Коническое крыло с низким коэффициентом подъемной силы

Привет, в настоящее время я анализирую различные конструкции крыльев с помощью ANSYS Fluent. Одна из моих конструкций имеет прямую переднюю кромку, но стреловидную заднюю кромку, поэтому она сужается с хордой корня крыла на 50 мм и хордой законцовки крыла на длине 200 мм. Размах крыла 250 мм. (См. Рисунок) Используемая форма аэродинамического профиля - S1223, которая имеет максимальный CL около 2,3. Поэтому, используя формулу подъемной силы, которая (я знаю, что она приблизительная), я рассчитал, что крыло может создавать подъемную силу 58,5 Н при скорости 36,452 м/с.

Однако, используя ANSYS Fluent, я обнаружил, что крыло может создавать максимальную подъемную силу только 39 Н, что соответствует CL 1,5.

Я совершенно уверен, что симуляции, которые я запускаю, точны, но мне нужен совет о том, что может быть причиной этой разницы. Предполагая, что результаты, которые я получил, верны. С чем связана большая разница в коэффициенте подъемной силы? Дайте мне знать, если мне нужно предоставить какую-либо дополнительную информацию! Любая помощь очень ценится! РЕДАКТИРОВАТЬ: Забыл добавить, что используемая симуляция предполагает, что граница аэродинамической трубы находится на кончике крыла и корневой части крыла. Таким образом, размах крыла занимает всю аэродинамическую трубу.Дизайн крыла

Контур давления при высоком угле атаки

Контур давления на конце крыла

2D-анализ XFLR5 Cl по сравнению с AoA

Сравнение Fluent Tapered 3D CL и AoA

изображение, кажется, показывает перевернутое крыло - вы измеряете подъемную силу в правильном направлении для развала?
Не уверен, что вы подразумеваете под "границей аэродинамической трубы". Вы должны установить плоскость, соответствующую корневой части крыла, в качестве граничного условия симметрии. На наконечнике не должно быть границ, кроме нормальной границы стенки для ближнего поля. Дальнее поле должно быть входом скорости, а плоскость Треффца должна быть выходом давления.
На самом деле я измеряю прижимную силу, которую производит крыло, так что да, я измеряю в правильном направлении @ZeissIkon Спасибо за ваш ответ.
@JZYL На данный момент я установил границы на кончике и корне, просто чтобы определить коэффициент подъемной силы, не учитывая любые вихри на кончиках крыльев. Оба были заданы как граничные условия симметрии. Я только что исправил это в соответствии с вашим советом, однако значение подъемной силы, которое я получаю, не изменилось. Однако есть небольшое увеличение сопротивления. Спасибо за ваш ответ
какой у Вас вопрос?
Предполагая, что результаты, которые я получил, верны. С чем связана большая разница в коэффициенте подъемной силы? @МануХ
При высоком CL (или большом угле атаки) для моделирования вязкости у вас будет много разделения потока, что уменьшит подъемную силу. Поскольку аэродинамический профиль перевернут, сторона всасывания является нижней поверхностью, и именно здесь вы должны увидеть неблагоприятный градиент давления, ведущий к обратному потоку.
@JamesGreen, вы должны указать свой последний комментарий в вопросе, чтобы он был понятнее при первом чтении.
@afcdesign ок, большое спасибо, все понятно, мне придется еще немного прочитать. Я добавил изображение моего контура давления при высоком AoA, показывает ли это неблагоприятный градиент давления ??
@ManuH Я сделал это сейчас, спасибо, что указали на это
Какой угол атаки вы используете? Варьируете ли вы его достаточно, чтобы покрыть максимальный подъем? Было бы интересно посмотреть на сюжет AoA.
@PeterKämpf Я варьировал AoA до тех пор, пока он не достиг точки срыва. Добавили графики 2D-анализа и 3D-конусного анализа. Стоит отметить, что прямоугольные крылья с аэродинамическим профилем той же формы точно следуют 2D-тенденции. Я просто ищу исчерпывающее объяснение того, почему коническое крыло не дает более близкого макс. CL.
@JamesGreen вы увидите неблагоприятный градиент давления после пика всасывания на стороне всасывания аэродинамического профиля. Вопрос в том, какова степень отрыва потока на больших углах атаки. Вы можете увидеть это более четко, если начертите профиль поверхностного трения или скорости.
@James Green некоторые сходства в вашем дизайне и данных с парусами. Вы можете попробовать различные коэффициенты развала, скажем, от 1/20 до 1/7. Любите контуры давления для изучения эффекта земли.

Ответы (1)

Сужая крыло, вы получаете трехмерный корпус, даже если крыло находится между стенками аэродинамической трубы. Подъемная сила изменяется по размаху почти так, как если бы крыло находилось в свободном полете с удвоенным размахом и длинной хордой у основания. Поскольку концевая хорда составляет лишь четверть корневой хорды, это полное крыло будет иметь площадь 0,075 м² с размахом 0,5 м, что дает удлинение 3,33. Ниже приведен рисунок из книги Сигарда Хорнера « Динамическая подъемная сила жидкости» (глава 3, рис. 4), на котором показано, как локальный коэффициент подъемной силы изменяется в зависимости от размаха для крыльев с разным коэффициентом конусности. Ваше крыло в свободном полете будет на ¾ между вторым и третьим слева.

Hoerner Fluid Dynamic Lift, глава 3, рис. 4

Двухмерный случай возможен только с постоянной хордой, поскольку все крыло будет производить одинаковую циркуляцию (хорду времени подъемной силы). При изменении хорды по пролету только более короткий конец локально достигнет максимального коэффициента подъемной силы 2,3, но при меньшем угле атаки. Вы по-прежнему получаете большую подъемную силу со стенками аэродинамической трубы, чем в свободном полете, но с коэффициентом конусности 0,25 сохраняется не так много случаев 2D.

Более высокая циркуляция конца длинной хорды создает дополнительную циркуляцию на конце короткой хорды и позволяет ему останавливаться при меньшем угле атаки, когда корень достигает только половины своего полного потенциала (см. рисунок выше, где коэффициент подъемной силы центра составляет только половину коэффициент подъема наконечника). Уменьшение максимального угла атаки с -13° для случая 2D до -10° также показывает, насколько теряется потенциальная подъемная сила.

Большое спасибо за ваше время и ответ. Очень ценится. Я так понимаю, что только более короткая длина хорды достигает максимального коэффициента подъемной силы? Но у длинного конца аккорда циркуляция выше? Хотя подъем был прямо пропорционален циркуляции. Или вы говорите, что это правда, однако из-за большой разницы в циркуляции возникает избыточная циркуляция на более короткой длине хорды, что приводит к потере подъемной силы?
@JamesGreen Да, только более короткий конец достигает максимального подъема и делает это с более низким AoA. Обратите внимание на первый излом на кривой подъемной силы: я полагаю, что он вызван началом отрыва на коротком конце. В то время как подъемная сила на длинном конце увеличивается с увеличением угла атаки, короткий конец уже останавливается. Пробовали ли вы вымывание (разная частота между корнем и кончиком)? Относительно циркуляции: Да, она пропорциональна подъемной силе, а высокая корневая циркуляция вызывает увеличение угла атаки на кончике, что позволяет ему преждевременно остановиться.
Коническое крыло с низким коэффициентом подъемной силы
СпросиСетьПолитика конфиденциальности1y, 0v