Performance aérodynamique d'un avion modèle : le DC-6B

Aeronautical Engineering

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Concepts

Source : Jose Roberto Moreto et Xiaofeng Liu, Department of Aerospace Engineering, San Diego State University, San Diego, CA

La soufflerie à basse vitesse est un outil précieux pour étudier les caractéristiques aérodynamiques de l'avion et évaluer les performances et la stabilité de l'avion. À l'aide d'un modèle à l'échelle d'un avion DC-6B dont la queue amovible et un équilibre de force aérodynamique externe à 6 composants, nous pouvons mesurer le coefficient de levage (CL), le coefficient de traînée (CD), le coefficient de tangage (C M), et le coefficient de moment de lacet (CN) de l'avion modèle avec et sans sa queue et évaluer l'effet de la queue sur l'efficacité aérodynamique, la stabilité longitudinale et la stabilité directionnelle.

Dans cette démonstration, les caractéristiques aérodynamiques de l'avion et les performances et la stabilité de vol sont analysées à l'aide de la méthode de mesure de l'équilibre de la force aérodynamique. Cette méthode est largement utilisée dans les industries aérospatiales et les laboratoires de recherche pour le développement d'avions et de fusées. Ici, un modèle d'avion DC-6B est analysé à différentes conditions de débit et configurations, et son comportement est analysé quand il est soumis à des changements soudains.

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JoVE Science Education Database. aéronautique. Performance aérodynamique d'un avion modèle : le DC-6B. JoVE, Cambridge, MA, (2019).

Principles

Pour évaluer les caractéristiques aérodynamiques, il est important de déterminer comment les coefficients aérodynamiques changent par rapport à l'assiette de l'avion, c'est-à-dire l'angle d'attaque, l'angle de lacet et l'angle de roulis, pour une condition de vol donnée. L'équilibre de force aérodynamique est une méthode largement utilisée pour mesurer directement les forces et les moments vécus par un modèle. À partir des forces et des moments mesurés, ainsi que de la température du débit d'air, de la pression statique et de la pression totale, les coefficients aérodynamiques peuvent être obtenus pour plusieurs angles d'attaque et d'angles de lacet.

Il est possible d'obtenir les caractéristiques aérodynamiques d'un objet à grande échelle en testant un modèle à petite échelle, à condition que la condition de similitude dynamique soit remplie et que les corrections appropriées soient appliquées. Dans le cas d'un flux régulier incompressible, le paramètre de similitude pertinent est le numéro Reynolds basé sur une longueur de référence appropriée.

Pour un avion à basse vitesse, comme le DC-6B, les caractéristiques aérodynamiques peuvent être mesurées dans une petite soufflerie à basse vitesse puisqu'il est possible de faire correspondre le numéro Reynolds pour les mêmes conditions de vol. Dans ces conditions, on peut obtenir la dépendance de la traînée et de l'ascenseur sur l'angle d'attaque, .. Cette dépendance à l'alpha peut être utilisée pour évaluer les performances de l'avion.

Une fois que les coefficients aérodynamiques sont mesurés pour plusieurs conditions et configurations, par exemple en utilisant deux géométries de queue différentes, les dérivés de stabilité (dCM/d , dCN/d '), pente de levage ( dCL/dMD), coefficient de levage maximal, rapport maximum de levage-traînée, et d'autres caractéristiques aérodynamiques peuvent être trouvées. À partir de ces coefficients aérodynamiques, l'effet des choix de modification ou de conception sur la stabilité et les performances de l'avion peut être déterminé.

Les dérivés de stabilité indiquent si l'avion est stable ou instable. Par exemple, si l'angle d'attaque de l'avion augmente soudainement en raison d'une rafale de vent, la réponse de l'avion caractérise sa stabilité. Si l'angle d'attaque continue d'augmenter indéfiniment, on dit que l'avion est instable. Toutefois, si l'angle d'attaque revient à sa valeur initiale, l'assiette avant la rafale, l'avion est dit stable. Il en va de même pour la stabilité directionnelle; si la tendance de l'avion est de revenir à son angle de lacet initial après un changement soudain, on dit que l'avion est stable en direction.

Dans cette démonstration, l'équilibre de force aérodynamique pour les mesures de force et de moment dans une soufflerie, sera introduit. Pour éliminer les contributions des montants de soutien et le poids du modèle, l'équilibre sera tared pour s'assurer que les résultats finaux sur la force aérodynamique et les moments sont dus à l'avion seulement. En outre, cette démonstration illustre l'effet d'une queue dans une conception d'avion classique et son importance dans la stabilité longitudinale et latérale de l'avion.

Procedure

La configuration du modèle DC-6B sur l'équilibre de force aérodynamique est affichée ci-dessous.


Figure 1. Modèle DC-6B monté. A) Modèle DC-6B à l'intérieur de la section d'essai de soufflerie à basse vitesse avec un équilibre aérodynamique externe. B) Modèle DC-6B monté sur le solde par trois points articulés. Il y a également un moteur de commande d'angle de lacet, un moteur de commande de tangage et un niveau électronique pour calibrer l'angle de tangage.


Figure 2. Panneau de commande de soufflerie à basse vitesse. L'angle de tangage et l'angle de lacet peuvent être contrôlés électroniquement à partir du panneau pendant les essais avec la soufflerie en cours d'exécution.

1. Calibration de la mise en place

  1. Verrouiller l'équilibre externe sur le panneau de commande de la soufflerie.
  2. Installez les jambes de force sur l'équilibre aérodynamique, comme l'illustre la figure 1. Les montants sont boulonnés à l'équilibre.
  3. Réglez l'angle de lacet à zéro en réglant le bouton sur le moteur de lacet, et réglez l'angle de tangage à zéro en utilisant le moteur de tangage. L'angle de tangage doit être étalonné à l'aide d'un niveau électronique. Les mesures sont d'abord faites à des angles différents avec seulement les jambes de force en place, et pas d'avion modèle. Cela permet de soustraire les effets des jambes de force de l'avion.
  4. Activez l'ordinateur et le système externe d'acquisition de force d'équilibre. Il est nécessaire d'activer le système au moins 30 minutes avant les essais.
  5. Ouvrez le logiciel de contrôle de mesure.
  6. Enregistrez la pression et la température ambiantes. Assurez-vous de corriger la pression barométrique en utilisant la température locale et la gravité locale.
  7. Vérifiez si la section d'essai et la soufflerie sont exemptes de débris et desserrez les pièces, puis fermez les portes de la section d'essai.
  8. Débloquez l'équilibre extérieur et fixez la vitesse de la soufflerie à zéro.
  9. Allumez le système de refroidissement de la soufflerie et de la soufflerie.
  10. Enregistrez les forces d'équilibre et les moments.
  11. Fixez la pression dynamique à 7 pouces H2O, et enregistrez les forces d'équilibre et les moments.
  12. Utilisez le contrôle du lacet pour définir l'angle de lacet à 5 degrés. Ajustez la pression dynamique à 7 pouces H2O si nécessaire.
  13. Enregistrez les forces d'équilibre et les moments. Changer l'angle de lacet à 10 degrés. Ajustez la pression dynamique à 7 pouces H2O si nécessaire.
  14. Enregistrez les forces d'équilibre et les moments.
  15. Éteignez la soufflerie et verrouillez l'équilibre extérieur.
  16. Installez le modèle DC-6B avec la queue allumée.
  17. Calibrer l'angle d'attaque et l'indicateur de hauteur. Calibrer l'angle de tangage avant le test à l'aide d'un niveau électronique.
  18. Débloquez l'équilibre externe.
  19. Définir l'angle d'attaque en appuyant sur le nez vers le haut ou vers le bas sur le panneau de commande Figure 2. Angles d'attaque pour les essais à -6,4, -2', 0', 2', '4', 6', 8', '10'.
  20. Enregistrez les forces d'équilibre et les moments.
  21. Répétez les étapes 1,19 à 1,20, augmentant progressivement l'angle d'attaque jusqu'à ce que tous les points d'essai soient complets.
  22. Remettre l'angle d'attaque, à zéro, et définir l'angle de lacet. Angles de yaw pour les tests de 0, 5, 10 degrés.
  23. Enregistrez les forces d'équilibre et les moments.
  24. Répétez les étapes 1,22 à 1,23 en augmentant progressivement l'angle de lacet jusqu'à ce que tous les points d'essai soient terminés.
  25. Verrouillez l'équilibre externe et retirez la queue du modèle DC-6B. Installez le cône de queue et répétez les étapes 1,19 à 1,24.
  26. Lorsque toutes les données ont été recueillies, éteignez le système de refroidissement de la soufflerie, verrouillez le solde externe et éteignez la soufflerie.

2. Essais à des vitesses de vent non nulles

  1. Vérifiez si la section d'essai et la soufflerie sont exemptes de débris et desserrez les pièces, puis fermez les portes de la section d'essai.
  2. Définir l'angle de tangage à zéro.
  3. Débloquez l'équilibre externe.
  4. Fixez le cadran de vitesse de soufflerie à zéro et allumez la soufflerie et le système de refroidissement éolien.
  5. Enregistrez les forces d'équilibre et les moments.
  6. Définir la pression dynamique à 7 pouces H2O.
  7. Définir l'angle d'attaque, en commençant par -6 degrés. Angles d'attaque pour les essais à -6,4, -2', 0', 2', '4', 6', 8', '10'.
  8. Ajustez la pression dynamique à 7 pouces H2O si nécessaire, et enregistrez les forces d'équilibre et les moments.
  9. Répétez les étapes 2.7 - 2.8 augmentant progressivement l'angle d'attaque jusqu'à ce que tous les points de test soient exécutés.
  10. Retournez l'angle d'attaque à zéro et fixez l'angle de lacet. Les angles de lacet suivants doivent être testés à 0, 5, 10 degrés.
  11. Ajustez la pression dynamique à 7 pouces H2O si nécessaire, et enregistrez les forces d'équilibre et les moments.
  12. Répétez les étapes 2.10 - 2.11 augmentant progressivement l'angle de lacet jusqu'à ce que tous les points de test soient exécutés.
  13. Diminuez lentement la vitesse à zéro, puis verrouillez le solde externe.
  14. Retirez le cône de queue du modèle DC-6B et installez la queue complète.
  15. Répétez les étapes 2.7 à 2.12.
  16. Lorsque toutes les données ont été recueillies, éteignez le système de refroidissement de la soufflerie, verrouillez le solde externe et éteignez la soufflerie.

Pour faire fonctionner un aéronef en trois dimensions, nous devons être en mesure de contrôler son attitude, ou son orientation, en trois dimensions. Ainsi, nous définissons trois axes principaux pour décrire la position d'un avion et les modifications apportées à celui-ci. L'origine de ces trois axes se trouve au centre de gravité de l'avion, qui est l'emplacement moyen de sa masse.

L'axe de lacet est perpendiculaire aux ailes de l'avion et décrit son mouvement d'un côté à l'autre. L'axe de tangage est orienté parallèlement à l'aile et perpendiculaire à l'axe de lacet. Le mouvement de pas est le mouvement de haut en bas du nez. Enfin, l'axe de roulis s'étend sur toute la longueur de l'avion et décrit le mouvement vertical des ailes.

Pour évaluer les caractéristiques aérodynamiques d'un aéronef au fur et à mesure qu'il change de position dans ces directions, nous pouvons mesurer plusieurs coefficients différents qui décrivent la portance, la traînée et le moment. Les coefficients de levage et de traînée sont des valeurs sans dimension qui nous permettent de modéliser les effets complexes de la forme et de l'écoulement sur la portance et la traînée.

Les coefficients de portance et de traînée sont définis comme indiqués, où L et D sont la portance et la traînée, et S est la zone de référence du modèle de l'avion. Rho et V sont la densité et la vitesse du flux libre. Nous pouvons simplifier rho V au carré sur deux à la pression dynamique, q.

De même, les ingénieurs mesurent le coefficient de moment de tangage, qui est une valeur sans dimension qui décrit le couple produit par les forces sur l'avion dans la direction de l'axe de tangage, appelé le moment de tangage.

Comme les coefficients de levage et de traînée, le coefficient de moment de tangage est défini comme indiqué, où M est le moment de tangage, q est la pression dynamique, et S et C sont la zone de référence et la longueur de référence de l'avion.

Enfin, nous pouvons mesurer le coefficient de moment de lacet, qui décrit le couple produit dans la direction de l'axe de lacet. Ce coefficient est défini comme indiqué, où N est le moment de lacet, et B est l'envergure de l'avion.

Les ingénieurs utilisent ces coefficients pour étudier les performances et la stabilité de l'avion. Les dérivés de stabilité, pris en ce qui concerne les angles de tangage ou de lacet, indiquent si l'avion est stable ou instable.

Par exemple, si l'angle d'attaque, alpha, est soudainement augmenté par une rafale de vent, la réponse de l'avion détermine sa stabilité. Si l'angle d'attaque ne cesse d'augmenter indéfiniment, l'avion est instable. Ceci est démontré par un dérivé de stabilité positive, montrant que le coefficient de moment de tangage continue d'augmenter avec l'alpha.

Il en va de même pour l'instabilité directionnelle en ce qui concerne la bêta à angle de lacet, qui donne un coefficient de stabilité négatif. Si l'angle d'attaque ou l'angle de lacet revient à leurs valeurs initiales, on dit que l'avion est stable. Cela se reflète dans les dérivés de stabilité, qui sont opposés aux conditions instables.

Dans cette expérience, nous examinerons un modèle d'avion car il est exposé au flux d'air à différents angles de tangage et de lacet et déterminerons sa stabilité et ses performances avec et sans sa queue.

Dans cette expérience, nous examinerons un modèle d'avion car il est exposé au flux d'air à différents angles de tangage et de lacet et déterminerons sa stabilité et ses performances avec et sans sa queue.

Pour cette expérience, vous aurez besoin d'utiliser une soufflerie aérodynamique avec un équilibre de force qui contrôle l'angle d'attaque, également appelé l'angle de tangage, et l'angle de lacet à l'extérieur pendant l'expérience. Vous aurez également besoin d'un modèle d'avion DC-6B qui se fixe à l'équilibre de la force à l'aide de jambes de force.

Pour commencer, verrouillez l'équilibre externe et installez les jambes de force sur le solde pour analyser les effets des jambes de force seules, afin qu'elles puissent être soustraites des mesures de l'avion. Réglez l'angle de lacet à 0 en ajustant le bouton moteur de lacet.

Maintenant, allumez l'ordinateur et activez le système d'acquisition de données pour le solde de force externe. Laisser le système se réchauffer pendant 30 minutes avant les essais.

Une fois que le système s'est réchauffé, ouvrez le logiciel d'acquisition de données. Lisez la pression et la température de la pièce et enregistrez ces valeurs dans votre ordinateur portable. Corriger la pression barométrique, à l'aide de la feuille de calcul baromètre qui accompagne le baromètre de mercure.

Assurez-vous maintenant que la section d'essai et la soufflerie sont exemptes de débris et de pièces détachées. Fermez ensuite les portes de la section d'essai. Débloquez l'équilibre externe. Ensuite, placez le cadran de vitesse de soufflerie à 0. Allumez la soufflerie et le système de refroidissement de la soufflerie. Enregistrez les forces d'équilibre et les moments avec la vitesse du vent à 0.

Maintenant, ajustez l'angle de lacet à 5 degrés à l'aide du contrôle du lacet. Ensuite, enregistrez les forces d'équilibre et les moments à nouveau à 0 vitesse du vent. Répétez ces mesures à nouveau à un angle de lacet de 10 degrés et à vitesse de vent zéro. Maintenant, replacez l'angle de lacet à 0, puis placez la pression dynamique à 7 pouces d'eau. Puis enregistrez les forces d'équilibre et les moments à nouveau.

Maintenant, réglez l'angle de lacet à 5 degrés, réglez la pression dynamique à 7 pouces d'eau, si nécessaire, puis enregistrez les forces d'équilibre et les moments. Répétez les mêmes mesures à un angle de lacet de 10 degrés, en réinitialisant la pression dynamique à 7 pouces d'eau, si nécessaire. Une fois les mesures enregistrées, retournez l'angle de lacet à zéro et éteignez la soufflerie.

Pour commencer l'étalonnage du modèle DC-6B, verrouillez d'abord l'équilibre externe et ouvrez la section d'essai. Ensuite, installez le modèle DC-6B avec la queue allumée. Calibrer l'angle de tangage à l'aide d'un niveau électronique et faire des ajustements à zéro si nécessaire.

Après avoir fermé les portes de la section d'essai, déverrouiller l'équilibre externe, appuyez sur le bouton nez vers le bas pour définir l'angle de tangage à -6 degrés. Maintenant, enregistrez les forces d'équilibre et les moments avec la soufflerie hors d'acquérir la correction nécessaire pour tenir compte du poids du modèle.

Changez l'angle de tangage à -4 et répétez la mesure de la force et les moments comme avant. Effectuez le test pour les angles d'attaque jusqu'à 10 degrés avec des incréments de 2 degrés. Ensuite, retournez l'angle de tangage à zéro. Maintenant, effectuez le même test pour les angles de lacet 0,5, et 10. Lorsque tous les angles ont été testés, verrouillez l'équilibre externe, ouvrez la section de test et retirez la queue du modèle DC-6B.

Ensuite, installez le cône de queue, afin que nous puissions mesurer la contribution de poids du modèle avec la soufflerie éteinte. Fermez maintenant la section d'essai, fixez l'angle de lacet à zéro, et enregistrez les mesures de force et de moment pour tous les angles de pas de -6 à 10 degrés, comme avant.

Une fois ces mesures terminées, répétez le test à nouveau à un angle de tangage de0 pour les trois angles de lacet. Une fois terminé, verrouillez le solde externe.

Maintenant, nous allons exécuter l'expérience avec une vitesse de vent non-zéro. Pour commencer, vérifiez la section d'essai pour les débris et les pièces détachées. Ensuite, fermez les portes de la section d'essai.

Ensuite, définir l'angle de tangage à zéro et déverrouiller l'équilibre externe. Placez le cadran de vitesse de soufflerie à zéro, puis allumez la soufflerie. Enregistrez les forces d'équilibre et les moments avant d'allumer le flux d'air. Maintenant, allumez le flux d'air avec la pression dynamique égale à 7 pouces d'eau. Ensuite, réglez l'angle de tangage à -6 degrés, et réglez la pression dynamique à 7 pouces d'eau, si nécessaire, avant d'enregistrer les forces d'équilibre et les moments pour ce réglage.

Répétez la mesure pour chacun des angles de hauteur testés dans les étapes d'étalonnage. Ensuite, retournez le terrain et les angles de lacet à zéro. Ajustez la pression dynamique à nouveau si nécessaire, puis enregistrez les forces d'équilibre et les moments. Comme avant, répétez les mesures pour les angles de lacet testés pendant l'étalonnage.

Une fois que toutes les mesures ont été prises, diminuez lentement la vitesse de l'air à zéro. Maintenant, verrouillez l'équilibre externe et ouvrez la section de test. Retirez le cône de queue DC-6B et installez la queue complète. Fermez ensuite la section d'essai et répétez les mesures pour tous les angles de tangage et les angles de lacet testés précédemment avec une pression dynamique de tunnel éolien de 7 pouces d'eau.

Dans cette expérience, nous avons obtenu les caractéristiques de performance et de stabilité d'un modèle d'avion DC-6B dans deux configurations, avec la queue d'avion conventionnelle et avec la queue enlevée.

Pour chaque configuration, ajustez les forces mesurées pour enlever le poids de la jambe de force en soustrayant les forces avec le modèle éteint et en ventant des forces avec le modèle éteint et le vent dessus.

Ensuite, retirez l'effet du poids du modèle en soustrayant les forces avec le modèle et le vent hors des forces avec le modèle sur et le vent sur. Ensuite, retirez l'effet aérodynamique des jambes de force en soustrayant les forces ajustées du poids des jambes de force des forces ajustées du modèle.

En utilisant ces forces ajustées, nous pouvons calculer le coefficient de levage et de glisser à l'aide de ces équations. Ici, L est l'ascenseur et D est la traînée, qui ont été mesurées dans l'expérience. S est la zone de référence du modèle et q est la pression dynamique.

Maintenant, si nous traçons les coefficients de portance et de traînée contre l'angle de tangage, nous pouvons voir que la queue de l'avion augmente la portance maximale, mais la queue augmente également la traînée. Ensuite, regardons le coefficient de moment de tangage. Le moment de lancement, M, a été mesuré dans nos expériences.

Ensuite, nous allons tracer le coefficient de moment de hauteur contre l'angle de tangage. N'oubliez pas que si le moment de tangage augmente avec l'angle d'attaque croissant, l'avion est instable, car il est incapable de revenir au niveau de la position. Mais si le moment de lancement diminue avec l'angle d'attaque croissant, le moment de lancement agit pour empêcher l'angle de tangage d'augmenter ou de diminuer indéfiniment ; ainsi, assurant une plus grande stabilité dans l'avion.

Pour la configuration de la queue hors tension, le coefficient de tangage augmente avec l'augmentation de l'angle de tangage, ce qui montre que l'avion est instable dans cette configuration. D'autre part, la queue sur la configuration présente le comportement opposé, où le coefficient de tangage diminue à mesure que l'angle de tangage augmente, montrant que la queue ajoute de la stabilité à l'avion.

De même, nous calculerons le coefficient de moment de lacet. Le moment de lacet, N, a été mesuré dans nos expériences. Ici, nous montrons une parcelle du coefficient moment de lacet par rapport à l'angle de lacet.

Pour la stabilité directionnelle, une bêta d'angle de glissement latéral positif signifie que le nez de l'avion pointe vers la gauche de la direction du mouvement, et vers la droite si la bêta est négative. Le coefficient de moment de lacet est positif à droite et négatif à gauche.

Toutefois, si le moment de lacet diminue à mesure que la bêta augmente, comme c'est le cas pour la configuration de la queue, l'avion n'a pas tendance à revenir à la position bêta zéro et est instable. Par conséquent, nous pouvons conclure que la queue de l'avion est nécessaire pour atteindre la stabilité, même si elle se traduit par une certaine réduction des performances.

En résumé, nous avons appris comment les caractéristiques aérodynamiques d'un aéronef sont décrites par ses coefficients de portance, de traînée et de moment. Nous avons ensuite mesuré les forces aérodynamiques subies par le modèle DC-6B dans une soufflerie pour analyser ses performances de vol et sa stabilité.

Results

Dans cette démonstration, les caractéristiques de performance et de stabilité d'un modèle DC-6B dans deux configurations ont été mesurées. Dans une configuration, une queue d'avion conventionnelle était fixée au modèle (queue-sur), et dans la deuxième configuration, la queue a été enlevée et remplacée par un cône (queue-off). Pour chaque configuration, la variation du coefficient de levage et du coefficient de traînée avec l'angle d'attaque a été déterminée (figure 3). La variation du coefficient de moment de tangage et du coefficient de moment de lacet en ce qui concerne l'angle d'attaque et la bêta a également été étudiée (figure 4).

Les résultats montrent les effets aérodynamiques de la queue. Dans la figure 3, bien que la queue augmente la portance maximale et la traînée, dans l'ensemble, la queue diminue les performances aérodynamiques. Lorsque la queue est éteinte, le modèle est longitudinalement et directionnellement instable (figure 4). Par conséquent, la queue de l'avion est nécessaire pour atteindre la stabilité, même si elle pourrait entraîner une réduction des performances de l'avion.


Figure 3. Courbes d'évaluation du rendement pour les configurations de queue et de queue. A) Soulever le coefficient par rapport à l'année; B) Coefficient de drague vs ' ; C) Drag polaire; et D) L/D vs. S'il vous plaît cliquez ici pour voir une version plus grande de ce chiffre.


Figure 4. Courbes d'évaluation du rendement pour les configurations de queue et de queue. A) Coefficient de moment de lancement vs ' ; B) Coefficient de moment yaw vs . S'il vous plaît cliquez ici pour voir une version plus grande de ce chiffre.

Applications and Summary

L'essai d'un modèle à petite échelle à l'aide d'un équilibre aérodynamique dans une soufflerie permet de déterminer les principales caractéristiques aérodynamiques d'un aéronef. Un équilibre à 6 composants mesure trois composants de force, des forces de levage, de traînée et latérales, ainsi que trois composants de moment, des points de tangage, du lacet et des moments de roulis.

Lorsque la similitude dynamique entre l'objet à grande échelle et le modèle est atteint, par exemple le nombre Reynolds est le même pour le cas d'un débit régulier incompressible, alors les coefficients aérodynamiques obtenus à l'aide du modèle à petite échelle sont applicables à la les caractéristiques aérodynamiques et d'objets à grande échelle, telles que les performances et la stabilité statique, peuvent être déterminées.

Les mesures de force et de moments par un équilibre externe dans une soufflerie ont plusieurs applications. Cette méthode est largement utilisée dans l'industrie aérospatiale; cependant, il a été appliqué avec succès dans la recherche et le développement dans de nombreux domaines, par exemple dans le génie naval, l'industrie automobile et le génie civil.

Il existe plusieurs applications en génie naval. Par exemple, les voiliers et les bateaux de course sont considérablement affectés par les forces aérodynamiques, et leur effet sur le navire doit être pris en considération pour optimiser les performances. Pour la conception des navires à basse vitesse, les forces aérodynamiques devraient être prises en considération pour réduire la consommation de carburant et améliorer les performances globales.

Une autre industrie qui bénéficie des essais en soufflerie est l'industrie automobile. Les essais en soufflerie sont utilisés pour déterminer les forces de traînée, les forces latérales et les moments vécus par une voiture. Il s'agit maintenant d'une pratique courante pour le développement de nouvelles voitures puisque cette technique conduit à des conceptions plus compétitives et plus efficaces.

Les essais en soufflerie pour les mesures de force ne se limitent pas à l'optimisation des performances. Dans l'industrie moderne du génie civil, les essais en soufflerie sont utilisés pour accroître la sécurité. Il ya des gratte-ciel hauts et minces qui sont soumis à de fortes rafales de vent. Ces rafales de vent génèrent des charges élevées qui doivent être prises en compte dans la conception du bâtiment pour éviter l'effondrement du bâtiment. Cela s'applique également aux ponts, qui doivent être testés dans les souffleries pour assurer la sécurité.

Liste des matériaux:

nom compagnie Numéro de catalogue Commentaires
équipement
Soufflerie à basse vitesse Sdsu Type de retour fermé avec des vitesses dans la gamme 0-180 mph
Taille de section d'essai 45W-32H-67L pouces
Modèle complet DC-6B Sdsu Zone de référence 93,81 sur2
Longueur moyenne d'accord 3.466 dans
Portée 27.066 en
Ratio aspect - 7.809
Moment de référence Z-Distance (entre) 0
Moment de référence X-Distance (entre) 0
Équilibre de force aérodynamique externe Sdsu Le système d'équilibre de type de jauge à 6 composants, à cellules de charge et à contrainte a les limites de charge suivantes.
Soulevez 150 lb; Faire glisser 50 lb; Force latérale 100 lb; Pitch 1000 lb-in; Rouler 1000 lb-in; Yaw 1000 lb-in.
Module de service numérique Scanivalve (Scanivalve) DSM4000 (En)
baromètre
Manomètre Meriam Instrument Co. 34FB8 (en) Manomètre d'eau avec une portée de 10 po.
thermomètre

La configuration du modèle DC-6B sur l'équilibre de force aérodynamique est affichée ci-dessous.


Figure 1. Modèle DC-6B monté. A) Modèle DC-6B à l'intérieur de la section d'essai de soufflerie à basse vitesse avec un équilibre aérodynamique externe. B) Modèle DC-6B monté sur le solde par trois points articulés. Il y a également un moteur de commande d'angle de lacet, un moteur de commande de tangage et un niveau électronique pour calibrer l'angle de tangage.


Figure 2. Panneau de commande de soufflerie à basse vitesse. L'angle de tangage et l'angle de lacet peuvent être contrôlés électroniquement à partir du panneau pendant les essais avec la soufflerie en cours d'exécution.

1. Calibration de la mise en place

  1. Verrouiller l'équilibre externe sur le panneau de commande de la soufflerie.
  2. Installez les jambes de force sur l'équilibre aérodynamique, comme l'illustre la figure 1. Les montants sont boulonnés à l'équilibre.
  3. Réglez l'angle de lacet à zéro en réglant le bouton sur le moteur de lacet, et réglez l'angle de tangage à zéro en utilisant le moteur de tangage. L'angle de tangage doit être étalonné à l'aide d'un niveau électronique. Les mesures sont d'abord faites à des angles différents avec seulement les jambes de force en place, et pas d'avion modèle. Cela permet de soustraire les effets des jambes de force de l'avion.
  4. Activez l'ordinateur et le système externe d'acquisition de force d'équilibre. Il est nécessaire d'activer le système au moins 30 minutes avant les essais.
  5. Ouvrez le logiciel de contrôle de mesure.
  6. Enregistrez la pression et la température ambiantes. Assurez-vous de corriger la pression barométrique en utilisant la température locale et la gravité locale.
  7. Vérifiez si la section d'essai et la soufflerie sont exemptes de débris et desserrez les pièces, puis fermez les portes de la section d'essai.
  8. Débloquez l'équilibre extérieur et fixez la vitesse de la soufflerie à zéro.
  9. Allumez le système de refroidissement de la soufflerie et de la soufflerie.
  10. Enregistrez les forces d'équilibre et les moments.
  11. Fixez la pression dynamique à 7 pouces H2O, et enregistrez les forces d'équilibre et les moments.
  12. Utilisez le contrôle du lacet pour définir l'angle de lacet à 5 degrés. Ajustez la pression dynamique à 7 pouces H2O si nécessaire.
  13. Enregistrez les forces d'équilibre et les moments. Changer l'angle de lacet à 10 degrés. Ajustez la pression dynamique à 7 pouces H2O si nécessaire.
  14. Enregistrez les forces d'équilibre et les moments.
  15. Éteignez la soufflerie et verrouillez l'équilibre extérieur.
  16. Installez le modèle DC-6B avec la queue allumée.
  17. Calibrer l'angle d'attaque et l'indicateur de hauteur. Calibrer l'angle de tangage avant le test à l'aide d'un niveau électronique.
  18. Débloquez l'équilibre externe.
  19. Définir l'angle d'attaque en appuyant sur le nez vers le haut ou vers le bas sur le panneau de commande Figure 2. Angles d'attaque pour les essais à -6,4, -2', 0', 2', '4', 6', 8', '10'.
  20. Enregistrez les forces d'équilibre et les moments.
  21. Répétez les étapes 1,19 à 1,20, augmentant progressivement l'angle d'attaque jusqu'à ce que tous les points d'essai soient complets.
  22. Remettre l'angle d'attaque, à zéro, et définir l'angle de lacet. Angles de yaw pour les tests de 0, 5, 10 degrés.
  23. Enregistrez les forces d'équilibre et les moments.
  24. Répétez les étapes 1,22 à 1,23 en augmentant progressivement l'angle de lacet jusqu'à ce que tous les points d'essai soient terminés.
  25. Verrouillez l'équilibre externe et retirez la queue du modèle DC-6B. Installez le cône de queue et répétez les étapes 1,19 à 1,24.
  26. Lorsque toutes les données ont été recueillies, éteignez le système de refroidissement de la soufflerie, verrouillez le solde externe et éteignez la soufflerie.

2. Essais à des vitesses de vent non nulles

  1. Vérifiez si la section d'essai et la soufflerie sont exemptes de débris et desserrez les pièces, puis fermez les portes de la section d'essai.
  2. Définir l'angle de tangage à zéro.
  3. Débloquez l'équilibre externe.
  4. Fixez le cadran de vitesse de soufflerie à zéro et allumez la soufflerie et le système de refroidissement éolien.
  5. Enregistrez les forces d'équilibre et les moments.
  6. Définir la pression dynamique à 7 pouces H2O.
  7. Définir l'angle d'attaque, en commençant par -6 degrés. Angles d'attaque pour les essais à -6,4, -2', 0', 2', '4', 6', 8', '10'.
  8. Ajustez la pression dynamique à 7 pouces H2O si nécessaire, et enregistrez les forces d'équilibre et les moments.
  9. Répétez les étapes 2.7 - 2.8 augmentant progressivement l'angle d'attaque jusqu'à ce que tous les points de test soient exécutés.
  10. Retournez l'angle d'attaque à zéro et fixez l'angle de lacet. Les angles de lacet suivants doivent être testés à 0, 5, 10 degrés.
  11. Ajustez la pression dynamique à 7 pouces H2O si nécessaire, et enregistrez les forces d'équilibre et les moments.
  12. Répétez les étapes 2.10 - 2.11 augmentant progressivement l'angle de lacet jusqu'à ce que tous les points de test soient exécutés.
  13. Diminuez lentement la vitesse à zéro, puis verrouillez le solde externe.
  14. Retirez le cône de queue du modèle DC-6B et installez la queue complète.
  15. Répétez les étapes 2.7 à 2.12.
  16. Lorsque toutes les données ont été recueillies, éteignez le système de refroidissement de la soufflerie, verrouillez le solde externe et éteignez la soufflerie.

Pour faire fonctionner un aéronef en trois dimensions, nous devons être en mesure de contrôler son attitude, ou son orientation, en trois dimensions. Ainsi, nous définissons trois axes principaux pour décrire la position d'un avion et les modifications apportées à celui-ci. L'origine de ces trois axes se trouve au centre de gravité de l'avion, qui est l'emplacement moyen de sa masse.

L'axe de lacet est perpendiculaire aux ailes de l'avion et décrit son mouvement d'un côté à l'autre. L'axe de tangage est orienté parallèlement à l'aile et perpendiculaire à l'axe de lacet. Le mouvement de pas est le mouvement de haut en bas du nez. Enfin, l'axe de roulis s'étend sur toute la longueur de l'avion et décrit le mouvement vertical des ailes.

Pour évaluer les caractéristiques aérodynamiques d'un aéronef au fur et à mesure qu'il change de position dans ces directions, nous pouvons mesurer plusieurs coefficients différents qui décrivent la portance, la traînée et le moment. Les coefficients de levage et de traînée sont des valeurs sans dimension qui nous permettent de modéliser les effets complexes de la forme et de l'écoulement sur la portance et la traînée.

Les coefficients de portance et de traînée sont définis comme indiqués, où L et D sont la portance et la traînée, et S est la zone de référence du modèle de l'avion. Rho et V sont la densité et la vitesse du flux libre. Nous pouvons simplifier rho V au carré sur deux à la pression dynamique, q.

De même, les ingénieurs mesurent le coefficient de moment de tangage, qui est une valeur sans dimension qui décrit le couple produit par les forces sur l'avion dans la direction de l'axe de tangage, appelé le moment de tangage.

Comme les coefficients de levage et de traînée, le coefficient de moment de tangage est défini comme indiqué, où M est le moment de tangage, q est la pression dynamique, et S et C sont la zone de référence et la longueur de référence de l'avion.

Enfin, nous pouvons mesurer le coefficient de moment de lacet, qui décrit le couple produit dans la direction de l'axe de lacet. Ce coefficient est défini comme indiqué, où N est le moment de lacet, et B est l'envergure de l'avion.

Les ingénieurs utilisent ces coefficients pour étudier les performances et la stabilité de l'avion. Les dérivés de stabilité, pris en ce qui concerne les angles de tangage ou de lacet, indiquent si l'avion est stable ou instable.

Par exemple, si l'angle d'attaque, alpha, est soudainement augmenté par une rafale de vent, la réponse de l'avion détermine sa stabilité. Si l'angle d'attaque ne cesse d'augmenter indéfiniment, l'avion est instable. Ceci est démontré par un dérivé de stabilité positive, montrant que le coefficient de moment de tangage continue d'augmenter avec l'alpha.

Il en va de même pour l'instabilité directionnelle en ce qui concerne la bêta à angle de lacet, qui donne un coefficient de stabilité négatif. Si l'angle d'attaque ou l'angle de lacet revient à leurs valeurs initiales, on dit que l'avion est stable. Cela se reflète dans les dérivés de stabilité, qui sont opposés aux conditions instables.

Dans cette expérience, nous examinerons un modèle d'avion car il est exposé au flux d'air à différents angles de tangage et de lacet et déterminerons sa stabilité et ses performances avec et sans sa queue.

Dans cette expérience, nous examinerons un modèle d'avion car il est exposé au flux d'air à différents angles de tangage et de lacet et déterminerons sa stabilité et ses performances avec et sans sa queue.

Pour cette expérience, vous aurez besoin d'utiliser une soufflerie aérodynamique avec un équilibre de force qui contrôle l'angle d'attaque, également appelé l'angle de tangage, et l'angle de lacet à l'extérieur pendant l'expérience. Vous aurez également besoin d'un modèle d'avion DC-6B qui se fixe à l'équilibre de la force à l'aide de jambes de force.

Pour commencer, verrouillez l'équilibre externe et installez les jambes de force sur le solde pour analyser les effets des jambes de force seules, afin qu'elles puissent être soustraites des mesures de l'avion. Réglez l'angle de lacet à 0 en ajustant le bouton moteur de lacet.

Maintenant, allumez l'ordinateur et activez le système d'acquisition de données pour le solde de force externe. Laisser le système se réchauffer pendant 30 minutes avant les essais.

Une fois que le système s'est réchauffé, ouvrez le logiciel d'acquisition de données. Lisez la pression et la température de la pièce et enregistrez ces valeurs dans votre ordinateur portable. Corriger la pression barométrique, à l'aide de la feuille de calcul baromètre qui accompagne le baromètre de mercure.

Assurez-vous maintenant que la section d'essai et la soufflerie sont exemptes de débris et de pièces détachées. Fermez ensuite les portes de la section d'essai. Débloquez l'équilibre externe. Ensuite, placez le cadran de vitesse de soufflerie à 0. Allumez la soufflerie et le système de refroidissement de la soufflerie. Enregistrez les forces d'équilibre et les moments avec la vitesse du vent à 0.

Maintenant, ajustez l'angle de lacet à 5 degrés à l'aide du contrôle du lacet. Ensuite, enregistrez les forces d'équilibre et les moments à nouveau à 0 vitesse du vent. Répétez ces mesures à nouveau à un angle de lacet de 10 degrés et à vitesse de vent zéro. Maintenant, replacez l'angle de lacet à 0, puis placez la pression dynamique à 7 pouces d'eau. Puis enregistrez les forces d'équilibre et les moments à nouveau.

Maintenant, réglez l'angle de lacet à 5 degrés, réglez la pression dynamique à 7 pouces d'eau, si nécessaire, puis enregistrez les forces d'équilibre et les moments. Répétez les mêmes mesures à un angle de lacet de 10 degrés, en réinitialisant la pression dynamique à 7 pouces d'eau, si nécessaire. Une fois les mesures enregistrées, retournez l'angle de lacet à zéro et éteignez la soufflerie.

Pour commencer l'étalonnage du modèle DC-6B, verrouillez d'abord l'équilibre externe et ouvrez la section d'essai. Ensuite, installez le modèle DC-6B avec la queue allumée. Calibrer l'angle de tangage à l'aide d'un niveau électronique et faire des ajustements à zéro si nécessaire.

Après avoir fermé les portes de la section d'essai, déverrouiller l'équilibre externe, appuyez sur le bouton nez vers le bas pour définir l'angle de tangage à -6 degrés. Maintenant, enregistrez les forces d'équilibre et les moments avec la soufflerie hors d'acquérir la correction nécessaire pour tenir compte du poids du modèle.

Changez l'angle de tangage à -4 et répétez la mesure de la force et les moments comme avant. Effectuez le test pour les angles d'attaque jusqu'à 10 degrés avec des incréments de 2 degrés. Ensuite, retournez l'angle de tangage à zéro. Maintenant, effectuez le même test pour les angles de lacet 0,5, et 10. Lorsque tous les angles ont été testés, verrouillez l'équilibre externe, ouvrez la section de test et retirez la queue du modèle DC-6B.

Ensuite, installez le cône de queue, afin que nous puissions mesurer la contribution de poids du modèle avec la soufflerie éteinte. Fermez maintenant la section d'essai, fixez l'angle de lacet à zéro, et enregistrez les mesures de force et de moment pour tous les angles de pas de -6 à 10 degrés, comme avant.

Une fois ces mesures terminées, répétez le test à nouveau à un angle de tangage de0 pour les trois angles de lacet. Une fois terminé, verrouillez le solde externe.

Maintenant, nous allons exécuter l'expérience avec une vitesse de vent non-zéro. Pour commencer, vérifiez la section d'essai pour les débris et les pièces détachées. Ensuite, fermez les portes de la section d'essai.

Ensuite, définir l'angle de tangage à zéro et déverrouiller l'équilibre externe. Placez le cadran de vitesse de soufflerie à zéro, puis allumez la soufflerie. Enregistrez les forces d'équilibre et les moments avant d'allumer le flux d'air. Maintenant, allumez le flux d'air avec la pression dynamique égale à 7 pouces d'eau. Ensuite, réglez l'angle de tangage à -6 degrés, et réglez la pression dynamique à 7 pouces d'eau, si nécessaire, avant d'enregistrer les forces d'équilibre et les moments pour ce réglage.

Répétez la mesure pour chacun des angles de hauteur testés dans les étapes d'étalonnage. Ensuite, retournez le terrain et les angles de lacet à zéro. Ajustez la pression dynamique à nouveau si nécessaire, puis enregistrez les forces d'équilibre et les moments. Comme avant, répétez les mesures pour les angles de lacet testés pendant l'étalonnage.

Une fois que toutes les mesures ont été prises, diminuez lentement la vitesse de l'air à zéro. Maintenant, verrouillez l'équilibre externe et ouvrez la section de test. Retirez le cône de queue DC-6B et installez la queue complète. Fermez ensuite la section d'essai et répétez les mesures pour tous les angles de tangage et les angles de lacet testés précédemment avec une pression dynamique de tunnel éolien de 7 pouces d'eau.

Dans cette expérience, nous avons obtenu les caractéristiques de performance et de stabilité d'un modèle d'avion DC-6B dans deux configurations, avec la queue d'avion conventionnelle et avec la queue enlevée.

Pour chaque configuration, ajustez les forces mesurées pour enlever le poids de la jambe de force en soustrayant les forces avec le modèle éteint et en ventant des forces avec le modèle éteint et le vent dessus.

Ensuite, retirez l'effet du poids du modèle en soustrayant les forces avec le modèle et le vent hors des forces avec le modèle sur et le vent sur. Ensuite, retirez l'effet aérodynamique des jambes de force en soustrayant les forces ajustées du poids des jambes de force des forces ajustées du modèle.

En utilisant ces forces ajustées, nous pouvons calculer le coefficient de levage et de glisser à l'aide de ces équations. Ici, L est l'ascenseur et D est la traînée, qui ont été mesurées dans l'expérience. S est la zone de référence du modèle et q est la pression dynamique.

Maintenant, si nous traçons les coefficients de portance et de traînée contre l'angle de tangage, nous pouvons voir que la queue de l'avion augmente la portance maximale, mais la queue augmente également la traînée. Ensuite, regardons le coefficient de moment de tangage. Le moment de lancement, M, a été mesuré dans nos expériences.

Ensuite, nous allons tracer le coefficient de moment de hauteur contre l'angle de tangage. N'oubliez pas que si le moment de tangage augmente avec l'angle d'attaque croissant, l'avion est instable, car il est incapable de revenir au niveau de la position. Mais si le moment de lancement diminue avec l'angle d'attaque croissant, le moment de lancement agit pour empêcher l'angle de tangage d'augmenter ou de diminuer indéfiniment ; ainsi, assurant une plus grande stabilité dans l'avion.

Pour la configuration de la queue hors tension, le coefficient de tangage augmente avec l'augmentation de l'angle de tangage, ce qui montre que l'avion est instable dans cette configuration. D'autre part, la queue sur la configuration présente le comportement opposé, où le coefficient de tangage diminue à mesure que l'angle de tangage augmente, montrant que la queue ajoute de la stabilité à l'avion.

De même, nous calculerons le coefficient de moment de lacet. Le moment de lacet, N, a été mesuré dans nos expériences. Ici, nous montrons une parcelle du coefficient moment de lacet par rapport à l'angle de lacet.

Pour la stabilité directionnelle, une bêta d'angle de glissement latéral positif signifie que le nez de l'avion pointe vers la gauche de la direction du mouvement, et vers la droite si la bêta est négative. Le coefficient de moment de lacet est positif à droite et négatif à gauche.

Toutefois, si le moment de lacet diminue à mesure que la bêta augmente, comme c'est le cas pour la configuration de la queue, l'avion n'a pas tendance à revenir à la position bêta zéro et est instable. Par conséquent, nous pouvons conclure que la queue de l'avion est nécessaire pour atteindre la stabilité, même si elle se traduit par une certaine réduction des performances.

En résumé, nous avons appris comment les caractéristiques aérodynamiques d'un aéronef sont décrites par ses coefficients de portance, de traînée et de moment. Nous avons ensuite mesuré les forces aérodynamiques subies par le modèle DC-6B dans une soufflerie pour analyser ses performances de vol et sa stabilité.

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