Каково давление на стороне нагнетания по отношению к набегающему потоку?

Question

Каково давление на стороне нагнетания по отношению к набегающему потоку?

поднимать
аэродинамический профиль
Авиация
аэродинамика

Анонимный

Следующие [отредактированные] изображения взяты из сетевого поста :

Верхнее изображение указывает на сторону давления, давление больше, чем набегающий поток.

На нижнем изображении $C_p$ варьируется.

Согласно уравнению коэффициента давления:

С_{п} "=" \frac{п - п_{\infty}}{\frac{1}{2} р_{\infty} В_{\infty}^{2}} "=" \frac{п - п_{\infty}}{п_{0} - п_{\infty}}

$C_p = {p - p_\infty \over \frac{1}{2} \rho_\infty V_{\infty}^2 } = {p - p_\infty \over p_0 - p_\infty }$

Область, отмеченная синим цветом для стороны нагнетания ( $C_p$ в отрицательном), давление ниже, чем набегающий поток. В пурпурном (передняя и задняя области) это больше, чем в свободном потоке. (Если я правильно это читаю.)

Когда все площади объединены для прямолинейного горизонтального полета, каково будет общее давление по отношению к набегающему потоку? Верхнее изображение по-прежнему правильное при общем большем давлении?

Вопрос возник в чате, и я больше не уверен. Конечно, распределение давления зависит от скорости и формы аэродинамического профиля, так что это общий вопрос. Любая дополнительная информация о том, как скорость/форма влияют на сторону давления, конечно, приветствуется.

Федерико

обратите внимание, что два изображения, которые вы сделали, относятся к совершенно разным формам аэродинамического профиля (как также упоминается в сообщении, на которое вы ссылаетесь)

Федерико

<давление близко к (но не выше) статическому давлению> зависит от того, что вы имеете в виду. интеграл распределения давления? по обеим сторонам крыла? Если

C_{p}

$C_p$ больше 1 (абсолютное значение), то давление будет больше, чем давление набегающего потока. [также обратите внимание, что в окраске распределения давления на задней кромке отсутствует часть]

пользователь14897

@Federico - я не уверен, пока только со стороны давления, но я не аэродинамик. Изображение исправлено, спасибо.

Ответы (1)

Каково давление на стороне нагнетания по отношению к набегающему потоку?

обратите внимание, что два изображения, которые вы сделали, относятся к совершенно разным формам аэродинамического профиля (как также упоминается в сообщении, на которое вы ссылаетесь)
<давление близко к (но не выше) статическому давлению> зависит от того, что вы имеете в виду. интеграл распределения давления? по обеим сторонам крыла? Если $C_p$ больше 1 (абсолютное значение), то давление будет больше, чем давление набегающего потока. [также обратите внимание, что в окраске распределения давления на задней кромке отсутствует часть]
@Federico - я не уверен, пока только со стороны давления, но я не аэродинамик. Изображение исправлено, спасибо.

рул30 · Answer 1

TL;DR

В большинстве случаев распределение давления на стороне нагнетания больше, чем на стороне всасывания (относительно хордового расположения).
На этот вопрос нет общего ответа, поскольку распределение давления на стороне нагнетания (хотя в основном близкое к статическому атмосферному давлению) связано с формой профиля.
При низких скоростях давление на стороне нагнетания, вероятно, будет очень близко к статическому давлению окружающей среды.

Комментарий к рисунку 2

Изображенный профиль работает в околозвуковом режиме. Это означает, что скорость набегающего потока близка к скорости звука (М=1). Вызванный ускорением воздуха на стороне всасывания профиля воздушный поток будет достигать сверхзвуковых скоростей. Быстрое увеличение $C_p$ на стороне всасывания - шок.

На следующем рисунке показано распределение числа Маха вокруг аэродинамического профиля в околозвуковом диапазоне скоростей.

Комментарий к сжимаемости

Термин $\frac{1}{2}\rho V^2$ является представлением динамического давления для очень низких скоростей (M<<0,3). Конечно, это уравнение можно использовать и для более высоких чисел Маха, однако результаты (с точки зрения самоподобия) будут содержать большую ошибку. Поэтому, $p_0 - p_\infty$ следует использовать, чтобы избежать этого.

Комментарий к распределению давления на стороне нагнетания

Во время горизонтального полета (design-speed@design-AoA) будет зона застоя на передней кромке аэродинамического профиля. Это приводит к давлению выше, чем статическое давление набегающего потока. После этого поток будет ускоряться, что приведет к снижению давления. Часто такое сокращение приводит к $C_p<0$ . На задней кромке давление на стороне всасывания и на стороне нагнетания должно быть равным, поэтому подъем давления в задней части на стороне нагнетания аэродинамического профиля будет регулироваться соответствующим образом.

Отвечать:

При низких числах Маха (т. е. при низких скоростях набегающего потока) давление на стороне нагнетания, вероятно, будет очень близко к статическому давлению окружающей среды.

Комментарий к области низкого давления на стороне нагнетания

Как всегда с (эллиптической) аэродинамикой, это немного похоже на курицу и яйцо. Предположим (осторожно! это очень простая точка зрения), что есть только одна цель проектирования (подъемная сила). Тогда распределение давления на стороне нагнетания должно удовлетворять двум граничным условиям. 1) высокое давление ( $C_p$ ) на передней кромке, что является результатом скорости набегающего потока и 2) давления ( $C_p$ ) на задней кромке, которая определяется распределением давления на стороне всасывания. Теперь конструктор аэродинамического профиля должен найти форму профиля, удовлетворяющую обоим требованиям. Будь то $C_p$ становится отрицательным или нет, не имеет значения, пока он остается выше $C_p$ стороны всасывания, и нет риска отрыва пограничного слоя (что, вероятно, приведет к отсутствию давления на задней кромке).

Так как нет простых ответов на сложные проблемы, я действительно считаю, что лучше всего установить Xfoil (или его преемника ) и попробовать его.

Что будет равносильно $C_p$ из 0. Но почему на картинке ОП он отрицательный?
Легко и информативно, большое спасибо.
@Koyovis хорошая мысль, я соответствующим образом отредактировал свой ответ, TL; DR: это не проблема иметь $C_p<0$

Каково давление на стороне нагнетания по отношению к набегающему потоку?

Анонимный

Федерико

Федерико

пользователь14897

Ответы (1)

рул30

Койовис

пользователь14897

рул30

Как решить интегральное уравнение коэффициентов нормальной и осевой аэродинамической силы для расчета коэффициента подъемной силы аэродинамического профиля?

Каковы условия для того, чтобы аэродинамический профиль был «тонким аэродинамическим профилем»?

Как превратить невязкие данные в вязкие?

Распределение давления подъема [закрыто]

Есть ли несколько причин уменьшения давления на крыло?

Почему аэродинамический центр большинства аэродинамических профилей расположен на четверти хорды?

Как изменяется центр давления при изменении угла атаки?

Как толстые и тонкие аэродинамические поверхности соотносятся в подъемной силе?

Каков физический смысл кровообращения в состоянии Кутты?

Как отреагирует аэродинамический профиль, если его полетит назад?