Я выполняю проект пропеллеров с переменным шагом для БПЛА и особенно саморегулирующихся или пассивных пропеллеров с регулируемым шагом, которые изменяют шаг из-за аэродинамических сил и моментов тангажа.
В настоящее время я работаю над одним элементом (секционным аэродинамическим профилем), используя теорию лопастных элементов для трех разных этапов самолета: взлет (с заданными высокими оборотами, например, 2000), крейсерский полет (средние обороты, например, 1000) и посадка (низкие обороты, например 500) и соответствующие скорости набегающего потока 0, 80, 20 м/с соответственно.
Однако, пока я пытался рассчитать сначала подъемную силу и сопротивление, а затем момент тангажа, я понял, что для расчетов необходимы неизвестные факторы, такие как коэффициенты подъемной силы и сопротивления, а также угол атаки для этого секционного элемента лопасти.
Цель состоит в том, чтобы сначала использовать симметричный аэродинамический профиль без изгиба, и мне было интересно, должен ли я использовать коммерческий аэродинамический профиль, такой как NACA, и если да, то как получить Cl и Cd из этого аэродинамического профиля.
Мои вопросы:
Как рассчитать угол атаки или угол тангажа, зная их вычитание?
Нужно ли давать какие-то значения для нового параметра, которые помогут найти эти расчеты или достаточно RPM, Vinf и r винта?
Как насчет длины хорды; мне нужно дать случайное значение там?
Извините, если некоторые вопросы глупые, но я из другого мира и новичок в области аэродинамики.
В конструкции гребного винта есть несколько ключевых параметров, основными из которых являются мощность привода гребного винта и тяга, создаваемая гребным винтом.
Лопастной элемент воздушного винта выглядит так, как показано на рисунке выше из E. Torenbeek, Synthesis Of Subsonic Aircraft Design, на котором показаны характерные углы:
Угол атаки элемента лопасти
Эффективный угол наклона равен . Это часто дается относительно скорости вращения. = оборотов в секунду винта и диаметр винта R:
Коэффициент опережения J воздушного винта равен
Индуцированная скорость должна быть постоянной на лопасти, что означает, что линейно уменьшается с увеличением r: крутка лопасти винта. Поскольку крутка изменяется линейно, одна точка на лезвии может быть принята за репрезентативное лезвие. , и это обычно берется либо на 70%, либо на 75% радиального расстояния.
Можно показать, что для заданной геометрии лопасти коэффициенты мощности и тяги и винта определяются только J и . Если скорость острия ниже скорости звука и лопасти не застопорились, то эффекты чисел Маха и Рейнольдса незначительны.
Теперь мы можем посмотреть вверх как функция J, например, в отчетах NACA с сервера NACA (см. NACA WR 286). К сожалению, эти диаграммы не представлены в метрических единицах, поэтому их необходимо преобразовать. Но есть много других источников, например, под вопросом на этом форуме .
Что касается профилей: конструкция винта довольно специфична, но старомодные профили NACA все еще используются в лопастях вертолета как для несущего, так и для хвостового винтов. Для симметричного профиля репрезентативным выбором будет NACA 0012, опять же доступный на сервере отчетов НАСА, например, NACA TN 4357. Поиск в Google по данным NACA 0012 дает множество результатов. Справочник по этому вопросу — Theory Of Wing Sections by Abbott & Von Doenhoff.
Что касается длины хорды, вы можете взглянуть на существующие конструкции гребных винтов и их соотношение сторон (радиус гребного винта/средняя хорда). Вы можете начать со значения 15-20.
В упомянутой выше книге Торенбека есть довольно много дополнительной информации о конструкции винтов для этапа предварительного проектирования, в том числе о конструкции винтов с переменным углом наклона.
Питер Кемпф
Койовис
How to calculate the angle of attack or pitch angle while I know their subtraction?
Что означает вычитание в данном контексте?Койовис
Джордж