Как следует моделировать управляющие поверхности в симуляциях?

Я моделирую подъемную силу и сопротивление крыла в собственной программе.

Если у меня есть крыло, которое соответствует профилю (например) NACA 0024, это простая операция, чтобы найти правильные коэффициенты подъемной силы и сопротивления на основе текущего угла атаки крыла.

Но что произойдет, если я задену элерон на задней кромке?

Нужно ли переклассифицировать крыло на основе новой геометрии?
Должен ли я относиться к поверхностям управления как к своим собственным аэродинамическим телам и искать для них таблицы подъема/сопротивления?
Поскольку это всего лишь симулятор, имеет ли смысл просто сместить текущие коэффициенты на какое-то значение в зависимости от угла отклонения?

Я, по общему признанию, не разбираюсь в аэродинамике и авиации, поэтому, пожалуйста, простите меня, если я подошел к этой проблеме с совершенно неправильной стороны.
Любая помощь или совет будут очень признательны!

Спасибо!

Ответы (1)

Любая поверхность управления изменяет как локальный изгиб, так и локальный угол наклона, поэтому было бы лучше, если бы вы соответствующим образом изменили коэффициенты. Если вы используете код панели, достаточно изменить локальный наклон поверхности (= направление потока в локальной контрольной точке) на угол отклонения.

Если вам нужны формулы для коэффициентов: поверхность управления с долей длины шнура d (от общей длины хорды) изменит местный коэффициент подъемной силы. с л с

Δ с л знак равно г ⋅ с л α ⋅ с я н ( η ) ,
куда η угол отклонения в радианах и с л α - градиент коэффициента подъемной силы по углу атаки исходного аэродинамического профиля. Дополнительная подъемная сила будет действовать в точке между 50% и 25% хорды крыла. Более высокое значение предназначено для очень коротких закрылков, более низкое - для всех летающих поверхностей (технически 100% хорда закрылков), поэтому отклонение руля добавит торсионную нагрузку. Сопротивление не изменится при малых углах отклонения, но когда они увеличиваются, сначала увеличивается сопротивление, а затем увеличение подъемной силы становится нелинейным.

Если вы остаетесь в линейном диапазоне (15° с хордой закрылков 30%, 25° с хордой закрылков 15% при умеренном угле атаки), вы можете линейно добавить эффект закрылков (скорректировать коэффициенты). Выход за эти пределы как по углу отклонения, так и по углу атаки потребует снижения эффективности закрылков, что может (в крайних случаях) даже привести к реверсу управления.

Также обратите внимание на то, что элероны особенно сильно закручивают крыло, так что их эффективность снижается при более высоком динамическом давлении. Детали этого эффекта зависят от жесткости крыла.

Ваш пример NACA 0024 уже настолько толстый, что не выдерживает больших углов отклонения закрылков и показывает разделение на стороне всасывания. Хорошая толщина крыла для дозвукового полета составляет от 12% до 15%, а самые экстремальные (например, корень высоконагруженных крыльев с большим удлинением) все равно будут ниже 20%. Толщина сверхзвукового крыла обычно составляет от 4% до 6%.

Если вы зависите от этой поверхности управления для балансировки самолета, не позволяйте ее эффективности уменьшаться (как это было бы в действительности), но придайте ей линейную эффективность (без функции синуса) до бесконечности и наказывайте большие углы отклонения чрезмерным сопротивлением (или все, что работает против вашего целевого параметра).

Чудесно! Это совсем немного для запуска. TBH Я просто выбрал 0024 для начала, потому что его было легко сделать в 3D-модели, и он «хорошо читается» на экране. Еще раз спасибо за всю полезную информацию!
@Habitablaba: Только одна деталь: убедитесь, что вы используете не процентное значение d в корне, а дробь. Кроме того, я забыл наклон кривой подъема. Извините за неправильное описание, это был не мой день!
Как следует моделировать управляющие поверхности в симуляциях?
СпросиСетьПолитика конфиденциальности1y, 0v