Dobór profilu - ITLiMS

Projekt skrzydła
Dobór profilu
• Wybór profilu ze względu na jego
charakterystyki aerodynamiczne
(K max, C Zmax, charakterystyki przeciągnięcia)
• Wybór profilu ze względu na strukturę płata;
1

Krawędź
natarcia
GEOMETRIA PROFILU
GEOMETRIA PROFILU
szkieletowa
cięciwa
Maksymalne
PołoŜenie
ugięcie
maksymalnej
szkieletowej
grubości PołoŜenie
maksymalnego ugięcia
szkieletowej
Maksymalna
grubość
Krawędź
spływu
2

V ∞
AoA=0°
AoA=10°
Definicja kąta natarcia
AoA
AoA=15°
Przeciągnięcie
AoA=20°
Punkt oderwania
3

Charakterystyki aerodynamiczne profilu
Wsp. siły nośnej (C z lub C L)
CZMAX
α 0
Przeciągnięcie
dCl/dα ≡ a
pochodna
aerodynamiczna
α KR
Wsp. oporu (C x lub C D )
Charakterystyki aerodynamiczne profilu
C z projektowy
4

Charakterystyki aerodynamiczne profilu
Doskonałość (C z / C x)
Funkcja energetyczna
(C z 3 / Cx 2 lub Cz 1,5 /Cx)
Charakterystyki aerodynamiczne profilu
Wsp. momentu C m
Pochodna dCm/dCz
mówi nam o
stateczności
podłuŜnej.
Znak „-” w jej
przypadku oznacza
obiekt stateczny,
znak „+”
niestateczny
5

Maksymalna grubość – t/c
Cięciwa - c
Maksymalna
grubość - t
Wpływ grubości profilu na współczynnik siły nośnej
6%
8%
10%
12%
14%
16%
18%
20%
6

Wpływ grubości na maksymalny
współczynnik siły nośnej
Wpływ grubości profilu na współczynnik oporu
6%
8%
10%
12%
14%
16%
18%
20%
7

6%
8%
10%
12%
14%
16%
18%
20%
Wpływ grubości profilu na doskonałość
Wpływ grubości profilu na funkcję energetyczną
6%
8%
10%
12%
14%
16%
18%
20%
8

szkieletowa
Ugięcie szkieletowej
Maksymalne
ugięcie
szkieletowej
Wpływ ugięcia szkieletowej na współczynnik siły nośnej
0%
0,5%
1%
1,5%
2%
2,5%
3%
3,5%
9

Wpływ ugięcia szkieletowej na współczynnik oporu
0%
0,5%
1%
1,5%
2%
2,5%
3%
3,5%
Wpływ ugięcia szkieletowej na doskonałość
0%
0,5%
1%
1,5%
2%
2,5%
3%
3,5%
10

Wpływ ugięcia szkieletowej na funkcję energetyczną
0%
0,5%
1%
1,5%
2%
2,5%
3%
3,5%
Wpływ ugięcia szkieletowej na moment pochylający
0%
0,5%
1%
1,5%
2%
2,5%
3%
3,5%
11

PołoŜenie maksymalnej grubości
PołoŜenie
maksymalnej
grubości
Rozwój warstwy przyściennej
laminarna turbulentna
przejście
Maksymalna
grubość
oderwanie
oderwana
12

Wpływ „laminarności” profilu na współczynnik oporu
15%
20%
25%
30%
35%
40%
45%
50%
Wpływ „laminarności” profilu na współczynnik siły nośnej
15%
20%
25%
30%
35%
40%
45%
50%
13

15%
15%
Wpływ „samostateczności” profilu na współczynnik momentu
28%
22%
28%
22%
35%
0°
2°
4°
6°
Wpływ „samostateczności” profilu na doskonałość
35%
0%
2%
4%
6%
14

Wpływ liczby
Reynoldsa na
współczynniki
aerodynamiczne
Wpływ
liczby
Macha
siłę nośną
15

Wpływ liczby Macha moment
pochylający
Wpływ
liczby
Macha
opór
16

Krytyczna liczba
Macha
Historyczne wartości grubości względnej profilu
płata w funkcji projektowej liczby Mach’a
17

Krytyczna liczba
Macha
Krytyczna liczba
Macha
18

Obliczyć liczbę Reynoldsa dla prędkości
„projektowej”
Dobór profilu
Re>3 000 000 3 000 000>Re>500 000 500 000>Re
Obliczyć liczbę Macha dla
prędkości maksymalnej
M max 0,75
Katalogi Wortmanna
„Stuttgarter
Profilkatalog” Vol.1 i 2
Katalogi Seliga
„Summary of low speed
airfoil data” Vol.1-3
„Airfoils at low speeds”
Katalog Abbota „Theory of the wing section”, raport NACA 824, NASA TN D-7428
Obliczyć liczbę Reynoldsa i liczbę Macha
dla prędkości „projektowej”
Odnaleźć charakterystyki dla Re proj i M proj
Obliczyć C Z dla prędkości „projektowej”
Profil nadkrytyczny np. NASA SC(2) 714
NASA TM X-1109
NASA TM X-2977
NASA TP 2969
Dobór profilu
Porównać C X dla C Zproj dla dostępnych w katalogu profili i wybrać kilka
najlepszych
Porównać C Zmax dla wybranych profili
Porównać charakter oderwania dla wybranych profili
Porównać C M dla wybranych profili
Wybrać profil charakteryzujący się kombinacją ww. cech najlepiej pasującą
do przeznaczenia projektowanego samolotu
19

Projekt aerodynamiczny płata
• Zaklinowanie płata względem kadłuba;
• Średnia cięciwa aerodynamiczna SCA, c
• Pole powierzchni nośnej (odniesienia) S;
• Rozpiętość b;
• WydłuŜenie A;
• Wznios;
• Kat skosu płata ( krawędzi natarcia ΛLE, linii 25% cięciw Λc/4); • ZbieŜność λ;
• Skręcenie geometryczne i skręcenie aerodynamiczne
płata;
• Końcówki płata;
• Skrzydła pasmowe
Kąt zaklinowania
Kąt zaklinowania płata – kąt pomiędzy
cięciwą przykadłubową, a osią podłuŜną
kadłuba;
20

c R
S
W
S =
W / S
b = A ⋅ S
c R
T
=
b/2
ZBIEśNOŚĆ
2⋅
S
[ b ⋅ ( 1 + λ)
]
c = λ ⋅ c
R
c T
c
λ =
c
T
R
Skrzydła o małym skosie:
λ=0.4÷0.5
Skrzydła o duŜym skosie:
λ=0.2÷0.3
ŚREDNIA CIĘCIWA AERODYNAMICZNA
SCA, c
c R
c T
0,25SCa
Y
c
c R
c T
⎛ 2 ⎞
c = ⎜⎝
⎟⎠
⋅ cROOT
⋅
3
⎛ ⎞
= ⎜ ⎟⋅
⎝ 6 ⎠
b
Y
2 ( 1+
λλλλ + λλλλ )
( 1+
λλλλ )
[ ( 1+
2⋅
λ )( 1+
λ)
];
;
21

Wiry generowane przez płat
Wpływ wydłuŜenia (A) na współczynniki
aerodynamiczne
A
=
b
S
2
Cx =
Cx
0
2
Cz
+
π ⋅ A ⋅e
22

Wpływ wydłuŜenia (A, AR) na współczynniki
aerodynamiczne
C
b 1 b2
b 3
Kąt wzniosu φ - kąt
pomiędzy pł. cięciw
skrzydła, a prostą
prostopadłą do
pionowej pł. symetrii
samolotu
Proste
b 4
L
Skośne poddźwiękowe
Skośne naddźwiękowe
α
= C
l
α
⋅
⎛
⎜⎜
⎝
C
l
π
ϕ
α
⎞
⎟⎟ +
⎠
A
⎛
⎜⎜
⎝
A
C
Helmbolt equation
=
l
π
α
2
⎞
⎟⎟
⎠
b
S
+ A
2
Wznios płata
dolnopłat
5 ÷ 7
3 ÷ 7
0 ÷ 5
b 3

Λ c/4
M eff =M ∞ cos(Λ LE )
M kryt ~1/cos m (Λ LE )
Skos płata Λ LE , Λ c / 4,
Λ t / c
tan LE
c / 4
Λ LE
Linia łącząca ¼ cięciw płata
wzdłuŜ jego rozpiętości
[ ( 1 − λ)
/ A ⋅ ( + λ)
]
Λ = tan Λ +
1
Skos płata
Kąt skosu płata zmniejsza
wartość efektywnej liczby
Mach’a strumienia
niezaburzonego. Λ LE
q eff=q ∞cos 2 (Λ LE)
W~tan 2 (Λ LE)
Λ t/c
M
McosΛ LE
24

Wpływ skosu na pochodną Cz po kącie
natarcia
dC
dα
L
=
2 +
4 +
β =
eff
( A ⋅β)
2⋅
π ⋅ A
2
2 ⎛ tan ( Λ ) ⎞ t / c
⋅ ⎜⎜ 1 + ⎟ 2
⎝ β ⎠
2
1− Meff
M M cos Λ
= ∞
LE
Wpływ skosu na oderwanie
25

Skos płata
Winglety
26

Skręcenie
geometryczne
Skręcenie
geometryczne
Zwichrzenie płata
Zwichrzenie
aerodynamiczne
Zwichrzenie płata
Zwichrzenie
aerodynamiczne
27

AoA
V
Skrzydła
pasmowe
Skrzydła delta
28

Efekt skrzydeł pasmowych
Generatory wirów
RAF Museum Hendon
29