Как найти дифферент секционного профиля, не зная угла атаки?

Я использую изогнутый аэродинамический профиль, рассчитанный на положительный момент тангажа, для достижения угла тангажа, соответствующего изменению скорости набегающего потока (с учетом аэродинамики). Я закончил с уравнением момента качки

д М "=" с * С м а . с − ( С л 0 + С л α * α ) * Χ а . с
где с длина хорды, С м а . с коэффициент момента тангажа относительно аэродинамического центра профиля С л 0 коэффициент тангажа при нулевой подъемной силе, С л а коэффициент подъемной силы при определенном угле атаки и и Икс а . с расстояние смещения относительно аэродинамического центра.

Я хочу спроектировать пропеллер, и у меня есть данные о скорости свободного потока, об/мин и геометрии лопасти. Я предполагаю тонкий аэродинамический профиль, поэтому коэффициент подъемной силы ( ( С л 0 + С л α * α ) ) примерно 2 π * α и α зависит от скорости набегающего потока и скорости вращения: α "=" Δ β − т а н − 1 ( В я н ф / В р ) и Δ β угол наклона.

Идея состоит в том, чтобы найти идеальный угол атаки. α удовлетворяющее условию равновесия момента тангажа д М "=" 0 . Однако коэффициент тангажного момента С м а . с также неизвестно .

* Скажем Икс а с дано значение.

Итак, мой вопрос: как решить это уравнение? Могу ли я получить какие-либо другие данные из профиля аэродинамического профиля, которые помогут найти решение? Имеют ли отраженные аэродинамические поверхности какие-либо характеристики, которые я должен учитывать в такой ситуации?

Я не понимаю аккорд с С М , это сделало бы размеры неправильными.
@Koyovis Это следует из уравнения
д М "=" д М а с − д л * Икс а с "=" 1 / 2 р В 2 с 2 С м а . с д р − 1 / 2 р В 2 с С л Икс а с д р "=" 0
С л "=" ( С л 0 + С л α * α )
Да, в самом деле. Я ожидаю, что длина, деленная на длину, безразмерная сущность будет сопровождать С М
@Koyovis Представьте схему, показанную по этой ссылке: Aviation.stackexchange.com/questions/40910/…
Вы хотите решить уравнение для С м а с или для α ? Если у вас есть одно уравнение, вы не можете решить для обоих. Из названия вашего вопроса следует, что α является неизвестным, однако, если известны скорость набегающего потока, скорость вращения и закрутка, то α известно, и вы можете решить для С м а с
@Koyovis, две переменные зависят друг от друга ... и если я найду одну ... другую можно найти по полярам аэродинамического профиля. Но как найти α, зная только скорость набегающего потока и скорость вращения? Допустим, в данный момент закрутки нет, значит, угол закрутки = 0.

Ответы (1)

Если у вас есть доступ к модели аэродинамического профиля, балансу моментов и аэродинамической трубе, вы можете определить С М а с экспериментально: момент, когда опыт крыла можно нормализовать для расчета С М а с

Тогда решение для альфы тривиально. В противном случае для поиска может быть полезен такой инструмент, как XFLR5. С М а с для вашего аэродинамического профиля.

Я полагаю, что он использует симметричный аэродинамический профиль и профиль NACA, данные которого опубликованы.
@Koyovis Я использую аэродинамический профиль EPPLER с изогнутым профилем. Я обнаружил, что для симметричных профилей коэффициент тангажа равен нулю, поэтому он не работает.
Если он публикуется, обычно публикуется момент тангажа при переменном токе.
@ user74671 Да. Он опубликован, но единственное, что я могу найти, это связь между С м и α . airfoiltools.com/airfoil/details?airfoil=e328-il (последний график) *Для статической устойчивости момент тангажа должен быть равен нулю
Хорошо, тогда еще найдите альфу, где L = 0, посмотрите на график, Cm есть Cm на ac
с L вы имеете в виду лифт? Если да, то почему я ищу L=0?
Если вы посмотрите на свое уравнение в другом вопросе, общий коэффициент момента состоит из CMac и момента, создаваемого подъемной силой. (Перетаскивание также произвело бы момент, но он небольшой). Когда L (или CL) равно нулю, единственный момент, действующий на фольгу, - это момент в аэродинамическом центре.
Проблема в том, что L (или CL) зависит от скорости набегающего потока. Поэтому я предполагаю, что он не может быть равен нулю ни при каких условиях скорости. Однако моя идея аналогична; задать начальное значение CL, а затем найти соответствующие коэффициенты и α. Но есть ли какое-либо значение, которое можно использовать в качестве начальной точки Cl для небольших винтов (радиус ≈15 см)?
Cl зависит от альфа. Оно также может варьироваться при разных числах Рейнольдса. Выберите бампер Рейнольдса, на котором вы ожидаете, что он будет работать, затем посмотрите альфа, когда cl равно 0
@user74671 user74671 Хорошо, спасибо .. Итак, альфа будет оставаться постоянной при любых условиях скорости, и будет ли угол наклона (Δβ) меняться в диапазоне скоростей, верно?
Извините, я говорил в общем смысле аэродинамического профиля. Кажется, я имею в виду угол наклона. Я имею в виду угол атаки вашего аэродинамического профиля на винт с воздухом. С пропеллером немного сложнее, так как есть относительные скорости между вращением и скоростью набегающего потока.
Да, как я упоминал ранее, угол атаки зависит от угла тангажа минус угол натекания: α "=" Δ β − т а н − 1 ( В я н ф / В р ) . Таким образом, α будет постоянным, а Δβ будет меняться в соответствии с Vinf и Vr. Это то, что вы имели в виду?
Я думаю, учитывая угол тангажа и относительные скорости, нет необходимости находить cmac для аэродинамического профиля. Сначала просто рассмотрите аэродинамический профиль в двумерном смысле. Вам нужно будет выяснить диапазон Re #s, которые он будет испытывать, определив диапазон скоростей, которые он увидит.
Как найти дифферент секционного профиля, не зная угла атаки?
СпросиСетьПолитика конфиденциальности1y, 0v