翼挙動:クラークY-14翼上の圧力分布

出典:デビッド・グオ、工学・技術・航空学部(CETA)、南ニューハンプシャー大学(SNHU)、マンチェスター、ニューハンプシャー州

翼は重要な翼の性能特性を表す2次元翼セクションである。圧力分布と揚力係数は、翼の挙動を特徴付める重要なパラメータです。圧力分布は、翼によって発生する揚力に直接関連しています。このデモンストレーションで使用されるクラークY-14翼は、厚さ14%で、弦長の30%から背面まで下面で平らです。

ここでは、風洞を用いて翼の周囲の圧力分布を測定する方法を示します。19の圧力ポートを持つクラークY-14翼模型は、上昇係数を推定するために使用される圧力データを収集するために使用されます。

翼は、上面のゲージ圧力が低く、接近する空気の圧力(自由流圧)に対して下面のゲージ圧力が高いなど、さまざまな角度から揚力を発進させます。翼の表面に平行なせん断力が無視されている場合(通常、揚力への寄与は小さい)、総圧力力は、エアフォイルによって生成される揚力の理由です。図1は、翼上の圧力分布の概略図を示しています。

図 1.翼上の圧力分布。

翼上の任意の点に対する非次元圧力係数 C_pは、次のように定義されます。

(1)

Pが絶対圧力である場合、P∞は邪魔されない自由流圧であり、P_ゲージ= P −_P∞はゲージ圧力であり、自由流密度に基づく動的圧力である_∞、対気速度、V_∞.

非次元リフト係数C_lも同様に定義されています。

(2)

ここで、L'は単位スパンあたりのリフトで、cは翼の弦の長さです。

リーディング エッジに沿ったポイントを除き、圧力力はリフトとほぼ同じ方向に均一に上向きになります。そのため、攻撃の角度が小さい場合は、リフト係数を次のように見積もることができます。

(3)

x は、原点が先端から始まる水平座標位置です。

翼の性能は、考慮にレイノルズ番号、Re、として定義されています。

(4)

ここで、新しいパラメータμは流体のダイナミクス粘度です。

ここでは、翼に沿った全体的な圧力分布は、翼に埋め込まれた19本の小さなチューブで測定され、圧力トランスデューサに取り付けられています。図 2 にクラーク Y-14 翼を示します。それは14%の厚さを有し、後部に弦の長さの30%から下の表面で平らである。

図 2.ゲージ圧力ポートの位置を持つクラークY-14翼の翼プロファイル。

ゲージ圧力は水インチの卒業で印が付いている液体オイルで満たされた24のコラムが付いている圧計パネルを使用して測定される。ゲージ圧力の読み取りは、次の式を使用して決定されます。

(5)

Δhは自由流圧を基準にしたマノメーターの高さ差であり、εLはマノメーター内の液体の密度であり、gは重力による加速度である。

圧力分布が得られると、非次元上昇係_数Clは、式3を評価するために数値的に決定することができる。

(6)

ここで、Δx_iは隣接する 2 つのポート間の増分です。

1. テストセクションの上部カバーを取り外して、クラークY-14モデル(弦の長さ、c = 3.5インチ)を取り付けます。テストセクションは 1 フィート x 1 フィートで、風洞は最大対気速度 140 mph を維持できる必要があります。
2. アルミ製のクラークY-14モデルをテストセクション内のターンテーブルに取り付け、ポート#1が上流に面するようにします。トップカバーを交換してください。モデルは風洞試験部の床と天井の両方に接触しているので、翼の周りに3Dフローが発生しないことに注意してください。
3. 1 ~ 19 とラベル付けされた 19 本の圧力管を、それぞれマノメーター パネルの対応するポートに接続します。Clark Y-14 モデルのポートは、ポート 1: x/c = 0 (右端)、ポート 2 および 11: x/c = 5%、ポート 3 および 12: x/c = 10%、ポート 4 および 13: x/c = 20%、ポート 5 および 14: x/c = 30% ポート 6 および 15: x/c = 40%、ポート 7 および 16: x/c = 50%、ポート 8 および 17: x/c = 60%、ポート 9 および 18: x/c = 70%、ポート 10 および 19: x/c = 80% (図 2)。マノメーターパネルは、着色された油で満たされ、水インチの卒業でマークされた24の列を持っている必要があります。
4. ターンテーブルを回転させて攻撃角度が0°にします。
5. 時速 90 マイルで風洞を実行し、圧計を読み取って 19 回の圧力測定値をすべて記録します。
6. 4と8°の攻撃の角度については、手順4と5を繰り返します。

ラボの結果を表 1および表2に示します。このデータは図 3にプロットされ、0、4、および 8°の攻撃角度の圧力係数、C _p、圧力ポート座標、x/c を示します。より視覚的に直感的にするために、負の C_p値が横軸の上にプロットされます。これは、上面(チャートの上線)が主に負の圧力であり、下面(チャートの下線)がほとんど正の圧力であることを示す。

図3から、圧力は、リーディングエッジの直後に大きく変化します:圧力は約5%~15%の弦長で最小値(または最大絶対値)に達します。その結果、リフトの半分は、翼の弦長の第1四半期に生成されます。さらに、上面は下面よりも多くの揚力に寄与する:すべての3つのケースで、上面は総上昇の約70-80%に寄与した。したがって、翼の上部に清潔で剛性のサーフェスを維持することが重要です。

表 1.攻撃のゼロ角度での実験結果。

図 3.圧力係数分布、C_p、対位置座標、x/c .

表 2.リフト係数、c_l、圧力分布に基づいて推定(Re = 2.34 x 10^5)。

表 3.計算に使用されるパラメータ。

翼の圧力分布は、リフト生成と翼の性能を特徴付ける重要な情報に直接関連しています。翼の設計者は、翼の所望の特性を取得するために圧力分布を操作します。そのため、圧力分布情報は、航空機開発時の空力解析の基礎です。

今回の実験では、風洞でクラークY-14の圧力分布を調べ、19ポートの圧力測定を行い、翼の上下面に沿った圧力分布を見つけた。リフト係数も圧力分布データから合理的に計算されます。