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Aeronautical Engineering

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Rendimiento aerodinámico de un avión modelo
 

Rendimiento aerodinámico de un avión modelo: el DC-6B

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Para operar un avión en tres dimensiones, debemos ser capaces de controlar su actitud, u orientación, en tres dimensiones. Por lo tanto, definimos tres ejes principales para describir la posición de un avión y los cambios realizados en él. El origen de estos tres ejes se encuentra en el centro de gravedad de la aeronave, que es la ubicación media de su masa.

El eje de guiñada es perpendicular a las alas del avión y describe su movimiento de lado a lado. El eje de paso está orientado paralelo al ala y perpendicular al eje de guiñada. El movimiento de tono es el movimiento hacia arriba y hacia abajo de la nariz. Finalmente, el eje de balanceo recorre la longitud de la aeronave y describe el movimiento vertical de las alas.

Para evaluar las características aerodinámicas de un avión a medida que cambia de posición en estas direcciones, podemos medir varios coeficientes diferentes que describen la elevación, la resistencia y el momento. Los coeficientes de elevación y arrastre son valores sin dimensiones que nos permiten modelar los complejos efectos de la forma y el flujo en la elevación y arrastre.

Los coeficientes de elevación y arrastre se definen como se muestra, donde L y D son de elevación y arrastre, y S es el área de referencia del modelo de aeronave. Rho y V son la densidad y velocidad de la corriente libre. Podemos simplificar rho V al cuadrado sobre dos a la presión dinámica, q.

Del mismo modo, los ingenieros miden el coeficiente de momento de pitcheo, que es un valor sin dimensiones que describe el par producido por las fuerzas en la aeronave en la dirección del eje de paso, llamado el momento de pitcheo.

Al igual que los coeficientes de elevación y arrastre, el coeficiente de momento de inclinación se define como se muestra, donde M es el momento de lanzamiento, q es la presión dinámica, y S y C son el área de referencia y la longitud de referencia de la aeronave.

Por último, podemos medir el coeficiente de momento de guiñada, que describe el par producido en la dirección del eje de guiñada. Este coeficiente se define como se muestra, donde N es el momento de la guia, y B es la envergadura de la aeronave.

Los ingenieros utilizan estos coeficientes para estudiar el rendimiento y la estabilidad de las aeronaves. Los derivados de estabilidad, tomados con respecto a los ángulos de inclinación o guisela, indican si la aeronave es estable o inestable.

Por ejemplo, si el ángulo de ataque, alfa, se incrementa repentinamente por una ráfaga de viento, la respuesta del avión determina su estabilidad. Si el ángulo de ataque sigue aumentando indefinidamente, el avión es inestable. Esto se muestra mediante un derivado de estabilidad positiva, que muestra que el coeficiente de momento de pitcheo continúa aumentando con alfa.

Lo mismo es cierto para la inestabilidad direccional con respecto al ángulo de guias beta, que da un coeficiente de estabilidad negativo. Si el ángulo de ataque o el ángulo de guiso vuelven a sus valores iniciales, entonces se dice que el avión es estable. Esto se refleja en los derivados de estabilidad, que son opuestos a las condiciones inestables.

En este experimento, examinaremos un avión modelo ya que está expuesto al flujo de aire en diferentes ángulos de paso y guiso y determinaremos su estabilidad y rendimiento con y sin su cola.

En este experimento, examinaremos un avión modelo ya que está expuesto al flujo de aire en diferentes ángulos de paso y guiso y determinaremos su estabilidad y rendimiento con y sin su cola.

Para este experimento, necesitarás usar un túnel de viento aerodinámico con un balance de fuerza que controle el ángulo de ataque, también llamado ángulo de inclinación, y el ángulo de guia externamente durante el experimento. También necesitará un modelo de avión DC-6B que se adhiera al equilibrio de fuerza mediante puntales.

Para empezar, bloquee el balance externo e instale los puntales en la balanza para analizar los efectos de los puntales solos, para que puedan ser restados fuera de las mediciones del avión. Ajuste el ángulo de guia a 0 ajustando la perilla del motor de guias.

Ahora encienda el ordenador y encienda el sistema de adquisición de datos para el balance de fuerza externo. Deje que el sistema se caliente durante 30 minutos antes de la prueba.

Una vez que el sistema se haya calentado, abra el software de adquisición de datos. Lea la presión y la temperatura de la habitación y registre estos valores en su portátil. Corrija la presión barométrica, utilizando la hoja de cálculo del barómetro que acompaña al barómetro de mercurio.

Ahora asegúrese de que la sección de prueba y el túnel de viento están libres de escombros y piezas sueltas. A continuación, cierre las puertas de la sección de prueba. Desbloquee el saldo externo. A continuación, establezca el marcado rápido del túnel de viento en 0. Encienda el túnel de viento y el sistema de refrigeración del túnel de viento. Registra las fuerzas de equilibrio y los momentos con la velocidad del viento en 0.

Ahora ajusta el ángulo de guia a 5o usando el control de guiandro. A continuación, registre las fuerzas de equilibrio y los momentos de nuevo a 0 velocidad del viento. Repita estas medidas de nuevo en un ángulo de guiase de 10o y velocidad de viento cero. Ahora ajuste el ángulo de guia de yaw de nuevo a 0 y luego establezca la presión dinámica en 7 pulgadas de agua. A continuación, registre las fuerzas de equilibrio y los momentos de nuevo.

Ahora, establece el ángulo de guias a 5o, ajusta la presión dinámica a 7 pulgadas de agua, si es necesario, y luego registra las fuerzas y momentos de equilibrio. Repita las mismas medidas en un ángulo de guiso de 10o, restableciendo la presión dinámica a 7 pulgadas de agua, si es necesario. Después de que se hayan registrado las mediciones, devuelva el ángulo de guiala a cero y apague el túnel de viento.

Para comenzar la calibración del modelo DC-6B avión, primero bloquear la balanza externa y abrir la sección de prueba. A continuación, instale el modelo DC-6B con la cola puesta. Calibre el ángulo de inclinación utilizando un nivel electrónico y realice ajustes en cero si es necesario.

Después de cerrar las puertas de la sección de prueba, desbloquee el balance externo, presione el botón de la nariz hacia abajo para ajustar el ángulo de inclinación a -6o. Ahora registre las fuerzas de equilibrio y los momentos con el túnel de viento apagado para adquirir la corrección necesaria para tener en cuenta el peso del modelo.

Cambia el ángulo de inclinación a -4o y repite la medición de la fuerza y los momentos como antes. Realice la prueba de ángulos de ataque de hasta 10o con incrementos de 2o. A continuación, devuelva el ángulo de paso a cero. Ahora lleve a cabo la misma prueba para los ángulos de guia la guia 0,5 y 10o. Cuando todos los ángulos hayan sido probados, bloquee el balance externo, abra la sección de prueba y retire la cola del modelo DC-6B.

A continuación, instale el cono de cola, para que podamos medir la contribución de peso del modelo con el túnel de viento apagado. Ahora cierre la sección de prueba, establezca el ángulo de guia la guiando a cero y registre las mediciones de fuerza y momento para todos los ángulos de paso de -6 a 10o, como antes.

Una vez que esas mediciones estén completas, repita la prueba de nuevo en un ángulo de paso de 0 para los tres ángulos de guias. Cuando haya terminado, bloquee el saldo externo.

Ahora haremos el experimento con una velocidad de viento no cero. Para comenzar, revise la sección de prueba en busca de escombros y piezas sueltas. A continuación, cierre las puertas de la sección de prueba.

A continuación, establezca el ángulo de inclinación en cero y desbloquee el equilibrio externo. Establezca el dial rápido del túnel de viento en cero y, a continuación, encienda el túnel de viento. Registre las fuerzas de equilibrio y momentos antes de encender el flujo de aire. Ahora encienda el flujo de aire con la presión dinámica igual a 7 pulgadas de agua. A continuación, ajuste el ángulo de inclinación a -6o, y ajuste la presión dinámica a 7 pulgadas de agua, si es necesario, antes de registrar las fuerzas de equilibrio y los momentos para este ajuste.

Repita la medición para cada uno de los ángulos de paso probados en los pasos de calibración. A continuación, devuelva los ángulos de paso y guilada a cero. Ajuste la presión dinámica de nuevo si es necesario y, a continuación, registre las fuerzas de equilibrio y los momentos. Como antes, repita las medidas para los ángulos de guiso probados durante la calibración.

Una vez tomadas todas las mediciones, disminuya lentamente la velocidad del aire a cero. Ahora bloquee la balanza externa y abra la sección de prueba. Retire el cono de cola DC-6B e instale la cola completa. A continuación, cierre la sección de prueba y repita las mediciones para todos los ángulos de paso y ángulos de guia sequeda probados previamente con una presión dinámica de túnel de viento de 7 pulgadas de agua.

En este experimento, obtuvimos características de rendimiento y estabilidad de un modelo de avión DC-6B en dos configuraciones, con la cola de avión convencional y con la cola quitada.

Para cada configuración, ajuste las fuerzas medidas para eliminar el peso del puntal restando las fuerzas con el modelo apagado y el viento fuera de las fuerzas con el modelo apagado y el viento encendido.

A continuación, elimine el efecto del peso del modelo restando las fuerzas con el modelo encendido y el viento fuera de las fuerzas con el modelo encendido y el viento encendido. A continuación, elimine el efecto aerodinámico de los puntales restando las fuerzas ajustadas por peso de los puntales de las fuerzas ajustadas por peso del modelo.

Usando estas fuerzas ajustadas, podemos calcular el coeficiente de elevación y el coeficiente de arrastre usando estas ecuaciones. Aquí, L es el ascensor y D es el arrastre, que se midieron en el experimento. S es el área de referencia del modelo y q es la presión dinámica.

Ahora, si trazamos los coeficientes de elevación y arrastre contra el ángulo de inclinación, podemos ver que la cola en el avión aumenta la elevación máxima, pero la cola también aumenta la resistencia. A continuación, echemos un vistazo al coeficiente de momento de pitcheo. El momento de pitcheo, M, se midió en nuestros experimentos.

A continuación, trazaremos el coeficiente de momento de paso contra el ángulo de inclinación. Recuerde que si el momento de lanzamiento aumenta con el aumento del ángulo de ataque, el avión es inestable, ya que es incapaz de volver a la dirección de nivel. Pero si el momento de tono disminuye con el aumento del ángulo de ataque, el momento de tono actúa para evitar que el ángulo de inclinación aumente o disminuya indefinidamente; por lo tanto, asegurando una mayor estabilidad en el avión.

Para la configuración de la cola, el coeficiente de paso aumenta con el aumento del ángulo de inclinación, lo que muestra que el avión es inestable en esta configuración. Por otro lado, la cola en la configuración muestra el comportamiento opuesto, donde el coeficiente de paso disminuye a medida que aumenta el ángulo de inclinación, mostrando que la cola añade estabilidad a la aeronave.

Del mismo modo, calcularemos el coeficiente de momento de guias. El momento de la guiada, N, se midió en nuestros experimentos. Aquí mostramos una gráfica del coeficiente de momento de guiñada frente al ángulo de guiñada.

Para la estabilidad direccional, una beta de ángulo de deslizamiento lateral positivo significa que la nariz de la aeronave apunta a la izquierda de la dirección de movimiento, y a la derecha si beta es negativa. El coeficiente de momento de guiso es positivo a la derecha y negativo a la izquierda.

Sin embargo, si el momento de guias disminuye a medida que aumenta la beta, como lo hace para la configuración de cola, el avión no tiende a volver a la posición beta cero y es inestable. Por lo tanto, podemos concluir que la cola del avión es necesaria para lograr la estabilidad, aunque resulta en cierta reducción del rendimiento.

En resumen, aprendimos cómo las características aerodinámicas de un avión se describen por sus coeficientes de elevación, resistencia y momento. Luego medimos las fuerzas aerodinámicas experimentadas por el modelo DC-6B avión en un túnel de viento para analizar su rendimiento de vuelo y estabilidad.

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