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Airfoil Behavior: Pressure Distribution over a Clark Y-14 Wing Airfoil Behavior: Pressure Distribution over a Clark Y-14 Wing Airfoil Behavior: Pressure Distribution over a Clark Y-14 Wing

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Un aéroglisseur est une section d'aile bidimensionnelle qui génère la portance dans un avion. Airfoils viennent dans de nombreuses géométries, mais ils sont tous décrits par les mêmes caractéristiques. Le bord d'attaque est le point à l'avant de l'aile d'air avec la courbure maximale. De même, le bord de fuite est le point de courbure maximale à l'arrière de l'aile.

La ligne d'accord est une ligne droite reliant les bords d'avance et de fuite. La longueur d'accord, c, est la longueur de cette ligne d'accord et est utilisée pour décrire les dimensions dans d'autres directions comme des pourcentages de la longueur d'accord.

Ici, nous nous concentrerons sur l'aéroglisseur Clark Y-14, qui a une épaisseur de 14% longueur d'accord et est plat sur la surface inférieure de 30% d'accord de retour au bord de fuite. À divers angles d'attaque, le papier d'air génère des pressions plus faibles sur la surface supérieure et des pressions plus élevées sur la surface inférieure par rapport à la pression d'air qui approche.

Selon le principe de Bernoulli, cette différence de pression est le résultat de différences de vitesse entre les régions supérieures et inférieures de l'aéroglisseur, qui sont causées par des molécules d'air interagissant avec les surfaces courbes. La région de pression inférieure sur la surface supérieure a une vitesse plus élevée que la région de pression plus élevée sur la surface inférieure.

Si les forces de cisaillement parallèles à la surface de l'aile sont négligées, alors la force de pression globale est ce qui génère la portance. Nous pouvons définir le coefficient de pression, Cp, pour un point arbitraire sur la feuille d'air en utilisant cette relation. Le coefficient de pression est un nombre non dimensionnel, qui décrit les pressions relatives dans un champ d'écoulement. P est la pression absolue, P infinity est la pression du cours d'eau libre, et rho infini et V infini sont la densité et la vitesse du flux libre, respectivement.

À l'exception des emplacements de bord d'attaque, les directions de force de pression déterminées par le Cp pointent approximativement vers le haut dans la même direction que la portance à des angles d'attaque bas. Ainsi, nous pouvons calculer un coefficient de levage non dimensionnel, CL, qui relie la portance générée au flux de fluide autour de l'objet en utilisant cette relation. Ici, c est la longueur d'accord et x est la position de coordonnées horizontales avec zéro comme bord d'avant.

Dans cette expérience, nous analyserons la distribution de pression à la surface d'un aéroglisseur, qui a 19 robinets de pression sur sa surface. Chacune des lectures de pression est mesurée à l'aide d'un manomètre liquide. Vous mesurerez la distribution et le levage de la pression en soumettant l'aéroglisseur au flux d'air dans une soufflerie à différents angles d'attaque.

Pour cette expérience, vous utiliserez une soufflerie aérodynamique avec une section d'essai de 1 pi sur 1 pi et une vitesse maximale d'utilisation de l'air de 140 mi/h. Le modèle d'aéroglisseur est un aéroglisseur Clark Y-14 en aluminium avec 19 ports intégrés pour tubes de pression. Les emplacements des ports de pression sont indiqués ici. La coordonnées bâbord est déterminée en divisant l'emplacement du port par la longueur de l'accord. Les ports de pression sont reliés à un panneau de manomètre rempli d'huile colorée, mais marqué comme des graduations de pouce d'eau.

Pour commencer, retirez le couvercle supérieur de la section d'essai et installez le papier d'air verticalement sur la plaque tournante, en vous assurant que le port numéro un est orienté en amont. Remplacez la couverture supérieure de la section test. Notez que le modèle de feuille d'air touche à la fois le plancher et le plafond de la section d'essai de soufflerie afin de s'assurer qu'il n'y a pas de flux 3D développé autour de l'aéroglisseur.

Connectez les 19 tubes de pression étiquetés aux ports correspondants du manomètre. Maintenant, tournez la plaque tournante pour que l'angle d'attaque soit nul. Ensuite, allumez la soufflerie et fixez la vitesse du vent à 90 mi/h. Enregistrez les 19 relevés de hauteur du manomètre dans votre carnet.

Maintenant, éteignez la soufflerie et ajustez l'angle d'attaque à 4 degrés. Ensuite, rallumez la soufflerie avec la vitesse du vent à 90 mi/h et enregistrez les relevés de manomètre pour chacun des 19 ports de pression. Enfin, répétez la mesure à 90 mi/h pour un angle d'attaque de 8 degrés. Comme avant, enregistrez toutes les lectures de manomètres.

Maintenant, nous allons jeter un oeil à la façon d'analyser les données. Tout d'abord, déterminer la pression de jauge pour chacune des lectures de hauteur de manomètre en utilisant cette relation, où delta h est la lecture de hauteur enregistrée dans votre cahier, rho L est la densité de l'huile, et g est l'accélération gravitationnelle. Ensuite, calculez le coefficient de pression non dimensionnel, Cp, pour chaque port sur le papier d'air.

Le coefficient de pression est calculé comme indiqué à l'aide de la densité du cours franc, de la vitesse du cours libre et de la pression de jauge. Traçons le coefficient de pression négative par rapport à la coordonnées du port. Tout d'abord, pour un angle d'attaque égal à zéro, nous traçons cp négatif au lieu de Cp positif sur l'axe y afin que l'intrigue soit plus intuitive visuellement. Ainsi, la trace supérieure transmet les pressions négatives sur la surface supérieure de l'aile, et la trace inférieure transmet les pressions positives sur la surface inférieure.

De l'intrigue, nous pouvons voir que la pression change radicalement juste après le bord d'avant. La pression atteint sa valeur minimale autour de 5 à 15% d'accord après le bord d'avant. En conséquence, environ la moitié de l'ascenseur est générée dans la première région d'accord 1/4 de l'aéroglisseur. En regardant les trois angles d'attaque, nous observons un changement de pression similaire après le bord d'attaque.

En outre, dans les trois cas, la surface supérieure contribue plus de portance que la surface inférieure. Par conséquent, il est essentiel de maintenir une surface propre et rigide sur le dessus de l'aile. C'est pourquoi la plupart des avions sont débarrassés de tout objet sur le dessus de l'aile.

Avant le décrochage, l'augmentation de l'angle d'attaque entraîne des différences de pression plus élevées entre les surfaces inférieureets et supérieures de l'aéroglisseur, générant ainsi une portance plus élevée. Nous pouvons calculer le coefficient de levage pour chaque angle d'attaque en utilisant la relation montrée ici. Le coefficient de levage relie la portance générée à la distribution de pression sur le papier d'air et, comme prévu, est plus élevé pour les angles d'attaque plus élevés.

En résumé, nous avons appris comment les différences de pression le long d'un aéroglisseur génèrent de la portance dans un aéronef. Nous avons ensuite mesuré la distribution de pression le long de la surface d'un aéroglisseur Clark Y-14 soumis au flux d'air à divers angles d'attaque et calculé les coefficients de levage.

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