Χρήση ζυγού πιεζοηλεκτρικών κρυστλάλλων για τη μελέτη των αεροδυναμικών χαρακτηριστικών μοντέλου διπλάνου αεροσκάφους

Abstract

Στην εργασία αυτή μελετώνται τα αεροδυναμικά χαρακτηριστικά ενός μοντέλου διπλάνου αεροσκάφους. Κατά την πτήση του αεροσκοσκάφους δημιουργούνται τόσο δυνάμεις οι οποίες βοηθούν όσο και δυνάμεις οι οποίες αντιστέκονται στην κίνηση του. Αυτές είναι από την μία η άνωση και από την άλλη η αντίσταση τριβής, η αντίσταση μορφής και η επαγόμενη αντίσταση. Σκοπός της εργασίας είναι να μελετηθηθεί πειραματικά η επίδραση της διάταξης των ακροπτερυγίων στα αεροδυναμικά αυτά φορτία του μοντέλου και κυρίως στην επαγόμενη αντίσταση καθώς η μείωση αυτής μπορεί να επιφέρει σημαντική μείωση στην κατανάλωση καυσίμου, βελτιώνοντας έτσι την οικονομία του αεροσκάφους και μειώνοντας την εκπομπή ρύπων στο περιβάλλον. Επιπλέον, επηρεάζει την σχεδίαση του αεροσκάφους καθώς επίσης και την αύξηση της εμβέλειας του. Για τον σκοπό αυτό, πραγματοποιούνται πειραματικές μετρήσεις εντός αεροδυναμικής σήραγγας των ολικών δυνάμεων και ροπών, εκτιμώνται τα πειραματικά σφάλματα λόγω της επίδρασης των τοιχωμάτων της σήραγγας, και γίνεται οπτικοποίηση του πεδίου ταχυτήτων της ροής γύρω από την πτέρυγα.

In this diploma study, we examine the aerodynamic features of a diplane model. During the flight of the airplane, forces promoting as well as resisting to its motion are developed. These are from the one side the lift and from the other side friction drag, shape drag and induced drag. The purpose of the present diploma study is to examine experimentally the effect of the wingtip shape on the aerodynamic forces above and especially on the induced drag, the reduction of which would decrease the fuel consumption a significant amount, thus improving the airplane economy and also reducing exhaust fumes emission. What is more, it influences the design of the airplane and increase the airplans range. For this purpose, experiments are carried out inside a wind tunnel for the measurement of the total forces and moments, experimental error due to the tunnel walls impact is estimated, and also the flow velocity field around the wing is visualized.