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Aerodynamische Leistung eines Modellflugzeugs
 

Aerodynamische Leistung eines Modellflugzeugs: Die DC-6B

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Um ein Flugzeug in drei Dimensionen betreiben zu können, müssen wir in der Lage sein, seine Haltung oder Ausrichtung in drei Dimensionen zu kontrollieren. Daher definieren wir drei Hauptachsen, um die Position eines Flugzeugs und alle an ihm vorgenommenen Änderungen zu beschreiben. Der Ursprung dieser drei Achsen befindet sich im Schwerpunkt des Flugzeugs, der die durchschnittliche Position seiner Masse ist.

Die Gähnachse ist senkrecht zu den Flügeln des Flugzeugs und beschreibt ihre Bewegung von Seite zu Seite. Die Tonhöhenachse ist parallel zum Flügel und senkrecht zur Gähnachse ausgerichtet. Pitch-Bewegung ist die Auf- und Abwärtsbewegung der Nase. Schließlich verläuft die Rollenachse über die Länge des Flugzeugs und beschreibt die vertikale Bewegung der Flügel.

Um die aerodynamischen Eigenschaften eines Flugzeugs zu bewerten, wenn es die Position in diesen Richtungen ändert, können wir mehrere verschiedene Koeffizienten messen, die Lift, Drag und Moment beschreiben. Die Hub- und Ziehkoeffizienten sind bemaßungslose Werte, die es uns ermöglichen, die komplexen Effekte von Form und Durchfluss beim Heben und Ziehen zu modellieren.

Die Hub- und Ziehkoeffizienten werden wie gezeigt definiert, wobei L und D heben und ziehen und S der Referenzbereich des Flugzeugmodells ist. Rho und V sind die Dichte und Geschwindigkeit des freien Stroms. Wir können rho V quadratisch über zwei auf den dynamischen Druck vereinfachen, q.

In ähnlicher Weise messen Ingenieure den Pitching-Moment-Koeffizient, einen maßlosen Wert, der das Drehmoment beschreibt, das durch Kräfte am Flugzeug in Richtung der Pitch-Achse erzeugt wird, das Pitching-Moment.

Wie die Hub- und Ziehkoeffizienten wird der Pitching-Moment-Koeffizient wie gezeigt definiert, wobei M das Pitching-Moment, q der dynamische Druck und S und C der Referenzbereich und die Referenzlänge des Flugzeugs sind.

Schließlich können wir den Gähnmomentkoeffizienten messen, der das in Richtung der Gähnachse erzeugte Drehmoment beschreibt. Dieser Koeffizient wird wie gezeigt definiert, wobei N das Gähnmoment und B die Spannweite im Flugzeug ist.

Ingenieure verwenden diese Koeffizienten, um die Leistung und Stabilität von Flugzeugen zu untersuchen. Die Stabilitätsderivate, die in Bezug auf die Tonhöhen- oder Gähnwinkel aufgenommen werden, geben an, ob das Flugzeug stabil oder instabil ist.

Wenn beispielsweise der Angriffswinkel Alpha plötzlich durch eine Windböe erhöht wird, bestimmt die Reaktion des Flugzeugs seine Stabilität. Wenn der Angriffswinkel auf unbestimmte Zeit zunimmt, ist das Flugzeug instabil. Dies zeigt ein positives Stabilitätsderivat, das zeigt, dass der Pitching-Moment-Koeffizient mit Alpha weiter zunimmt.

Dasselbe gilt für die Richtungsinstabilität in Bezug auf die Gähnwinkel-Beta, die einen negativen Stabilitätskoeffizienten ergibt. Wenn der Angriffswinkel oder gähnenWinkel zu ihren Anfangswerten zurückkehrt, dann gilt das Flugzeug als stabil. Dies spiegelt sich in den Stabilitätsderivaten wider, die den instabilen Bedingungen entgegengesetzt sind.

In diesem Experiment werden wir ein Modellflugzeug untersuchen, da es dem Luftstrom in verschiedenen Steigungs- und Gähnwinkeln ausgesetzt ist und seine Stabilität und Leistung mit und ohne Schwanz bestimmen.

In diesem Experiment werden wir ein Modellflugzeug untersuchen, da es dem Luftstrom in verschiedenen Steigungs- und Gähnwinkeln ausgesetzt ist und seine Stabilität und Leistung mit und ohne Schwanz bestimmen.

Für dieses Experiment müssen Sie einen aerodynamischen Windkanal mit einem Kraftgleichgewicht verwenden, der den Angriffswinkel steuert, der auch als Steigungswinkel bezeichnet wird, und den Gähnwinkel extern während des Experiments. Sie benötigen auch ein DC-6B Flugzeugmodell, das mit Federbeinen an der Kraftbalance befestigt wird.

Um zu beginnen, sperren Sie die externe Waage und installieren Sie die Federbeine auf der Waage, um die Auswirkungen der Federbeine allein zu analysieren, so dass sie aus den Flugzeugmessungen subtrahiert werden können. Stellen Sie den Gähnwinkel auf 0 ein, indem Sie den Gähnmotorknopf einstellen.

Schalten Sie nun den Computer ein und schalten Sie das Datenerfassungssystem für die externe Kraftbilanz ein. Lassen Sie das System vor dem Testen 30 min lang aufwärmen.

Sobald sich das System erwärmt hat, öffnen Sie die Datenerfassungssoftware. Lesen Sie den Raumdruck und die Temperatur und zeichnen Sie diese Werte in Ihrem Notizbuch auf. Korrigieren Sie den luftometrischen Druck mithilfe der Barometertabelle, die dem Quecksilberbarometer beiliegt.

Stellen Sie nun sicher, dass der Testabschnitt und der Windkanal frei von Schmutz und losen Teilen sind. Schließen Sie dann die Testteiltüren. Entsperren Sie den Außensaldo. Stellen Sie dann die Drehzahl von windkanal auf 0 ein. Schalten Sie den Windkanal und das Windkanalkühlsystem ein. Zeichnen Sie die Gleichgewichtskräfte und Momente mit der Windgeschwindigkeit bei 0 auf.

Stellen Sie nun den Gähnwinkel mit der Gähnsteuerung auf 5° ein. Dann notieren Sie die Balancekräfte und Momente wieder bei 0 Windgeschwindigkeit. Wiederholen Sie diese Messungen erneut bei einem Gähnwinkel von 10° und null Windgeschwindigkeit. Stellen Sie nun den Gähnwinkel wieder auf 0 ein und stellen Sie dann den dynamischen Druck auf 7 Zoll Wasser ein. Dann notieren Sie die Balancekräfte und Momente wieder.

Stellen Sie nun den Gähnwinkel auf 5° ein, stellen Sie den dynamischen Druck bei Bedarf wieder auf 7 Zoll Wasser ein und zeichnen Sie dann die Gleichgewichtskräfte und Momente auf. Wiederholen Sie die gleichen Messungen in einem Gähnwinkel von 10°, indem Sie den dynamischen Druck bei Bedarf auf 7 Zoll Wasser zurücksetzen. Nachdem die Messungen aufgezeichnet wurden, kehren Sie den Gähnwinkel auf Null zurück und schalten Sie den Windkanal aus.

Um mit der Kalibrierung des Modells DC-6B zu beginnen, sperren Sie zuerst die außenbilanz und öffnen Sie den Testabschnitt. Installieren Sie dann das DC-6B-Modell mit eingeschaltetem Heck. Kalibrieren Sie den Steigungswinkel mit einem elektronischen Pegel und nehmen Sie bei Bedarf Anpassungen auf Null vor.

Nachdem Sie die Türen des Testabschnitts geschlossen haben, entsperren Sie die Außenwaage, drücken Sie die Nasentaste nach unten, um den Steigungswinkel auf -6° einzustellen. Zeichnen Sie nun die Gleichgewichtskräfte und Momente auf, in denen der Windkanal ausgeschaltet ist, um die Korrektur zu erhalten, die erforderlich ist, um das Gewicht des Modells zu berücksichtigen.

Ändern Sie den Steigungswinkel auf -4° und wiederholen Sie die Messung der Kraft und der Momente wie zuvor. Führen Sie den Test auf Angriffswinkel bis zu 10° mit 2° Schritten durch. Dann kehren Sie den Tonhöhenwinkel auf Null zurück. Führen Sie nun den gleichen Test für die Gierwinkel 0,5,und 10° durch. Wenn alle Winkel getestet wurden, sperren Sie die externe Waage, öffnen Sie den Testabschnitt, und entfernen Sie den Abteil des DC-6B-Modells.

Dann den Heckkegel installieren, damit wir den Modellgewichtsbeitrag mit dem Windkanal abmessen können. Schließen Sie nun den Testabschnitt, stellen Sie den Gähnwinkel auf Null ein, und zeichnen Sie die Kraft- und Momentmessungen für alle Steigungswinkel von -6 bis 10° auf.

Sobald diese Messungen abgeschlossen sind, wiederholen Sie den Test erneut in einem Steigungswinkel von0 für die drei Gähnwinkel. Wenn sie abgeschlossen ist, sperren Sie den externen Saldo.

Jetzt führen wir das Experiment mit einer Windgeschwindigkeit von ungleich Null aus. Überprüfen Sie zunächst den Prüfabschnitt auf Schmutz und lose Teile. Schließen Sie dann die Türen des Testabschnitts.

Als nächstes stellen Sie den Tonhöhenwinkel auf Null ein und entsperren Sie den außenwirtschaftlichen Saldo. Stellen Sie das Drehrad des Windkanals auf Null ein, und schalten Sie dann den Windkanal ein. Zeichnen Sie die Gleichgewichtskräfte und Momente auf, bevor Sie den Luftstrom einschalten. Schalten Sie nun den Luftstrom mit dem dynamischen Druck in Höhe von 7 Zoll Wasser ein. Stellen Sie dann den Steigungswinkel auf -6° ein, und stellen Sie den dynamischen Druck bei Bedarf wieder auf 7 Zoll Wasser ein, bevor Sie die Gleichgewichtskräfte und Momente für diese Einstellung aufzeichnen.

Wiederholen Sie die Messung für jeden der in den Kalibrierungsschritten getesteten Steigungswinkel. Dann kehren Sie die Tonhöhe und Gähnwinkel auf Null zurück. Stellen Sie bei Bedarf den dynamischen Druck erneut ein, und zeichnen Sie dann die Gleichgewichtskräfte und Momente auf. Wiederholen Sie wie zuvor die Messungen für die während der Kalibrierung getesteten Gähnwinkel.

Sobald alle Messungen durchgeführt wurden, verringern Sie langsam die Luftgeschwindigkeit auf Null. Sperren Sie nun die externe Waage, und öffnen Sie den Testabschnitt. Entfernen Sie den DC-6B Schwanzkegel und installieren Sie den kompletten Schwanz. Schließen Sie dann den Testabschnitt und wiederholen Sie die Messungen für alle zuvor getesteten Steigungswinkel und Gähnwinkel mit einem dynamischen Windkanaldruck von 7 Zoll Wasser.

In diesem Experiment haben wir Leistungs- und Stabilitätseigenschaften eines DC-6B-Flugzeugmodells in zwei Konfigurationen erhalten, wobei der konventionelle Flugzeugschwanz und der Schwanz entfernt wurden.

Passen Sie für jede Konfiguration die gemessenen Kräfte an, um das Gewicht der Federbeine zu entfernen, indem Sie die Kräfte mit dem Modell abziehen und sich von den Kräften abwickeln, wenn das Modell ausgeschaltet ist und der Wind anist.

Entfernen Sie dann die Wirkung des Gewichts des Modells, indem Sie die Kräfte mit Modell auf subtrahieren und sich von den Kräften mit dem Modell auf und Wind auf abwickeln. Entfernen Sie dann die aerodynamische Wirkung der Streben, indem Sie die gewichtsangepassten Kräfte der Streben von den gewichtsangepassten Kräften des Modells subtrahieren.

Anhand dieser eingestellten Kräfte können wir den Hebe- und Luftwiderstandskoeffizienten mit diesen Gleichungen berechnen. Hier ist L der Aufzug und D der Luftwiderstand, der im Experiment gemessen wurde. S ist der Modellreferenzbereich und q ist der dynamische Druck.

Wenn wir nun den Hub- und Luftwiderstandskoeffizienten gegen den Steigungswinkel darstellen, können wir sehen, dass der Schwanz am Flugzeug den maximalen Auftrieb erhöht, aber der Schwanz erhöht auch den Luftwiderstand. Als Nächstes sehen wir uns den Pitching-Moment-Koeffizienten an. Der Pitching-Moment M wurde in unseren Experimenten gemessen.

Dann zeichnen wir den Tonhöhenmomentkoeffizienten gegen den Tonhöhenwinkel. Denken Sie daran, dass, wenn das Tonhöhenmoment mit zunehmendem Angriffswinkel zunimmt, das Flugzeug instabil ist, da es nicht in der Lage ist, zur Ebene Überschrift zurückzukehren. Aber wenn das Tonhöhenmoment mit zunehmendem Angriffswinkel abnimmt, wirkt das Tonhöhenmoment, um zu verhindern, dass der Tonhöhenwinkel auf unbestimmte Zeit ansteigt oder abnimmt; dadurch für mehr Stabilität im Flugzeug sorgen.

Bei der Heck-Off-Konfiguration erhöht sich der Tonhöhenkoeffizient mit der Erhöhung des Steigungswinkels, was zeigt, dass das Flugzeug in dieser Konfiguration instabil ist. Auf der anderen Seite zeigt der Schwanz auf der Konfiguration das entgegengesetzte Verhalten, wo der Tonhöhenkoeffizient abnimmt, wenn der Steigungswinkel zunimmt, was zeigt, dass der Schwanz dem Flugzeug Stabilität verleiht.

In ähnlicher Weise berechnen wir den Gähnmomentkoeffizienten. Der Gähnmoment, N, wurde in unseren Experimenten gemessen. Hier zeigen wir ein Diagramm des Gähnmomentkoeffizienten im Vergleich zum Gähnwinkel.

Für die Richtungsstabilität bedeutet ein positiver Seitenschlupfwinkel Beta, dass die Flugzeugnase nach links von der Bewegungsrichtung zeigt, und nach rechts, wenn Beta negativ ist. Der Gähnmomentkoeffizient ist positiv nach rechts und nach links negativ.

Wenn jedoch das Gähnmoment mit zunehmender Beta-Phase abnimmt, wie es bei der Konfiguration des Schwanzes der Abschweifung der Fall ist, neigt das Flugzeug nicht dazu, in die Null-Beta-Position zurückzukehren und ist instabil. Daher können wir schlussfolgern, dass der Flugzeugschwanz notwendig ist, um Stabilität zu erreichen, obwohl es zu einer gewissen Leistungsminderung führt.

Zusammenfassend haben wir gelernt, wie die aerodynamischen Eigenschaften eines Flugzeugs durch seine Hub-, Luftwiderstands- und Momentkoeffizienten beschrieben werden. Anschließend haben wir die aerodynamischen Kräfte des Modells DC-6B in einem Windkanal gemessen, um seine Flugleistung und Stabilität zu analysieren.

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