Как Cd и Cl рассчитываются из данных Cp?

Учитывая данные коэффициента давления для соответствующих значений x/c (положение вдоль хорды) на крыле, я пытаюсь рассчитать коэффициенты лобового сопротивления и подъемной силы. Вот что у меня есть: b, MAC, S, углы развертки на LE и c/4, и данные Cp относительно x/c для 6 разных станций (указано положение пролета). Угол атаки 0 градусов.

Я понимаю, что для расчета Cl я могу численно интегрировать Cp по отношению к x/c от 0 до 1 (игнорируя поверхностное трение [что, как я знаю, не лучшая практика]).

Чтобы вычислить Cd (снова игнорируя поверхностное трение), я считаю, что мне нужно выполнить такое же интегрирование, но со значениями Cp, сначала умноженными на dz/dx внутри подынтегральной функции, где z соответствует толщине аэродинамического профиля.

Моя проблема в том, что у меня нет никакой информации о толщине аэродинамического профиля. Любые мысли о подходе к этому? Возможна ли эта проблема? Если это имеет значение, я беру уравнения из книги Андерсона « Основы полета» , гл. 1.

Ответы (1)

Без локального наклона поверхности аэродинамического профиля вы не сможете добиться точных результатов сопротивления. Вам нужно интегрировать только компонент, ортогональный направлению потока на бесконечности для коэффициента подъемной силы (потому что он определен таким образом) и параллельный этому направлению для части давления коэффициента сопротивления.

Хотя можно пренебречь трением для подъемной силы, оно вносит около половины общего сопротивления, когда поток присоединен, поэтому им не следует пренебрегать при расчете общего сопротивления.

Чтобы проиллюстрировать, насколько важен местный наклон, здесь c п график Eppler 502 при умеренном угле атаки (3°):Распределение давления по E502 при 3°

А теперь то же самое, нарисованное векторами. Стрелки, направленные от поверхности, обозначают всасывание и наоборот.

Распределение давления по E502 под углом 3° с использованием стрелок, предоставлено XFOIL

Поскольку с п график должен использовать проекцию длины по оси X, этот эффект наклона уже учитывается при интегрировании коэффициента давления по хорде. Рассматривайте длину хорды как безразмерное число от 0 до 1. Поскольку угол атаки равен 0°, вам не нужна никакая другая поправка, а чистая поверхность под c п plot - ваш коэффициент подъемной силы. Используйте результаты в шести известных позициях пролета и выполните интерполяцию между ними.

В принципе, то же самое относится и к коэффициенту сопротивления, но теперь вам понадобится график, который проецирует коэффициент давления на координату, которая идет ортогонально направлению потока. В невязком потоке перепады давления равны, поэтому только вызванные трением изменения в распределении давления между невязким и вязким потоком вызывают сопротивление.

Мой лучший совет — найти аэродинамические поверхности с одинаковым распределением давления и использовать их значения коэффициента лобового сопротивления. Убедитесь, что вы знаете числа Рейнольдса и Маха, потому что оба они больше влияют на лобовое сопротивление, чем на подъемную силу. Их могут выдать некоторые странности в распределении давления, например, расположение ламинарного разделительного пузырька на нижней стороне цилиндра. п график выше или величина коэффициента давления критической точки . Что касается относительной толщины аэродинамического профиля: Величина всасывания с обеих сторон аэродинамического профиля увеличивается с его относительной толщиной .

Спасибо за подробный ответ здесь, Петр. Похоже, я на правильном пути для получения приблизительного коэффициента подъемной силы, но мне может не повезти с Cd, если я не смогу каким-то образом определить аэродинамический профиль. Я должен изучить это. Я добавлю, что мой комментарий AoA = 0 в моем исходном вопросе был для простоты - у меня действительно есть данные для двух отдельных углов (2 и 4 градуса). В настоящее время я пытаюсь найти нормальные и осевые коэффициенты силы, а затем поверну их с альфа-каналом, чтобы найти Cd и Cl. Известны ли вам какие-либо методы определения формы аэродинамического профиля (или изменения z), которые могли бы использовать эти данные?
@ user26989: Существует бесплатное программное обеспечение, которое позволяет реконструировать (фактически, спроектировать) аэродинамический профиль с желаемым распределением давления. Он называется XFOIL и активно используется энтузиастами моделей. Я использовал его много лет назад для создания изображений в этом ответе.
Это выглядит очень интересно, спасибо за ссылку (и всю помощь здесь!).
Как Cd и Cl рассчитываются из данных Cp?
СпросиСетьПолитика конфиденциальности1y, 0v