模型航空機の空力性能:DC-6B

Aeronautical Engineering

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Concepts

出典:ホセ・ロベルト・モレトとシャオフェン・リウ、サンディエゴ州立大学航空宇宙工学科、サンディエゴ、カリフォルニア州

低速風洞は、航空機の空力特性を研究し、航空機の性能と安定性を評価するための貴重なツールです。取り外し可能な尾翼と6成分の外部空力力バランスを持つDC-6B航空機のスケールモデルを使用して、リフト係数(CL)、ドラッグ係数(CD)、ピッチングモーメント係数(C)M)、及びその尾翼の有無にかかわらずモデル飛行機のヨーモーメント係数(CN)と、空力効率、縦方向安定性及び方向安定性に対する尾翼の効果を評価する。

このデモンストレーションでは、空力バランス測定法を用いて、航空機の空力特性と飛行性能と安定性を解析します。この方法は、航空機やロケット開発のための航空宇宙産業や研究室で広く使用されています。ここでは、モデルDC-6B飛行機を異なる流れ条件と構成で分析し、急激な変化を受けるとその挙動を分析します。

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JoVE Science Education Database. 航空工学. 模型航空機の空力性能:DC-6B. JoVE, Cambridge, MA, (2019).

Principles

空力特性を評価するには、所定の飛行条件に対して、航空機の姿勢、すなわち攻撃角度、ヨー角度、ロール角度に対して空力係数がどのように変化するかを決定することが重要です。空気力のバランスはモデルによって経験される力および瞬間を直接測定するために広く使用される方法である。測定された力と瞬間、ならびに気流温度、静圧および総圧力から、空気力学係数は攻撃およびヨー角度のいくつかの角度のために得ることができる。

動的類似条件が満たされ、適切な補正が適用されていれば、小規模モデルをテストすることで、本格的な物体の空力特性を得ることができる。非圧縮性定常フローの場合、関連する類似性パラメータは、適切な参照長に基づくレイノルズ数です。

DC-6Bのような低速飛行機の場合、空力特性は同じ飛行条件のレイノルズ数と一致させることができるので、小さな低速風洞で測定することができます。これらの条件下では、攻撃の角度に対するドラッグアンドリフトの依存性を得ることができます。このアルファへの依存性は、航空機のパフォーマンスを評価するために使用できます。

空力係数がいくつかの条件および構成について測定されると、例えば2つの異なる尾翼幾何学を使用して、安定性誘導体(dCM/dα、dC N/dβ)、リフトスロープ(dCL/dα)、最大リフト係数、最大リフト対ドラッグ比、およびその他の空力特性が見つかります。これらの空力係数から、航空機の安定性と性能に対する変更または設計選択の影響を判断できます。

安定性誘導体は、航空機が安定しているか不安定かを示します。たとえば、突風によって航空機の攻撃角度が突然増加した場合、航空機の応答は、その安定性を特徴付けます。攻撃の角度が無限に増加し続ける場合、航空機は不安定であると言われます。しかし、攻撃の角度が当初の値に戻ると、突風前の姿勢、機体は安定していると言われています。指向性の安定性についても同じことが言えます。航空機の傾向が突然の変化の後に最初のヨー角度に戻る場合、航空機は方向的に安定していると言われます。

このデモンストレーションでは、風洞における力とモーメント測定のための空力力バランスを紹介します。支持支柱とモデルの重量の寄与を取り除くために、バランスは空力力の最終的な結果を確実にするために遅れ、瞬間は航空機だけによるものである。さらに、このデモンストレーションでは、従来の航空機設計における尾翼の効果と、縦方向および横方向の航空機の安定性におけるその重要性を示します。

Procedure

空力バランスのDC-6Bモデルのセットアップは以下の通りです。


図 1.取り付けられたDC-6Bモデル。A) 外部空力バランスを備えた低速風洞試験部内のDC-6Bモデル。B) DC-6Bモデルは、3つの連結点によってバランスに取り付けられました。ヨー角度制御モーター、ピッチコントロールモーター、ピッチ角度を校正する電子レベルもあります。


図 2.低速風洞制御パネル。ピッチ角度とヨー角度は、風洞走行時のテスト中にパネルから電子的に制御できます。

1. セットアップのキャリブレーション

  1. 風洞コントロールパネルの外部バランスをロックします。
  2. 図 1 に示すように、空力バランスに支柱を取り付します。支柱はバランスにボルトで固定されています。
  3. ヨーモーターのノブを調整してヨー角度をゼロに設定し、ピッチモーターを使用してピッチ角度をゼロに設定します。ピッチ角度は、電子レベルを使用して校正する必要があります。測定は、最初に支柱のみで異なる角度で行われ、モデル飛行機はありません。これにより、航空機からの支柱の効果を減算できます。
  4. コンピュータと外部バランス力の取得システムの電源を入れます。少なくとも30分前のテストでは、システムの電源を入れる必要があります。
  5. 測定制御ソフトウェアを開きます。
  6. 部屋の圧力と温度を記録します。局所温度と局所重力を使用して気圧を修正してください。
  7. 試験区間と風洞に破片が入って部品が緩まないかどうかを確認し、試験区間のドアを閉じます。
  8. 外部バランスのロックを解除し、風洞の速度をゼロに設定します。
  9. 風洞および風洞冷却システムをオンにします。
  10. バランスの力とモーメントを記録します。
  11. ダイナミック圧力を7インチH2Oに設定し、バランスフォースとモーメントを記録します。
  12. ヨーコントロールを使用して、ヨーの角度を5°に設定します。必要に応じて、ダイナミック圧力を 7 インチ H2O に調整します。
  13. バランスの力とモーメントを記録します。ヨーの角度を10°に変更します。必要に応じて、ダイナミック圧力を 7 インチ H2O に調整します。
  14. バランスの力とモーメントを記録します。
  15. 風洞をオフにし、外部バランスをロックします。
  16. 尾翼付きのDC-6Bモデルを取り付けます。
  17. 攻撃の角度とピッチインジケーターを調整します。電子レベルを使用して、テストの前にピッチ角度を調整します。
  18. 外部残高のロックを解除します。
  19. コントロールパネル図2の鼻を上下に押して攻撃角度を設定します。試験のための攻撃の角度 α = -6°、 -4°、-2°、0°、2°、4°、6°、8°、10°。
  20. バランスの力とモーメントを記録します。
  21. 手順 1.19 ~ 1.20 を繰り返し、すべてのテスト ポイントが完了するまで攻撃角度を徐々に増やします。
  22. 攻撃角度、αをゼロに戻し、ヨー角を設定します。試験用ヨー角 β = 0°, 5°, 10°.
  23. バランスの力とモーメントを記録します。
  24. すべてのテスト ポイントが完了するまで、1.22 ~ 1.23 の手順を段階的に繰り返します。
  25. 外部バランスをロックし、DC-6Bモデルから尾翼を取り外します。テールコーンを取り付け、手順 1.19 ~ 1.24 を繰り返します。
  26. すべてのデータが収集された場合は、風洞冷却システムをオフにし、外部バランスをロックし、風洞をオフにします。

2. ゼロ以外の風速でのテスト

  1. 試験区間と風洞に破片が入って部品を緩めてから、試験区間のドアを閉めます。
  2. ピッチ角度をゼロに設定します。
  3. 外部残高のロックを解除します。
  4. 風洞速度ダイヤルをゼロに設定し、風洞と風冷システムをオンにします。
  5. バランスの力とモーメントを記録します。
  6. ダイナミック圧力を 7 インチ H2O に設定します。
  7. 攻撃角度を設定し、α = -6°から始めます。試験のための攻撃の角度 α = -6°、 -4°、-2°、0°、2°、4°、6°、8°、10°。
  8. 必要に応じて、ダイナミック圧力を7インチH2Oに調整し、バランスの力とモーメントを記録します。
  9. 手順 2.7 ~ 2.8 を繰り返し、すべてのテスト ポイントが実行されるまで攻撃角度を徐々に増やします。
  10. 攻撃角度をゼロに戻し、ヨー角度を設定します。次のヨー角度はβ = 0°、5°、10°をテストする必要があります。
  11. 必要に応じて、ダイナミック圧力を7インチH2Oに調整し、バランスの力とモーメントを記録します。
  12. ステップ 2.10 ~ 2.11 を繰り返し、すべてのテスト ポイントが実行されるまでヨー角度を段階的に増やします。
  13. 対気速度をゆっくりとゼロに下げ、外部バランスをロックします。
  14. DC-6Bモデルテールコーンを取り外し、完全な尾翼を取り付けます。
  15. 手順 2.7 から 2.12 を繰り返します。
  16. すべてのデータが収集された場合は、風洞冷却システムをオフにし、外部バランスをロックし、風洞をオフにします。

航空機を3次元で運用するためには、その姿勢や向きを3次元で制御できる必要があります。したがって、航空機の位置とそれに加えられた変更を記述する 3 つの主軸を定義します。これらの 3 つの軸の原点は、航空機の重心(質量の平均位置)にあります。

ヨー軸は航空機の翼に垂直で、左右に動きを表します。ピッチ軸は翼に平行に向き、ヨー軸に垂直です。ピッチモーションは、鼻の上下の動きです。最後に、ロール軸は航空機の長さを実行し、翼の垂直方向の動きを記述します。

航空機がこれらの方向の位置を変更する時の空気力学的特性を評価するために、揚力、ドラッグ、モーメントを記述するいくつかの異なる係数を測定できます。リフト係数とドラッグ係数は、リフトとドラッグの形状と流れの複雑な効果をモデル化できる無次元の値です。

リフト係数とドラッグ係数は、L と D がリフトとドラッグ、S が航空機モデルの参照領域である図に示すように定義されます。Rho と V は、フリー ストリームの密度と速度です。動的圧力qに対して2対2のローVを単純化することができます。

同様に、エンジニアは、ピッチモーメントと呼ばれるピッチ軸方向に航空機の力によって生成されるトルクを記述する無次元値であるピッチングモーメント係数を測定します。

リフト係数とドラッグ係数と同様に、ピッチモーメント係数は示すように定義され、Mはピッチングモーメント、qは動的圧力、SおよびCは航空機の基準面積と基準長です。

最後に、ヨー軸の方向に発生するトルクを表すヨーモーメント係数を測定できます。この係数は、N がヨーモーメントであり、B が航空機の翼スパンである場合に示すように定義されます。

エンジニアは、これらの係数を使用して航空機の性能と安定性を調べています。安定性誘導体は、ピッチまたはヨー角度に対して撮影され、航空機が安定しているか不安定かを示します。

たとえば、攻撃角度であるアルファが突風によって突然増加した場合、航空機の応答によってその安定性が決定されます。攻撃の角度が無限に増加し続ける場合、航空機は不安定です。これは、良好な安定性誘導体によって示され、投げモーメント係数がαとともに増加し続けることを示す。

ヨー角ベータに関する方向性の不安定性についても同じことが言えますが、これは負の安定性係数を与えます。攻撃角度またはヨー角度が初期値に戻った場合、航空機は安定していると言われます。これは、不安定な条件とは反対の安定性誘導体に反映されます。

この実験では、異なるピッチとヨー角度で気流にさらされるモデル航空機を調べ、尾翼の有無にかかわらず安定性と性能を決定します。

この実験では、異なるピッチとヨー角度で気流にさらされるモデル航空機を調べ、尾翼の有無にかかわらず安定性と性能を決定します。

この実験では、攻撃角度(ピッチ角度とも呼ばれる)とヨー角度を外部に制御する力バランスを持つ空力風洞を使用する必要があります。また、支柱を使用してフォースバランスに取り付けるDC-6B航空機モデルも必要です。

まず、外部バランスをロックし、支柱の効果を単独で分析するために支柱をバランスに取り付け、航空機の測定値から差し引くことができます。ヨーモーターノブを調整して、ヨー角度を0に設定します。

次に、コンピュータの電源を入れ、外力バランスのデータ取得システムをオンにします。テストの前にシステムが30分間ウォームアップできるようにします。

システムがウォームアップされたら、データ取得ソフトウェアを開きます。部屋の圧力と温度を読み、ノートブックにこれらの値を記録します。水銀気圧計に付随する気圧スプレッドシートを使用して、気圧を補正します。

次に、テストセクションと風洞に破片や緩い部品がないことを確認します。次に、テスト セクションのドアを閉じます。外部残高のロックを解除します。次に、風洞速度ダイヤルを 0 に設定します。風洞と風洞冷却システムをオンにします。風速 0 でバランスフォースとモーメントを記録します。

ヨーコントロールを使用して、ヨー角度を5°に調整します。その後、バランスの力とモーメントを 0 風速で再び記録します。10°とゼロ風速のヨー角度でこれらの測定をもう一度繰り返します。次に、ヨーの角度を 0 に戻し、動的圧力を 7 インチの水に設定します。その後、バランスの力とモーメントをもう一度記録します。

次に、ヨーの角度を 5°に設定し、必要に応じて動的圧力を 7 インチの水に戻し、バランスの力とモーメントを記録します。10°のヨー角で同じ測定を繰り返し、必要に応じて動的圧力を7インチの水にリセットします。測定値が記録された後、ヨー角度をゼロに戻し、風洞をオフにします。

モデルDC-6B飛行機のキャリブレーションを開始するには、まず外部バランスをロックし、テストセクションを開きます。次に、尾をオンにした DC-6B モデルを取り付けます。電子レベルを使用してピッチ角度を調整し、必要に応じてゼロに調整します。

テストセクションのドアを閉じた後、外部バランスのロックを解除し、ノーズダウンボタンを押してピッチ角度を-6°に設定します。次に、風洞をオフにしたバランスフォースとモーメントを記録し、モデルの重量を考慮するために必要な補正を取得します。

ピッチ角度を-4°に変更し、前と同じように力と瞬間の測定を繰り返します。2°刻みで10°までの攻撃の角度のためのテストを行います。次に、ピッチ角度をゼロに戻します。ヨー角0,5,10°についても同じテストを行います。すべての角度をテストしたら、外部バランスをロックし、テストセクションを開き、DC-6Bモデルテールを取り外します。

次にテールコーンを取り付け、風洞をオフにしてモデル重量の寄与度を測定します。次に、テストセクションを閉じ、ヨー角度をゼロに設定し、前と同様に-6から10°のすべてのピッチ角度の力と瞬間の測定値を記録します。

これらの測定が完了したら、3つのヨー角度のピッチ角度0で再度テストを繰り返します。完了したら、外部残高をロックします。

次に、ゼロ以外の風速で実験を実行します。まず、試験部で破片や緩んだ部品を確認します。次に、テスト セクションのドアを閉じます。

次に、ピッチ角度をゼロに設定し、外部バランスのロックを解除します。風洞速度ダイヤルをゼロに設定し、風洞をオンにします。空気の流れをオンにする前に、バランスの力と瞬間を記録します。次に、7 インチの水に等しい動的圧力で気流をオンにします。次に、ピッチ角度を -6°に設定し、この設定のバランスフォースとモーメントを記録する前に、必要に応じて 7 インチの水にダイナミック 圧力を調整します。

キャリブレーションステップでテストした各ピッチ角度の測定を繰り返します。その後、ピッチとヨーの角度をゼロに戻します。必要に応じて再び動的圧力を調整し、バランスフォースとモーメントを記録します。前と同様に、キャリブレーション中にテストされたヨー角度の測定を繰り返します。

すべての測定が行われたら、ゆっくりと対気速度をゼロに下げます。次に、外部残高をロックし、テストセクションを開きます。DC-6B テールコーンを取り外し、完全なテールを取り付けます。次に、テストセクションを閉じ、7インチの水の風洞動的圧力で以前にテストされたすべてのピッチ角度とヨー角度の測定を繰り返します。

今回の実験では、従来の機体尾翼と尾翼を取り外した2つの構成で、DC-6B機モデルの性能と安定性特性を得た。

コンフィギュレーションごとに、モデルをオフにしてフォースを減算し、モデルをオフにして風をオンにしてフォースから離れて、支柱の重量を除去するように測定された力を調整します。

次に、モデルをオンにしてフォースを差し引き、モデルをオンにして風をオンにしてフォースから離すことによって、モデルのウェイトの効果を除去します。次に、モデルのウェイト調整力から支柱のウェイト調整力を減算して、支柱の空力効果を除去します。

これらの調整力を使用して、これらの方程式を使用してリフト係数とドラッグ係数を計算できます。ここで、Lはリフトであり、Dはドラッグであり、実験で測定した。S はモデル参照領域で、q は動的圧力です。

リフト係数をピッチ角度に対してプロットすると、航空機の尾部が最大揚力を増加させることがわかりますが、尾部もドラッグを増加させます。次に、投球モーメント係数を見てみましょう。投球の瞬間Mを実験で測定した。

次に、ピッチモーメント係数をピッチ角度に対してプロットします。攻撃角度の増加に伴ってピッチモーメントが増加すると、水平方向に戻ることができないため、航空機は不安定になります。しかし、攻撃の角度が増えるにつれてピッチモーメントが減少した場合、ピッチモーメントはピッチ角度が無限に増加または減少するのを防ぐために作用します。したがって、航空機のより多くの安定性を確保します。

テールオフ構成の場合、ピッチ角度の増加に伴ってピッチ係数が増加し、この構成で航空機が不安定であることを示します。一方、構成上の尾部は逆の動作を示し、ピッチ角度が大きくなるにつれてピッチ係数が減少し、尾部が航空機に安定性を追加することを示します。

同様に、ヨーモーメント係数を計算します。ヨーモーメントNは、我々の実験で測定された。ここでは、ヨーモーメント係数とヨー角度のプロットを示します。

方向安定性のために、正のサイドスリップ角度ベータは、航空機の機首が動きの方向の左を指し、ベータが負の場合は右を指していることを意味します。ヨーモーメント係数は右に正、左に負です。

ただし、ベータが増加するにつれてヨーモーメントが減少すると、テールオフ構成の場合と同様に、航空機はベータ版のゼロ位置に戻る傾向が見えず、不安定です。したがって、安定性を実現するためには、性能の低下が生じても、航空機の尾翼が必要であると結論付けることができます。

要約すると、航空機の空力特性が揚力係数、ドラッグ係数、モーメント係数によってどのように記述されるかを学びました。その後、風洞内のモデルDC-6B飛行機が経験する空力力を測定し、飛行性能と安定性を分析しました。

Results

このデモでは、2つの構成におけるDC-6Bモデルの性能と安定性特性を測定した。1つの構成では、従来の飛行機の尾翼がモデルに取り付けられ(テールオン)、2番目の構成では尾翼を取り外して円間(テールオフ)に置き換えられました。構成ごとに、攻撃角度に伴う揚力係数とドラッグ係数の変動が決定されました(図3)。攻撃角とベータ値に対するピッチモーメント係数とヨーモーメント係数の変動も検討した(図4)。

結果は尾の空力効果を示す。図3では、尾翼は最大揚力とドラッグを増加させるが、全体的にテールは空力性能を低下させる。尾翼がオフの場合、モデルは縦方向および方向的に不安定になります(図4)。したがって、航空機の性能が低下する可能性がある場合でも、安定性を達成するために航空機の尾翼が必要です。


図 3.テールオン構成とテールオフ構成のパフォーマンス評価曲線。A) リフト係数対α;B) ドラッグ係数対α;C) 極性をドラッグします。D) L/D 対 α.この図のより大きなバージョンを表示するには、ここをクリックしてください。


図 4.テールオンとテールオフ構成のパフォーマンス評価曲線。A) ピッチモーメント係数対α;B) ヨーモーメント係数対β.この図のより大きなバージョンを表示するには、ここをクリックしてください。

Applications and Summary

風洞の空力バランスを使用して小規模モデルをテストすることで、航空機の主要な空力特性を判断できます。6 コンポーネントバランスは、3 つのフォース コンポーネント、リフト、ドラッグ、横のフォース、および 3 つのモーメント コンポーネント(ピッチ、ヨー、ロール モーメント)を測定します。

フルスケールオブジェクトとモデルの間の動的類似性が達成された場合、例えばレイノルズ数は非圧縮可能な定常流の場合と同じであり、その後、小規模モデルを使用して得られた空力係数は、性能や静的安定性などの本格的な物体と空力特性を決定することができます。

風洞の外部バランスによる力とモーメントの測定には、いくつかの用途があります。この方法は、航空宇宙産業で広く使用されています。しかし、海軍工学、自動車産業、土木工学など、多くの分野で研究開発に成功しています。

海軍工学にはいくつかのアプリケーションがあります。例えば、帆船やレースボートは空力力の影響を大きく受けており、性能を最適化するために船舶への影響を考慮する必要があります。低速船舶設計では、空力力は燃料消費量を削減し、全体的な性能を向上させることを考慮する必要があります。

風洞試験の恩恵を受けるもう一つの産業は、自動車産業です。風洞試験は、車が経験するドラッグ力、横の力、瞬間を決定するために使用されます。この技術は、より競争力と効率的な設計につながるので、これは今、新しい車の開発のための標準的なプラクティスです。

力測定のための風洞試験は性能の最適化に限定されない。現代の土木産業では、風洞試験は安全性を高めるために使用されます。強い突風の影響を受ける背の高くて細い超高層ビルがあります。これらの突風は、建物の崩壊を避けるために建物の設計に考慮する必要がある高い負荷を生成します。これは、安全を確保するために風洞でテストする必要がある橋にも当てはまります。

材料リスト:

名前 会社 カタログ番号 コメント
機器
低速風洞 Sdsu 0-180 mphの範囲の速度が付いている閉鎖された戻りのタイプ
テストセクションサイズ45W-32H-67Lインチ
DC-6Bフルモデル Sdsu 参照領域 = 93.81 in2
平均弦の長さ = 3.466 インチ
スパン = 27.066 インチ
アスペクト比 = 7.809
モーメント参照 Z 距離 (in) = 0*
モーメントリファレンス X 距離 (インチ) = 0*
外部エアロダイナミクスフォースバランス Sdsu 6成分、ロードセル、ひずみゲージタイプバランスシステムは、以下の負荷限界を有する。
リフト = 150 ポンド;ドラッグ = 50 ポンド;サイドフォース100ポンド;ピッチ 1000 ポンドイン;ロール 1000 ポンドイン;ヨー1000ポンドイン。
デジタルサービスモジュール スキャニバルブ DSM4000
バロメーター
マノメータ メリアム・インスツルメンツ株式会社 34FB8 10"の範囲の水のマノメーター。
温度計

空力バランスのDC-6Bモデルのセットアップは以下の通りです。


図 1.取り付けられたDC-6Bモデル。A) 外部空力バランスを備えた低速風洞試験部内のDC-6Bモデル。B) DC-6Bモデルは、3つの連結点によってバランスに取り付けられました。ヨー角度制御モーター、ピッチコントロールモーター、ピッチ角度を校正する電子レベルもあります。


図 2.低速風洞制御パネル。ピッチ角度とヨー角度は、風洞走行時のテスト中にパネルから電子的に制御できます。

1. セットアップのキャリブレーション

  1. 風洞コントロールパネルの外部バランスをロックします。
  2. 図 1 に示すように、空力バランスに支柱を取り付します。支柱はバランスにボルトで固定されています。
  3. ヨーモーターのノブを調整してヨー角度をゼロに設定し、ピッチモーターを使用してピッチ角度をゼロに設定します。ピッチ角度は、電子レベルを使用して校正する必要があります。測定は、最初に支柱のみで異なる角度で行われ、モデル飛行機はありません。これにより、航空機からの支柱の効果を減算できます。
  4. コンピュータと外部バランス力の取得システムの電源を入れます。少なくとも30分前のテストでは、システムの電源を入れる必要があります。
  5. 測定制御ソフトウェアを開きます。
  6. 部屋の圧力と温度を記録します。局所温度と局所重力を使用して気圧を修正してください。
  7. 試験区間と風洞に破片が入って部品が緩まないかどうかを確認し、試験区間のドアを閉じます。
  8. 外部バランスのロックを解除し、風洞の速度をゼロに設定します。
  9. 風洞および風洞冷却システムをオンにします。
  10. バランスの力とモーメントを記録します。
  11. ダイナミック圧力を7インチH2Oに設定し、バランスフォースとモーメントを記録します。
  12. ヨーコントロールを使用して、ヨーの角度を5°に設定します。必要に応じて、ダイナミック圧力を 7 インチ H2O に調整します。
  13. バランスの力とモーメントを記録します。ヨーの角度を10°に変更します。必要に応じて、ダイナミック圧力を 7 インチ H2O に調整します。
  14. バランスの力とモーメントを記録します。
  15. 風洞をオフにし、外部バランスをロックします。
  16. 尾翼付きのDC-6Bモデルを取り付けます。
  17. 攻撃の角度とピッチインジケーターを調整します。電子レベルを使用して、テストの前にピッチ角度を調整します。
  18. 外部残高のロックを解除します。
  19. コントロールパネル図2の鼻を上下に押して攻撃角度を設定します。試験のための攻撃の角度 α = -6°、 -4°、-2°、0°、2°、4°、6°、8°、10°。
  20. バランスの力とモーメントを記録します。
  21. 手順 1.19 ~ 1.20 を繰り返し、すべてのテスト ポイントが完了するまで攻撃角度を徐々に増やします。
  22. 攻撃角度、αをゼロに戻し、ヨー角を設定します。試験用ヨー角 β = 0°, 5°, 10°.
  23. バランスの力とモーメントを記録します。
  24. すべてのテスト ポイントが完了するまで、1.22 ~ 1.23 の手順を段階的に繰り返します。
  25. 外部バランスをロックし、DC-6Bモデルから尾翼を取り外します。テールコーンを取り付け、手順 1.19 ~ 1.24 を繰り返します。
  26. すべてのデータが収集された場合は、風洞冷却システムをオフにし、外部バランスをロックし、風洞をオフにします。

2. ゼロ以外の風速でのテスト

  1. 試験区間と風洞に破片が入って部品を緩めてから、試験区間のドアを閉めます。
  2. ピッチ角度をゼロに設定します。
  3. 外部残高のロックを解除します。
  4. 風洞速度ダイヤルをゼロに設定し、風洞と風冷システムをオンにします。
  5. バランスの力とモーメントを記録します。
  6. ダイナミック圧力を 7 インチ H2O に設定します。
  7. 攻撃角度を設定し、α = -6°から始めます。試験のための攻撃の角度 α = -6°、 -4°、-2°、0°、2°、4°、6°、8°、10°。
  8. 必要に応じて、ダイナミック圧力を7インチH2Oに調整し、バランスの力とモーメントを記録します。
  9. 手順 2.7 ~ 2.8 を繰り返し、すべてのテスト ポイントが実行されるまで攻撃角度を徐々に増やします。
  10. 攻撃角度をゼロに戻し、ヨー角度を設定します。次のヨー角度はβ = 0°、5°、10°をテストする必要があります。
  11. 必要に応じて、ダイナミック圧力を7インチH2Oに調整し、バランスの力とモーメントを記録します。
  12. ステップ 2.10 ~ 2.11 を繰り返し、すべてのテスト ポイントが実行されるまでヨー角度を段階的に増やします。
  13. 対気速度をゆっくりとゼロに下げ、外部バランスをロックします。
  14. DC-6Bモデルテールコーンを取り外し、完全な尾翼を取り付けます。
  15. 手順 2.7 から 2.12 を繰り返します。
  16. すべてのデータが収集された場合は、風洞冷却システムをオフにし、外部バランスをロックし、風洞をオフにします。

航空機を3次元で運用するためには、その姿勢や向きを3次元で制御できる必要があります。したがって、航空機の位置とそれに加えられた変更を記述する 3 つの主軸を定義します。これらの 3 つの軸の原点は、航空機の重心(質量の平均位置)にあります。

ヨー軸は航空機の翼に垂直で、左右に動きを表します。ピッチ軸は翼に平行に向き、ヨー軸に垂直です。ピッチモーションは、鼻の上下の動きです。最後に、ロール軸は航空機の長さを実行し、翼の垂直方向の動きを記述します。

航空機がこれらの方向の位置を変更する時の空気力学的特性を評価するために、揚力、ドラッグ、モーメントを記述するいくつかの異なる係数を測定できます。リフト係数とドラッグ係数は、リフトとドラッグの形状と流れの複雑な効果をモデル化できる無次元の値です。

リフト係数とドラッグ係数は、L と D がリフトとドラッグ、S が航空機モデルの参照領域である図に示すように定義されます。Rho と V は、フリー ストリームの密度と速度です。動的圧力qに対して2対2のローVを単純化することができます。

同様に、エンジニアは、ピッチモーメントと呼ばれるピッチ軸方向に航空機の力によって生成されるトルクを記述する無次元値であるピッチングモーメント係数を測定します。

リフト係数とドラッグ係数と同様に、ピッチモーメント係数は示すように定義され、Mはピッチングモーメント、qは動的圧力、SおよびCは航空機の基準面積と基準長です。

最後に、ヨー軸の方向に発生するトルクを表すヨーモーメント係数を測定できます。この係数は、N がヨーモーメントであり、B が航空機の翼スパンである場合に示すように定義されます。

エンジニアは、これらの係数を使用して航空機の性能と安定性を調べています。安定性誘導体は、ピッチまたはヨー角度に対して撮影され、航空機が安定しているか不安定かを示します。

たとえば、攻撃角度であるアルファが突風によって突然増加した場合、航空機の応答によってその安定性が決定されます。攻撃の角度が無限に増加し続ける場合、航空機は不安定です。これは、良好な安定性誘導体によって示され、投げモーメント係数がαとともに増加し続けることを示す。

ヨー角ベータに関する方向性の不安定性についても同じことが言えますが、これは負の安定性係数を与えます。攻撃角度またはヨー角度が初期値に戻った場合、航空機は安定していると言われます。これは、不安定な条件とは反対の安定性誘導体に反映されます。

この実験では、異なるピッチとヨー角度で気流にさらされるモデル航空機を調べ、尾翼の有無にかかわらず安定性と性能を決定します。

この実験では、異なるピッチとヨー角度で気流にさらされるモデル航空機を調べ、尾翼の有無にかかわらず安定性と性能を決定します。

この実験では、攻撃角度(ピッチ角度とも呼ばれる)とヨー角度を外部に制御する力バランスを持つ空力風洞を使用する必要があります。また、支柱を使用してフォースバランスに取り付けるDC-6B航空機モデルも必要です。

まず、外部バランスをロックし、支柱の効果を単独で分析するために支柱をバランスに取り付け、航空機の測定値から差し引くことができます。ヨーモーターノブを調整して、ヨー角度を0に設定します。

次に、コンピュータの電源を入れ、外力バランスのデータ取得システムをオンにします。テストの前にシステムが30分間ウォームアップできるようにします。

システムがウォームアップされたら、データ取得ソフトウェアを開きます。部屋の圧力と温度を読み、ノートブックにこれらの値を記録します。水銀気圧計に付随する気圧スプレッドシートを使用して、気圧を補正します。

次に、テストセクションと風洞に破片や緩い部品がないことを確認します。次に、テスト セクションのドアを閉じます。外部残高のロックを解除します。次に、風洞速度ダイヤルを 0 に設定します。風洞と風洞冷却システムをオンにします。風速 0 でバランスフォースとモーメントを記録します。

ヨーコントロールを使用して、ヨー角度を5°に調整します。その後、バランスの力とモーメントを 0 風速で再び記録します。10°とゼロ風速のヨー角度でこれらの測定をもう一度繰り返します。次に、ヨーの角度を 0 に戻し、動的圧力を 7 インチの水に設定します。その後、バランスの力とモーメントをもう一度記録します。

次に、ヨーの角度を 5°に設定し、必要に応じて動的圧力を 7 インチの水に戻し、バランスの力とモーメントを記録します。10°のヨー角で同じ測定を繰り返し、必要に応じて動的圧力を7インチの水にリセットします。測定値が記録された後、ヨー角度をゼロに戻し、風洞をオフにします。

モデルDC-6B飛行機のキャリブレーションを開始するには、まず外部バランスをロックし、テストセクションを開きます。次に、尾をオンにした DC-6B モデルを取り付けます。電子レベルを使用してピッチ角度を調整し、必要に応じてゼロに調整します。

テストセクションのドアを閉じた後、外部バランスのロックを解除し、ノーズダウンボタンを押してピッチ角度を-6°に設定します。次に、風洞をオフにしたバランスフォースとモーメントを記録し、モデルの重量を考慮するために必要な補正を取得します。

ピッチ角度を-4°に変更し、前と同じように力と瞬間の測定を繰り返します。2°刻みで10°までの攻撃の角度のためのテストを行います。次に、ピッチ角度をゼロに戻します。ヨー角0,5,10°についても同じテストを行います。すべての角度をテストしたら、外部バランスをロックし、テストセクションを開き、DC-6Bモデルテールを取り外します。

次にテールコーンを取り付け、風洞をオフにしてモデル重量の寄与度を測定します。次に、テストセクションを閉じ、ヨー角度をゼロに設定し、前と同様に-6から10°のすべてのピッチ角度の力と瞬間の測定値を記録します。

これらの測定が完了したら、3つのヨー角度のピッチ角度0で再度テストを繰り返します。完了したら、外部残高をロックします。

次に、ゼロ以外の風速で実験を実行します。まず、試験部で破片や緩んだ部品を確認します。次に、テスト セクションのドアを閉じます。

次に、ピッチ角度をゼロに設定し、外部バランスのロックを解除します。風洞速度ダイヤルをゼロに設定し、風洞をオンにします。空気の流れをオンにする前に、バランスの力と瞬間を記録します。次に、7 インチの水に等しい動的圧力で気流をオンにします。次に、ピッチ角度を -6°に設定し、この設定のバランスフォースとモーメントを記録する前に、必要に応じて 7 インチの水にダイナミック 圧力を調整します。

キャリブレーションステップでテストした各ピッチ角度の測定を繰り返します。その後、ピッチとヨーの角度をゼロに戻します。必要に応じて再び動的圧力を調整し、バランスフォースとモーメントを記録します。前と同様に、キャリブレーション中にテストされたヨー角度の測定を繰り返します。

すべての測定が行われたら、ゆっくりと対気速度をゼロに下げます。次に、外部残高をロックし、テストセクションを開きます。DC-6B テールコーンを取り外し、完全なテールを取り付けます。次に、テストセクションを閉じ、7インチの水の風洞動的圧力で以前にテストされたすべてのピッチ角度とヨー角度の測定を繰り返します。

今回の実験では、従来の機体尾翼と尾翼を取り外した2つの構成で、DC-6B機モデルの性能と安定性特性を得た。

コンフィギュレーションごとに、モデルをオフにしてフォースを減算し、モデルをオフにして風をオンにしてフォースから離れて、支柱の重量を除去するように測定された力を調整します。

次に、モデルをオンにしてフォースを差し引き、モデルをオンにして風をオンにしてフォースから離すことによって、モデルのウェイトの効果を除去します。次に、モデルのウェイト調整力から支柱のウェイト調整力を減算して、支柱の空力効果を除去します。

これらの調整力を使用して、これらの方程式を使用してリフト係数とドラッグ係数を計算できます。ここで、Lはリフトであり、Dはドラッグであり、実験で測定した。S はモデル参照領域で、q は動的圧力です。

リフト係数をピッチ角度に対してプロットすると、航空機の尾部が最大揚力を増加させることがわかりますが、尾部もドラッグを増加させます。次に、投球モーメント係数を見てみましょう。投球の瞬間Mを実験で測定した。

次に、ピッチモーメント係数をピッチ角度に対してプロットします。攻撃角度の増加に伴ってピッチモーメントが増加すると、水平方向に戻ることができないため、航空機は不安定になります。しかし、攻撃の角度が増えるにつれてピッチモーメントが減少した場合、ピッチモーメントはピッチ角度が無限に増加または減少するのを防ぐために作用します。したがって、航空機のより多くの安定性を確保します。

テールオフ構成の場合、ピッチ角度の増加に伴ってピッチ係数が増加し、この構成で航空機が不安定であることを示します。一方、構成上の尾部は逆の動作を示し、ピッチ角度が大きくなるにつれてピッチ係数が減少し、尾部が航空機に安定性を追加することを示します。

同様に、ヨーモーメント係数を計算します。ヨーモーメントNは、我々の実験で測定された。ここでは、ヨーモーメント係数とヨー角度のプロットを示します。

方向安定性のために、正のサイドスリップ角度ベータは、航空機の機首が動きの方向の左を指し、ベータが負の場合は右を指していることを意味します。ヨーモーメント係数は右に正、左に負です。

ただし、ベータが増加するにつれてヨーモーメントが減少すると、テールオフ構成の場合と同様に、航空機はベータ版のゼロ位置に戻る傾向が見えず、不安定です。したがって、安定性を実現するためには、性能の低下が生じても、航空機の尾翼が必要であると結論付けることができます。

要約すると、航空機の空力特性が揚力係数、ドラッグ係数、モーメント係数によってどのように記述されるかを学びました。その後、風洞内のモデルDC-6B飛行機が経験する空力力を測定し、飛行性能と安定性を分析しました。

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