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模型飞机的空气动力学性能:DC-6B
 

模型飞机的空气动力学性能:DC-6B

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为了在三个维度上操作飞机,我们必须能够控制其姿态或方向,在三个维度上。因此,我们定义三个主轴来描述飞机的位置和对飞机所做的任何更改。这三个轴的起源位于飞机的重心,这是其质量的平均位置。

偏航轴垂直于飞机的机翼,描述其从一侧到一侧的运动。间距轴与翼方向平行,垂直于偏航轴。俯仰运动是鼻子的上下运动。最后,滚动轴运行飞机的长度,并描述机翼的垂直运动。

为了评估飞机在这些方向位置变化时的空气动力学特性,我们可以测量几个描述提升、阻力和力矩的不同系数。提升系数和阻力系数是无尺寸值,使我们能够对形状和流在提升和拖动上的复杂影响进行建模。

提升系数和阻力系数如下图所示,其中 L 和 D 是提升和拖动,S 是飞机模型的参考区域。Rho 和 V 是自由流的密度和速度。我们可以简化 rho V 平方超过两到动态压力,q。

同样,工程师测量俯仰力矩系数,这是一个无尺寸值,用于描述飞机上的力在俯仰轴方向上产生的扭矩,称为俯仰力矩。

与提升系数和阻力系数一样,俯仰力矩系数的定义如下,其中 M 是俯仰力矩,q 是动态压力,S 和 C 是飞机的参考区域和参考长度。

最后,我们可以测量偏航力矩系数,该系数描述了偏航轴方向产生的扭矩。此系数定义为所示,其中 N 是偏航矩,B 是飞机上的翼展。

工程师使用这些系数来研究飞机的性能和稳定性。与螺距或偏航角有关的稳定性导数表明飞机是稳定还是不稳定。

例如,如果攻击角度 alpha 突然被阵风增加,飞机的反应将决定其稳定性。如果攻击角度持续增加,飞机是不稳定的。这由正稳定性导数显示,表明间距矩系数继续随 alpha 增加。

偏航角贝塔的方向不稳定性也是如此,偏航角贝塔为负稳定性系数。如果攻击角度或偏航角度返回到其初始值,则飞机被认为是稳定的。这反映在稳定性导数中,后者与不稳定条件相反。

在本实验中,我们将检查模型飞机,因为它暴露在不同音高和偏航角度的气流中,并确定其尾部和无尾机的稳定性和性能。

在本实验中,我们将检查模型飞机,因为它暴露在不同音高和偏航角度的气流中,并确定其尾部和无尾机的稳定性和性能。

对于此实验,您需要使用具有力平衡的空气动力学风洞,该风洞控制攻击角度(也称为俯仰角)和实验期间外部偏航角度。您还需要一个DC-6B飞机模型,使用支柱连接到力平衡。

首先,锁定外部平衡并将支柱安装在天平上,单独分析支柱的影响,以便从飞机测量中减去它们。通过调整偏航电机旋钮将偏航角度设置为 0。

现在打开计算机并打开数据采集系统进行外力平衡。在测试前让系统预热 30 分钟。

系统预热后,打开数据采集软件。阅读室压和温度,并将这些值记录在笔记本中。使用汞气压计附带的气压计,校正气压。

现在,请确保测试部分和风洞没有碎屑和松动部件。然后关闭测试部分门。解锁外部平衡。然后将风洞速度拨号设置为 0。打开风洞和风洞冷却系统。记录平衡力和时刻与风速在0。

现在,使用偏航控制将偏航角度调整到 5°。然后在 0 级风速下再次记录平衡力和时刻。以 10° 的偏航角度和零风速再次重复这些测量。现在将偏航角度设置回 0,然后将动态压力设置为 7 英寸的水。然后再次记录平衡力和时刻。

现在,将偏航角度设置为 5°,如有必要,将动态压力调整回 7 英寸的水,然后记录平衡力和力矩。以 10° 的偏航角度重复相同的测量,如有必要,将动态压力重置回 7 英寸的水。记录测量值后,将偏航角度返回零,然后关闭风洞。

要开始校准 DC-6B 型号飞机,首先锁定外部天平并打开测试部分。然后安装带尾部的 DC-6B 型号。使用电子电平校准俯仰角度,并根据需要进行调整到零。

关闭测试部分门后,解锁外部平衡,按下鼻子向下按钮将俯仰角度设置为 -6°。现在,记录平衡力和时刻与风洞关闭,以获得必要的校正,以考虑模型的重量。

将俯仰角度更改为 -4°,并像以前那样重复力和力矩的测量。以 2° 的增量对高达 10° 的攻击角度进行测试。然后,将俯仰角度返回零。现在对偏航角度 0、5 和 10° 进行相同的测试。测试所有角度后,锁定外部天平,打开测试部分,并拆下 DC-6B 型号尾部。

然后安装尾锥,以便我们可以测量模型重量贡献与风洞关闭。现在关闭测试部分,将偏航角度设置为零,并记录所有螺距角度的力和力矩测量值,从 -6 到 10°,与之前一样。

完成这些测量后,以 3 个偏航角度 0 再次重复测试。完成后,锁定外部余额。

现在,我们将以非零风速进行实验。首先,检查测试部分有无碎屑和松动部件。然后,关闭测试部分门。

接下来,将俯仰角度设置为零并解锁外部平衡。将风洞速度拨盘设置为零,然后打开风洞。在打开气流之前,记录平衡力和时刻。现在打开气流,动态压力等于 7 英寸的水。然后,将俯仰角度设置为 -6°,并根据需要将动态压力调整回 7 英寸的水,然后记录此设置的平衡力和力矩。

对校准步骤中测试的每个螺距角度重复测量。然后,将音高和偏航角度返回至零。如果需要,请再次调整动态压力,然后记录平衡力和力矩。与之前一样,重复校准期间测试的偏航角度的测量。

进行所有测量后,缓慢地将空气速度降至零。现在锁定外部余额并打开测试部分。拆下 DC-6B 尾锥并安装整个尾部。然后关闭测试部分,重复以前测试的风洞动态压力为 7 英寸的水的所有螺距角度和偏航角度的测量。

在本实验中,我们获得了DC-6B飞机型号在两种配置中的性能和稳定性特性,传统飞机尾部和尾部被移除。

对于每种配置,调整测量力以减去模型关闭的力来去除支柱的重量,并在模型关闭和风上关闭时从力中清除。

然后,通过减去带模型的力,从打开模型和风的力中减去力,消除模型权重的影响。然后,通过从模型的重量调整力中减去支柱的重量调整力来消除支柱的空气动力学效果。

使用这些调整力,我们可以使用这些方程计算提升系数和阻力系数。在这里,L是提升,D是阻力,这是在实验中测量的。S 是模型参考区域,q 是动态压力。

现在,如果我们根据俯仰角度绘制提升和拖动系数,我们可以看到飞机上的尾部会增加最大提升,但尾部也会增加阻力。接下来,让我们来看看投球矩系数。投球时刻,M,在我们的实验中被测量。

然后,我们将根据间距角度绘制间距矩系数。请记住,如果音高时刻随着攻击角度的增加而增加,飞机就会不稳定,因为它无法返回水平方向。但是,如果音高矩随着攻击角度的增加而减小,则音高矩的作用是防止音高角度无限增加或减小;从而确保飞机的稳定性。

对于尾部关闭配置,螺距系数随螺距角度的增加而增加,表明飞机在此配置中不稳定。另一方面,配置上的尾部表现出相反的行为,其中螺距系数随着螺距角度的增加而减小,表明尾部增加了飞机的稳定性。

同样,我们将计算偏航矩系数。偏航时刻,N,在我们的实验中被测量。在这里,我们显示了偏航矩系数与偏航角度的图解。

对于方向稳定性,正侧滑动角度 beta 表示飞机机头指向运动方向的左侧,如果 beta 为负,则指向右侧。偏航矩系数向右为正,左侧为负。

但是,如果偏航矩随着 beta 的增加而减小,就像尾部关闭配置一样,飞机不会返回零 beta 位置且不稳定。因此,我们可以得出结论,飞机尾部是实现稳定性所必需的,即使它会导致一些性能降低。

总之,我们了解了飞机的空气动力学特性是如何通过提升、阻力和力矩系数来描述的。然后,我们测量了DC-6B型飞机在风洞中经历的空气动力学力,以分析其飞行性能和稳定性。

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