Aero 2 Practicum

5/14/2018 Aero 2 Practicum - slidepdf.com

http://slidepdf.com/reader/full/aero-2-practicum 1/15

H o g e s c h o o l v a n A m s t e r d a m

A v i a t i o n S t u d i e s

Aerodynamica Practicum

Datum: December, 2011

Deelnemers verslag:

Fabio NeiraJoey Janssen

Niels Dekker



Aerodynamica Practicum Hogeschool van Amsterdam

Inhoudsopgave

Samenvatting ....................................................................................................................... 1

Inleiding ................................................................................................................................. 2

1. De continuïteitswet ....................................................................................................... 3 1.1 Doel ............................................................................................................................................ 3

1.2 Beschrijving van de proef .................................................................................................. 4 1.3 Resultaten ............................................................................................................................... 4

1.4 Conclusie .................................................................................................................................. 5

2. Weerstand van lichamen ............................................................................................. 5

2.1 Doel ............................................................................................................................................ 5

2.2 Proefopstelling ...................................................................................................................... 5

2.3 Resultaten ............................................................................................................................... 6

2.4 conclusie .................................................................................................................................. 7

3 Vleugelkarakteristieken ............................................................................................... 8

3.1 Doel ............................................................................................................................................ 8

3.2 Proefopstelling ...................................................................................................................... 9

3.3 Resultaten .............................................................................................................................10

3.4 Conclusie ................................................................................................................................10

Bijlagen................................................................................................................................ 11

Literatuurlijst.................................................................................................................... 13




1

SamenvattingVoor de toepassing van de opgedane kennis tijdens de lessen Aerodynamica-1, zal

iedere projectgroep in tweeën worden gedeeld. Ieder groepje doet samen met deprojectdocent een aantal proeven, waarna de leerlingen deze in een verslag zullen

uitwerken.

In experiment één wordt gekeken naar het verband tussen de snelheid en het oppervlak. Dit wordt verduidelijkt door middel van de continuïteitswet die kan

worden verkregen uit de wet van Bernoulli. Dit experiment wordt mogelijk gemaakt

door gebruik van een pitot-statische buis en een barometer in de kleine windtunnel.

In experiment twee is er gekeken naar de weerstand van verschillende profielen. Dit

werd verduidelijkt door iedere keer een ander profiel te gebruiken in de windtunnel.

Hierin is verduidelijkt dat er een aantal factoren van belang zijn voor de weerstandrond een profiel, namelijk de vorm van het profiel en de grootte van het profiel. Ook

deze proef vindt plaats in de kleine windtunnel.

Tot slot is er in experiment drie gekeken naar de karakteristieken van een

tweedimensionaal vleugelprofiel. Dit experiment is uitgevoerd in de nieuwe grotewindtunnel. In dit experiment is het vleugelprofiel onder verschillende invalshoeken

(Angle of Attack) gezet. Hieruit werd duidelijk gemaakt dat men bij een hogeinvalshoek te maken heeft met een hogere lift en drag. Dit in tegenstelling tot eenkleine invalshoek. Echter is er voor de lift ook een maximum, na dit punt (maximale

lift) zal de lift snel afnemen en de drag overwinnen.




2

InleidingIn dit verslag worden drie proeven beschreven die zijn uitgevoerd voor het vak

aerodynamica. Deze experimenten zijn uitgevoerd in een windtunnel in de HogeSchool van Amsterdam. Het doel van dit practicum is om de opgedane kennis van de

vakken TNA-1 en AER-1 in praktijk te brengen en te vergroten. De proeven zijnnodig om de uitleg van de luchtdrukinstrumenten in de Basic Six.

Dit verslag is verdeeld in drie hoofdstukken. In het eerste hoofdstuk komt de

continuïteitswet aan bod. Deze zal gecontroleerd worden aan de hand van een proef.

In het tweede hoofdstuk wordt er gekeken naar de weerstandcoëfficiënten vanverschillende profielen. Profielen met verschillende vormen zijn getest om te zien

welke de grootste weerstandcoëfficiënt heeft.

Ten slotte in hoofdstuk drie gaat het over de aerodynamische karakteristieken van

een vleugelprofiel. Deze informatie wordt gebruikt om het gedrag van een vleugel

onder bepaalde invalshoeken te bepalen.

Tijdens dit practicum werden de metingen verricht voor iedere proef. De resultaten

hiervan staan in elke hoofdstuk. De bronnen die gebruikt zijn voor het maken van dit verslag zijn: “Aerodynamica Versie 3 door Victor Laban” en “ Stromingsleer TNA-1door B.H. van Dijk en R.J van Aalst”




3

1. De continuïteitswet Met deze proef zal de continuïteitswet gecontroleerd worden. Het doel van de proef

zal in (1.1) besproken worden, in (1.2) komt de beschrijving van de proef vervolgens in (1.3) komen de resultaten en als laatste (1.4) de conclusie van het

experiment.

1.1 Doel

In deze proef zal de continuïteitswet gecontroleerd worden. De continuïteitswet:

Omdat in de laag subsone aerodynamica de lucht onsamendrukbaar beschouwd kan

worden kan

weggelaten worden uit de formule, waaruit een eenvoudigere formule

ontstaat:

De wet van Bernoulli luidt al volgt:

Om gebruik te maken van deze wet moet er rekening gehouden worden met de

volgende voorwaarden: De stof mag niet samendrukbaar zijn

Het moet een adiabatisch proces zijn

Het moet een stationaire stroming zijn Stof mag niet viskeus zijn

Om de snelheid van de luchtstroming te meten in pitotbuis kan de volgende formulegebruikt worden

√

= dichtheid van vloeistof in de

manometer. [kg/m3] = hoogte verschil van de vloeistof in de

manometer. [m]

= luchtdichtheid [kg/m3] = snelheid [m/s]

A = oppervlak [m2]

constant

P = luchtdruk [Pa] = luchtdichtheid [kg/m3]

= valversnelling [m/s2]

= hoogteverschil [m] = snelheid [m/s]




4

De continuïteitswet zegt dat het oppervlak

maal de snelheid constant is in dewindtunnel. Het volume debiet zou dus

steeds constant moeten zijn. Als het

oppervlak twee keer zo klein wordt, zou desnelheid daar dus twee keer zo groot

moeten worden. Als het volume debiet

constant blijft zal de grafiek ook een rechtelijn tonen.

1.2 Beschrijving van de proef

Om de continuïteitswet aan te tonen wordt

gebruik gemaakt van een windtunnel met een oplopende bodem, om het oppervlak van de dwarsdoorsnede te verkleinen. De snelheid van de stroming kan gemeten

worden met een pitot-statische buis die aangesloten is op een manometer. In (figuur

1.1) is de opstelling van de proef weergegeven. De windtunnel zuigt lucht aan, dit voorkomt dat de draaiende rotorbladen de lucht turbulent maken, hierdoor ontstaat

er een laminaire luchtstroming.

1.3 Resultaten

Hieronder de tabel met de berekende waardes.

Oppervlakte (A= m2) Snelheid (V= m/s) Volumedebiet (A*V= m3/s)

0,015 9.5 0.14

0,016 9,0 0,14

0,017 8,5 0,14

0,018 8,0 0,140,019 8,5 0,16

0,020 8,0 0,16

Tabel 1

In de grafiek is de snelheid tegen het oppervlak uitgezet. In de bijlage is nog eengetekende versie op millimeter papier bijgevoegd.

Grafiek 1

7,0

7,5

8,0

8,5

9,0

9,5

10,0

0,015 0,016 0,017 0,018 0,019 0,02

s n e l h e i d ( m / s )

oppervlakte (m2)

Figuur 1.1




5

1.4 Conclusie

Met de gegevens van deze proef blijkt dat de luchtsnelheid groter wordt als de

doorsnede oppervlakte kleiner wordt en andersom. Er is namelijk een lineair

verband

ook blijkt er dat de metingen niet nauwkeurig zijn, dit is te

zien aan de verschillen in de gemetenwaarden en de gemiddelde lijn. Wel is de lijndie getrokken is recht wat aangeeft dat het verband tussen v en A lineair zijn.

2. Weerstand van lichamenBij deze proef wordt de weerstandscoëfficiënt berekend van zeven verschillende

lichamen. Het doel van de proef zal in (2.1) besproken worden. Daarna wordt deproefopstelling toegelicht in (2.2). De resultaten worden in (2.3) gepresenteerd en

tot slot wordt de conclusie beschreven in (2.4).

2.1 Doel

In dit tweede experiment wordt de weerstandscoëfficiënt berekend vanverschillende lichamen. Deze lichamen hebben ieder een andere vorm waardoor deweerstandscoëfficiënt ook verschilt van elkaar. De weerstandscoëfficiënt van een

lichaam geeft aan hoeveel weerstand deze ondervindt in een stromend medium, indit geval lucht. De weerstandscoëfficiënt wordt onder andere beïnvloed door de

vorm van het lichaam, hierbij speelt het frontaal oppervlak een belangrijke rol. Alsnamelijk het frontaal oppervlak groter is zal de weerstandscoëfficiënt ook groter zijn.

De weerstandscoëfficiënt heeft geen eenheid, dit wordt ook wel dimensie loosgenoemd

De weerstand van vliegtuigen speelt een belangrijke rol in de luchtvaart. Hoe minderweerstand het vliegtuig levert hoe lager de kosten van de brandstof zullen zijn. Bijhet ontwerpen van vliegtuigen wordt er veel tijd gestoken in aerodynamica, vooralde weerstand. Om de weerstandscoëfficiënt zo laag mogelijk te houden wordt er veel

in windtunnels getest.

Wij verwachten dat het lichaam met het grootste frontaal oppervlak de grootste

weerstandscoëfficiënt zal hebben. Dit betekent dat lichaam 3 de grootste

weerstandscoëfficiënt heeft. Lichamen 6 en 7 zullen naar onze verwachtingen dekleinste weerstandscoëfficiënt hebben. Dit voornamelijk omdat ronde vormen in het

algemeen een kleinere weerstand hebben in tegenstelling tot plattere vormen.

2.2 Proefopstelling

Deze proef wordt uitgevoerd met een kleine windtunnel(figuur 2.1). De wind komt de windtunnel binnen via de een trechter vormige opening(1). De weerstand in

newton (N) wordt afgelezen door een newton meter(2), die een grote aangeeft als

de wind tegen het lichaam(3) aanblaast. Deze windtunnel zuigt lucht aan, dat betekent dat de aanzuigende motor(4) zich achterin de tunnel bevindt. Het voordeel

van een windtunnel met aangezogen lucht is dat deze minder turbulent is. Ook zit ervlak na de opening van de tunnel een ijzer gevlochten hekwerkje(5) wat de

turbulentie van de luchtstroom reduceert. Bij de proef wordt de snelheid van delucht met 6 m/s de tunnel ingezogen en zal tijdens de proef steeds gelijk blijven.




6

1. opening

2. weerstand meter

3. lichaam

4. aanzuigende motor

5. ijzeren hekwerkje

Figuur 2.1

De weerstandscoëfficiënt wordt van zeven verschillende lichamen gemeten tijdens

de proef. De nummers van de lichamen worden geteld van links 1 naar rechts

7(figuur 2.2). Van elk lichaam wordt eerst de diameter(m) van het frontaaloppervlak gemeten met een schuifmaat. Vervolgens wordt deze in de windtunnelgeplaats waarna de weerstand van de newton meter afgelezen kan worden. Het

oppervlak, Reynoldsgetal en de weerstandcoëfficiënt van elk lichaam zal berekendworden.

figuur 2.2

2.3 Resultaten

De gemeten resultaten zijn af lezen in tabel(tabel 2.1).

Het frontaal oppervlak wordt berekend met de volgende formule:

A = oppervlak [m2]

D = diameter [m]

Het Reynoldsgetal wordt uitgerekend aan de hand van:

Re = Reynoldsgetal = dichtheid lucht [kg/m3] = luchtsnelheid [m/s]d = diameter [m] = dynamische viscositeit [Pa ]

De weerstandscoëfficiënt wordt uitgerekend met de formule:




7

=

= weerstandscoëfficiënt

D = weerstand [N] = dichtheid lucht [kg/m3] = snelheid [m/s]

A = oppervlak [m2]

lichaamsvorm d(m) A(m2) Re D(N) Cd

1 0,0405 0,00129 168*10^2 0,0700 2,46

2 0,0560 0,00246 233*10^2 0,110 2,03

3 0,0800 0,00503 333*10^2 0,415 3,74

4 0,0560 0,00246 233*10^2 0,180 3,31

5 0,0675 0,00358 281*10^2 0,0800 1,01

6 0,0560 0,00246 233*10^2 0,0450 0,830

7 0,0560 0,00246 233*10^2 0,0150 0,277

Tabel 2

2.4 conclusie

Zoals we verwacht had heeft lichaam 3 de grootste weerstandscoëfficiënt. Dit komt

door het grote frontale oppervlak. Lichaam 7 had de kleinste weerstandscoëfficiënt,dit komt doordat de wind na de bolling aan de voorkant langs het lichaam blijft

stromen. Bij lichaam 6 is de overgang groter en de wind kan niet volledig langs het

lichaam afstromen en laat los. Hierdoor ontstaat er een turbulente luchtstroom wat grotere weerstand als gevolg heeft.




8

3 VleugelkarakteristiekenBij deze proef word er gekeken naar de vleugelkarakteristieken van een vleugel. Een

vleugelprofiel wordt onder verschillende hoeken in een windtunnel geplaatst. In(3.1) zal het doel van de proef beschreven worden. In (3.2) is de proefopstelling te

zien. De resultaten worden gepresenteerd in (3.3) en tot slot een conclusie (3.4).

3.1 Doel

Het doel van de proef is de vleugelkarakteristieken van een positief vleugelproefielte meten. Dit houdt in dat de lift- en weerstand coëfficiënten van het profiel gemeten

zullen worden, dit wordt gedaan in een windtunnel. De hoek van het vleugel profiel

kan aan gepast worden zodat er verschillende waarden voor lift en weerstandgemeten kunnen worden. Hieruit kan een CL- grafiek gemaakt worden de lift wordt

uitgezet tegen de invalshoek.

Om de liftcoëfficiënten te berekenen wordt de volgende formule gebruikt:

= liftcoëfficiënt = lift [N] = dynamische druk [Pa]

= koorde [m]

Om de weerstandcoëfficiënten wordt de volgende formule gebruikt:

= weerstandcoëfficiënt = weerstand [N]

= dynamische druk [Pa]

= koorde [m]

Bij een tweedimensionaal profiel wordt een spanwijdte b= 1 meter genomen.

Hierdoor komt alleen de koorde lengte (c) in de bovenstaande formules voor. Voorde berekening van de coëfficiënten bij een driedimensionaal profiel wordt het

oppervlak van de vleugel ook meegerekend. Deze proef is uitgevoerd met eentweedimensionaal vleugelprofiel.

Een positief gewelfd vleugelprofiel heeft een welvingslijn die positief boven de

koorde loopt. De bovenkant van de vleugel heeft dan een groter oppervlak als de

onderkant.

Het glijgetal van een vleugelprofiel geeft aan welke afstand afgelegd moet worden

om 1 meter te dalen. Als bijvoorbeeld het glijgetal 8 is, daalt het vliegtuig 1 meter inverticale richting als er 8 meter in horizontale richting is gevlogen. De ideale hoek

waarmee dan gedaald wordt, noemt men ook wel de glijhoek. Mochten de motoren

van het vliegtuig uitvallen kan aan de hand van de glijhoek van het vliegtuig en dehoogte uitrekenen, hoe groot de horizontale afstand is die nog afgelegd kan worden.




9

Het glijgetal kan met de volgende formule worde uitgerekend:

⁄

= liftcoëfficiënt = weerstandcoëfficiënt

Wij verwachten dat de liftkromme lineair toeneemt totdat bij een bepaalde angle of attack loslating plaats zal plaatsvinden, dit is het omslagpunt. Hierna zal de lift

afnemen en uiteindelijk wegvallen.

De weerstandkromme zal met een toenemende angle of attack exponentieel toenemen.

Aangezien bij een grotere angle of attack ook een groter frontaal oppervlak ontstaat.

Een positief gewelfd profiel creëert al lift bij angle of attack van nul graden. Wij

verwachten dus dat de grafiek bij x is nul, de y-as al hoger zal snijden. Bij eensymmetrisch gewelfd profiel zal de liftkromme door de oorsprong gaan. Bij een

negatief gewelfd profiel zal zelfs pas lift ontstaan als de angle of attack een aantal

graden groter is als nul.

De maximale lift (cl max) zal bereikt worden als de lift niet meer toeneemt bij eentoenemende angle of attack. Deze hoek zal de kritieke invalshoek zijn.

Het maximale glijgetal kan berekend worden door c l max/cd max.

3.2 Proefopstelling

Bij deze proef wordt gebruik gemaakt van een grote windtunnel (figuur 3.1). Een

vleugelprofiel is geplaats in een afgesloten deel van de windtunnel (1). Hier wordt de lift en de weerstand gemeten. Deze worden opgeslagen in de computer (2). Deangle of attack kan aangepast worden door aan een hendel te draaien (AoA

hendel)(3). In de windtunnel heerst een luchtstroom met een snelheid van 20m/s.Ook in deze windtunnel wordt de lucht aangezogen om turbulentie te voorkomen.

1. Vleugelprofiel

2. Computer3. AoA Hendel

Figuur 3.1




10

3.3 Resultaten

Het Reynoldsgetal wordt uitgerekend met de volgende formule:

= Reynolds getal = dichtheid [kg/m3] = snelheid [m/s] = lengte koorde [m] = dynamische viscositeit [Pas]

1,25

De lift- en weerstandscoëfficiënten en het glijgetal zijn berekend en wordenweergegeven in Tabel 3.

Alpha [deg] L [N] D [N] cl cd cl/cd

-6,0 0,376 0,060 0,016 0,003 6,273-5,0 0,659 0,097 0,028 0,004 6,798

-4,0 1,108 0,241 0,047 0,010 4,589

-3,0 1,529 0,367 0,066 0,016 4,162

-2,0 1,873 0,505 0,081 0,022 3,709

-1,0 2,211 0,625 0,096 0,027 3,541

0,0 2,647 0,806 0,114 0,035 3,284

1,0 2,940 1,024 0,127 0,044 2,869

2,0 3,343 1,093 0,143 0,047 3,058

3,0 3,813 1,301 0,164 0,056 2,930

4,0 4,139 1,414 0,178 0,061 2,927

5,0 4,424 1,592 0,191 0,069 2,780

6,0 4,859 1,912 0,209 0,082 2,541

7,0 5,171 1,850 0,219 0,078 2,795

8,0 5,372 2,231 0,226 0,094 2,407

9,0 5,442 2,523 0,243 0,113 2,157

10,0 5,812 2,796 0,239 0,115 2,079

11,0 5,370 2,763 0,251 0,129 1,943

12,0 5,460 3,022 0,242 0,134 1,807

13,0 4,854 3,653 0,207 0,156 1,329

14,0 4,788 3,900 0,205 0,167 1,228

Tabel 3

Er zijn vier grafieken getekend. Deze zijn te vinden in de bijlage.

3.4 Conclusie

De lift kromme is een lineaire lijn, de lift neemt af na het omslagpunt wat ongeveerbij een angle of attack van 11 zit.

Bij de weerstandskromme neemt de weerstand toe naarmate de angle of attack ook

toeneemt.Er kan uit de liftkromme opgemaakt worden dat het profiel positief gewelfd was, dit

omdat het profiel bij een angle of attack al lift creëert.

De kritieke invalshoek is 11 hier wordt de maximale cl behaald.




11

Bijlagen

Grafiek 2. De cl -

grafiek ook wel de liftkromme




12

Grafiek 3. De cd -

grafiek ook wel weerstandskromme




13

Literatuurlijst

Laban, V.A.

Dictaat Aerodynamica

Amsterdam, 2009Hogeschool van Amsterdam, domein Techniek

Dijk, B.H. van & Aalst, R.J.

Dictaat Stromingsleer (TNA-1)

Amsterdam, 2011

Hogeschool van Amsterdam – Aviation Studies

Wentzel, Tilly

Opbouw projectverslag

Amsterdam, 2010

Hogeschool van Amsterdam, domein Techniek

Aero 2 Practicum

Documents

Transcript of Aero 2 Practicum