Overview
출처: 데이비드 구오, 공학, 기술 및 항공 대학 (CETA), 서던 뉴 햄프셔 대학 (SNHU), 맨체스터, 뉴햄프셔
날개는 비행기의 주요 리프트 생성 장치입니다. 이륙 또는 착륙 시 플랩(후행 엣지)과 칸막이(앞면)와 같은 하이 리프트 장치를 배치하여 날개 성능을 더욱 향상시킬 수 있습니다.
이 실험에서는 풍동이 특정 비행 속도를 생성하는 데 활용되며 플랩과 칸막이가 있는 Clark Y-14 날개는 리프트, 드래그 및 피칭 모멘트 계수와 같은 데이터를 수집하고 계산하는 데 사용됩니다. 클라크 Y-14 익포일은 도 1에 표시되며 두께가 14%이며 코드의 30%에서 후면까지 하부 표면에 평평합니다. 여기서 풍동 테스트는 Clark Y-14 날개의 공기역학적 성능이 플랩 및 칸막이와 같은 고리프트 장치의 영향을 받는 방법을 시연하는 데 사용됩니다.
그림 1. 클라크 Y-14 익포일 프로필.
Principles
이륙 및 착륙 시 비행기의 속도가 상대적으로 낮습니다. 충분한 리프트를 생성하려면 날개 영역을 늘리거나 날개의 앞면및 후행 가장자리에서 익형 모양을 변경해야 합니다. 이렇게 하려면 슬랫이 앞가장자리에 사용되며 플랩은 후행 가장자리에 사용됩니다. 플랩과 칸막이는 날개 안팎으로 이동할 수 있습니다. 플랩과 칸막이를 배포하면 두 가지 효과가 있습니다. 날개 면적과 익선 포일의 유효 캠버를 증가시면 리프트가 증가합니다. 또한 플랩과 칸막이의 배치도 항공기의 드래그오브를 증가시킵니다. 그림 2는 플랩과 칸막이가 있는 날개의 크루즈, 이륙 및 착륙 구성을 보여줍니다.
그림 2. 다양한 날개 플랩 및 슬랫 구성.
비행 중 비행기날개는 그림 3(a)에 표시된 것처럼 공기역학적 힘과 순간을 지속적으로 받습니다. 결과 힘, R은 두 개의 구성 요소로 분해될 수 있다. 일반적으로 한 구성 요소는 드래그, D라고하는 far 스트림 속도, V∞방향을 따라 있고 다른 구성 요소는 리프트, L이라고하는 방향에 수직입니다.
순간, M,비행기의 코를 위 또는 아래로 이동, 따라서, 그것은 피칭 순간이라고합니다. 풍동 테스트에서 정상 및 축력은 일반적으로 직접 측정됩니다. 정상, N및 축력, A는도 3(b)에 도시된 바와 같이 공격, α 의 각도를 들어 올리고 드래그하는 것과 관련이 있다. 공격 각도는 극류 속도 방향과 날개 익일의 화음 사이의 각도로 정의됩니다.
그림 3(a). 그 결과 공기역학적 힘과 모멘트.
그림 3(b). 결과력의 분해, R.
두 힘 쌍은 다음과 같이 표현될 수도 있습니다.
α 공격 각도인 곳입니다.
날개의 비차원 리프트 계수 CL은다음과 같이 정의됩니다.
L이 리프트인 경우 자유 
스트림 밀도, ∞,공기 속도, V ∞및 S에 기반한 동적 압력은 날개의 기준 영역입니다.
마찬가지로 날개의 비차원 드래그 계수는 다음과 같이 정의됩니다.
리프트와 드래그의 결과 공기역학적 힘은 압력의 중심이라고 하는 날개(또는 익포일)의 지점에 위치합니다. 그러나 압력 중심의 위치는 고정된 위치가 아니라 공격 각도에 따라 이동합니다. 따라서 모든 힘과 모멘트를 약 쿼터 코드 포인트(앞가장자리로부터 코드 길이의 거리 1/4)로 이동하는 것이 편리합니다. 이것은 쿼터 코드, M C/ 4에대한 피칭 순간이라고합니다.
그림 4. 쿼터 코드에 대한 피칭 순간.
피칭 모멘트 계수, CM, c/4,약 쿼터 코드로 정의됩니다.
Mc/4는 쿼터 코드에 대한 피칭 순간이며, C는 날개의 코드 길이입니다.
날개 성능은 다음과 같이 정의된 레이놀즈 번호 Re에의존합니다.
매개 변수μ 유체의 동적 점도입니다.
이 데모에서는 그림 4와 같이 간단한 플랩과 간단한 칸막이가 있는 Clark Y-14 날개의 성능이 풍동에서 평가됩니다. 날개는 도 5에 도시된 쏘는 밸런스라는 장치에 설치되어 정상 힘, N및 축력, A를측정한다.
그림 5. 플랩과 칸막이가 있는 클라크 Y-14 날개.
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Procedure
- 이 절차의 경우 1ft x 1ft의 테스트 섹션과 최대 작동 속도 140mph의 공기 역학 풍동을 사용합니다. 풍동에는 데이터 수집 시스템(공격 각도, 일반 힘, 축력 및 피칭 모멘트)과 따끔한 밸런스가 장착되어 있어야 합니다.
- 테스트 섹션을 열고, 스팅 밸런스에 날개를 설치합니다. 깨끗한 날개 구성으로 시작합니다.
- 휴대용 경사계를 따끔저림에 놓고 피치 각도 조정 노브를 조정하여 따끔저림 피치를 수평으로 설정합니다.
- 찌르는 균형수평으로 공격 각도를 줄입니다(풍구 컴퓨터 데이터 디스플레이 패널의 피치 앵글이라고 합니다).
- 공격의 제로 각도에서 모든 힘, 순간 및 공기 속도 판독을 타레.
- 공격 각도를 -8°로 조정하고 모든 정상 힘, 축력 및 피칭 모멘트 판독값을 기록하여 바람 측정을 수집하지 않습니다.
- 2° 증분으로 -8°에서 18°에 이르는 피치 각도에 대한 불바람 측정을 반복합니다.
- 공격 각도를 -8°로 되돌리고 풍동을 60mph로 실행합니다. 2° 증분으로 -8°에서 18°로 정상 힘, 축력 및 피칭 모멘트의 판독값을 수집합니다.
- 슬롯에 약 3/8을 갖도록 조정된 슬랫으로 날개를 두 번째 구성으로 조정합니다. 3 - 8 단계를 반복합니다.
- 플랩이 코드 라인에 대해 45°로 설정하고 칸막이가 배치되지 않은 세 번째 구성으로 날개를 조정합니다. 3 - 8 단계를 반복합니다.
- 슬랫과 플랩이 모두 배치된 네 번째 구성으로 날개를 조정합니다(그림 5). 3 - 8 단계를 반복합니다.
날개는 비행기의 주요 리프트 생성 장치이며, 그 형상은 성능의 핵심입니다. 첫째, 리프트는 상부 표면과 아래쪽 표면 사이의 압력 차압에 의해 생성되는 공기역학적 힘임을 기억하십시오. 총 리프트는 날개의 표면적에 비례합니다. 따라서 표면적이 높을수록 리프트가 증가합니다.
리프트는 익선이라고 하는 날개 단면의 형상에 의해도 영향을 받습니다. 익선의 코드 라인은 선도 및 후행 가장자리를 연결한다는 것을 기억하십시오. 캠버라는 또 다른 속성은 두 표면 사이의 비대칭을 설명합니다. 날개의 대부분은 양수 캠버를 가지고, 그들은 볼록하다는 것을 의미. 표면적과 마찬가지로 캠버가 증가하면 리프트가 증가합니다.
이착륙 시 풍속이 상대적으로 느리기 때문에 충분한 리프트를 생성하기 위해 날개의 선도 및 후행 모서리에 장치를 배치하여 표면적 및 캠버가 증가합니다. 익형의 최첨단 에지의 장치는 슬랫이라고 하며 후행 가장자리의 장치를 플랩이라고 합니다. 슬래트와 플랩은 필요에 따라 날개 안팎으로 이동할 수 있습니다.
칸막이와 플랩의 배치는 리프트를 증가하지만, 항공기의 드래그 포스도 증가하여 리프트에 반대합니다. L과 D가 각각 들어올리고 드래그되는 리프트 계수를 계산하고 계수를 드래그하여 이러한 힘을 모두 정량화할 수 있습니다. 로 무한대와 V 무한대는 자유 스트림 밀도와 속도이며, S는 날개의 기준 영역입니다.
리프트는 본질적으로 분배력으로서 압력의 중심에 위치한 단일 농축 힘으로 균등화하거나 단순화될 수 있습니다. 그러나 공격 각도가 변경되면 이 위치가 앞으로 이동하거나 이동합니다. 그래서 대신, 우리는 힘을 논의 할 때 날개의 공기 역학 중심을 참조하십시오.
날개의 공기역학적 중심은 다양한 공격 각도로 피칭 모멘트 계수가 효과적으로 변하지 않는 위치입니다. 피칭 모멘트를 표현하는 또 다른 일반적인 방법은 피칭 모멘트 계수를 사용하는 것입니다. 이 차원없는 계수는 M C /4가 1/4 코드 포인트에 대한 피칭 모멘트인 그림과 같이 계산됩니다.
시연에서, 우리는 날개의 공기 역학 적 중심에 가까운 1/4 코드에서 피칭 순간을 측정합니다. 이 실험에서는 다양한 공격 각도에서 간단한 플랫 과 슬랫으로 클라크 Y-14 익포일을 연구할 것입니다. 그런 다음 리프트, 드래그 및 피칭 모멘티드를 분석하여 각 구성에서 성능 특성을 결정합니다.
이 실험의 경우 1ft x 1ft 테스트 섹션과 최대 작동 속도 140mph의 공기 역학풍 터널을 사용합니다. 풍동에는 데이터 수집 시스템과 정상 및 축력을 측정하는 따끔거림이 장착되어 있어야 합니다.
이제 플랩과 슬랫이 부착된 Clark Y-14 윙 모델을 획득하십시오. 플랩이나 칸막이가 배포되지 않는다는 것을 의미하는 클린 윙 구성으로 테스트를 시작합니다. 이제 테스트 섹션을 열고, 스팅 밸런스에 날개를 설치합니다.
풍구의 테스트 섹션 아래에 피치 각도 조정 노브를 작동하여 스팅 밸런스 피치를 수평으로 조정합니다. 핸드헬드 경사계를 사용하여 피치 각도를 측정하고 피치를 조정하여 0의 판독값에 도달합니다. 테스트 섹션을 닫고 풍동 디스플레이의 피치 각도를 다듬습니다. 그런 다음 데이터 수집 시스템에 대한 모든 힘, 순간 및 공기 속도 판독값을 모두 타수하십시오.
이제 공격 각도라고도 하는 피치 각도를 마이너스 8°로 조정하고 모든 축력, 일반 힘 및 피칭 모멘트 판독값을 기록하여 바람 없는 측정을 합니다. 영하 8~18°에 이르는 피치 앵글에 대해 바람 없음 측정을 2° 증분으로 반복합니다. 모든 비바람 측정값이 완료되면 피치 각도를 영하 8°로 되돌려 보입니다.
이제 풍구를 켜고 공기 속도를 60mph로 늘립니다. 영하 8°에서 18°까지 의 피치 앵글에 대해 축력, 일반 힘 및 피칭 모멘트에 대해 2° 증분으로 판독합니다. 깨끗한 날개로 모든 측정을 완료한 후 풍동을 끄고 테스트 섹션을 엽니다.
슬롯슬롯은 슬롯 의 인치의 약 3/8을 갖도록 조정된 새 구성으로 날개를 조정합니다. 2° 증분으로 영하 8 - 18° 피치 앵글에서 먼저 바람 없는 측정을 함으로써 클린 윙과 정확히 동일한 방식으로 실험을 다시 실행합니다. 그런 다음 60 mph에서 동일한 측정값을 수집합니다.
이러한 측정을 완료한 후, 배치되지 않은 코드 라인과 칸막이에 대해 플랩이 45°로 설정된 세 번째 구성으로 날개를 수정합니다. 그런 다음 이전과 같이 측정을 다시 실행합니다. 마지막으로 슬랫과 플랩이 모두 배포되는 네 번째 구성으로 날개를 조정하고 실험을 반복합니다.
이제 결과를 해석해 봅시다. 데이터를 분석하기 위해 먼저 표시된 대로 정의된 각 피치 각도에서 비차원 리프트 계수를 계산합니다. 로 무한대는 자유 스트림 밀도, V 무한대는 자유 스트림 속도이며, S는 날개의 기준 영역이다. 이러한 모든 값을 알 수 있습니다.
리프트, L은 N이 정상 힘이고 A가 축력인 두 개의 힘 쌍의 관계로 계산됩니다. 둘 다 따끔 저울에 의해 측정되었다. 알파는 이 실험에서 피치 각도라고도 하는 공격 각도입니다. 이제 4가지 구성 각각의 피치 각도에 비해 리프트 계수의 플롯을 살펴보겠습니다.
클린 윙과 슬랫 구성 곡선을 비교하면 두 곡선이 낮은 공격 각도에서 거의 겹치는 것을 볼 수 있습니다. 그러나 클린 윙 리프트 곡선은 약 12°에서 최고조에 달하지만 칸막이 곡선은 계속 증가합니다. 이는 칸막이를 사용하여 리프트를 늘릴 수 있음을 나타냅니다. 깨끗한 날개와 플랩 리프트 곡선을 비교하면 플랩이 공격 범위 전체 각도에서 리프트를 증가시킨다는 것을 알 수 있습니다. 칸막이와 플랩이 동시에 배포되면 두 장치의 이점이 결합되고 최대 리프트가 훨씬 더 높습니다.
다음으로 표시된 대로 정의된 각 각도에 대한 드래그 계수를 계산합니다. 드래그, D는 또한 정상 및 축 력 쌍의 관계로 정의됩니다. 각 구성의 드래그 계수를 비교할 때 배포된 플랩및 슬랫으로 드래그가 크게 증가합니다. 그 결과 드래그 및 리프트의 공기역학적 힘 R은 압력의 중심이라고 하는 날개의 지점에 있습니다.
압력의 중심은 고정된 위치가 아니라 공격 각도가 변경되어 이동합니다. 따라서, 1/4 화음 점에 대한 모든 힘과 순간을 계산하는 것이 더 편리합니다. 그런 다음, 1/4 화음에서 피칭 모멘티드를 사용하여, 스팅 밸런스에 의해 측정되며, 표시된 대로 피칭 모멘트 계수를 계산할 수 있다.
마지막으로, 각 구성과 피치 각도에 대한 피칭 순간 계수를 살펴보면, 우리는 피칭 순간 계수가 플랩을 배치하여 부정적인 정권으로 들어가는 것을 볼 수 있습니다. 즉, 압력 중심이 플랩이 배치된 후행 가장자리쪽으로 이동합니다.
요약하자면, 우리는 리프트 생성 장치가 항공기 성능을 개선하는 데 어떻게 사용되는지 배웠습니다. 그런 다음 풍동에서 Clark Y-14 날개를 평가하여 플랩과 칸막이가 리프트, 드래그 및 피칭 순간에 미치는 영향을 확인했습니다.
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Results
클린 윙 구성의 결과는 표 1에 표시됩니다. 그림 6 - 8은 네 가지 구성 모두에 대해 공격 각도, α 세 계수를 모두 보여줍니다. 그림 6에서 플랩과 슬랫모두 리프트 계수를 향상시켰지만 다른 방식으로 향상되었습니다. 깨끗한 날개와 슬랫 리프트 곡선을 비교하면 두 곡선이 낮은 공격 각도에서 거의 겹칩니다. 클린 윙 리프트 곡선은 12°에서 약 0.9로 정점을 찍었지만 슬랫 곡선은 계속 1로 상승합니다. 18°에서 4. 이는 칸막이를 사용하여 리프트를 늘릴 수 있음을 나타냅니다. 깨끗한 날개와 플랩 리프트 곡선을 비교할 때 플랩은 공격 범위전체의 리프트를 증가시킵니다. 그리고 칸막이와 플랩이 동시에 배포되면 효과가 누적되고 최대 리프트가 더욱 높아지립니다.
도 7의 각 구성에 대한 드래그 계수를 비교할 때 플랩과 슬랫을 모두 배포할 때 드래그 계수가 크게 증가합니다. 마지막으로, 그림 8에 나타난 바와 같이, 플랩이 전개될 때 피칭 모멘트 계수가 부정적인 정권으로 들어간다. 즉, 압력 중심이 플랩이 배치된 후행 가장자리쪽으로 이동합니다.
표 1. 클린 윙 구성에 대한 실험 결과.
| 공격 각도(°) | 리프트 계수, CL | 드래그 계수, CD | 피칭 모멘트 계수,CM,c/4 |
| -8 | -0.022 | 0.015 | -0.129 |
| -6 | -0.029 | 0.014 | -0.059 |
| -4 | 0.096 | 0.016 | -0.059 |
| -2 | 0.208 | 0.011 | -0.054 |
| 0 | 0.353 | 0.006 | -0.065 |
| 2 | 0.460 | 0.004 | -0.053 |
| 4 | 0.548 | 0.032 | -0.051 |
| 6 | 0.708 | 0.015 | -0.062 |
| 8 | 0.789 | 0.025 | -0.061 |
| 10 | 0.849 | 0.031 | -0.061 |
| 12 | 0.873 | 0.045 | -0.056 |
| 14 | 0.856 | 0.058 | -0.089 |
| 16 | 0.803 | 0.080 | -0.125 |
| 18 | 0.803 | 0.092 | -0.128 |
그림 6. 계수를 공격 각도, α 들어올립니다.
그림 7. 계수를 공격 각도, α 드래그합니다.
그림 8. 피칭 모멘트 계수 vs 공격 각도, α.
표 2. 계산에 사용되는 매개 변수입니다.
| 매개 변수 | 값 |
| 공기 밀도, θ | 0.00230 슬러그/피트3 |
| 수밀도, θL | 1.935 슬러그/피트3 |
| 중력 가속, g | 32.17 피트/s2 |
| 점도, m | 3.79 x 10-7 lbf s/ft2 |
| 프리 스트림 공기 속도, V∞ | 60 mph |
| 레이놀즈 번호, Re | 1.56 x 105 |
| 코드 길이, c | 3.5 에서 |
| 날개 영역, S | 35 in2 |
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Applications and Summary
플랩 및 칸막이와 같은 고리프트 장치를 배치하여 리프트 생성을 향상시킬 수 있습니다. 대부분의 비행기에는 플랩이 장착되어 있으며 모든 상업용 운송 비행기는 플랩과 칸막이를 모두 갖추고 있습니다. 항공기 개발 중에 플랩과 칸막이가 있는 날개의 성능을 특성화하는 것이 중요합니다.
이 시연에서는 플랩과 칸타타가 달린 클라크 Y-14 날개가 풍동에서 평가되었다. 힘과 순간 측정은 플랩과 슬랫 배치유무비없이 날개의 리프트, 드래그 및 피칭 모멘트 계수를 결정하기 위해 수집되었습니다. 결과는 플랩과 슬랫을 배포할 때 리프트 계수가 증가한다는 것을 보여줍니다. 그러나, 이것은 또한 드래그와 피칭 순간에 극적인 증가 귀착되었다.
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References
- John D. Anderson (2017), Fundamentals of Aerodynamics, 6th Edition, ISBN: 978-1-259-12991-9, McGraw-Hill
