Wie findet man den Trimmzustand eines Profilprofils, ohne den Anstellwinkel zu kennen?

Question

Wie findet man den Trimmzustand eines Profilprofils, ohne den Anstellwinkel zu kennen?

Luftfahrt
Propeller
Stabilität
Aerodynamik
variable Tonhöhe
Angriffswinkel

George

Ich verwende ein zurückgebogenes Tragflächenprofil, das für positive Nickmomente ausgelegt ist, um einen Nickwinkel zu erreichen, der an die Änderung der Freistromgeschwindigkeit angepasst ist (aerodynamisch zugeschnitten). Ich endete mit einer Pitching-Moment-Gleichung

D M = C * C M_{A . C} - (C_{l_{0}} + C_{l_{a}} * a) * Χ_{A . C}

$dM = c*Cm_{a.c} - (C_{l_0}+C_{l_α}*α)*Χ_{a.c}$ Wo

c

$c$ die Akkordlänge,

C m_{a . c}

$Cm_{a.c}$ der Nickmomentkoeffizient um das aerodynamische Zentrum des Flügels

C l_{0}

$Cl_0$ der Nullauftriebsneigungskoeffizient,

C l_{a}

$Cl_a$ der Auftriebsbeiwert bei einem bestimmten Anstellwinkel und und

X a . c

$Xa.c$ ein Versatzabstand um das aerodynamische Zentrum.

Ich möchte einen Propeller entwerfen und die Daten, die ich habe, sind die Geschwindigkeit des freien Stroms, die Drehzahl und die Geometrie des Blattes. Ich gehe von einem dünnen Tragflächenprofil aus, sodass der Auftriebskoeffizient ( $(C_{l_0}+C_{l_α}*α)$ ) ist ungefähr $2π*α$ Und $α$ variiert mit freier Strömungsgeschwindigkeit und Rotationsgeschwindigkeit: $α = Δβ - tan^{-1}(V_{inf}/V_r)$ Und $Δβ$ der Steigungswinkel.

Die Idee ist, den idealen Anstellwinkel zu finden $α$ die die Kippmoment-Gleichgewichtsbedingung erfüllt $dM = 0$ . Allerdings Nickmomentkoeffizient $Cm_{a.c}$ ist ebenfalls unbekannt .

*Sagen wir $X_{ac}$ Wert gegeben ist.

Meine Frage ist nun, wie diese Gleichung gelöst werden kann. Kann ich andere Daten aus dem Profil des Profils erhalten, die helfen, die Lösung zu finden? Haben reflektierte Flügel irgendwelche Eigenschaften, die ich in einer solchen Situation berücksichtigen sollte?

Koyovis

Ich verstehe den Akkord mit dem nicht

C_{M}

$C_M$ , das würde die Maße nicht stimmen.

George

@Koyovis Das kommt aus der Gleichung

D M = D M_{A C} - D L * X_{A C} = 1 / 2 ρ v^{2} C^{2} C M_{A . C} D R - 1 / 2 ρ v^{2} C C_{L} X_{A C} D R = 0

$dM = dM_{ac} - dL*X_{ac} = 1/2ρV^{2}c^{2}Cm_{a.c}dr - 1/2ρV^{2}cC_LX_{ac}dr = 0$

C_{L} = (C_{l_{0}} + C_{l_{α}} * α)

$C_L = (C_{l_0}+C_{l_α}∗α)$

Koyovis

Ja in der Tat. Ich würde erwarten, dass eine Länge geteilt durch eine Länge, eine dimensionslose Entität, die begleitet

C_{M}

$C_M$

George

@Koyovis Stellen Sie sich das Schema vor, das in diesem Link gezeigt wird: Aviation.stackexchange.com/questions/40910/…

Koyovis

Willst du die Gleichung lösen für

C m_{a c}

$Cm_{ac}$ oder für

α

$\alpha$ ? Wenn Sie eine Gleichung haben, können Sie nicht für beide lösen. Aus dem Titel Ihrer Frage geht hervor, dass dies der Fall ist

α

$\alpha$ ist unbekannt, aber wenn Freistrahlgeschwindigkeit, Rotationsgeschwindigkeit und Drall bekannt sind, dann

α

$\alpha$ ist bekannt und Sie können nach lösen

C m_{a c}

$Cm_{ac}$

George

@Koyovis die beiden Variablen hängen voneinander ab ... und wenn ich eine finde ... kann eine andere aus den Polaren des Tragflügels gefunden werden. Aber wie kann α gefunden werden, wenn man nur die Freistromgeschwindigkeit und die Rotationsgeschwindigkeit kennt? Nehmen wir an, es gibt im Moment keine Verdrehung, also Verdrehungswinkel = 0

Antworten (1)

Wie findet man den Trimmzustand eines Profilprofils, ohne den Anstellwinkel zu kennen?

Ich verstehe den Akkord mit dem nicht $C_M$ , das würde die Maße nicht stimmen.
@Koyovis Das kommt aus der Gleichung $D M = D M_{A C} - D L * X_{A C} = 1 / 2 ρ v^{2} C^{2} C M_{A . C} D R - 1 / 2 ρ v^{2} C C_{L} X_{A C} D R = 0$ $dM = dM_{ac} - dL*X_{ac} = 1/2ρV^{2}c^{2}Cm_{a.c}dr - 1/2ρV^{2}cC_LX_{ac}dr = 0$ $C_L = (C_{l_0}+C_{l_α}∗α)$
Ja in der Tat. Ich würde erwarten, dass eine Länge geteilt durch eine Länge, eine dimensionslose Entität, die begleitet $C_M$
@Koyovis Stellen Sie sich das Schema vor, das in diesem Link gezeigt wird: Aviation.stackexchange.com/questions/40910/…
Willst du die Gleichung lösen für $Cm_{ac}$ oder für $\alpha$ ? Wenn Sie eine Gleichung haben, können Sie nicht für beide lösen. Aus dem Titel Ihrer Frage geht hervor, dass dies der Fall ist $\alpha$ ist unbekannt, aber wenn Freistrahlgeschwindigkeit, Rotationsgeschwindigkeit und Drall bekannt sind, dann $\alpha$ ist bekannt und Sie können nach lösen $Cm_{ac}$
@Koyovis die beiden Variablen hängen voneinander ab ... und wenn ich eine finde ... kann eine andere aus den Polaren des Tragflügels gefunden werden. Aber wie kann α gefunden werden, wenn man nur die Freistromgeschwindigkeit und die Rotationsgeschwindigkeit kennt? Nehmen wir an, es gibt im Moment keine Verdrehung, also Verdrehungswinkel = 0

user74671 · Answer 1

user74671

Wenn Sie Zugang zu einem Modell Ihres Profils, einer Momentenwaage und einem Windkanal haben, können Sie selbst entscheiden $C_{M_{ac}}$ experimentell: Der Moment, in dem die Flügelerfahrung normalisiert werden kann, kann berechnet werden $C_{M_{ac}}$

Dann ist das Auflösen nach Alpha trivial. Andernfalls kann es hilfreich sein, ein Tool wie XFLR5 zu finden $C_{M_{ac}}$ für Ihren Flügel.

Koyovis

Ich glaube, er verwendet ein symmetrisches Tragflügelprofil und ein NACA-Profil, von dem Daten veröffentlicht werden.

George

@Koyovis Ich verwende ein EPPLER-Profil mit reflektiertem Profil. Bei symmetrischen Tragflächen habe ich festgestellt, dass der Nickmomentkoeffizient Null ist, also funktioniert es nicht

user74671

Wenn es veröffentlicht wird, wird normalerweise der Pitching-Moment bei ac veröffentlicht

George

@ user74671 Ja. Es ist veröffentlicht, aber das einzige, was ich finden kann, ist eine Beziehung zwischen

C m

$Cm$ Und

α

$α$ . airfoiltools.com/airfoil/details?airfoil=e328-il (letztes Diagramm) *Das Nickmoment muss für statische Stabilität Null sein

user74671

Ok, dann finde immer noch Alpha, wo L = 0, schau dir die Grafik an, Cm, da ist Cm bei ac

George

mit l meinst du heben? Wenn ja, warum suche ich nach L = 0?

user74671

Wenn Sie sich Ihre Gleichung in Ihrer anderen Frage ansehen, setzt sich der Gesamtmomentkoeffizient aus CMac und dem durch den Auftrieb erzeugten Moment zusammen. (Drag würde auch einen Moment erzeugen, aber es ist klein). Wenn L (oder CL) Null ist, ist das einzige Moment, das auf die Folie wirkt, das im aerodynamischen Zentrum

George

Das Problem ist, dass L (oder CL) mit der Freistrahlgeschwindigkeit variiert. Ich nehme also an, dass es bei keinem Geschwindigkeitszustand Null sein kann. Meine Idee ist jedoch ähnlich; um CL einen Anfangswert zu geben und dann entsprechende Koeffizienten und α zu finden. Aber gibt es einen Wert, der als Cl-Startpunkt für kleine Propeller (≈15 cm Radius) verwendet werden kann?

user74671

Cl variiert mit Alpha. Sie kann auch bei unterschiedlichen Reynolds-Zahlen variieren. Wählen Sie die Reynolds-Bumber aus, bei der Sie davon ausgehen, dass sie arbeitet, und suchen Sie dann nach Alpha, wenn cl 0 ist

George

@ user74671 Ok, danke. Alpha wird also bei jedem Geschwindigkeitszustand konstant gehalten, und ist der Neigungswinkel (Δβ), der sich über einen Bereich von Geschwindigkeiten hinweg ändert, richtig?

user74671

Entschuldigung, ich habe im allgemeinen Sinne von Tragflächen gesprochen. Ich glaube, ich meine den Neigungswinkel. Ich meine den Anstellwinkel Ihres Tragflügels am Propeller mit der Luft. Bei einem Propeller ist es etwas komplizierter, da es relative Geschwindigkeiten zwischen der Rotationsgeschwindigkeit und der Geschwindigkeit des freien Stroms gibt

George

Ja, wie ich bereits erwähnt habe, hängt der Anstellwinkel vom Anstellwinkel abzüglich des Anströmwinkels ab:

α = Δ β - t a n^{- 1} (V i n f / V r)

$α=Δβ−tan^{−1}(Vinf/Vr)$ . Also wird α konstant sein ... und Δβ wird sich entsprechend Vinf und Vr ändern. Ist es das, was du meintest?

user74671

Ich denke, es ist unnötig, den Nickwinkel und die relativen Geschwindigkeiten zu berücksichtigen, um den cmac für das Tragflächenprofil zu finden. Betrachten Sie zunächst nur das Tragflächenprofil im 2D-Sinne. Sie müssen den Bereich der Re #s herausfinden, den es erfahren wird, indem Sie den Bereich der Geschwindigkeiten bestimmen, die es sehen wird

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George

Koyovis

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Koyovis

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