el ángulo de ataque, a menos 8o, y haz una medición sin viento registrando todas las lecturas de fuerza axial, fuerza normal y momento de lanzamiento. Repita las medidas sin viento para ángulos de paso que van de menos 8 a 18o con incrementos de 2o. Cuando se hayan realizado todas las mediciones sin viento, devuelva el ángulo de paso a menos 8o.

Ahora, encienda el túnel de viento y aumente la velocidad del aire a 60 mph. Tome las lecturas de la fuerza axial, la fuerza normal y el momento de pitcheo para ángulos de inclinación que van de menos 8o a 18o, con incrementos de 2o. Después de haber completado todas las mediciones con el ala limpia, apague el túnel de viento y abra la sección de prueba.

Ajuste el ala a una nueva configuración, con el listón ajustado para tener alrededor de 3/8 de una pulgada de ranura. Vuelva a ejecutar el experimento exactamente de la misma manera que para el ala limpia, haciendo primero mediciones sin viento en ángulos de paso de menos 8 - 18o con incrementos de 2o. A continuación, recoger las mismas medidas a 60 mph.

Después de haber completado estas mediciones, modifique el ala a una tercera configuración con las aletas establecidas en 45o con respecto a la línea de acordes y el listínido no desplegado. A continuación, vuelva a ejecutar las mediciones como antes. Finalmente, ajuste el ala a la cuarta configuración, donde se despliegan tanto el liston como el flap, y repita el experimento.

Ahora vamos a interpretar los resultados. Para analizar los datos, primero calcularemos el coeficiente de elevación no dimensional en cada ángulo de inclinación, que se define como se muestra. Rho infinity es la densidad de flujo libre, V infinito es la velocidad de flujo libre, y S es el área de referencia del ala. Se conocen todos estos valores.

Elevación, L, se calcula como una relación de dos pares de fuerza, donde N es la fuerza normal y A es la fuerza axial. Ambos se midieron por el equilibrio de picadura. Alfa es el ángulo de ataque, también llamado el ángulo de inclinación, en este experimento. Ahora, echemos un vistazo a una gráfica del coeficiente de elevación frente al ángulo de inclinación para cada una de las cuatro configuraciones.

Comparando el ala limpia y las curvas de configuración de lala, vemos que las dos curvas están casi superpuestas en ángulos bajos de ataque. Sin embargo, la curva de elevación de ala limpia alcanza unos 12o, pero la curva de lamas sigue aumentando. Esto indica que se puede utilizar un listonte para aumentar la elevación. Si comparamos el ala limpia y las curvas de elevación de la solapa, vemos que la solapa aumenta la elevación sobre todo el ángulo del rango de ataque. Si el listonte y la solapa se despliegan al mismo tiempo, se combinan el beneficio de ambos dispositivos y la elevación máxima es aún mayor.

A continuación, calcule el coeficiente de arrastre para cada ángulo, que se define como se muestra. Arrastrar, D, también se define como una relación de los pares de fuerzas normales y axiales. Al comparar el coeficiente de arrastre para cada configuración, vemos que la resistencia aumenta drásticamente con la solapa y el listín desplegados. La fuerza aerodinámica resultante, R, de arrastrar y levantar se encuentra en un punto del ala llamado centro de presión.

El centro de presión no es una ubicación fija, sino que se mueve con el ángulo de ataque cambiante. Por lo tanto, es más conveniente calcular todas las fuerzas y momentos sobre el punto de acorde 1/4. Luego, usando el momento de pitcheo en el acorde 1/4, que se mide por el balance de picadura, podemos calcular el coeficiente de momento de pitcheo como se muestra.

Por último, mirando el coeficiente de momento de pitcheo para cada configuración y ángulo de paso, vemos que el coeficiente de momento de pitcheo entra en el régimen negativo con la solapa desplegadas. Esto significa que el centro de presión se desplaza hacia el borde final con la solapa desplegadas.

En resumen, aprendimos cómo se utilizan los aparatos de elevación para mejorar el rendimiento de las aeronaves. Luego evaluamos un ala Clark Y-14 en un túnel de viento para ver cómo una solapa y un listo afectan el momento de elevación, arrastre y lanzamiento.

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