Анализ аэродинамического профиля и крыла для околозвуковой скорости (M = 0,85 и Re = 42 миллиона)

Я работаю над проектом, в котором мне нужно спроектировать самолет, который должен летать со скоростью 0,85 Маха на высоте 35 000 футов. Работая над конструкцией крыла, я быстро обнаружил, что аэродинамические поверхности 6-й серии с хорошим соотношением толщины имеют низкое Критическое число Маха. Итак, я начал изучать сверхкритические аэродинамические поверхности (SC Airfoils). Можно ли использовать XFLR5 для анализа профилей КА?

Это прямое копирование из руководства XFOIL, которое является базовой библиотекой для 2D-анализа в XFLR5.

Всегда следует с осторожностью доверять решениям, которые показывают области сверхзвукового потока. Такие потоки можно надежно предсказать только с помощью действительно нелинейного полевого метода (такого как код MSES). Как правило, если максимальное число Маха нигде не превышает 1,05, ударные потери будут очень малы, распределения Cp будут достаточно точными, а сопротивление, предсказанное XFOIL, вероятно, будет точным.

Кроме того, соотношение сторон и развертка также влияют на критическое число Маха. Существуют ли отношения, связывающие эти три сущности?

AR не влияет на критическое число Маха. Тем не менее, зачистка выполняет прямое копирование и вставку из старого архива сообщений USENET.

Аэродинамические поверхности стреловидного крыла ведут себя так, как если бы они летели с уменьшенной скоростью, уменьшенным числом Маха и уменьшенным динамическим давлением.

• эффективная скорость = V cos(L)
• эффективное число Маха = M cos(L)
• эффективный q = 0,5 rho V ^ 2 [cos (L)] ^ 2

где L — угол стреловидности, а V и M — скорость самолета и число Маха.

Наконец: есть ли достоверный источник, в котором собран анализ околозвуковых аэродинамических профилей (сверхкритических аэродинамических профилей)? (Аналогично Теории сечений крыла Эббота и Доенхоффа, которая содержит данные для обычных аэродинамических профилей)

Сверхкритические аэродинамические поверхности НАСА: матрица аэродинамических поверхностей, связанных с семейством

Я попытался использовать XFLR5 для анализа при Re = 42 миллиона и числе Маха 0,85. Но решение расходится

Было 2 проблемы, которые я мог видеть в данном файле dat.

1. конечный зазор ТЕ и грубые координаты. Я исправил это в XFOIL, перейдя в меню GDES и установив TGAP на 0 с расстоянием смешивания 1. Затем использовал MDES для фильтрации глюков в дистрибутиве UE.

2. Эффекты Маха.
   Скажем, ваш самолет летит с CL = 0,6, но что происходит, когда MACH увеличивается с постоянной альфой, так это улучшает CL. Таким образом, неконвергентное решение на самом деле относится к очень высокому CL в диапазоне 3-4, что нереально, а cp намного выше критического CP. Пожалуйста, обратитесь к прикрепленным изображениям. когда вы напрямую используете cl или соответственно уменьшаете альфу, вы можете отсортировать это, как показано на последнем рисунке.