Как рассчитать подъемную силу/сопротивление с помощью отводов статического давления в аэродинамической трубе?

Секция профиля в аэродинамической трубе имеет множество статических отводов на верхней и нижней поверхности. Эти статические порты могут считывать только статическое давление, которое действует перпендикулярно локальной поверхности аэродинамического профиля.

В месте А находятся статические порты, которые считывают значение давления относительно -100 Па. Это давление действует перпендикулярно поверхности аэродинамического профиля, поэтому оно не перпендикулярно координате x. Нужно ли нам преобразовывать только эту вертикальную составляющую, когда мы помещаем это значение на диаграмму, когда рисуем распределение давления? Давление в месте А имеет вертикальную составляющую (подъемную силу), а также горизонтальную составляющую (тягу).... Так как же интеграл «узнает», в каком направлении действует давление?

Не могли бы вы объяснить на примере от начала (измерение давления) до конца (расчетные силы), как выглядит эта процедура? (Экспериментально измеренное давление в статических портах указано в относительном или абсолютном давлении?)

введите описание изображения здесь

Угол тета различен для каждого места на поверхности аэродинамического профиля, поэтому он не может быть равен одному тета от передней кромки до задней кромки. Где здесь функция, описывающая верхний и нижний контуры профиля? Эта функция даст нам локальный наклон поверхности

Ответ на ваш следующий вопрос должен хорошо покрыть это.
@PeterKämpf Теперь я понимаю эту простую задачу, когда давление действует перпендикулярно координате x. Мне трудно понять «реальное давление», которое действует перпендикулярно контуру аэродинамического профиля, потому что это давление находится под углом по отношению к координате x.

Ответы (2)

Вы правы, давление — это скалярная величина, а сила — это вектор, который имеет как величину, так и направление. Порты давления являются мерой только величины полного давления, в них не содержится информация о направлении, которая является основой вопроса.

Для информации о направлении нам необходимо включить:

  • измеренная геометрия профиля крыла;
  • Угол атаки во время измерения.

Давление, действующее на поверхность, создает силу, которая всегда перпендикулярна поверхности, что также упоминается во втором связанном видео на YouTube. Таким образом, все, что нам нужно знать, это угол наклона локальной области на порте давления. Что мы знаем, потому что форма профиля определена, например, 4-значный ряд NACA (из Википедии ):

введите описание изображения здесь

Уравнение для изогнутого 4-значного профиля NACA

Участок фольги NACA 2412. Линия изгиба показана красным, а толщина — или симметричный аэродинамический профиль 0012 — показан фиолетовым. Самые простые асимметричные фольги - это фольги 4-значной серии NACA, в которых используется та же формула, что и для создания симметричных фольг 00xx, но с изогнутой линией среднего изгиба. Формула, используемая для расчета средней линии развала: [4]

{ м п 2 ( 2 п Икс − Икс 2 ) , 0 ≤ Икс ≤ п , м ( 1 − п ) 2 ( ( 1 − 2 п ) + 2 п Икс − Икс 2 ) , п ≤ Икс ≤ 1 ,

Я нарисовал один вектор силы F, являющийся результатом локального давления, действующего перпендикулярно поверхности. Конечно, будет еж векторов силы, указывающих в другом направлении - чтобы понять все это, они разложены на составляющую подъемной силы и составляющую сопротивления.

Для расчета подъемной силы и лобового сопротивления нам нужно распределение давления, которое даст нам статическое касание, и функция f(x) верхнего и нижнего контуров аэродинамического профиля? Таким образом, это неправда, что только с распределением давления мы можем рассчитать силы, как кто-то упомянул.
Нет, не перпендикулярно координате x/y, перпендикулярно поверхности. Подъемная сила и сопротивление являются вертикальными/горизонтальными составляющими векторов силы.
Зачем нам АоА, если мы знаем функцию поверхности профиля, тогда АоА не имеет значения?
Это зависит от того, как мы хотим разложить векторы, подъемная сила и сопротивление определяются относительно свободного воздушного потока.
Является ли Su в моем втором видео функцией f(x) верхней поверхности аэродинамического профиля?

Так как же интеграл «узнает», в каком направлении действует давление?

Интеграл может интегрироваться только в одном направлении координат, так что это скажет ему, что делать. Если вы проинтегрируете по координате X, вы проинтегрируете полное давление по проекции X поверхности аэродинамического профиля. Это автоматически даст только компонент подъема.

Если вы проинтегрируете по координате Y, вы получите только вклад сопротивления. Обратите внимание, что горизонтальное растяжение аэродинамического профиля не влияет на сопротивление давлению.

Конечно, как вы правильно заметили, давление в точке А действует на наклонную часть контура, поэтому оно вносит и подъемную силу, и лобовую составляющую.

Угол тета различен для каждого места на поверхности аэродинамического профиля, поэтому он не может быть одним тета от LE до TE. Можете ли вы это прояснить? youtube.com/watch?v=tr13vsa0d4s&ab_channel=AerospaceGuy
@JurgenM Если под тета вы подразумеваете наклон (лучше использовать дельта у дельта Икс ; или объясните, как вы определяете θ ), конечно, это отличается от аккорда. Но вам это не нужно, все, что вам нужно, это либо дельта Икс или дельта у для интегрирования давления.
Как рассчитать подъемную силу/сопротивление с помощью отводов статического давления в аэродинамической трубе?
СпросиСетьПолитика конфиденциальности1y, 0v