Как выбрать правильный аэродинамический профиль?

Термины кулак, чтобы избежать каких-либо недоразумений:

То, что вы называете кубоидами, обычно называют лонжероном крыла. Он состоит из чашек лонжеронов для восприятия нагрузок растяжения и сжатия и перемычки между чашками для передачи сдвига. И да, он проходит от одного крыла до другого.

Лонжерон несет изгибающий момент, который максимален в центре и равен нулю на концах (если только вы не используете крылышки). Чем больше расстояние между двумя крышками лонжерона, тем легче может быть лонжерон, поэтому помогает толстый аэродинамический профиль в средней части крыла. Ваш выбор NACA 64₃618 — хорошее начало. Я бы посоветовал, однако, сузить крыло до чего-то вроде NACA 63₃412 на конце. Более тонкие аэродинамические поверхности имеют более низкое минимальное сопротивление и более высокие максимальные коэффициенты подъемной силы, что помогает избежать срыва законцовки в первую очередь.

Или вы переходите на более новые аэродинамические поверхности, оптимизированные для более длинных участков ламинарного пограничного слоя. Поскольку вы планируете использовать углерод/эпоксидную смолу для крыльев, вы можете воспользоваться исключительно гладкой поверхностью, которую это делает возможной. Вкладом НАСА, конечно же, является серия NLF, где NLF означает естественный ламинарный поток. Возможными кандидатами могут быть NLF (1)-0416 или NLF (1)-0215 . Если вы ищете аэродинамические поверхности современных планеров , возможны даже лучшие конструкции ; однако опубликованным, как правило, не менее 30 лет. Профили планера оптимизированы для минимальных чисел Рейнольдса около 1 миллиона; при использовании в самолете общего назначения это может быть немного консервативно, но может хорошо соответствовать вашим требованиям к низкой скорости.

Конечным шагом может стать разработка собственного аэродинамического профиля. Возьмите мою рекомендацию по планеру и используйте XFOIL , чтобы настроить его так, как вам действительно нужно.

И последнее слово о вашем выборе закрылков:

Когда во внутреннем пролете используются мощные щелевые закрылки, их повышенная циркуляция изменит воздушный поток на внешнем крыле таким образом, что внешнее крыло заглохнет до того, как внутреннее крыло успеет продемонстрировать свой подъемный потенциал. Либо оставайтесь с гладкими закрылками (для которых HQ-17 был разработан - убедитесь, что вы рассчитываете его с положительным отклонением закрылков на малой и отрицательным на высокой скорости полета!) или добавьте предкрылки на внешнее крыло . Чтобы сохранить управляемость сложности, я бы порекомендовал использовать гладкие закрылки и флапероны по всему размаху.

Я написал надстройку для Fusion360, которая, вероятно, поможет вам: она собирает предложенные вами условия работы, а затем вставляет для вас наилучшую форму аэродинамического профиля, которую она знает, из библиотеки из 768 базовых профилей, каждое из которых было оптимизировано с помощью тысячи часов процессорного времени с использованием роев частиц.

Вы можете прочитать немного больше об истории в моем сообщении на форуме Autodesk здесь: https://forums.autodesk.com/t5/fusion-360-api-and-scripts/add-in-announcement-hydrofoil-and-airfoil- инструменты для поиска вашего/mp/9453985/highlight/false

Вот страница надстройки: https://apps.autodesk.com/FUSION/en/Detail/Index?id=5447707798035545266&appLang=en&os=Win64 .

PS Формы NACA никогда не были правильным ответом — эта идея появилась раньше компьютеров, и если вы прочтете их последние заметки по применению, они советуют вам не использовать их формы, потому что современные вычислительные методы всегда лучше. В качестве примера — я проанализировал все 4-значные фольги NACA серии 9999 и несколько тысяч 5-значных (ядра 200CPU заняли 3 месяца), затем выбрал наиболее производительный CL / CD для каждого из следующих чисел Рейнольдса. Граница, на которую формы, оптимизированные для CFD, превосходят НАИЛУЧШИЕ возможные формы NACA, указана во втором столбце.

Re          CFD outperformance
300.00              146%
400.00              155%
500.00              148%
750.00              146%
1,000.00            150%
1,250.00            178%
1,500.00            182%
2,000.00            175%
2,500.00            172%
3,000.00            172%
3,500.00            175%
4,500.00            180%
5,500.00            111%
7,000.00            150%
8,192.00            136%
10,000.00           139%
12,500.00           148%
15,000.00           145%
20,000.00           145%
25,000.00           147%
30,000.00           142%
35,000.00           139%
45,000.00           136%
55,000.00           133%
65,536.00           129%
80,000.00           125%
100,000.00          131%
125,000.00          139%
150,000.00          143%
200,000.00          150%
275,000.00          155%
350,000.00          153%
400,000.00          149%
500,000.00          152%
620,000.00          158%
750,000.00          169%
1,000,000.00        184%
1,400,000.00        208%
1,700,000.00        225%
2,000,000.00        224%
2,500,000.00        203%
3,000,000.00        179%
4,000,000.00        184%
5,000,000.00        178%
6,000,000.00        174%
7,000,000.00        160%
8,192,000.00        142%
10,000,000.00       142%
13,000,000.00       132%
16,000,000.00       114%
20,000,000.00       134%
25,000,000.00       123%
30,000,000.00       133%
36,000,000.00       201%
45,000,000.00       127%
65,536,000.00       249%
81,920,000.00       154%
100,000,000.00      131%

200 % означает, что форма Cl/Cd, оптимизированная для CFD, в два раза превышает NACA Cl/Cd.

Несколько очевидных факторов, которые следует учитывать при выборе аэродинамического профиля, включают в себя:

1. предполагаемый диапазон скоростей
2. предполагаемый уровень пилота
3. предполагаемый максимальный вес
4. размер самолета
5. Ваше мастерство в изготовлении

Исходя из предполагаемого максимального веса и предполагаемого диапазона скоростей, вы можете получить некоторое представление о желаемой нагрузке на крыло. Учитывая вашу предполагаемую (относительно низкую) минимальную скорость взлета, вам нужна довольно низкая нагрузка на крыло.

Имея некоторое представление о площади крыла, вы можете начать думать о том, как этого добиться: больший размах крыла или большая хорда. Простой совет: что-то, что имеет действительно «чистый» дизайн с низким лобовым сопротивлением, будет иметь тенденцию выигрывать от формы в плане с высоким соотношением сторон. И наоборот, конструкция с более высоким лобовым сопротивлением будет лучше работать с меньшим удлинением крыла. Чтобы привести несколько экстремальных примеров, парусные самолеты для соревнований часто имеют удлинение около 50: 1. У детеныша волынщика соотношение сторон 7:1, а у дельтапланов часто около 1:1.

Выбрав хорду и рабочую скорость, мы можем вычислить интересующий нас диапазон чисел Рейнольдса.

С этим мы также можем начать думать об уровне навыков пилота. Например, давайте рассмотрим предложенный вами профиль NACA. При минимальной скорости 20 м/с и хорде 0,1 метра мы получим число Рейнольдса около 50К. Глядя на кривую Cl по сравнению с альфа-каналом для этого аэродинамического профиля при 50K:

На данный момент нас больше всего волнует правая сторона кривой. Обратите внимание, как она изгибается вверх, затем имеет очень острый пик и снова очень быстро падает.

Это говорит нам о том, что (при этом числе Рейнольдса) аэродинамический профиль имеет действительно неприятный срыв — когда мы движемся к более высоким углам атаки, он создает большую подъемную силу — затем с чуть большим углом атаки он сваливается, и подъемная сила падает, как Скала. В этом диапазоне чисел Рейнольдса это может быть довольно сложно летать даже для довольно опытного пилота.

Напротив, если вы можете быть достаточно уверены, что ваше число Рейнольдса будет не менее миллиона, картина немного изменится:

В этом случае сваливание происходит намного мягче — фактически подъемник вообще не опускается. Мы должны посмотреть на отдельный график, чтобы увидеть, что хотя подъемная сила не падает, сопротивление резко возрастает, поэтому наше отношение L/D (а вместе с ним и наша глиссада) падает очень быстро:

Исходя из этого, мы можем предположить, что этот аэродинамический профиль, вероятно, действительно был рассчитан на более высокие числа Рейнольдса. В 50K это в основном зло. На 1M это более управляемо, но все же немного, особенно потому, что при таком высоком сопротивлении, когда вы останавливаете скорость вашего воздуха (а вместе с ней и число Рейнольдса) начнет падать очень быстро, поэтому, если вы не отреагируете, чтобы восстановиться после быстро свалиться, вы упадете в диапазон, где вы также потеряете подъемную силу.

Давайте немного подумаем об этом последнем факторе: мастерстве изготовления. Здесь нас больше всего интересует точность, с которой вы, вероятно, построите аэродинамический профиль. Некоторые аэродинамические поверхности действительно тщательно следят за своим профилем, чтобы получить хорошие результаты. Например, довольно много дизайнов Селига имеют тонкую «пузырьковую рампу» вдоль верхней поверхности. Если вы сделаете это даже немного неправильно, вы можете получить немного более высокое сопротивление, чем предполагалось.

Другие аэродинамические поверхности имеют более высокий допуск, поэтому незначительные отклонения от предполагаемого профиля не будут так сильно влиять на их характеристики. Если вы не очень опытны, один из них может быть лучшим выбором.

Я согласен с тем, что @Peter Kämpf опубликовал, и хотел бы иметь собственную модификацию аэродинамического профиля http://airfoiltools.com/airfoil/details?airfoil=nlf0215f-il NASA NFL-(1)-0215. что он рекомендовал. Я увидел, что хорошей идеей будет поместить большую секцию аэродинамического профиля на основание и сузить ее до меньшей версии самого себя (и на самом деле единственная проблема, с которой я столкнулся, это то, что хвост на конце аэродинамического профиля может стать слишком маленьким). если бы я склонялся к формированию дельта-победы, так что это исключено.Дельта-крыло было бы слишком сложно спроектировать из материала на конце крыла. ), поэтому лучшее, о чем я подумал, это не сужать его так сильно , и немного увеличить площадь крыла у основания. Было бы интересно, так как это сделало бы более прочную конструкцию, чтобы выдержать мой вес, я бы хотел, чтобы вещи были легкими.

Проблема, с которой я столкнулся при расчете аэродинамического профиля, заключается в том, что я в значительной степени составил таблицу Aoa-Cl-Cd для углов, но xofil предсказал, что зона разделения будет немного ниже в аэродинамическом профиле при более высоких Aoa *, но не намного *, 10 ГРАДУСОВ.

Моделирование выполнено в CFD с приличным размером сетки за несколько итераций.

Является ли таблица xfoil для инженерных целей достаточно точной?

Также я подумал сделать небольшую модификацию аэродинамического профиля и добавить немного больше изгиба на 60-65% длины линии изгиба. И посмотри, смогу ли я остановить разделение с помощью трех генераторов вихрей приличного размера. Я также плохо делаю некоторые симуляции закрылков.