Я проанализировал 2 почти идентичных летательных крыла в XFLR5, почему крыло с более тонкой хордой имеет более высокий cD?

Я сделал два летающих крыла, одно с половиной хорды кончика крыла в качестве корневой хорды, а другое с равными хордой корня и кончика.

Затем я провел анализ VLM2 на обоих при скорости 7 м/с и использовал один и тот же аэродинамический профиль на обоих. Удивительно, но крыло с более тонкой хордой законцовки крыла имело более высокий коэффициент лобового сопротивления (что, как я считаю, приводит к более высокому лобовому сопротивлению). Почему?

Все, что я знаю, приводит к меньшему сопротивлению, меньшему индуктивному сопротивлению, потому что хорда тоньше, аэродинамический профиль тоньше из-за пропорций, и такое же паразитное сопротивление, потому что все остальное постоянно. Что заставляет тот, у кого более тонкая законцовка крыла, иметь более высокий CD? Имеет ли это смысл, или это просто неточности при попытке вычислить CL и CD?

тонкий кончик хордового крыла

мальчик с толстыми аккордами

графики. фиолетовый - более тонкий кончик хорды

Файл проекта XFLR5

Я сконструировал еще один самолет с такой же стреловидностью 30 градусов, таким же аэродинамическим профилем и удлинением 10 (размах 0,5 м, корневая и концевая хорды 0,05 м, без закручивания). Производительность продолжает ухудшаться. Только AOA на 0 имеет для меня смысл, но это за окном.

График XFLR5 CL/CD

Вы уверены, что они были должным образом обезразмерены? Вы пробовали сравнивать CL^2 и CD между двумя конфигами?
Я не могу найти cl ^ 2, поэтому я сравнил Cl ^ 3/2 с cd (не уверен, что это то, к чему вы стремились), и это выглядит похоже, но снова более тонкая хорда сужается после 2-3 градусов AoA. Я провел анализ с помощью 3D-панели и анализа LLT и получил очень похожие результаты.
Что значит не можешь найти? Вам просто нужно построить CL, умножить на себя и построить против CD в Excel.
О, да. совсем забыл, что можно экспортировать данные на секунду. Да, понял, только что сделал это и обновил основной пост. Соотношение Cl^2/cd теперь выше на основном крыле.
Не могли бы вы поделиться файлом проекта XFLR5?
Добавил в исходный пост.

Ответы (2)

В дополнение к ответу Криса я просмотрел файл вашего проекта и не смог легко воспроизвести вашу проблему. Я подозреваю, что проблема была в сочетании плохой дискретизации (я несколько увеличил разрешение аэродинамического профиля и крыла) и неправильной методологии (фиксированная скорость вместо фиксированной подъемной силы).

Вот результаты XFLR5 для испытаний с фиксированным подъемом (с использованием 0,4 кг) для следующих конструкций:

  • Базовая линия : ваше исходное крыло ( А р "=" 5,0 , С "=" 0,05 м 2 , М А С "=" 1,0 )

  • Tapered : ваш оригинальный конусный вариант ( А р "=" 6,67 , С "=" 0,038 м 2 , М А С "=" 0,78 )

  • Конусный - выровненный AR : конический вариант с увеличенным корневым аккордом, чтобы соответствовать соотношению сторон базовой линии ( А р "=" 5,0 , С "=" 0,05 м 2 , М А С "=" 1,08 )

  • Конусно-выровненная площадь : конусообразный вариант с увеличенным пролетом, чтобы соответствовать площади базовой линии ( А р "=" 8,8 , С "=" 0,05 м 2 , М А С "=" 0,78 )

введите описание изображения здесь

Как и ожидалось, повышение эффективности пропорционально увеличению AR. Вы можете посмотреть обновленный файл проекта здесь (не забудьте нажать Show all Polars ).

Вот и я думаю, я использовал фиксированную скорость вместо фиксированной подъемной силы. У меня еще есть пара семестров до занятий по аэродинамике. Я предполагаю, что мы используем фиксированную подъемную силу, сравнивая два планера, потому что у них есть собственное оптимизированное полетное окно, верно? т. е. самолет с более высоким AR хотел бы лететь немного быстрее, чтобы работать лучше, и т. д.

Это могут быть неточности в вашем методе моделирования; трудно сказать без дополнительной информации.

Во-первых, это не совсем сравнение яблок с яблоками. Соотношение сторон первого крыла выше, чем у второго крыла, так что вы изменяете больше параметров, чем просто хорду кончика.

Об этом можно думать так: CD крыла будет сильно зависеть от удлинения. А р , коэффициент конусности λ Т , распределение хорды и крутки вдоль крыла, а также распределение профиля. Постоянна ли t/c аэродинамической поверхности на обоих крыльях? Это тоже повлияет.

Было бы яснее взглянуть на полярную зависимость CL от CD; лучшая точка сравнения - посмотреть на сопротивление, создаваемое при одном и том же CL, а не при одном и том же угле атаки (поскольку угол атаки при нулевой подъемной силе также будет меняться в зависимости от конструкции крыла). Второе крыло создает меньшее сопротивление, но и меньшую подъемную силу при заданном угле атаки; сравнение не очень корректное. Если вы используете VLM, вы измеряете CDi геометрии крыла, которая будет наиболее сильно зависеть от CL.

Соотношение сторон выше, так почему сопротивление больше? Разве большее удлинение не должно приводить к меньшему индуктивному сопротивлению, если размах крыла такой же? У вас такое же паразитное сопротивление, если размах крыльев тот же и т. д. Я определенно пытаюсь получить его сейчас, хотя с графиком CL и CD, но более толстое крыло все еще определенно превосходит его. Единственный график, на котором более тонкое крыло работает лучше, — это CL/CD против Alpha, какие щелчки? Аэродинамический профиль у обоих самолетов одинаков (я предполагаю, что это % толщины на хорде аэродинамического профиля)
Еще один график — это график «Момент против альфы», где более толстое крыло генерирует НАМНОГО меньше ЦМ при любой заданной альфе, а более тонкое крыло генерирует отрицательную/стабильную ЦМ. Может ли это также привести к более высокому компакт-диску?
Правильный способ сравнения двух крыльев — смотреть на значения CD крыльев при одном и том же CL, а не при одинаковой альфе. Таким образом, если нижний график действительно представляет собой соотношение CL и CD, вы можете видеть, что крыло с более высоким удлинением имеет меньшее сопротивление при том же CL; это то, что вы ожидаете. Обычно в полете альфа корректируется для получения целевого CL (и, следовательно, воздушной скорости); конкретное значение альфа не так важно. Момент тангажа не влияет на лобовое сопротивление.
Вот что меня так смутило. XFLR5 является полной противоположностью этому ожиданию, нижнее антикрыло имеет более высокий CL при том же компакт-диске. Я перепутал данные на графике CL^2/CD в гугл-листах, который я сделал (неправильные значения CD для крыла LowAR). Это имеет смысл, что это не имеет смысла, верно?
Показывает ли ваш метод разбивку между вязкостным сопротивлением ( С Д п ) и индуктивного сопротивления ( С Д я )? Судя по снимку экрана, вы проводите анализ вязкости (связанный с вихревой решеткой?). Если вы только смотрите на С Д я , то более высокий AR должен давать меньшее сопротивление. Если вы включаете С Д п может быть больше происходит.
Я только что проверил это, вязкостное сопротивление было выше, но индуктивное сопротивление (как и ожидалось) было ниже. Похоже, проблема заключалась в моем методе анализа (фиксированная скорость вместо фиксированной подъемной силы).
Я проанализировал 2 почти идентичных летательных крыла в XFLR5, почему крыло с более тонкой хордой имеет более высокий cD?
СпросиСетьПолитика конфиденциальности1y, 0v