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Performance aérodynamique d'un avion modèle
 

Performance aérodynamique d'un avion modèle : le DC-6B

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Pour faire fonctionner un aéronef en trois dimensions, nous devons être en mesure de contrôler son attitude, ou son orientation, en trois dimensions. Ainsi, nous définissons trois axes principaux pour décrire la position d'un avion et les modifications apportées à celui-ci. L'origine de ces trois axes se trouve au centre de gravité de l'avion, qui est l'emplacement moyen de sa masse.

L'axe de lacet est perpendiculaire aux ailes de l'avion et décrit son mouvement d'un côté à l'autre. L'axe de tangage est orienté parallèlement à l'aile et perpendiculaire à l'axe de lacet. Le mouvement de pas est le mouvement de haut en bas du nez. Enfin, l'axe de roulis s'étend sur toute la longueur de l'avion et décrit le mouvement vertical des ailes.

Pour évaluer les caractéristiques aérodynamiques d'un aéronef au fur et à mesure qu'il change de position dans ces directions, nous pouvons mesurer plusieurs coefficients différents qui décrivent la portance, la traînée et le moment. Les coefficients de levage et de traînée sont des valeurs sans dimension qui nous permettent de modéliser les effets complexes de la forme et de l'écoulement sur la portance et la traînée.

Les coefficients de portance et de traînée sont définis comme indiqués, où L et D sont la portance et la traînée, et S est la zone de référence du modèle de l'avion. Rho et V sont la densité et la vitesse du flux libre. Nous pouvons simplifier rho V au carré sur deux à la pression dynamique, q.

De même, les ingénieurs mesurent le coefficient de moment de tangage, qui est une valeur sans dimension qui décrit le couple produit par les forces sur l'avion dans la direction de l'axe de tangage, appelé le moment de tangage.

Comme les coefficients de levage et de traînée, le coefficient de moment de tangage est défini comme indiqué, où M est le moment de tangage, q est la pression dynamique, et S et C sont la zone de référence et la longueur de référence de l'avion.

Enfin, nous pouvons mesurer le coefficient de moment de lacet, qui décrit le couple produit dans la direction de l'axe de lacet. Ce coefficient est défini comme indiqué, où N est le moment de lacet, et B est l'envergure de l'avion.

Les ingénieurs utilisent ces coefficients pour étudier les performances et la stabilité de l'avion. Les dérivés de stabilité, pris en ce qui concerne les angles de tangage ou de lacet, indiquent si l'avion est stable ou instable.

Par exemple, si l'angle d'attaque, alpha, est soudainement augmenté par une rafale de vent, la réponse de l'avion détermine sa stabilité. Si l'angle d'attaque ne cesse d'augmenter indéfiniment, l'avion est instable. Ceci est démontré par un dérivé de stabilité positive, montrant que le coefficient de moment de tangage continue d'augmenter avec l'alpha.

Il en va de même pour l'instabilité directionnelle en ce qui concerne la bêta à angle de lacet, qui donne un coefficient de stabilité négatif. Si l'angle d'attaque ou l'angle de lacet revient à leurs valeurs initiales, on dit que l'avion est stable. Cela se reflète dans les dérivés de stabilité, qui sont opposés aux conditions instables.

Dans cette expérience, nous examinerons un modèle d'avion car il est exposé au flux d'air à différents angles de tangage et de lacet et déterminerons sa stabilité et ses performances avec et sans sa queue.

Dans cette expérience, nous examinerons un modèle d'avion car il est exposé au flux d'air à différents angles de tangage et de lacet et déterminerons sa stabilité et ses performances avec et sans sa queue.

Pour cette expérience, vous aurez besoin d'utiliser une soufflerie aérodynamique avec un équilibre de force qui contrôle l'angle d'attaque, également appelé l'angle de tangage, et l'angle de lacet à l'extérieur pendant l'expérience. Vous aurez également besoin d'un modèle d'avion DC-6B qui se fixe à l'équilibre de la force à l'aide de jambes de force.

Pour commencer, verrouillez l'équilibre externe et installez les jambes de force sur le solde pour analyser les effets des jambes de force seules, afin qu'elles puissent être soustraites des mesures de l'avion. Réglez l'angle de lacet à 0 en ajustant le bouton moteur de lacet.

Maintenant, allumez l'ordinateur et activez le système d'acquisition de données pour le solde de force externe. Laisser le système se réchauffer pendant 30 minutes avant les essais.

Une fois que le système s'est réchauffé, ouvrez le logiciel d'acquisition de données. Lisez la pression et la température de la pièce et enregistrez ces valeurs dans votre ordinateur portable. Corriger la pression barométrique, à l'aide de la feuille de calcul baromètre qui accompagne le baromètre de mercure.

Assurez-vous maintenant que la section d'essai et la soufflerie sont exemptes de débris et de pièces détachées. Fermez ensuite les portes de la section d'essai. Débloquez l'équilibre externe. Ensuite, placez le cadran de vitesse de soufflerie à 0. Allumez la soufflerie et le système de refroidissement de la soufflerie. Enregistrez les forces d'équilibre et les moments avec la vitesse du vent à 0.

Maintenant, ajustez l'angle de lacet à 5 degrés à l'aide du contrôle du lacet. Ensuite, enregistrez les forces d'équilibre et les moments à nouveau à 0 vitesse du vent. Répétez ces mesures à nouveau à un angle de lacet de 10 degrés et à vitesse de vent zéro. Maintenant, replacez l'angle de lacet à 0, puis placez la pression dynamique à 7 pouces d'eau. Puis enregistrez les forces d'équilibre et les moments à nouveau.

Maintenant, réglez l'angle de lacet à 5 degrés, réglez la pression dynamique à 7 pouces d'eau, si nécessaire, puis enregistrez les forces d'équilibre et les moments. Répétez les mêmes mesures à un angle de lacet de 10 degrés, en réinitialisant la pression dynamique à 7 pouces d'eau, si nécessaire. Une fois les mesures enregistrées, retournez l'angle de lacet à zéro et éteignez la soufflerie.

Pour commencer l'étalonnage du modèle DC-6B, verrouillez d'abord l'équilibre externe et ouvrez la section d'essai. Ensuite, installez le modèle DC-6B avec la queue allumée. Calibrer l'angle de tangage à l'aide d'un niveau électronique et faire des ajustements à zéro si nécessaire.

Après avoir fermé les portes de la section d'essai, déverrouiller l'équilibre externe, appuyez sur le bouton nez vers le bas pour définir l'angle de tangage à -6 degrés. Maintenant, enregistrez les forces d'équilibre et les moments avec la soufflerie hors d'acquérir la correction nécessaire pour tenir compte du poids du modèle.

Changez l'angle de tangage à -4 et répétez la mesure de la force et les moments comme avant. Effectuez le test pour les angles d'attaque jusqu'à 10 degrés avec des incréments de 2 degrés. Ensuite, retournez l'angle de tangage à zéro. Maintenant, effectuez le même test pour les angles de lacet 0,5, et 10. Lorsque tous les angles ont été testés, verrouillez l'équilibre externe, ouvrez la section de test et retirez la queue du modèle DC-6B.

Ensuite, installez le cône de queue, afin que nous puissions mesurer la contribution de poids du modèle avec la soufflerie éteinte. Fermez maintenant la section d'essai, fixez l'angle de lacet à zéro, et enregistrez les mesures de force et de moment pour tous les angles de pas de -6 à 10 degrés, comme avant.

Une fois ces mesures terminées, répétez le test à nouveau à un angle de tangage de0 pour les trois angles de lacet. Une fois terminé, verrouillez le solde externe.

Maintenant, nous allons exécuter l'expérience avec une vitesse de vent non-zéro. Pour commencer, vérifiez la section d'essai pour les débris et les pièces détachées. Ensuite, fermez les portes de la section d'essai.

Ensuite, définir l'angle de tangage à zéro et déverrouiller l'équilibre externe. Placez le cadran de vitesse de soufflerie à zéro, puis allumez la soufflerie. Enregistrez les forces d'équilibre et les moments avant d'allumer le flux d'air. Maintenant, allumez le flux d'air avec la pression dynamique égale à 7 pouces d'eau. Ensuite, réglez l'angle de tangage à -6 degrés, et réglez la pression dynamique à 7 pouces d'eau, si nécessaire, avant d'enregistrer les forces d'équilibre et les moments pour ce réglage.

Répétez la mesure pour chacun des angles de hauteur testés dans les étapes d'étalonnage. Ensuite, retournez le terrain et les angles de lacet à zéro. Ajustez la pression dynamique à nouveau si nécessaire, puis enregistrez les forces d'équilibre et les moments. Comme avant, répétez les mesures pour les angles de lacet testés pendant l'étalonnage.

Une fois que toutes les mesures ont été prises, diminuez lentement la vitesse de l'air à zéro. Maintenant, verrouillez l'équilibre externe et ouvrez la section de test. Retirez le cône de queue DC-6B et installez la queue complète. Fermez ensuite la section d'essai et répétez les mesures pour tous les angles de tangage et les angles de lacet testés précédemment avec une pression dynamique de tunnel éolien de 7 pouces d'eau.

Dans cette expérience, nous avons obtenu les caractéristiques de performance et de stabilité d'un modèle d'avion DC-6B dans deux configurations, avec la queue d'avion conventionnelle et avec la queue enlevée.

Pour chaque configuration, ajustez les forces mesurées pour enlever le poids de la jambe de force en soustrayant les forces avec le modèle éteint et en ventant des forces avec le modèle éteint et le vent dessus.

Ensuite, retirez l'effet du poids du modèle en soustrayant les forces avec le modèle et le vent hors des forces avec le modèle sur et le vent sur. Ensuite, retirez l'effet aérodynamique des jambes de force en soustrayant les forces ajustées du poids des jambes de force des forces ajustées du modèle.

En utilisant ces forces ajustées, nous pouvons calculer le coefficient de levage et de glisser à l'aide de ces équations. Ici, L est l'ascenseur et D est la traînée, qui ont été mesurées dans l'expérience. S est la zone de référence du modèle et q est la pression dynamique.

Maintenant, si nous traçons les coefficients de portance et de traînée contre l'angle de tangage, nous pouvons voir que la queue de l'avion augmente la portance maximale, mais la queue augmente également la traînée. Ensuite, regardons le coefficient de moment de tangage. Le moment de lancement, M, a été mesuré dans nos expériences.

Ensuite, nous allons tracer le coefficient de moment de hauteur contre l'angle de tangage. N'oubliez pas que si le moment de tangage augmente avec l'angle d'attaque croissant, l'avion est instable, car il est incapable de revenir au niveau de la position. Mais si le moment de lancement diminue avec l'angle d'attaque croissant, le moment de lancement agit pour empêcher l'angle de tangage d'augmenter ou de diminuer indéfiniment ; ainsi, assurant une plus grande stabilité dans l'avion.

Pour la configuration de la queue hors tension, le coefficient de tangage augmente avec l'augmentation de l'angle de tangage, ce qui montre que l'avion est instable dans cette configuration. D'autre part, la queue sur la configuration présente le comportement opposé, où le coefficient de tangage diminue à mesure que l'angle de tangage augmente, montrant que la queue ajoute de la stabilité à l'avion.

De même, nous calculerons le coefficient de moment de lacet. Le moment de lacet, N, a été mesuré dans nos expériences. Ici, nous montrons une parcelle du coefficient moment de lacet par rapport à l'angle de lacet.

Pour la stabilité directionnelle, une bêta d'angle de glissement latéral positif signifie que le nez de l'avion pointe vers la gauche de la direction du mouvement, et vers la droite si la bêta est négative. Le coefficient de moment de lacet est positif à droite et négatif à gauche.

Toutefois, si le moment de lacet diminue à mesure que la bêta augmente, comme c'est le cas pour la configuration de la queue, l'avion n'a pas tendance à revenir à la position bêta zéro et est instable. Par conséquent, nous pouvons conclure que la queue de l'avion est nécessaire pour atteindre la stabilité, même si elle se traduit par une certaine réduction des performances.

En résumé, nous avons appris comment les caractéristiques aérodynamiques d'un aéronef sont décrites par ses coefficients de portance, de traînée et de moment. Nous avons ensuite mesuré les forces aérodynamiques subies par le modèle DC-6B dans une soufflerie pour analyser ses performances de vol et sa stabilité.

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