Как моделировать поверхности управления при моделировании?

Вопросы / ответыКак моделировать поверхности управления при моделировании?
0 +1 -1
flyman Админ. спросил 2 недели назад

Я моделирую подъемную силу и силу сопротивления крыла в программном обеспечении моего собственного создания.

Если у меня есть крыло, которое соответствует профилю (например) NACA 0024, это простая операция для поиска правильных коэффициентов для подъема и перетаскивания на основе текущего угла атаки для крыла.

Но что произойдет, если я ударю элероном по задней кромке?

Нужно ли мне повторно классифицировать крыло на основе новой геометрии?
Должен ли я рассматривать поверхности управления как свои собственные аэродинамические тела и искать для них таблицы подъема/перетаскивания?
Поскольку это всего лишь симулятор, имеет ли смысл просто компенсировать текущие коэффициенты некоторым значением, основанным на угле отклонения?

Я, по общему признанию, необразован в аэродинамике и авиации, поэтому, пожалуйста, простите меня, если я пришел к этой проблеме с совершенно неправильного направления.
Любая помощь или совет будут высоко оценены!

Спасибо!

1 ответ
0 +1 -1
flyman Админ. ответил 2 недели назад

Любая поверхность управления изменяет как локальный развал, так и локальную частоту, поэтому было бы лучше, если бы вы изменили коэффициенты соответственно. Если вы используете код панели, то было бы достаточно изменить локальный наклон поверхности (=направление потока в локальной контрольной точке) на угол отклонения.

Если вам нужны формулы для коэффициентов: поверхность управления с долей длины шнура d (общей длины хорды) изменит локальный коэффициент подъема cl

cl

с

Δ c L = d √ C L α s i n (η ),

Δcl=dclαsin(η),

где η

η

угол отклонения в радианах и C L α

clα

— градиент коэффициента подъемной силы над углом атаки исходного аэродинамического профиля. Дополнительный подъем будет действовать в точке между 50% и 25% хорды крыла. Более высокое значение для очень коротких щитков, более низко для ВС-летающих поверхностей (технически хорды щитка 100%), поэтому отклонение поверхности управления добавит крутильную нагрузку. Сопротивление не будет затронуто для маленьких углов отклонения, но когда они становятся больше, первое сопротивление повышается, и тогда увеличение подъема становится нелинейным.

Если вы остаетесь в линейном диапазоне (15° с 30% хордой лоскута, 25° с 15% хордой лоскута при умеренном угле атаки), вы можете линейно добавить эффект лоскута (смещение коэффициентов). Выход за пределы этого как в угле отклонения, так и в угле атаки потребует снижения эффективности закрылка, что может (в крайних случаях) даже стать обратным управлением.

Также обратите внимание, что Элерон особенно будет крутить крыло так, что его эффективность снижается при более высоком динамическом давлении. Детали этого эффекта зависят от жесткости крыла.

Ваш пример NACA 0024 уже настолько толстый, что он не будет терпеть большие углы отклонения закрылка и показывать разделение на стороне всасывания. Хорошая толщина крыла для дозвукового полета составляет от 12% до 15%, а самые экстремальные (например, корень высоконагруженных крыльев с высоким соотношением сторон) по-прежнему будут ниже 20%. Сверхзвуковая толщина крыла обычно составляет от 4% до 6%.

Если вы зависите от этой поверхности управления для обрезки самолета, не позволяйте ее эффективности уменьшаться (как это было бы на самом деле), но дайте ей линейную эффективность (без функции синуса) в бесконечность и накажите большие углы отклонения с чрезмерным сопротивлением (или что-то работает против вашего целевого параметра).

flyman Админ. ответил 2 недели назад

Замечательно! Это совсем немного, чтобы работать. TBH я просто выбрал 0024 для начала, потому что это было легко сделать 3D модель, и «читает хорошо» на экране. Еще раз спасибо за всю полезную информацию!

flyman Админ. ответил 2 недели назад

@Habitablaba: только одна деталь: убедитесь, что вы не используете процентное значение d в корне, но дробь. Кроме того, я забыл наклон кривой подъема. Извините за неправильное описание, это был не мой день!