Profil- und Flügelanalyse für transsonische Geschwindigkeit (M = 0,85 und Re = 42 Millionen)

Ich arbeite an einem Projekt, bei dem ich ein Flugzeug entwerfen muss, das mit 0,85 Mach auf 35.000 Fuß fliegen muss. Während ich am Flügeldesign arbeitete, entdeckte ich schnell, dass Tragflächen der 6er-Serie mit einem guten Dickenverhältnis ein niedriges haben Kritische Machzahl. Also begann ich, überkritische Tragflächen (SC Airfoils) zu erforschen. Kann XFLR5 für die Analyse von SC-Profilen verwendet werden?

Dies ist ein direktes Kopieren und Einfügen aus dem XFOIL-Handbuch, das die zugrunde liegende Bibliothek für die 2D-Analyse in XFLR5 ist

Man sollte immer vorsichtig sein, Lösungen zu vertrauen, die Bereiche mit Überschallströmung zeigen. Solche Flüsse können nur mit einer wirklich nichtlinearen Feldmethode (wie dem MSES-Code) zuverlässig vorhergesagt werden. Als Faustregel gilt: Wenn die maximale Mach-Zahl nirgendwo 1,05 überschreitet, sind die Stoßverluste sehr gering, die Cp-Verteilungen sind ziemlich genau und der von XFOIL vorhergesagte Luftwiderstand ist wahrscheinlich genau.

Darüber hinaus beeinflussen Aspect Ratio und Sweep auch die Critical Mach Number. Gibt es eine Beziehung, die diese drei Einheiten verbindet?

AR hat keinen Einfluss auf die kritische Machzahl. Sweep führt jedoch ein direktes Kopieren und Einfügen aus dem alten USENET-Nachrichtenarchiv durch.

Die Tragflächen eines Pfeilflügels verhalten sich so, als würden sie mit reduzierter Geschwindigkeit, reduzierter Machzahl und reduziertem dynamischen Druck fliegen.

• effektive Drehzahl = V cos(L)
• effektive Mach = M cos(L)
• effektives q = 0,5 rho V^2 [cos(L)]^2

wobei L der Sweep-Winkel ist und V und M die Geschwindigkeit und Mach des Flugzeugs sind.

Zu guter Letzt: Gibt es eine glaubwürdige Quelle, die die Analyse von Transonic Airfoils (Supercritical Airfoil) zusammenstellt? (Ähnlich zu Theory of Wing Sections von Abbott und Doenhoff, die Daten für herkömmliche Tragflächen enthält)

Überkritische Tragflächen der NASA: Eine Matrix familienbezogener Tragflächen

Ich habe versucht, XFLR5 für die Analyse bei Re = 42 Millionen und 0,85 Machzahl zu verwenden. Aber Lösung weicht ab

Es gab 2 Probleme, die ich in der angegebenen dat-Datei sehen konnte.

1. endliche TE-Lücke und grobe Koordinaten. Ich habe dies in XFOIL behoben, indem ich zum GDES-Menü gegangen bin und den TGAP mit der Mischdistanz 1 auf 0 gesetzt habe. Dann habe ich MDES verwendet, um Störungen in der UE-Verteilung herauszufiltern.

2. Mach-Effekte.
   Angenommen, Ihr Flugzeug fliegt mit CL = 0,6, aber was passiert, wenn der MACH mit konstantem Alpha steigt, ist, dass es den CL verbessert. Die nicht konvergierende Lösung bezieht sich also tatsächlich auf einen sehr hohen CL in den Bereichen von 3-4, was nicht realistisch ist, und cp liegt weit über dem kritischen CP. Bitte beachten Sie die beigefügten Bilder. Wenn Sie direkt cl verwenden oder Alpha entsprechend reduzieren, können Sie dies wie auf dem letzten Bild gezeigt sortieren.