Overview
출처: 호세 로베르토 모레토와 샤오펑 리우, 항공 우주 공학부, 샌디에고 주립 대학, 샌디에고, 캘리포니아
저속 풍동은 항공기 공기역학적 특성을 연구하고 항공기 성능과 안정성을 평가하는 데 중요한 도구입니다. 탈착식 꼬리와 6성분 외부 공기역학력 밸런스를 가진 DC-6B 항공기의 스케일 모델을 사용하여, 우리는 테일없이 모델 비행기의 리프트 계수(CL),드래그 계수(CD), 피칭 모멘트 계수(CM) 및 야모모계계수(CN)를 측정하여, 꼬리없이, 구연한 안정성, 긴 방향에 대한 꼬리의 효과를 평가할 수 있다.
이 데모에서는 공기역학적 특성과 비행 성능 및 안정성을 공기역학적 힘 균형 측정 방법을 사용하여 분석됩니다. 이 방법은 항공 우주 산업 및 항공기 및 로켓 개발을위한 연구 실에서 널리 사용됩니다. 여기서, 모델 DC-6B 비행기는 상이한 유량 조건 및 구성에서 분석되고, 갑작스러운 변화가 있을 때 그 동작을 분석한다.
Principles
공기역학적 특성을 평가하기 위해, 공기역학계수가 비행기 의 태도, 즉 공격 각도, 야각도 및 롤 각도와 관련하여 변화하는 방식을 결정하는 것이 중요합니다. 공기역학적 힘 균형은 모델이 경험한 힘과 순간을 직접 측정하는 데 널리 사용되는 방법입니다. 측정된 힘과 모멘트뿐만 아니라 기류 온도, 정적 압력 및 총 압력에서 공기역학 계수는 여러 각도의 공격과 야우 각도를 얻을 수 있습니다.
동적 유사성 조건이 충족되고 적절한 보정이 적용되는 경우 소규모 모델을 테스트하여 본격적인 물체의 공기역학적 특성을 얻을 수 있다. 비압축성 안정흐름의 경우, 관련 유사성 파라미터는 적절한 기준 길이를 기준으로 레이놀즈 번호이다.
DC-6B와 같은 저속 비행기의 경우 동일한 비행 조건에 대해 레이놀즈 수와 일치할 수 있기 때문에 공기역학적 특성을 작고 저속 풍동에서 측정할 수 있습니다. 이러한 조건에서 공격 각도에서 드래그 및 리프트의 의존성을 얻을 수 α. 알파에 대한 이러한 의존도를 사용하여 비행기 성능을 평가할 수 있습니다.
공기역학계수가 여러 가지 조건 및 구성을 위해 측정되면, 예를 들어 두 개의 상이한 꼬리 형상을 사용하여 안정성유도체(dCM/dα, dCN/dβ),리프트슬로프(dCL/dα), 최대 리프트 계수, 최대 리프트 대 드래그 비율 및 기타 공기역학적 특성이 발견될 수 있다. 이러한 공기역학계수로부터 비행기 안정성과 성능에 대한 수정 또는 설계 선택의 효과를 결정할 수 있습니다.
안정성 유도체는 항공기가 안정적이거나 불안정한지 여부를 나타냅니다. 예를 들어, 돌풍으로 인해 항공기의 공격 각도가 갑자기 증가하는 경우 항공기의 반응은 안정성을 특성화합니다. 공격 각도가 무기한 증가하는 경우 항공기는 불안정하다고 합니다. 그러나 공격 각도가 초기 값으로 돌아오면 돌풍 이전의 태도가 안정적이라고 합니다. 방향 안정성도 마찬가지입니다. 항공기의 경향이 갑작스런 변화 후 초기 요 각도로 돌아가는 경향이라면 항공기는 방향적으로 안정적이라고 합니다.
이 데모에서는 풍동에서 의 힘과 순간 측정을 위한 공기역학적 힘 균형이 도입될 예정입니다. 지지 스트럿과 모델의 무게의 기여를 제거하기 위해, 균형은 공기역학적 힘과 순간에 대한 최종 결과가 항공기에만 기인하도록 하기 위해 지체됩니다. 또한, 이 데모는 기존의 비행기 설계에서 꼬리의 효과와 세로 및 측면 항공기 안정성의 중요성을 보여줍니다.
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Procedure
공기역학적 힘 균형에 대한 DC-6B 모델 설정은 아래에 표시됩니다.
그림 1. 장착된 DC-6B 모델입니다. A) 외부 공기역학적 균형을 갖춘 저속 풍동 테스트 섹션 내부의 DC-6B 모델. B) DC-6B 모델은 3개의 굴절된 포인트로 밸런스에 장착됩니다. 또한 야각도 제어 모터, 피치 컨트롤 모터 및 피치 각도를 보정하는 전자 레벨도 있습니다.
그림 2. 저속 풍구 제어판. 풍구가 실행되는 테스트 중에 피치 각도와 야각도를 패널에서 전자적으로 제어할 수 있습니다.
1. 셋업 교정
- 풍동 제어판의 외부 균형을 잠급합니다.
- 그림 1에 설명된 대로 공기역학적 균형에 스트럿을 설치합니다. 스트럿은 밸런스에 볼트가 됩니다.
- 야우 모터의 노브를 조정하여 야우 각도를 0으로 설정하고 피치 모터를 사용하여 피치 각도를 0으로 설정합니다. 피치 각도는 전자 레벨을 사용하여 보정해야 합니다. 측정은 먼저 스트럿만 배치하고 모델 비행기가 없는 다른 각도로 만들어집니다. 이렇게 하면 비행기에서 스트럿의 효과를 빼는 것이 가능합니다.
- 컴퓨터 및 외부 밸런스 힘 획득 시스템을 켭니다. 최소 30분 전에 시스템을 켜야 합니다.
- 측정 제어 소프트웨어를 엽니다.
- 실내 압력과 온도를 기록합니다. 현지 온도와 로컬 중력을 사용하여 기압을 수정해야 합니다.
- 테스트 섹션과 풍동이 이물질이 없는지 확인하고 부품을 느슨하게 한 다음 테스트 섹션 문을 닫습니다.
- 외부 밸런스의 잠금을 해제하고 풍구 속도를 0으로 설정합니다.
- 풍관및 풍터널 냉각 시스템을 켭니다.
- 밸런스 힘과 모멘트를 기록합니다.
- 동적 압력을 7인치 H2O로 설정하고 밸런스 힘과 모멘트를 기록합니다.
- 야우 컨트롤을 사용하여 요 각도를 5°로 설정합니다. 필요한 경우 동적 압력을 7인치 H2O로 조정합니다.
- 밸런스 힘과 모멘트를 기록합니다. 야각도를 10°로 변경합니다. 필요한 경우 동적 압력을 7인치 H2O로 조정합니다.
- 밸런스 힘과 모멘트를 기록합니다.
- 풍동을 끄고 외부 균형을 잠급니다.
- 꼬리가 있는 DC-6B 모델을 설치합니다.
- 공격 각도와 피치 표시기의 각도를 보정합니다. 전자 레벨을 사용하여 테스트 전에 피치 각도를 보정합니다.
- 외부 균형을 해제합니다.
- 제어판 그림 2에서 코를 위 또는 아래로 눌러 공격 각도를 설정합니다. α 테스트용 공격 각도 = -6°, -4°, -2°, 0°, 2°, 4°, 6°, 8°, 10°.
- 밸런스 힘과 모멘트를 기록합니다.
- 1.19에서 1.20으로 반복하여 모든 테스트 포인트가 완료될 때까지 공격 각도를 점진적으로 늘립니다.
- 공격 각도를 α 0으로 되돌리고 야각도를 설정합니다. β 테스트용 야우 각도 = 0°, 5°, 10°입니다.
- 밸런스 힘과 모멘트를 기록합니다.
- 모든 테스트 포인트가 완료될 때까지 1.22 ~ 1.23 단계를 반복하여 야각도를 점진적으로 늘립니다.
- 외부 균형을 잠그고 DC-6B 모델에서 꼬리를 제거합니다. 꼬리 콘을 설치하고 1.19 ~ 1.24 단계를 반복합니다.
- 모든 데이터가 수집되면 풍동 냉각 시스템을 끄고 외부 균형을 잠그고 풍동을 끕니다.
2. 무풍속 시험
- 테스트 섹션과 풍동이 이물질이 없는지 확인하고 부품을 느슨하게 한 다음 테스트 섹션 문을 닫습니다.
- 피치 각도를 0으로 설정합니다.
- 외부 균형을 해제합니다.
- 풍터널 속도 다이얼을 0으로 설정하고 풍구와 풍속 냉각 시스템을 켭니다.
- 밸런스 힘과 모멘트를 기록합니다.
- 동적 압력을 7인치 H2O로 설정합니다.
- α = -6°로 시작하여 공격 각도를 설정합니다. α 테스트용 공격 각도 = -6°, -4°, -2°, 0°, 2°, 4°, 6°, 8°, 10°.
- 필요한 경우 동적 압력을 7인치 H2O로 조정하고 밸런스 힘과 모멘트를 기록합니다.
- 모든 테스트 포인트가 실행될 때까지 2.7 - 2.8 단계를 반복하여 공격 각도를 점진적으로 늘립니다.
- 공격 각도를 0으로 되돌리고 야각도를 설정합니다. 다음 요 각도는 β = 0°, 5°, 10°를 테스트해야 합니다.
- 필요한 경우 동적 압력을 7인치 H2O로 조정하고 밸런스 힘과 모멘트를 기록합니다.
- 모든 테스트 포인트가 실행될 때까지 2.10 - 2.11 단계를 반복하여 야각도를 점진적으로 늘립니다.
- 천천히 공기 속도를 0으로 줄인 다음 외부 균형을 잠급니다.
- DC-6B 모델 테일 콘을 제거하고 전체 꼬리를 설치합니다.
- 2.7~ 2.12단계를 반복합니다.
- 모든 데이터가 수집되면 풍동 냉각 시스템을 끄고 외부 균형을 잠그고 풍동을 끕니다.
항공기를 3차원으로 작동하려면 3차원으로 항공기의 태도 또는 방향을 제어할 수 있어야 합니다. 따라서 비행기의 위치와 변경 사항을 설명하기 위해 세 가지 주요 축을 정의합니다. 이 세 축의 기원은 질량의 평균 위치인 항공기의 무게 중심에 있습니다.
야우 축은 항공기의 날개에 수직이며 좌우로 의 움직임을 설명합니다. 피치 축은 날개와 평행을 지향하며 야축에 수직으로 연결됩니다. 피치 모션은 코의 위아래 동작입니다. 마지막으로 롤 축은 항공기의 길이를 실행하고 날개의 수직 움직임을 설명합니다.
이러한 방향에서 위치를 변경할 때 항공기의 공기역학적 특성을 평가하기 위해 리프트, 드래그 및 모멘트를 설명하는 여러 가지 계수를 측정할 수 있습니다. 리프트 및 드래그 계수는 치수 값이 지체없는 값으로 리프트 및 드래그에 모양과 흐름의 복잡한 효과를 모델링할 수 있습니다.
리프트 및 드래그 계수는 L과 D가 리프트 및 드래그되는 경우 와 같이 정의되며 S는 항공기 모델의 참조 영역입니다. 로와 V는 자유 스트림의 밀도와 속도입니다. 로 V제곱을 2개 이상 단순화하여 동적 압력q에 단순화할 수 있습니다.
마찬가지로 엔지니어는 피칭 모멘트라고 불리는 피치 축 방향으로 항공기의 힘에 의해 생성된 토크를 설명하는 차원이 없는 값인 피칭 모멘트 계수를 측정합니다.
리프트 및 드래그 계수와 마찬가지로, 피칭 모멘트 계수는 M이 피칭 모멘트인 경우, Q는 동적 압력이고 S와 C는 항공기의 기준 영역 및 기준 길이입니다.
마지막으로, 요축 방향으로 생성된 토크를 설명하는 야우 모멘트 계수를 측정할 수 있습니다. 이 계수는 N이 야모모이며 B는 항공기의 날개 길이인 그림과 같이 정의됩니다.
엔지니어는 이러한 계수를 사용하여 항공기 성능과 안정성을 연구합니다. 피치 또는 야우 각도와 관련하여 가져온 안정성 유도체는 항공기가 안정적이거나 불안정한지 여부를 나타냅니다.
예를 들어, 공격 각도인 알파가 갑자기 돌풍에 의해 증가하면 항공기의 대응이 안정성을 결정합니다. 공격 각도가 무기한 증가하는 경우 항공기가 불안정합니다. 이는 긍정적 인 안정성 유도체에 의해 표시되며, 투수 순간 계수가 알파로 계속 증가하고 있음을 보여준다.
음의 안정성 계수를 제공하는 야우 각 베타와 관련하여 방향 불안정도 마찬가지입니다. 공격 각도 또는 야우 각도가 초기 값으로 돌아오면 항공기가 안정적이라고 합니다. 이는 불안정한 조건과 는 반대로 안정성 유도체에 반영됩니다.
이 실험에서는 다양한 피치와 야우 각도의 기류에 노출되어 모델 항공기를 검사하고 꼬리와 함께 안정성과 성능을 결정합니다.
이 실험에서는 다양한 피치와 야우 각도의 기류에 노출되어 모델 항공기를 검사하고 꼬리와 함께 안정성과 성능을 결정합니다.
이 실험을 위해서는 공격 각도를 제어하는 힘 균형이 있는 공기역학풍동과 실험 중에 외부적으로 야우 각도를 사용해야 합니다. 또한 스트럿을 사용하여 힘 균형에 부착하는 DC-6B 항공기 모델이 필요합니다.
먼저 외부 밸런스를 잠그고 스트럿을 균형에 설치하여 스트럿의 효과를 분석하여 비행기 측정에서 빼낼 수 있습니다. yaw 모터 노브를 조정하여 야우 각도를 0으로 설정합니다.
이제 컴퓨터를 켜고 외부 힘 균형에 대한 데이터 수집 시스템을 켭니다. 테스트 전에 시스템을 30분 동안 워밍업할 수 있습니다.
시스템이 워밍업되면 데이터 수집 소프트웨어를 엽니다. 실내 압력과 온도를 읽고 노트북에 이러한 값을 기록합니다. 수은 기압계와 함께 기압을 사용하여 기압을 수정합니다.
이제 테스트 섹션과 풍관이 파편과 느슨한 부품이 없는지 확인하십시오. 그런 다음 테스트 섹션 문을 닫습니다. 외부 균형을 해제합니다. 그런 다음 풍구 속도 다이얼을 0으로 설정합니다. 풍토리와 풍터널 냉각 시스템을 켭니다. 밸런스 힘과 모멘트를 풍속으로 0으로 기록합니다.
이제 yaw 컨트롤을 사용하여 야우 각도를 5°로 조정합니다. 그런 다음 밸런스 힘과 순간을 0 풍속으로 다시 기록합니다. 10°의 야각도와 풍속제로 이러한 측정값을 다시 반복합니다. 이제 yaw 각도를 다시 0으로 설정한 다음 동적 압력을 7 인치의 물로 설정합니다. 그런 다음 밸런스 힘과 순간을 다시 기록합니다.
이제 야각도를 5°로 설정하고, 동적 압력을 필요한 경우 7인치의 물로 다시 조정한 다음 밸런스 힘과 모멘트를 기록합니다. 동일한 측정을 10°의 야각도로 반복하여 필요한 경우 동적 압력을 다시 7인치의 물로 재설정합니다. 측정값을 기록한 후, 야각도를 0으로 되돌리고 풍구를 끕니다.
모델 DC-6B 비행기의 보정을 시작하려면 먼저 외부 균형을 잠그고 테스트 섹션을 엽니다. 그런 다음 꼬리가 있는 DC-6B 모델을 설치합니다. 전자 레벨을 사용하여 피치 각도를 보정하고 필요한 경우 0으로 조정합니다.
테스트 섹션 문을 닫은 후 외부 균형의 잠금을 해제한 후 코 다운 버튼을 눌러 피치 각도를 -6°로 설정합니다. 이제 모델의 무게를 고려하는 데 필요한 보정을 얻기 위해 풍동을 끄고 밸런스 힘과 순간을 기록합니다.
피치 각도를 -4°로 변경하고 이전과 같이 힘과 모멘트의 측정을 반복합니다. 2° 증분으로 최대 10°의 공격 각도에 대한 테스트를 수행합니다. 그런 다음 피치 각도를 0으로 반환합니다. 이제 yaw 각도 0,5 및 10°에 대해 동일한 테스트를 수행합니다. 모든 각도를 테스트한 경우 외부 균형을 잠그고 테스트 섹션을 열고 DC-6B 모델 꼬리를 제거합니다.
그런 다음 꼬리 콘을 설치하여 풍동을 끄면 모델 중량 기여도를 측정할 수 있습니다. 이제 테스트 섹션을 닫고 yaw 각도를 0으로 설정하고 이전과 같이 -6에서 10°까지 모든 피치 각도에 대한 힘과 모멘트 측정값을 기록합니다.
이러한 측정이 완료되면 세 개의 야우 각도에 대해 피치 각도0으로 테스트를 다시 반복합니다. 완료되면 외부 균형을 잠급합니다.
이제 영하의 풍속으로 실험을 진행할 것입니다. 먼저 테스트 섹션에서 이물질과 느슨한 부품에 대해 확인합니다. 그런 다음 테스트 섹션 문을 닫습니다.
다음으로 피치 각도를 0으로 설정하고 외부 밸런스의 잠금을 해제합니다. 풍토연 속도 다이얼을 0으로 설정한 다음 풍구를 켭니다. 기류를 켜기 전에 밸런스 힘과 순간을 기록합니다. 이제 7인치의 물과 동일한 동적 압력으로 공기 흐름을 켭니다. 그런 다음 피치 각도를 -6°로 설정하고 이 설정의 밸런스 힘과 모멘트를 기록하기 전에 필요한 경우 동적 압력을 다시 7인치의 물로 조정합니다.
교정 단계에서 테스트된 각 피치 각도에 대한 측정값을 반복합니다. 그런 다음 피치와 요 각도를 0으로 되돌려 보입니다. 필요한 경우 동적 압력을 다시 조정한 다음 밸런스 힘과 모멘트를 기록합니다. 이전과 마찬가지로 교정 중에 테스트된 요 각도에 대한 측정값을 반복합니다.
모든 측정값을 수행하면 천천히 공기 속도를 0으로 줄입니다. 이제 외부 균형을 잠그고 테스트 섹션을 엽니다. DC-6B 테일 콘을 제거하고 전체 꼬리를 설치합니다. 그런 다음 테스트 섹션을 닫고 이전에 테스트한 모든 피치 각도와 7인치의 물의 풍동 동적 압력으로 측정을 반복합니다.
본 실험에서는 DC-6B 항공기 모델의 성능 및 안정성 특성을 두 가지 구성으로 획득했으며, 기존의 비행기 꼬리와 꼬리제거를 통해.
각 구성에 대해, 측정된 힘을 조정하여 모델을 끄고 힘을 빼서 스트럿의 무게를 제거하고 모델끄기와 바람을 켜고 힘에서 꺼낸다.
그런 다음 모델의 힘을 모델으로 빼고 모델이 켜지고 바람이 켜진 힘으로 바람을 피우면 모델의 중량 효과를 제거합니다. 그런 다음 모델의 중량 조정 된 힘에서 스트럿의 중량 조정 힘을 빼서 스트럿의 공기역학적 효과를 제거합니다.
이러한 조정된 힘을 사용하여 이러한 방정식을 사용하여 리프트 계수를 계산하고 계수를 드래그할 수 있습니다. 여기서, L은 리프트이고 D는 실험에서 측정된 드래그이다. S는 모델 기준 영역이며 q는 동적 압력입니다.
이제 리프트를 플롯하고 계수를 피치 각도에 대고 드래그하면 항공기의 꼬리가 최대 리프트를 증가시키는 것을 볼 수 있지만 꼬리는 드래그를 증가시킵니다. 다음으로, 피칭 순간 계수를 살펴 보자. 피칭 모멘트 M은 실험에서 측정되었습니다.
그런 다음 피치 각도에 대해 피치 모멘트 계수를 플롯합니다. 공격 각도가 높아지면 피치 순간이 증가하면 레벨 헤딩으로 돌아갈 수 없기 때문에 항공기가 불안정하다는 것을 기억하십시오. 그러나 공격 각도가 증가함에 따라 피치 모멘트가 감소하면 피치 모멘트가 피치 각도가 무기한 증가하거나 감소하는 것을 방지하는 역할을 합니다. 따라서 항공기의 안정성을 높일 수 있습니다.
꼬리 오프 구성의 경우 피치 각도가 증가함에 따라 피치 계수가 증가하여 이 구성에서 항공기가 불안정하다는 것을 보여 줌습니다. 반면, 구성의 꼬리는 반대 동작을 나타내며, 피치 각도가 증가함에 따라 피치 계수가 감소하여 꼬리가 항공기에 안정성을 더한다는 것을 보여준다.
마찬가지로, 우리는 야 모멘트 계수를 계산합니다. Yaw 순간, N, 우리의 실험에서 측정되었다. 여기서 우리는 야우 각도대 야모 모멘트 계수의 플롯을 보여줍니다.
방향 안정성을 위해, 양수 측 슬립 각 베타는 항공기 코가 움직임방향의 왼쪽을 가리키고, 베타가 음수인 경우 오른쪽으로 가리키는 것을 의미한다. 야 모멘트 계수는 오른쪽에 긍정적이고 왼쪽은 부정적입니다.
그러나, 베타가 증가함에 따라 야모가 감소하면, 꼬리 오프 구성에 대해처럼, 비행기는 제로 베타 위치로 돌아가는 경향이 없으며 불안정하다. 따라서, 우리는 비행기 꼬리가 안정성을 달성하기 위해 필요하다고 결론을 내릴 수 있습니다, 그것은 약간의 성능 저하를 초래하더라도.
요약하자면, 항공기의 공기역학적 특성은 리프트, 드래그 및 모멘트 계수에 의해 어떻게 설명되는지 알게 되었습니다. 그런 다음 윈드 터널에서 모델 DC-6B 항공기에서 경험한 공기역학적 힘을 측정하여 비행 성능과 안정성을 분석했습니다.
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Results
이 데모에서는 두 가지 구성에서 DC-6B 모델의 성능 및 안정성 특성을 측정했습니다. 한 구성에서, 기존의 비행기 꼬리는 모델(tail-on)에 부착되었고, 두 번째 구성에서는 꼬리를 제거하고 원뿔(tail-off)으로 교체하였다. 각 구성에 대해 공격 각도로 리프트 계수 및 드래그 계수의 변형이 결정되었습니다(그림 3). 공격 각도및 베타에 대하여 피치 모멘트 계수 및 야모계 계수의 변화도 조사하였다(도 4).
결과는 꼬리의 공기역학적 효과를 보여줍니다. 그림 3에서는 꼬리가 최대 리프트와 드래그를 증가하지만 전체 꼬리는 공기역학적 성능을 감소시킵니다. 꼬리가 꺼지면 모델은 세로적으로 방향적으로 불안정합니다(그림 4). 따라서 항공기 성능이 저하될 수 있더라도 안정성을 달성하기 위해 비행기 꼬리가 필요합니다.
그림 3. 테일온 및 테일오프 구성에 대한 성능 평가 곡선입니다. A) 리프트 계수 대 α; B) 계수 대 α 드래그; C) 드래그 폴라; 및 D) L/D vs α. 이 그림의 더 큰 버전을 보려면 여기를 클릭하십시오.
그림 4. 꼬리 켜기 및 꼬리 오프 구성에 대한 성능 평가 곡선. A) 피치 모멘트 계수 vs α; B) 야 모멘트 계수 vs β. 이 그림의 더 큰 버전을 보려면 여기를 클릭하십시오.
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Applications and Summary
풍동에서 공기역학적 균형을 사용하여 소규모 모델을 테스트하면 항공기의 주요 공기역학적 특성을 판단할 수 있습니다. 6-component 균형은 세 가지 힘 구성 요소, 리프트, 드래그 및 측면 힘, 그리고 세 순간 구성 요소, 피치, 요, 롤 모멘트측정합니다.
본격적인 물체와 모델 간의 동적 유사성이 달성될 때, 예를 들어 레이놀즈 수는 비압축성 안정흐름의 경우 동일하며, 소규모 모델을 사용하여 얻은 공기역학계는 성능 및 정적 안정성과 같은 본격적인 개체 및 공기역학적 특성에 적용되며, 결정될 수 있다.
풍관의 외부 저울에 의한 힘과 모멘트 측정에는 여러 가지 응용 프로그램이 있습니다. 이 방법은 항공 우주 산업에서 널리 사용됩니다. 그러나 해군 공학, 자동차 산업 및 토목 공학과 같은 많은 분야에서 연구 개발에 성공적으로 적용되었습니다.
해군 공학에는 여러 가지 응용 프로그램이 있습니다. 예를 들어, 항해 보트와 경주용 보트는 공기역학적 힘에 의해 크게 영향을 받고 있으며, 선박에 미치는 영향은 성능을 최적화하기 위해 고려되어야 합니다. 저속 선박 설계의 경우 공기역학적 힘을 고려하여 연료 소비를 줄이고 전반적인 성능을 향상시켜야 합니다.
풍터널 테스트의 이점을 누릴 수 있는 또 다른 산업은 자동차 산업입니다. 풍터널 테스트는 자동차가 경험한 드래그 힘, 측면 힘 및 순간을 결정하는 데 사용됩니다. 이 기술은 더 경쟁력있고 효율적인 디자인으로 이어지기 때문에 이것은 이제 신차 개발을위한 표준 관행입니다.
힘 측정을 위한 풍구 테스트는 성능 최적화에 국한되지 않습니다. 현대 토목 산업에서 풍차 테스트는 안전을 높이는 데 사용됩니다. 크고 날씬한 고층 빌딩이 강풍의 영향을 받습니다. 이러한 돌풍은 건물 붕괴를 피하기 위해 건물 설계에서 고려해야 할 높은 하중을 생성합니다. 이는 안전을 보장하기 위해 풍관에서 테스트해야 하는 교량에도 적용됩니다.
재료 목록:
| 이름 | 회사 | 카탈로그 번호 | 코멘트 |
| 설비 | |||
| 저속 풍동 | SDSU | 0-180 mph 범위의 속도와 닫힌 리턴 타입 테스트 섹션 크기 45W-32H-67L 인치 |
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| DC-6B 풀 모델 | SDSU | 참조 영역 =2에서 93.81 평균 코드 길이 = 3.466 에서 스팬 = 27.066 에서 종횡비 = 7.809 모멘트 참조 Z-거리(in) = 0* 모멘트 참조 X-거리(in) = 0* |
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| 외부 공기역학적 힘 균형 | SDSU | 6-구성 요소, 로드 셀, 스트레인 게이지 유형 밸런스 시스템은 다음과 같은 부하 제한을 가합니다. 리프트 = 150 파운드; 드래그 = 50 파운드; 사이드 포스 100 파운드; 피치 1000 파운드-인; 롤 1000 파운드-인; Yaw 1000 파운드 인. |
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| 디지털 서비스 모듈 | 스카니밸브 | DSM4000 | |
| 기압계 | |||
| 기압계 | 메리암 악기 (주) | 34FB8 | 10" 범위의 물 기마계. |
| 온도계 |
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