Почему численно определенное положение центра давления вблизи Cl = 0 неточное?

Я работаю над заданием, и мне нужно рассчитать центр давления аэродинамического профиля с помощью численного метода (панельный метод). Я получаю странный результат, потому что он дает свое положение в точке вне хорды для определенного угла атаки.

Когда я спросил своего профессора, он сказал, что при угле атаки, близком к углу атаки, при котором Cl=0, может получиться так, потому что центр давления вычисляется через выражение, включающее частное с Cl=0. на его знаменатель.

Я сбит с толку, потому что не знаю, просто ли метод не работает в этом случае, или у него есть какое-то физическое объяснение.

Звучит как хорошая возможность для дальнейшего обсуждения с профессором. Поскольку вы уже платите ему (косвенно через обучение), возможно, ваши деньги окупятся.
звучит числово, если вы делите на 0, обычно случаются плохие вещи (ТМ).
Просто очень, очень общий момент о моделировании и разработке: иногда нет «физического объяснения», модель находится не в реальном физическом мире. Теперь у вас есть прекрасная возможность узнать кое-что об ограничениях модели, любых предполагаемых предположениях, когда можно ожидать, что она не сработает, и т. д.
Спасибо за ответ, я попытаюсь уточнить это у своего профессора, но я нашел это в википедии: «Обычно центр давления находится на теле, но в потоках жидкости возможно, чтобы поле давления оказывало момент на теле такой величины, что центр давления находится вне тела». Так не глупо ли думать, что это не соответствует аккорду?

Ответы (1)

Если одни части аэродинамического профиля создают подъемную силу, а другие - прижимную силу, центр давления может находиться за пределами хорды аэродинамического профиля при низких коэффициентах подъемной силы. Это условие выполняется для выпуклых профилей, профилей с отклоняемым закрылком и особенно для профилей задней загрузки, имеющих малую выпуклость в передней и большую выпуклость в задней части. Сверхкритические аэродинамические поверхности удовлетворяют этому последнему условию.

В теории аэродинамического профиля аэродинамический профиль создает подъемную силу и момент, поскольку предполагается, что подъемная сила атакует точку четверти хорды. Этот момент особенный, потому что здесь коэффициент момента не меняется с углом атаки (по крайней мере, в невязкой теории линейного потенциала, которая достаточно близка к реальности при больших числах Рейнольдса, чтобы быть полезной). На самом деле положительный развал заставит результирующую подъемную силу действовать за точкой четверти хорды, а момент тангажа будет отрицательным. Когда подъемная сила становится маленькой, а момент тангажа остается постоянным, плечо рычага этой небольшой подъемной силы должно стать большим, чтобы достичь того же момента, и именно тогда центр давления может выскользнуть из хорды аэродинамического профиля.

Ниже вы видите результат XFRL5 V6.0.5. Я нанес локальный центр давления в виде зеленой линии. Его высота над плоскостью крыла показывает величину подъемной силы, создаваемой локально, а расположение в направлении потока показывает, что он покидает местную хорду, когда подъемная сила становится низкой. Обратите внимание, что при перемещении в направлении по размаху положение перемещается далеко позади аэродинамического профиля далеко вперед, когда локальная подъемная сила становится отрицательной. В точке отсутствия локального подъема у вас есть ошибка деления на ноль, исправленная здесь прямой связью между результатами отдельных панелей.

Расположение локального центра давления на стреловидном крыле

Расположение локального центра давления на стреловидном крыле (собственная работа).

При увеличении угла атаки вся дополнительная подъемная сила имеет распределение Бирнбаума, поэтому локальный центр давления смещается в сторону четверти хорды.

Не могли бы вы немного рассказать о распределении Бирнбаума? Я попытался найти это в Google, но смог найти только ссылки на неустойчивую колеблющуюся аэродинамику, такую ​​​​как эта, или мне следует задать это в новом вопросе?
@ROIMaison: я надеюсь, вы понимаете немецкий язык, поэтому я рекомендую эту страницу .
Спасибо за такое полное объяснение. Это все еще кажется мне немного нелогичным. Математически я вижу это, когда вы взвешиваете позицию «x» с локальным коэффициентом подъемной силы (чтобы вычислить, где применяется результирующая), поскольку и «x», и «cl» могут быть отрицательными, может быть некоторый вклад, который имеет тенденцию устанавливать это вне хорды. Я пропустил какую-то важную идею или просто на ней больше нет?
@abcd Аэродинамический профиль создает как момент (измеряемый вокруг точки четверти хорды), так и подъемную силу, а момент определяется развалом, поэтому он не меняется с углом атаки (линейная теория). Когда подъемная сила очень мала, плечо рычага для выражения момента должно стать огромным.
Итак, прав ли я, говоря, что главная проблема здесь в том, что «центр давления» — это агрегатная функция, а не простая сила? Само крыло обеспечивает подъемную силу только «внутри себя», но что CoP включает в себя и другие компоненты?
Почему численно определенное положение центра давления вблизи Cl = 0 неточное?
СпросиСетьПолитика конфиденциальности1y, 0v