Rendimiento aerodinámico de un avión modelo: el DC-6B

Aeronautical Engineering

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Concepts

Fuente: José Roberto Moreto y Xiaofeng Liu, Departamento de Ingeniería Aeroespacial, Universidad Estatal de San Diego, San Diego, CA

El túnel de viento de baja velocidad es una herramienta valiosa para estudiar las características aerodinámicas de las aeronaves y evaluar el rendimiento y la estabilidad de las aeronaves. Utilizando un modelo a escala de un avión DC-6B que tiene una cola extraíble y un balance de fuerza aerodinámica externa de 6 componentes, podemos medir el coeficiente de elevación (CL), coeficiente de arrastre (CD), coeficiente de momento de pitcheo (C M), y el coeficiente de momento de guiso (CN) del modelo de avión con y sin su cola y evaluar el efecto de la cola en la eficiencia aerodinámica, la estabilidad longitudinal y la estabilidad direccional.

En esta demostración, las características aerodinámicas del avión y el rendimiento y la estabilidad del vuelo se analizan utilizando el método de medición del balance de fuerza aerodinámico. Este método es ampliamente utilizado en industrias aeroespaciales y laboratorios de investigación para el desarrollo de aviones y cohetes. Aquí, un modelo de avión DC-6B se analiza en diferentes condiciones de flujo y configuraciones, y su comportamiento se analiza cuando se somete a cambios repentinos.

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JoVE Science Education Database. Ingeniería Aeronáutica. Rendimiento aerodinámico de un avión modelo: el DC-6B. JoVE, Cambridge, MA, (2019).

Principles

Para evaluar las características aerodinámicas, es importante determinar cómo cambian los coeficientes aerodinámicos con respecto a la actitud del avión, es decir, el ángulo de ataque, el ángulo de guia y el ángulo de giro, para una condición de vuelo determinada. El equilibrio de fuerza aerodinámico es un método ampliamente utilizado para medir directamente las fuerzas y momentos experimentados por un modelo. A partir de las fuerzas y momentos medidos, así como la temperatura del flujo de aire, la presión estática y la presión total, los coeficientes aerodinámicos se pueden obtener para varios ángulos de ataque y ángulos de guia.

Es posible obtener las características aerodinámicas de un objeto a escala completa probando un modelo a pequeña escala, siempre que se cumpla la condición de similitud dinámica y se apliquen las correcciones adecuadas. En el caso de un flujo constante incompresible, el parámetro de similitud relevante es el número Reynolds basado en una longitud de referencia adecuada.

Para un avión de baja velocidad, como el DC-6B, las características aerodinámicas se pueden medir en un pequeño túnel de viento de baja velocidad, ya que es posible igualar el número de Reynolds para las mismas condiciones de vuelo. En estas condiciones, se puede obtener la dependencia de arrastrar y levantar en el ángulo de ataque,. Esta dependencia de alfa se puede utilizar para evaluar el rendimiento del avión.

Una vez que se miden los coeficientes aerodinámicos para varias condiciones y configuraciones, por ejemplo utilizando dos geometrías de cola diferentes, los derivados de estabilidad (dCM/d , dCN/d ,pendiente de elevación ( dCL/d ),coeficiente máximo de elevación, relación máxima de elevación-arrastre, y otras características aerodinámicas se pueden encontrar. A partir de estos coeficientes aerodinámicos, se puede determinar el efecto de las opciones de modificación o diseño en la estabilidad y el rendimiento del avión.

Los derivados de estabilidad indican si la aeronave es estable o inestable. Por ejemplo, si el ángulo de ataque de la aeronave aumenta repentinamente debido a una ráfaga de viento, la respuesta de la aeronave caracteriza su estabilidad. Si el ángulo de ataque continúa aumentando indefinidamente, se dice que el avión es inestable. Sin embargo, si el ángulo de ataque vuelve a su valor inicial, la actitud antes de la ráfaga, se dice que el avión es estable. Lo mismo es cierto para la estabilidad direccional; si la tendencia de la aeronave es volver a su ángulo de guia inicial después de un cambio repentino, se dice que la aeronave es direccionalmente estable.

En esta demostración, se introducirá el equilibrio de fuerza aerodinámico para mediciones de fuerza y momento en un túnel de viento. Para eliminar las contribuciones de los puntales de apoyo y el peso del modelo, la balanza se reducirá para garantizar que los resultados finales sobre la fuerza aerodinámica y los momentos se deban únicamente a la aeronave. Además, esta demostración ilustra el efecto de una cola en un diseño de avión convencional y su importancia en la estabilidad longitudinal y lateral de la aeronave.

Procedure

La configuración del modelo DC-6B en el balance de fuerza aerodinámica se muestra a continuación.


Figura 1. Modelo DC-6B montado. A) Modelo DC-6B dentro de la sección de prueba del túnel de viento de baja velocidad con un equilibrio aerodinámico externo. B) Modelo DC-6B montado en la balanza por tres puntos articulados. También hay un motor de control de ángulo de guiso, motor de control de paso y un nivel electrónico para calibrar el ángulo de paso.


Figura 2. Panel de control del túnel de viento de baja velocidad. El ángulo de inclinación y el ángulo de guiñada se pueden controlar electrónicamente desde el panel durante las pruebas con el túnel de viento en marcha.

1. Calibración de la configuración

  1. Bloquee el equilibrio externo en el panel de control del túnel de viento.
  2. Instale los puntales en el equilibrio aerodinámico como se ilustra en la Figura 1. Los puntales están atornillados a la balanza.
  3. Ajuste el ángulo de guiso a cero ajustando la perilla en el motor de guiso, y ajuste el ángulo de paso a cero usando el motor de paso. El ángulo de inclinación debe calibrarse utilizando un nivel electrónico. Las medidas se realizan primero en diferentes ángulos con sólo los puntales en su lugar, y ningún modelo de avión. Esto permite restar los efectos de los puntales del avión.
  4. Encienda el ordenador y el sistema de adquisición de fuerza de equilibrio externo. Es necesario encender el sistema al menos 30 minutos antes de la prueba.
  5. Abra el software de control de medición.
  6. Registre la presión y la temperatura de la habitación. Asegúrese de corregir la presión barométrica utilizando la temperatura local y la gravedad local.
  7. Compruebe si la sección de prueba y el túnel de viento están libres de escombros y afloje las piezas y, a continuación, cierre las puertas de la sección de prueba.
  8. Desbloquee el equilibrio externo y establezca la velocidad del túnel de viento en cero.
  9. Encienda el túnel de viento y el sistema de enfriamiento del túnel de viento.
  10. Registre las fuerzas de equilibrio y los momentos.
  11. Ajuste la presión dinámica a 7 pulgadas H2O, y registre las fuerzas de equilibrio y los momentos.
  12. Utilice el control de guilada para establecer el ángulo de guia o guia a 5o. Ajuste la presión dinámica a 7 pulgadas H2O si es necesario.
  13. Registre las fuerzas de equilibrio y los momentos. Cambie el ángulo de guias a 10o. Ajuste la presión dinámica a 7 pulgadas H2O si es necesario.
  14. Registre las fuerzas de equilibrio y los momentos.
  15. Apague el túnel de viento y bloquee la balanza externa.
  16. Instale el modelo DC-6B con la cola encendida.
  17. Calibrar el ángulo de ataque y el indicador de tono. Calibre el ángulo de inclinación antes de la prueba utilizando un nivel electrónico.
  18. Desbloquee el saldo externo.
  19. Establezca el ángulo de ataque presionando la nariz hacia arriba o hacia abajo en la Figura 2 del panel de control. Angulos de ataque para las pruebas: -6o, -4o, -2o, 0o, 2o, 4o, 6o, 8o, 10o.
  20. Registre las fuerzas de equilibrio y los momentos.
  21. Repita los pasos 1.19 a 1.20, aumentando gradualmente el ángulo de ataque hasta que se completen todos los puntos de prueba.
  22. Devuelva el ángulo de ataque, a cero, y establezca el ángulo de guiso. Angulos de guias para las pruebas de 0o, 5o, 10o.
  23. Registre las fuerzas de equilibrio y los momentos.
  24. Repita los pasos 1.22 a 1.23 aumentando progresivamente el ángulo de guiso hasta que se completen todos los puntos de prueba.
  25. Bloquee el equilibrio externo y retire la cola del modelo DC-6B. Instale el cono de cola y repita los pasos 1.19 a 1.24.
  26. Cuando se hayan recopilado todos los datos, apague el sistema de refrigeración del túnel de viento, bloquee el equilibrio externo y apague el túnel de viento.

2. Pruebas a velocidades de viento distintas de cero

  1. Compruebe si la sección de prueba y el túnel de viento están libres de escombros y afloje las piezas y, a continuación, cierre las puertas de la sección de prueba.
  2. Establezca el ángulo de inclinación en cero.
  3. Desbloquee el saldo externo.
  4. Establezca el dial rápido del túnel de viento en cero y encienda el túnel de viento y el sistema de enfriamiento del viento.
  5. Registre las fuerzas de equilibrio y los momentos.
  6. Ajuste la presión dinámica a 7 pulgadas H2O.
  7. Ajuste el ángulo de ataque, comenzando con el valor de -6o. Angulos de ataque para las pruebas: -6o, -4o, -2o, 0o, 2o, 4o, 6o, 8o, 10o.
  8. Ajuste la presión dinámica a 7 pulgadas H2O si es necesario, y registre las fuerzas y momentos de equilibrio.
  9. Repita los pasos 2.7 - 2.8 aumentando gradualmente el ángulo de ataque hasta que se ejecuten todos los puntos de prueba.
  10. Devuelva el ángulo de ataque a cero y establezca el ángulo de guiso. Los siguientes ángulos de guia se deben probar a 0o, 5o, 10o.
  11. Ajuste la presión dinámica a 7 pulgadas H2O si es necesario, y registre las fuerzas y momentos de equilibrio.
  12. Repita los pasos 2.10 - 2.11 aumentando incrementalmente el ángulo de guiso hasta que se ejecuten todos los puntos de prueba.
  13. Disminuya lentamente la velocidad del aire a cero y, a continuación, bloquee el equilibrio externo.
  14. Retire el cono de cola del modelo DC-6B e instale la cola completa.
  15. Repita los pasos 2.7 a 2.12.
  16. Cuando se hayan recopilado todos los datos, apague el sistema de refrigeración del túnel de viento, bloquee el equilibrio externo y apague el túnel de viento.

Para operar un avión en tres dimensiones, debemos ser capaces de controlar su actitud, u orientación, en tres dimensiones. Por lo tanto, definimos tres ejes principales para describir la posición de un avión y los cambios realizados en él. El origen de estos tres ejes se encuentra en el centro de gravedad de la aeronave, que es la ubicación media de su masa.

El eje de guiñada es perpendicular a las alas del avión y describe su movimiento de lado a lado. El eje de paso está orientado paralelo al ala y perpendicular al eje de guiñada. El movimiento de tono es el movimiento hacia arriba y hacia abajo de la nariz. Finalmente, el eje de balanceo recorre la longitud de la aeronave y describe el movimiento vertical de las alas.

Para evaluar las características aerodinámicas de un avión a medida que cambia de posición en estas direcciones, podemos medir varios coeficientes diferentes que describen la elevación, la resistencia y el momento. Los coeficientes de elevación y arrastre son valores sin dimensiones que nos permiten modelar los complejos efectos de la forma y el flujo en la elevación y arrastre.

Los coeficientes de elevación y arrastre se definen como se muestra, donde L y D son de elevación y arrastre, y S es el área de referencia del modelo de aeronave. Rho y V son la densidad y velocidad de la corriente libre. Podemos simplificar rho V al cuadrado sobre dos a la presión dinámica, q.

Del mismo modo, los ingenieros miden el coeficiente de momento de pitcheo, que es un valor sin dimensiones que describe el par producido por las fuerzas en la aeronave en la dirección del eje de paso, llamado el momento de pitcheo.

Al igual que los coeficientes de elevación y arrastre, el coeficiente de momento de inclinación se define como se muestra, donde M es el momento de lanzamiento, q es la presión dinámica, y S y C son el área de referencia y la longitud de referencia de la aeronave.

Por último, podemos medir el coeficiente de momento de guiñada, que describe el par producido en la dirección del eje de guiñada. Este coeficiente se define como se muestra, donde N es el momento de la guia, y B es la envergadura de la aeronave.

Los ingenieros utilizan estos coeficientes para estudiar el rendimiento y la estabilidad de las aeronaves. Los derivados de estabilidad, tomados con respecto a los ángulos de inclinación o guisela, indican si la aeronave es estable o inestable.

Por ejemplo, si el ángulo de ataque, alfa, se incrementa repentinamente por una ráfaga de viento, la respuesta del avión determina su estabilidad. Si el ángulo de ataque sigue aumentando indefinidamente, el avión es inestable. Esto se muestra mediante un derivado de estabilidad positiva, que muestra que el coeficiente de momento de pitcheo continúa aumentando con alfa.

Lo mismo es cierto para la inestabilidad direccional con respecto al ángulo de guias beta, que da un coeficiente de estabilidad negativo. Si el ángulo de ataque o el ángulo de guiso vuelven a sus valores iniciales, entonces se dice que el avión es estable. Esto se refleja en los derivados de estabilidad, que son opuestos a las condiciones inestables.

En este experimento, examinaremos un avión modelo ya que está expuesto al flujo de aire en diferentes ángulos de paso y guiso y determinaremos su estabilidad y rendimiento con y sin su cola.

En este experimento, examinaremos un avión modelo ya que está expuesto al flujo de aire en diferentes ángulos de paso y guiso y determinaremos su estabilidad y rendimiento con y sin su cola.

Para este experimento, necesitarás usar un túnel de viento aerodinámico con un balance de fuerza que controle el ángulo de ataque, también llamado ángulo de inclinación, y el ángulo de guia externamente durante el experimento. También necesitará un modelo de avión DC-6B que se adhiera al equilibrio de fuerza mediante puntales.

Para empezar, bloquee el balance externo e instale los puntales en la balanza para analizar los efectos de los puntales solos, para que puedan ser restados fuera de las mediciones del avión. Ajuste el ángulo de guia a 0 ajustando la perilla del motor de guias.

Ahora encienda el ordenador y encienda el sistema de adquisición de datos para el balance de fuerza externo. Deje que el sistema se caliente durante 30 minutos antes de la prueba.

Una vez que el sistema se haya calentado, abra el software de adquisición de datos. Lea la presión y la temperatura de la habitación y registre estos valores en su portátil. Corrija la presión barométrica, utilizando la hoja de cálculo del barómetro que acompaña al barómetro de mercurio.

Ahora asegúrese de que la sección de prueba y el túnel de viento están libres de escombros y piezas sueltas. A continuación, cierre las puertas de la sección de prueba. Desbloquee el saldo externo. A continuación, establezca el marcado rápido del túnel de viento en 0. Encienda el túnel de viento y el sistema de refrigeración del túnel de viento. Registra las fuerzas de equilibrio y los momentos con la velocidad del viento en 0.

Ahora ajusta el ángulo de guia a 5o usando el control de guiandro. A continuación, registre las fuerzas de equilibrio y los momentos de nuevo a 0 velocidad del viento. Repita estas medidas de nuevo en un ángulo de guiase de 10o y velocidad de viento cero. Ahora ajuste el ángulo de guia de yaw de nuevo a 0 y luego establezca la presión dinámica en 7 pulgadas de agua. A continuación, registre las fuerzas de equilibrio y los momentos de nuevo.

Ahora, establece el ángulo de guias a 5o, ajusta la presión dinámica a 7 pulgadas de agua, si es necesario, y luego registra las fuerzas y momentos de equilibrio. Repita las mismas medidas en un ángulo de guiso de 10o, restableciendo la presión dinámica a 7 pulgadas de agua, si es necesario. Después de que se hayan registrado las mediciones, devuelva el ángulo de guiala a cero y apague el túnel de viento.

Para comenzar la calibración del modelo DC-6B avión, primero bloquear la balanza externa y abrir la sección de prueba. A continuación, instale el modelo DC-6B con la cola puesta. Calibre el ángulo de inclinación utilizando un nivel electrónico y realice ajustes en cero si es necesario.

Después de cerrar las puertas de la sección de prueba, desbloquee el balance externo, presione el botón de la nariz hacia abajo para ajustar el ángulo de inclinación a -6o. Ahora registre las fuerzas de equilibrio y los momentos con el túnel de viento apagado para adquirir la corrección necesaria para tener en cuenta el peso del modelo.

Cambia el ángulo de inclinación a -4o y repite la medición de la fuerza y los momentos como antes. Realice la prueba de ángulos de ataque de hasta 10o con incrementos de 2o. A continuación, devuelva el ángulo de paso a cero. Ahora lleve a cabo la misma prueba para los ángulos de guia la guia 0,5 y 10o. Cuando todos los ángulos hayan sido probados, bloquee el balance externo, abra la sección de prueba y retire la cola del modelo DC-6B.

A continuación, instale el cono de cola, para que podamos medir la contribución de peso del modelo con el túnel de viento apagado. Ahora cierre la sección de prueba, establezca el ángulo de guia la guiando a cero y registre las mediciones de fuerza y momento para todos los ángulos de paso de -6 a 10o, como antes.

Una vez que esas mediciones estén completas, repita la prueba de nuevo en un ángulo de paso de 0 para los tres ángulos de guias. Cuando haya terminado, bloquee el saldo externo.

Ahora haremos el experimento con una velocidad de viento no cero. Para comenzar, revise la sección de prueba en busca de escombros y piezas sueltas. A continuación, cierre las puertas de la sección de prueba.

A continuación, establezca el ángulo de inclinación en cero y desbloquee el equilibrio externo. Establezca el dial rápido del túnel de viento en cero y, a continuación, encienda el túnel de viento. Registre las fuerzas de equilibrio y momentos antes de encender el flujo de aire. Ahora encienda el flujo de aire con la presión dinámica igual a 7 pulgadas de agua. A continuación, ajuste el ángulo de inclinación a -6o, y ajuste la presión dinámica a 7 pulgadas de agua, si es necesario, antes de registrar las fuerzas de equilibrio y los momentos para este ajuste.

Repita la medición para cada uno de los ángulos de paso probados en los pasos de calibración. A continuación, devuelva los ángulos de paso y guilada a cero. Ajuste la presión dinámica de nuevo si es necesario y, a continuación, registre las fuerzas de equilibrio y los momentos. Como antes, repita las medidas para los ángulos de guiso probados durante la calibración.

Una vez tomadas todas las mediciones, disminuya lentamente la velocidad del aire a cero. Ahora bloquee la balanza externa y abra la sección de prueba. Retire el cono de cola DC-6B e instale la cola completa. A continuación, cierre la sección de prueba y repita las mediciones para todos los ángulos de paso y ángulos de guia sequeda probados previamente con una presión dinámica de túnel de viento de 7 pulgadas de agua.

En este experimento, obtuvimos características de rendimiento y estabilidad de un modelo de avión DC-6B en dos configuraciones, con la cola de avión convencional y con la cola quitada.

Para cada configuración, ajuste las fuerzas medidas para eliminar el peso del puntal restando las fuerzas con el modelo apagado y el viento fuera de las fuerzas con el modelo apagado y el viento encendido.

A continuación, elimine el efecto del peso del modelo restando las fuerzas con el modelo encendido y el viento fuera de las fuerzas con el modelo encendido y el viento encendido. A continuación, elimine el efecto aerodinámico de los puntales restando las fuerzas ajustadas por peso de los puntales de las fuerzas ajustadas por peso del modelo.

Usando estas fuerzas ajustadas, podemos calcular el coeficiente de elevación y el coeficiente de arrastre usando estas ecuaciones. Aquí, L es el ascensor y D es el arrastre, que se midieron en el experimento. S es el área de referencia del modelo y q es la presión dinámica.

Ahora, si trazamos los coeficientes de elevación y arrastre contra el ángulo de inclinación, podemos ver que la cola en el avión aumenta la elevación máxima, pero la cola también aumenta la resistencia. A continuación, echemos un vistazo al coeficiente de momento de pitcheo. El momento de pitcheo, M, se midió en nuestros experimentos.

A continuación, trazaremos el coeficiente de momento de paso contra el ángulo de inclinación. Recuerde que si el momento de lanzamiento aumenta con el aumento del ángulo de ataque, el avión es inestable, ya que es incapaz de volver a la dirección de nivel. Pero si el momento de tono disminuye con el aumento del ángulo de ataque, el momento de tono actúa para evitar que el ángulo de inclinación aumente o disminuya indefinidamente; por lo tanto, asegurando una mayor estabilidad en el avión.

Para la configuración de la cola, el coeficiente de paso aumenta con el aumento del ángulo de inclinación, lo que muestra que el avión es inestable en esta configuración. Por otro lado, la cola en la configuración muestra el comportamiento opuesto, donde el coeficiente de paso disminuye a medida que aumenta el ángulo de inclinación, mostrando que la cola añade estabilidad a la aeronave.

Del mismo modo, calcularemos el coeficiente de momento de guias. El momento de la guiada, N, se midió en nuestros experimentos. Aquí mostramos una gráfica del coeficiente de momento de guiñada frente al ángulo de guiñada.

Para la estabilidad direccional, una beta de ángulo de deslizamiento lateral positivo significa que la nariz de la aeronave apunta a la izquierda de la dirección de movimiento, y a la derecha si beta es negativa. El coeficiente de momento de guiso es positivo a la derecha y negativo a la izquierda.

Sin embargo, si el momento de guias disminuye a medida que aumenta la beta, como lo hace para la configuración de cola, el avión no tiende a volver a la posición beta cero y es inestable. Por lo tanto, podemos concluir que la cola del avión es necesaria para lograr la estabilidad, aunque resulta en cierta reducción del rendimiento.

En resumen, aprendimos cómo las características aerodinámicas de un avión se describen por sus coeficientes de elevación, resistencia y momento. Luego medimos las fuerzas aerodinámicas experimentadas por el modelo DC-6B avión en un túnel de viento para analizar su rendimiento de vuelo y estabilidad.

Results

En esta demostración, se midieron las características de rendimiento y estabilidad de un modelo DC-6B en dos configuraciones. En una configuración, una cola de avión convencional se unía al modelo (tail-on), y en la segunda configuración, la cola fue removida y reemplazada por un cono (cola-off). Para cada configuración, se determinó la variación del coeficiente de elevación y el coeficiente de arrastre con ángulo de ataque (Figura 3). También se investigó la variación en el coeficiente de momento de tono y el coeficiente de momento de guias con respecto al ángulo de ataque y beta (Figura 4).

Los resultados muestran los efectos aerodinámicos de la cola. En la Figura 3, aunque la cola aumenta la elevación máxima y la resistencia, en general la cola disminuye el rendimiento aerodinámico. Cuando la cola está apagada, el modelo es longitudinal y direccionalmente inestable (Figura 4). Por lo tanto, la cola del avión es necesaria para lograr la estabilidad, aunque podría resultar en un rendimiento reducido de la aeronave.


Figura 3. Curvas de evaluación de rendimiento para configuraciones de tail-on y tail-off. A) Coeficiente de elevación vs -; B) Coeficiente de arrastre vs -; C) Arrastrar polar; y D) L/D vs. Por favor, haga clic aquí para ver una versión más grande de esta figura.


Figura 4. Curvas de evaluación de rendimiento para configuraciones de cola y cola. A) Coeficiente de momento de tono vs - ; B) Coeficiente de momento de Yaw frente a . Por favor, haga clic aquí para ver una versión más grande de esta cifra.

Applications and Summary

La prueba de un modelo a pequeña escala utilizando un equilibrio aerodinámico en un túnel de viento permite la determinación de las principales características aerodinámicas de un avión. Una balanza de 6 componentes mide tres componentes de fuerza, fuerzas de elevación, arrastre y laterales, y componentes de tres momentos, paso, guiando y momentos de balanceo.

Cuando se logra la similitud dinámica entre el objeto a escala completa y el modelo, por ejemplo, el número Reynolds es el mismo para el caso de flujo constante incompresible, entonces los coeficientes aerodinámicos obtenidos utilizando el modelo a pequeña escala son aplicables a la objetoa a escala completa y características aerodinámicas, como el rendimiento y la estabilidad estática, se pueden determinar.

Las mediciones de fuerza y momentos por un equilibrio externo en un túnel de viento tienen varias aplicaciones. Este método es ampliamente utilizado en la industria aeroespacial; sin embargo, se ha aplicado con éxito en la investigación y el desarrollo en muchas áreas, por ejemplo en ingeniería naval, industrias automotrices e ingeniería civil.

Hay varias aplicaciones en ingeniería naval. Por ejemplo, los veleros y los barcos de regata se ven significativamente afectados por las fuerzas aerodinámicas, y su efecto en el buque debe tenerse en cuenta para optimizar el rendimiento. Para el diseño de buques de baja velocidad, se deben considerar fuerzas aerodinámicas para reducir el consumo de combustible y mejorar el rendimiento general.

Otra industria que se beneficia de las pruebas de túneles de viento es la industria automotriz. Las pruebas de túnel de viento se utilizan para determinar las fuerzas de arrastre, las fuerzas laterales y los momentos experimentados por un coche. Esta es ahora una práctica estándar para el desarrollo de nuevos coches ya que esta técnica conduce a diseños más competitivos y eficientes.

Las pruebas de túnel de viento para mediciones de fuerza no se limitan a la optimización del rendimiento. En la industria moderna de la ingeniería civil, las pruebas de túnel de viento se utilizan para aumentar la seguridad. Hay rascacielos altos y delgados que están sujetos a fuertes ráfagas de viento. Estas ráfagas de viento generan altas cargas que deben tenerse en cuenta en el diseño de edificios para evitar el colapso del edificio. Esto también se aplica a los puentes, que deben ser probados en túneles de viento para garantizar la seguridad.

Lista de materiales:

Nombre Empresa Número de catálogo Comentarios
Equipo
Túnel de viento de baja velocidad Sdsu Tipo de retorno cerrado con velocidades en el rango de 0-180 mph
Tamaño de la sección de prueba 45W-32H-67L pulgadas
Modelo completo DC-6B Sdsu Superficie de referencia 93,81 en2
Longitud media del acorde 3.466 en
Alcance 27.066 en
Relación de Aspecto 7.809
Distancia Z de referencia de momento (pulg.) a 0*
Distancia X de referencia de momento (pulg.) a 0*
Equilibrio de fuerza aerodinámico externo Sdsu El sistema de equilibrio de tipo de medidor de tensión de 6 componentes, célula de carga y de formación unitaria tiene los siguientes límites de carga.
Elevación de 150 lb; Arrastrar a 50 lb; Fuerza lateral 100 lb; Pitch 1000 lb-in; Rollo 1000 lb-in; Yaw 1000 lb-in.
Módulo de servicio digital Scanivalve DSM4000
Barómetro
Manómetro Meriam Instrument Co. 34FB8 Manómetro de agua con alcance de 10".
Termómetro

La configuración del modelo DC-6B en el balance de fuerza aerodinámica se muestra a continuación.


Figura 1. Modelo DC-6B montado. A) Modelo DC-6B dentro de la sección de prueba del túnel de viento de baja velocidad con un equilibrio aerodinámico externo. B) Modelo DC-6B montado en la balanza por tres puntos articulados. También hay un motor de control de ángulo de guiso, motor de control de paso y un nivel electrónico para calibrar el ángulo de paso.


Figura 2. Panel de control del túnel de viento de baja velocidad. El ángulo de inclinación y el ángulo de guiñada se pueden controlar electrónicamente desde el panel durante las pruebas con el túnel de viento en marcha.

1. Calibración de la configuración

  1. Bloquee el equilibrio externo en el panel de control del túnel de viento.
  2. Instale los puntales en el equilibrio aerodinámico como se ilustra en la Figura 1. Los puntales están atornillados a la balanza.
  3. Ajuste el ángulo de guiso a cero ajustando la perilla en el motor de guiso, y ajuste el ángulo de paso a cero usando el motor de paso. El ángulo de inclinación debe calibrarse utilizando un nivel electrónico. Las medidas se realizan primero en diferentes ángulos con sólo los puntales en su lugar, y ningún modelo de avión. Esto permite restar los efectos de los puntales del avión.
  4. Encienda el ordenador y el sistema de adquisición de fuerza de equilibrio externo. Es necesario encender el sistema al menos 30 minutos antes de la prueba.
  5. Abra el software de control de medición.
  6. Registre la presión y la temperatura de la habitación. Asegúrese de corregir la presión barométrica utilizando la temperatura local y la gravedad local.
  7. Compruebe si la sección de prueba y el túnel de viento están libres de escombros y afloje las piezas y, a continuación, cierre las puertas de la sección de prueba.
  8. Desbloquee el equilibrio externo y establezca la velocidad del túnel de viento en cero.
  9. Encienda el túnel de viento y el sistema de enfriamiento del túnel de viento.
  10. Registre las fuerzas de equilibrio y los momentos.
  11. Ajuste la presión dinámica a 7 pulgadas H2O, y registre las fuerzas de equilibrio y los momentos.
  12. Utilice el control de guilada para establecer el ángulo de guia o guia a 5o. Ajuste la presión dinámica a 7 pulgadas H2O si es necesario.
  13. Registre las fuerzas de equilibrio y los momentos. Cambie el ángulo de guias a 10o. Ajuste la presión dinámica a 7 pulgadas H2O si es necesario.
  14. Registre las fuerzas de equilibrio y los momentos.
  15. Apague el túnel de viento y bloquee la balanza externa.
  16. Instale el modelo DC-6B con la cola encendida.
  17. Calibrar el ángulo de ataque y el indicador de tono. Calibre el ángulo de inclinación antes de la prueba utilizando un nivel electrónico.
  18. Desbloquee el saldo externo.
  19. Establezca el ángulo de ataque presionando la nariz hacia arriba o hacia abajo en la Figura 2 del panel de control. Angulos de ataque para las pruebas: -6o, -4o, -2o, 0o, 2o, 4o, 6o, 8o, 10o.
  20. Registre las fuerzas de equilibrio y los momentos.
  21. Repita los pasos 1.19 a 1.20, aumentando gradualmente el ángulo de ataque hasta que se completen todos los puntos de prueba.
  22. Devuelva el ángulo de ataque, a cero, y establezca el ángulo de guiso. Angulos de guias para las pruebas de 0o, 5o, 10o.
  23. Registre las fuerzas de equilibrio y los momentos.
  24. Repita los pasos 1.22 a 1.23 aumentando progresivamente el ángulo de guiso hasta que se completen todos los puntos de prueba.
  25. Bloquee el equilibrio externo y retire la cola del modelo DC-6B. Instale el cono de cola y repita los pasos 1.19 a 1.24.
  26. Cuando se hayan recopilado todos los datos, apague el sistema de refrigeración del túnel de viento, bloquee el equilibrio externo y apague el túnel de viento.

2. Pruebas a velocidades de viento distintas de cero

  1. Compruebe si la sección de prueba y el túnel de viento están libres de escombros y afloje las piezas y, a continuación, cierre las puertas de la sección de prueba.
  2. Establezca el ángulo de inclinación en cero.
  3. Desbloquee el saldo externo.
  4. Establezca el dial rápido del túnel de viento en cero y encienda el túnel de viento y el sistema de enfriamiento del viento.
  5. Registre las fuerzas de equilibrio y los momentos.
  6. Ajuste la presión dinámica a 7 pulgadas H2O.
  7. Ajuste el ángulo de ataque, comenzando con el valor de -6o. Angulos de ataque para las pruebas: -6o, -4o, -2o, 0o, 2o, 4o, 6o, 8o, 10o.
  8. Ajuste la presión dinámica a 7 pulgadas H2O si es necesario, y registre las fuerzas y momentos de equilibrio.
  9. Repita los pasos 2.7 - 2.8 aumentando gradualmente el ángulo de ataque hasta que se ejecuten todos los puntos de prueba.
  10. Devuelva el ángulo de ataque a cero y establezca el ángulo de guiso. Los siguientes ángulos de guia se deben probar a 0o, 5o, 10o.
  11. Ajuste la presión dinámica a 7 pulgadas H2O si es necesario, y registre las fuerzas y momentos de equilibrio.
  12. Repita los pasos 2.10 - 2.11 aumentando incrementalmente el ángulo de guiso hasta que se ejecuten todos los puntos de prueba.
  13. Disminuya lentamente la velocidad del aire a cero y, a continuación, bloquee el equilibrio externo.
  14. Retire el cono de cola del modelo DC-6B e instale la cola completa.
  15. Repita los pasos 2.7 a 2.12.
  16. Cuando se hayan recopilado todos los datos, apague el sistema de refrigeración del túnel de viento, bloquee el equilibrio externo y apague el túnel de viento.

Para operar un avión en tres dimensiones, debemos ser capaces de controlar su actitud, u orientación, en tres dimensiones. Por lo tanto, definimos tres ejes principales para describir la posición de un avión y los cambios realizados en él. El origen de estos tres ejes se encuentra en el centro de gravedad de la aeronave, que es la ubicación media de su masa.

El eje de guiñada es perpendicular a las alas del avión y describe su movimiento de lado a lado. El eje de paso está orientado paralelo al ala y perpendicular al eje de guiñada. El movimiento de tono es el movimiento hacia arriba y hacia abajo de la nariz. Finalmente, el eje de balanceo recorre la longitud de la aeronave y describe el movimiento vertical de las alas.

Para evaluar las características aerodinámicas de un avión a medida que cambia de posición en estas direcciones, podemos medir varios coeficientes diferentes que describen la elevación, la resistencia y el momento. Los coeficientes de elevación y arrastre son valores sin dimensiones que nos permiten modelar los complejos efectos de la forma y el flujo en la elevación y arrastre.

Los coeficientes de elevación y arrastre se definen como se muestra, donde L y D son de elevación y arrastre, y S es el área de referencia del modelo de aeronave. Rho y V son la densidad y velocidad de la corriente libre. Podemos simplificar rho V al cuadrado sobre dos a la presión dinámica, q.

Del mismo modo, los ingenieros miden el coeficiente de momento de pitcheo, que es un valor sin dimensiones que describe el par producido por las fuerzas en la aeronave en la dirección del eje de paso, llamado el momento de pitcheo.

Al igual que los coeficientes de elevación y arrastre, el coeficiente de momento de inclinación se define como se muestra, donde M es el momento de lanzamiento, q es la presión dinámica, y S y C son el área de referencia y la longitud de referencia de la aeronave.

Por último, podemos medir el coeficiente de momento de guiñada, que describe el par producido en la dirección del eje de guiñada. Este coeficiente se define como se muestra, donde N es el momento de la guia, y B es la envergadura de la aeronave.

Los ingenieros utilizan estos coeficientes para estudiar el rendimiento y la estabilidad de las aeronaves. Los derivados de estabilidad, tomados con respecto a los ángulos de inclinación o guisela, indican si la aeronave es estable o inestable.

Por ejemplo, si el ángulo de ataque, alfa, se incrementa repentinamente por una ráfaga de viento, la respuesta del avión determina su estabilidad. Si el ángulo de ataque sigue aumentando indefinidamente, el avión es inestable. Esto se muestra mediante un derivado de estabilidad positiva, que muestra que el coeficiente de momento de pitcheo continúa aumentando con alfa.

Lo mismo es cierto para la inestabilidad direccional con respecto al ángulo de guias beta, que da un coeficiente de estabilidad negativo. Si el ángulo de ataque o el ángulo de guiso vuelven a sus valores iniciales, entonces se dice que el avión es estable. Esto se refleja en los derivados de estabilidad, que son opuestos a las condiciones inestables.

En este experimento, examinaremos un avión modelo ya que está expuesto al flujo de aire en diferentes ángulos de paso y guiso y determinaremos su estabilidad y rendimiento con y sin su cola.

En este experimento, examinaremos un avión modelo ya que está expuesto al flujo de aire en diferentes ángulos de paso y guiso y determinaremos su estabilidad y rendimiento con y sin su cola.

Para este experimento, necesitarás usar un túnel de viento aerodinámico con un balance de fuerza que controle el ángulo de ataque, también llamado ángulo de inclinación, y el ángulo de guia externamente durante el experimento. También necesitará un modelo de avión DC-6B que se adhiera al equilibrio de fuerza mediante puntales.

Para empezar, bloquee el balance externo e instale los puntales en la balanza para analizar los efectos de los puntales solos, para que puedan ser restados fuera de las mediciones del avión. Ajuste el ángulo de guia a 0 ajustando la perilla del motor de guias.

Ahora encienda el ordenador y encienda el sistema de adquisición de datos para el balance de fuerza externo. Deje que el sistema se caliente durante 30 minutos antes de la prueba.

Una vez que el sistema se haya calentado, abra el software de adquisición de datos. Lea la presión y la temperatura de la habitación y registre estos valores en su portátil. Corrija la presión barométrica, utilizando la hoja de cálculo del barómetro que acompaña al barómetro de mercurio.

Ahora asegúrese de que la sección de prueba y el túnel de viento están libres de escombros y piezas sueltas. A continuación, cierre las puertas de la sección de prueba. Desbloquee el saldo externo. A continuación, establezca el marcado rápido del túnel de viento en 0. Encienda el túnel de viento y el sistema de refrigeración del túnel de viento. Registra las fuerzas de equilibrio y los momentos con la velocidad del viento en 0.

Ahora ajusta el ángulo de guia a 5o usando el control de guiandro. A continuación, registre las fuerzas de equilibrio y los momentos de nuevo a 0 velocidad del viento. Repita estas medidas de nuevo en un ángulo de guiase de 10o y velocidad de viento cero. Ahora ajuste el ángulo de guia de yaw de nuevo a 0 y luego establezca la presión dinámica en 7 pulgadas de agua. A continuación, registre las fuerzas de equilibrio y los momentos de nuevo.

Ahora, establece el ángulo de guias a 5o, ajusta la presión dinámica a 7 pulgadas de agua, si es necesario, y luego registra las fuerzas y momentos de equilibrio. Repita las mismas medidas en un ángulo de guiso de 10o, restableciendo la presión dinámica a 7 pulgadas de agua, si es necesario. Después de que se hayan registrado las mediciones, devuelva el ángulo de guiala a cero y apague el túnel de viento.

Para comenzar la calibración del modelo DC-6B avión, primero bloquear la balanza externa y abrir la sección de prueba. A continuación, instale el modelo DC-6B con la cola puesta. Calibre el ángulo de inclinación utilizando un nivel electrónico y realice ajustes en cero si es necesario.

Después de cerrar las puertas de la sección de prueba, desbloquee el balance externo, presione el botón de la nariz hacia abajo para ajustar el ángulo de inclinación a -6o. Ahora registre las fuerzas de equilibrio y los momentos con el túnel de viento apagado para adquirir la corrección necesaria para tener en cuenta el peso del modelo.

Cambia el ángulo de inclinación a -4o y repite la medición de la fuerza y los momentos como antes. Realice la prueba de ángulos de ataque de hasta 10o con incrementos de 2o. A continuación, devuelva el ángulo de paso a cero. Ahora lleve a cabo la misma prueba para los ángulos de guia la guia 0,5 y 10o. Cuando todos los ángulos hayan sido probados, bloquee el balance externo, abra la sección de prueba y retire la cola del modelo DC-6B.

A continuación, instale el cono de cola, para que podamos medir la contribución de peso del modelo con el túnel de viento apagado. Ahora cierre la sección de prueba, establezca el ángulo de guia la guiando a cero y registre las mediciones de fuerza y momento para todos los ángulos de paso de -6 a 10o, como antes.

Una vez que esas mediciones estén completas, repita la prueba de nuevo en un ángulo de paso de 0 para los tres ángulos de guias. Cuando haya terminado, bloquee el saldo externo.

Ahora haremos el experimento con una velocidad de viento no cero. Para comenzar, revise la sección de prueba en busca de escombros y piezas sueltas. A continuación, cierre las puertas de la sección de prueba.

A continuación, establezca el ángulo de inclinación en cero y desbloquee el equilibrio externo. Establezca el dial rápido del túnel de viento en cero y, a continuación, encienda el túnel de viento. Registre las fuerzas de equilibrio y momentos antes de encender el flujo de aire. Ahora encienda el flujo de aire con la presión dinámica igual a 7 pulgadas de agua. A continuación, ajuste el ángulo de inclinación a -6o, y ajuste la presión dinámica a 7 pulgadas de agua, si es necesario, antes de registrar las fuerzas de equilibrio y los momentos para este ajuste.

Repita la medición para cada uno de los ángulos de paso probados en los pasos de calibración. A continuación, devuelva los ángulos de paso y guilada a cero. Ajuste la presión dinámica de nuevo si es necesario y, a continuación, registre las fuerzas de equilibrio y los momentos. Como antes, repita las medidas para los ángulos de guiso probados durante la calibración.

Una vez tomadas todas las mediciones, disminuya lentamente la velocidad del aire a cero. Ahora bloquee la balanza externa y abra la sección de prueba. Retire el cono de cola DC-6B e instale la cola completa. A continuación, cierre la sección de prueba y repita las mediciones para todos los ángulos de paso y ángulos de guia sequeda probados previamente con una presión dinámica de túnel de viento de 7 pulgadas de agua.

En este experimento, obtuvimos características de rendimiento y estabilidad de un modelo de avión DC-6B en dos configuraciones, con la cola de avión convencional y con la cola quitada.

Para cada configuración, ajuste las fuerzas medidas para eliminar el peso del puntal restando las fuerzas con el modelo apagado y el viento fuera de las fuerzas con el modelo apagado y el viento encendido.

A continuación, elimine el efecto del peso del modelo restando las fuerzas con el modelo encendido y el viento fuera de las fuerzas con el modelo encendido y el viento encendido. A continuación, elimine el efecto aerodinámico de los puntales restando las fuerzas ajustadas por peso de los puntales de las fuerzas ajustadas por peso del modelo.

Usando estas fuerzas ajustadas, podemos calcular el coeficiente de elevación y el coeficiente de arrastre usando estas ecuaciones. Aquí, L es el ascensor y D es el arrastre, que se midieron en el experimento. S es el área de referencia del modelo y q es la presión dinámica.

Ahora, si trazamos los coeficientes de elevación y arrastre contra el ángulo de inclinación, podemos ver que la cola en el avión aumenta la elevación máxima, pero la cola también aumenta la resistencia. A continuación, echemos un vistazo al coeficiente de momento de pitcheo. El momento de pitcheo, M, se midió en nuestros experimentos.

A continuación, trazaremos el coeficiente de momento de paso contra el ángulo de inclinación. Recuerde que si el momento de lanzamiento aumenta con el aumento del ángulo de ataque, el avión es inestable, ya que es incapaz de volver a la dirección de nivel. Pero si el momento de tono disminuye con el aumento del ángulo de ataque, el momento de tono actúa para evitar que el ángulo de inclinación aumente o disminuya indefinidamente; por lo tanto, asegurando una mayor estabilidad en el avión.

Para la configuración de la cola, el coeficiente de paso aumenta con el aumento del ángulo de inclinación, lo que muestra que el avión es inestable en esta configuración. Por otro lado, la cola en la configuración muestra el comportamiento opuesto, donde el coeficiente de paso disminuye a medida que aumenta el ángulo de inclinación, mostrando que la cola añade estabilidad a la aeronave.

Del mismo modo, calcularemos el coeficiente de momento de guias. El momento de la guiada, N, se midió en nuestros experimentos. Aquí mostramos una gráfica del coeficiente de momento de guiñada frente al ángulo de guiñada.

Para la estabilidad direccional, una beta de ángulo de deslizamiento lateral positivo significa que la nariz de la aeronave apunta a la izquierda de la dirección de movimiento, y a la derecha si beta es negativa. El coeficiente de momento de guiso es positivo a la derecha y negativo a la izquierda.

Sin embargo, si el momento de guias disminuye a medida que aumenta la beta, como lo hace para la configuración de cola, el avión no tiende a volver a la posición beta cero y es inestable. Por lo tanto, podemos concluir que la cola del avión es necesaria para lograr la estabilidad, aunque resulta en cierta reducción del rendimiento.

En resumen, aprendimos cómo las características aerodinámicas de un avión se describen por sus coeficientes de elevación, resistencia y momento. Luego medimos las fuerzas aerodinámicas experimentadas por el modelo DC-6B avión en un túnel de viento para analizar su rendimiento de vuelo y estabilidad.

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