Аэродинамический профиль

Примеры аэродинамического профиля в природе и в различных транспортных средствах или на или на них. Флиппер дельфина внизу левой внизу подчиняется тем же принципам в другой среде жидкости; Это пример гидрополостого .

Duration: 1 minute and 54 seconds.1:54

Линии линии аэродинамического профиля, визуализированная с дымовой ветряной туннелем

Аэродинамическая профиль ( американский английский ) или аэродинамическое покрытие ( британский английский ) - это обтекаемое тело, способное генерировать значительно больше подъема , чем сопротивление . Крылья, паруса и лопасти винта являются примерами аэродинамических профилей. Фольга с той же функцией, разработанная с водой, как рабочая жидкость, называются гидролокольями .

При ориентировании под подходящим углом твердое тело, перемещающее жидкость, отклоняет встречную жидкость (для самолета с фиксированным крылом, вниз по силе), что приводит к силе на аэродинамической промышленности в направлении, противоположном отклонения. Эта сила известна как аэродинамическая сила и может быть разрешена в два компонента: подъем ( перпендикулярный к дистанционной скорости свободного размера ) и перетаскивание ( параллельно скорости свободного сектора).

Подъем на аэродинамической профиле является в первую очередь результатом его угла атаки . Большинство форм фольги требуют положительного угла атаки для создания подъема, но измельченные авиафильги могут генерировать подъем под нулевым углом атаки. Аэродинамические профили могут быть разработаны для использования на разных скоростях путем изменения их геометрии: для дозвукового полета обычно есть округлый передний край , в то время как те, которые предназначены для сверхзвукового полета, имеют тенденцию быть более стройными с острым передним краем. У всех есть острый задний край.

Воздух, отклоненный аэродинамическим профилем, заставляет его генерировать «тень» более низкого давления над собой. Эта разница давления сопровождается разницей в скорости посредством принципа Бернулли , поэтому полученное поле потока вокруг аэродинамического профиля имеет более высокую среднюю скорость на верхней поверхности, чем на нижней поверхности. В некоторых ситуациях (например, невидимый потенциальный поток ) подъемная сила может быть связана непосредственно со средней разницей в верхней/нижней скорости без вычисления давления, используя концепцию циркуляции и теорему Кутта -Джоковского .

Обзор

Опросет вокруг аэродинамического профиля NACA 0012 под умеренным углом атаки

Кривые подъема и перетаскивания для типичного аэродинамического профиля

Крылья и стабилизаторы самолетов с фиксированным крылом , а также лопасти ротора вертолетов построены с поперечными сечениями в форме аэродинамического профиля. Аэродинамические профили также встречаются в пропеллерах, вентиляторах , компрессорах и турбинах . Парусы также являются аэродинамическими профилями, а подводные поверхности парусных лодок, такие как центральный доску , руль и киль , аналогичны поперечному сечению и работают по тем же принципам, что и аэродинамические профили. Плавание и летающие существа, и даже многие растения и сидячие организмы используют аэродинамические профили/водопрофли: обычными примерами являются крылья птиц, тела рыбы и форма песчаных долларов . Крыло в форме аэродинамической промышленности может создавать прижимную силу на автомобиле или другом автомобиле, улучшая тягу .

Когда ветер препятствует объекту, такому как плоская пластина, здание или палуба моста, объект будет испытывать сопротивление , а также аэродинамическую силу, перпендикулярную ветру. Это не означает, что объект квалифицируется как аэродинамическая профиль. Аэродинамические профили-это высокоэффективные подъемные формы, способные генерировать больше подъема, чем плоские пластины одинакового размера той же области, и способные генерировать подъем с значительно меньшим сопротивлением. Аэродинамические профили используются в проектировании самолетов, пропеллеров, лопастей ротора, ветряных турбин и других применений аэронавтического инженерия.

Кривая подъема и перетаскивания, полученная в тестировании ветряной туннели, показана справа. Кривая представляет собой аэродинамическую профиль с положительным валиком, поэтому некоторый подъемник производится под нулевым углом атаки. При повышенном угле атаки увеличивается подъемная примерно в примерно линейной соотношении, называемом наклоном кривой подъема. Приблизительно на 18 градусов эти киоски аэродинамической профиля, и подъем быстро падает за пределы этого. Падение подъема может быть объяснено действием пограничного слоя верхней поверхности , который отделяется и сильно сгущается над верхней поверхностью на и мимо угла стойла. утолщенного пограничного слоя Толщина смещения изменяет эффективную форму аэродинамического профиля, в частности, она уменьшает свою эффективную завод , что изменяет общее поле потока, чтобы уменьшить циркуляцию и подъем. Более толстый пограничный слой также вызывает значительное увеличение сопротивления давления , так что общее сопротивление резко увеличивается вблизи и мимо точки киоска.

Дизайн аэродинамического профиля является основным аэродинамическим аэродинамикой . Различные аэродинамические профили служат разным режимам полета. Асимметричные аэродинамические профили могут генерировать подъем под нулевым углом атаки, в то время как симметричный аэродинамический профиль может лучше соответствовать частым перевернутому полету, как в воздушном самолете. В области эйлеронов и рядом с крылами можно использовать симметричную аэродинамическую профиль для увеличения диапазона углов атаки, чтобы избежать вращения - киоска . Таким образом, большой диапазон углов может быть использован без разделения пограничного слоя . Самодозвуковые аэродинамические профили имеют круглый передний край, который естественно нечувствителен к углу атаки. Поперечное сечение не является строго круговым, однако: радиус кривизны увеличивается до того, как крыло достигнет максимальной толщины, чтобы минимизировать вероятность разделения пограничного слоя. Это удлиняет крыло и перемещает точку максимальной толщины назад от переднего края.

Суперзвуковые аэродинамические профили гораздо более угловые по форме и могут иметь очень острый передний край, который очень чувствителен к углу атаки. Суперкритическая аэродинамическая профиль имеет максимальную толщину, близкую к переднему краю, чтобы иметь большую длину, чтобы медленно ударить сверхзвуковой поток обратно к дозвуковым скоростям. Как правило, такие трансочные аэродинамические профили, а также сверхзвуковые аэродинамические профили имеют низкий вариант для уменьшения расхождения . Современные крылья самолетов могут иметь разные секции аэродинамической профиля вдоль пролета крыла, каждый из которых оптимизирован для условий в каждой части крыла.

Подвижные устройства с высоким подъемом, лоскуты и иногда планки установлены в аэродинамические профили практически на каждом самолете. Заслонщик, зацепленный краем, действует так же, как и Aileron; Тем не менее, это, в отличие от элерона, может быть отказано частично в крыло, если не используется.

Ламинарное потоковое крыло имеет максимальную толщину в линии средней разводки. Анализ уравнений Navier -Stokes в линейном режиме показывает, что градиент отрицательного давления вдоль потока оказывает тот же эффект, что и снижение скорости. Таким образом, с максимальным валиком в середине, возможно, поддержание ламинарного потока по большему проценту крыла с более высокой крейсерской скоростью. Однако некоторое загрязнение поверхности нарушит ламинарный поток, что делает его турбулентным. Например, с дождем на крыле, поток будет турбулентным. При определенных условиях мусор насекомых на крыле также вызовет потерю небольших областей ламинарного потока. Перед исследованием НАСА в 1970 -х и 1980 -х годах сообщество дизайна самолетов понимало из попыток применения в эпоху Второй мировой войны, что конструкции ламинарного потока не были практичными с использованием общих допусков производства и поверхностных недостатков. Эта вера изменилась после того, как были разработаны новые методы производства с помощью композитных материалов (например, аэродинамические профиля ламинарного потока, разработанные профессором Францем Вортманном для использования с крыльями, изготовленными из волокно-армированного пластика ). Методы обработки также были введены. Исследования НАСА в 1980-х годах показали практичность и полезность конструкций ламинарного потока и открыли путь для применения ламинарного потока на современных практических авиационных поверхностях, от дозвуковых самолетов общей авиации до транспортных больших транспортных самолетов, до сверхзвуковых дизайнов.

Были разработаны схемы для определения аэродинамических профилей - примером является система NACA . Также используются различные системы генерации аэродинамического профиля. Примером аэродинамического профиля общего назначения, который находит широкое применение и предварительно дает систему NACA, является Clark-y . Сегодня аэродинамические профили могут быть разработаны для конкретных функций с помощью компьютерных программ.

Терминология аэродинамического профиля

Номенклатура аэродинамического профиля

Различные термины, связанные с аэродинамическим профилем, определены ниже:

• Поверхность всасывания (она же верхняя поверхность) обычно ассоциируется с более высокой скоростью и нижним статическим давлением.
• Поверхность давления (он же нижняя поверхность) имеет сравнительно более высокое статическое давление, чем поверхность всасывания. Градиент давления между этими двумя поверхностями способствует подъемной силе, генерируемой для данной аэродинамической профиля.

Геометрия аэродинамической профиля описана с различными терминами:

• Ведущий край - это точка в передней части аэродинамического профиля, которая имеет максимальную кривизну (минимальный радиус).
• Тяжелый край - это точка на аэродинамической профиле, наиболее удаленная от переднего края. Угол между верхней и нижней поверхностями на заднем крае - это угол заднего края .
• Линия аккордов - прямая линия, соединяющая ведущие и следственные края. , Длина аккорда или просто аккорд , $c$, это длина линии аккордов. Это эталонное измерение секции аэродинамического профиля.

Различные определения толщины аэродинамического профиля

Аэродинамическая профиля, предназначенная для крыльев (PSU 90-125WL)

Форма аэродинамического профиля определяется с использованием следующих геометрических параметров:

• Средняя линия разводки или средняя линия - это локус точек на полпути между верхней и нижней поверхностями. Его форма зависит от распределения толщины вдоль аккорда;
• Толщина . аэродинамического профиля варьируется вдоль аккорда Это может быть измерено любым из двух способов:
  • Толщина измерена перпендикулярна линии разводки. Это иногда описывается как «американская конвенция»;
  • Толщина измерена перпендикулярна линии аккордов. Это иногда описывается как «Британская конвенция».

Некоторые важные параметры для описания формы аэродинамического профиля - ее развод и его толщина . Например, аэродинамический профиль 4-значной серии NACA, такой как NACA 2415 (для чтения как 2-4-15), описывает аэродинамический профиль с валиком 0,02 аккорда, расположенной в 0,40 аккорда, с 0,15 аккордом максимальной толщины.

Наконец, важными концепциями, используемыми для описания поведения аэродинамического профиля при перемещении через жидкость:

• Аэродинамический центр , который является аккордовым местоположением, в котором момент подачи не зависит от коэффициента подъема и угла атаки.
• Центр давления , который является аккордовым местоположением, в котором момент качки на мгновение нулевой. На изгибном аэродинамическом профиле центр давления не является фиксированным местоположением, поскольку он движется в ответ на изменения угла атаки и коэффициента подъема.

В двумерном потоке вокруг равномерного крыла бесконечного пролета наклон кривой подъема определяется главным образом подстегическим углом края . Наклон наибольший, если угол равен нулю; и уменьшается по мере увеличения угла. Для крыла конечного пролета соотношение сторон крыла также значительно влияет на наклон кривой. По мере уменьшения соотношения сторон также уменьшается наклон.

Тонкая теория аэродинамического профиля

На вершине этого самолета Денни Китфокс отображается секция аэродинамического профиля , построенное в 1991 году.

Аэродинамическая профиля KAMOV KA-26 вертолетного лезвия вертолета

Тонкая теория аэродинамической промышленности - это простая теория аэродинамического профиля, которая связывает угол атаки , чтобы поднять для несжимаемых, непревзойденных потоков . Он был разработан немецким математиком Максом Мунком и еще более усовершенствован британским аэродинамиком Германом Глауэртом и другими в 1920 -х годах. Теория идеализирует поток вокруг аэродинамического профиля как двумерный поток вокруг тонкой аэродинамической профиля. Это можно представить, что касается аэродинамического профиля с нулевой толщиной и бесконечного размах крыльев .

Тонкая теория аэродинамической почты была особенно примечательной в свой день, потому что она обеспечила теоретическую основу для следующих важных свойств аэродинамического профиля в двумерном невистском потоке:

1. На симметричной аэродинамической профиле центр давления и аэродинамического центра совпадает и лежит ровно одной четверти аккорда за передовым краем.
2. На изгибном аэродинамическом профиле аэродинамический центр находится ровно четверть отклика за передовым краем, но положение центра давления движется при изменении угла атаки.
3. Наклон атаки коэффициента подъема в зависимости от угла линии $2\pi \!$ единицы на радиан.

Как следствие (3), коэффициент подъема секции тонкой симметричной аэродинамической профиля бесконечного размах крыльев:

$\ c_{l}=2\pi \alpha$

где $c_{l}\!$ это коэффициент подъема секции,

$\alpha \!$ это угол атаки в радианах, измеренный относительно линии аккордов .

(Вышеуказанное выражение также применимо к измельченной аэродинамической профиле, где $\alpha \!$ это угол атаки, измеренный по сравнению с линией нулевой подтяжки вместо линии аккордов.)

Также как следствие (3) коэффициент подъема секции изглушенного аэродинамического профиля бесконечного размах крыльев:

$\ c_{l}=c_{l_{0}}+2\pi \alpha$

где $\ c_{l_{0}}$ это коэффициент подъема секции, когда угол атаки равен нулю.

Тонкая теория аэродинамического профиля предполагает, что воздух представляет собой непревзойденную жидкость , поэтому не учитывает стойл аэродинамического профиля, который обычно происходит под углом атаки от 10 ° до 15 ° для типичных аэродинамических профиля. Однако в середине 2000-х годов теория, предсказывающая начало передового стойла, была предложена Уолсом Дж. Моррисом II в его докторской диссертации. Последующие усовершенствования Морриса содержат подробности о текущем состоянии теоретического знания о феномене передового киоска. Теория Морриса предсказывает критический угол атаки для начала передового стойла в качестве условия, при котором глобальная зона разделения предсказывает в решении для внутреннего потока. Теория Морриса демонстрирует, что дозвуковой поток о тонкой аэродинамической профиле может быть описан с точки зрения внешней области, вокруг большей части аккорда аэродинамического профиля и внутренней области вокруг носа, которая асимптотически соответствует друг другу. Поскольку в потоке во внешней области преобладает классическая теория тонкой аэродинамической промышленности, уравнения Морриса демонстрируют много компонентов теории тонкой аэродинамической промышленности.

Вывод

Сверху вниз: * Аэродинамический профиль Laminar Flow для флаера парка RC * Ламинарного потока аэродинамического профиля для аэродинамического профиля RC Pylon * Ламинарная аэродинамическаяфилька для экипажа самолета пропеллера * Ламинарный поток в аэродинамическомфильке с авиалайном * Стабильная аэродинамическаяфилька, используемая для летающих крыльев * Aft Загружено. Аэродинамическая профиль, позволяющая иметь большой основной лонник и поздний киоск * Трансконный суперкритический аэродинамический профиль * сверхзвуковая передняя аэродинамическая профиль аэродром

  ламинарный поток

  турбулентный поток

  дозвуковая поток

  Суперзвуковой объем потока

В теории тонкой аэродинамической промышленности ширина (2D) аэродинамического профиля предполагается незначительной, а сама аэродинамическая профиль заменила 1D лезвия вдоль линии заглушки, ориентированной под углом атаки α . Пусть положение вдоль лезвия будет x , от 0 на передней части крыла до C на заднем крае; Камбер аэродинамического профиля, DY ⁄ DX , предполагается достаточно маленьким, чтобы не нужно различать x и положения относительно фюзеляжа.

Поток через аэродинамический профиль генерирует циркуляцию вокруг лезвия, которая может быть смоделирована как вихревой лист , изменяющаяся прочность, изменяющуюся положения γ ( x ) . Условие Kutta подразумевает, что γ ( c ) = 0 , но сила является единственной на лезвии, с γ ( x ) ∝ 1 ⁄ √ x для x ≈ 0 . Если основной поток v имеет плотность ρ , то теорема Кутта -Джоковски дает, что общая подъемная сила F пропорциональна $$\rho V\int _{0}^{c}\gamma (x)\,dx$$и его момент M о переднем крае пропорционально $$\rho V\int _{0}^{c}x\;\gamma (x)\,dx.$$

Из закона о биоте -саварте завихренность γ ( x ) производит поле потока $$w(x)={\frac {1}{2\pi }}\int _{0}^{c}{\frac {\gamma (x')}{x-x'}}\,dx'{\text{,}}$$ Ориентирован нормально на аэродинамический профиль при x . Поскольку аэродинамическая профиль является непроницаемой поверхностью , поток $w(x)$ Должен сбалансировать обратный поток V. от По приближению небольшого углу v α- наклоняется под углом DY ⁄ DX относительно лезвия в положении x , и нормальный компонент соответственно (α- dy ⁄ dx ) v . Таким образом, γ ( x ) должен удовлетворить свертки уравнение $$\left(\alpha -{\frac {dy}{dx}}\right)V=-w(x)=-{\frac {1}{2\pi }}\int _{0}^{c}{\frac {\gamma (x')}{x-x'}}\,dx'{\text{,}}$$ который уникально определяет это с точки зрения известных величин.

Явное решение может быть получено сначала с изменением переменных $$x=c\cdot {\frac {1+\cos(\theta )}{2}},$$а затем расширить оба DY ⁄ DX и γ ( x ) в качестве неразливанной серии Фурье в θ с модифицированным термином свинца: $${\begin{aligned}&{\frac {dy}{dx}}=A_{0}+A_{1}\cos(\theta )+A_{2}\cos(2\theta )+\dots \\&\gamma (x)=2(\alpha +A_{0})\left({\frac {\sin \theta }{1+\cos \theta }}\right)+2A_{1}\sin(\theta )+2A_{2}\sin(2\theta )+\dots {\text{.}}\end{aligned}}$$ Полученный лифт и момент зависят только от первых нескольких терминов этой серии.

лифта Коэффициент удовлетворяет $$C_{L}=2\pi \left(\alpha +A_{0}+{\frac {A_{1}}{2}}\right)=2\pi \alpha +2\int _{0}^{\pi }{{\frac {dy}{dx}}\cdot (1+\cos \theta )\,d\theta }$$ И момент коэффициента $$C_{M}=-{\frac {\pi }{2}}\left(\alpha +A_{0}+A_{1}-{\frac {A_{2}}{2}}\right)=-{\frac {\pi }{2}}\alpha -\int _{0}^{\pi }{{\frac {dy}{dx}}\cdot \cos(\theta )(1+\cos \theta )\,d\theta }{\text{.}}$$ В тот момент, когда около 1/4 точки аккорда будет, таким образом, будет $$C_{M}(1/4c)=-\pi /4(A_{1}-A_{2}){\text{.}}$$ Из этого следует, что центр давления является кормовой точки «четверть коорда» 0,25 C , $$\Delta x/c=\pi /4((A_{1}-A_{2})/C_{L}){\text{.}}$$ Аэродинамический центр - это положение, в котором момент подачи m ' не варьируется в зависимости от изменения коэффициента подъема: $${\frac {\partial (C_{M'})}{\partial (C_{L})}}=0{\text{.}}$$ Теория тонкой пробеги показывает, что в двухмерном невистском потоке аэродинамический центр находится в положении четвертью.

Смотрите также

• Крыло управления циркуляцией
• Гидрофальная
• Клайн -Фоглман аэродинамический профиль
• Кюснер эффект
• Парафал
• Конфигурация крыла

Ссылки

Общие источники

• Эбботт, Ира Герберт ; Фон Донхофф, Альберт Эдвард (1959). Теория разделов крыльев, включая краткое изложение данных аэродинамического профиля . Дувр. ISBN  978-0-486-60586-9 .
• Алд, Дуглас; Сринивас (1995). «2-D Тонкая теория аэродинамического зала» . Аэродинамика для студентов . Университет Сиднея.
• Бабинский, Хольгер (ноябрь 2003 г.). "Как работают крылья?" (PDF) . Физическое образование . 38 (6): 497–503. Bibcode : 2003 Phyed..38..497b . doi : 10.1088/0031-9120/38/6/001 . S2CID   1657792 .
• Бэтчелор, Джордж. K (1967). Введение в динамику жидкости . Кембридж вверх. С. 467–471.
• Бертин, Джон Дж.; Каммингс, Рассел М. (2009). Аэродинамика для инженеров (5 -е изд.). Пирсон Прентис Холл. ISBN  978-0-13-227268-1 .
• Clancy, LJ (1975). Аэродинамика . Лондон: Питман. ISBN  0-273-01120-0 .
• Хэллидей, Дэвид; Resnick, Robert (1988). Основы физики (3 -е изд.). Джон Уайли и сыновья.
• Хоутон, Эл; Плотник, PW; Колликотт, Стивен Х.; Валентин, Даниэль (2012). Аэродинамика для студентов инженеров (6 -е изд.). Elsevier. ISBN  978-0-08-096633-5 .
• Моррис, Уоллес Дж. II (2009). Универсальный прогноз начала стойла для аэродинамических профилей в широком диапазоне потоков числа Рейнольдса (PhD). Гарвардский университет. Bibcode : 2009 Phdt ....... 146M .
• Моррис, Уоллес Дж.; Русак, ZVI (октябрь 2013 г.). «Начало наступления на аэродинамическом помех при низких или умеренно высоких потоках Рейнольдса». Журнал жидкой механики . 733 : 439–472. Bibcode : 2013jfm ... 733..439M . doi : 10.1017/jfm.2013.440 . ISSN   0022-1120 . S2CID   122817884 .
• Филлипс, Уоррен Ф. (2004). Механика полета . Джон Уайли и сыновья. ISBN  978-0-471-33458-3 .
• Скотт, Джефф (10 августа 2003 г.). «Вопрос № 136: Коэффициент подъема и теория тонкой аэродинамической промышленности» . Спросите ученых -ракетостроителя: аэродинамика. Aerospaceweb.org.
• Трауб, Ланс В. (24 марта 2016 г.). «Полуэмпирическое прогноз гистерезиса аэродинамического профиля» . Аэрокосмическая . 3 (2): 9. Bibcode : 2016aeros ... 3 .... 9t . doi : 10.3390/Aerospace3020009 .
• Weltner, Klaus; Ингелман-Сандберг, Мартин (1999). «Физика полета - повторно» . Архивировано с оригинала 29 сентября 2011 года . Получено 25 апреля 2021 года .

Дальнейшее чтение

• Андерсон, Джон, Д. (2007). Основы аэродинамики . МакГроу-Хилл. {{cite book}}: Cs1 maint: несколько имен: список авторов ( ссылка )
• Али Камранпай, Алиреза Мехрабади. Численный анализ аэродинамического профиля NACA 0012 под разными углами атаки и получения аэродинамических коэффициентов. Журнал мехатроники и автоматизации. 2019; 6 (3): 8–16p.
• Берман, Мэтт (2019). «Пойдет с потоком? Британский вклад в исследования ламинарного потока, 1930–1947». Историк авиации (29): 74–87. ISSN   2051-1930 .

Внешние ссылки

• База данных координат аэродинамического профиля UIUC
• Справочное применение аэродинамического профиля и гидролокол
• Я публикую симулятор аэродинамического профиля из НАСА
• Игровая площадка Airfoil - интерактивное веб -приложение
• Настольный
• Поток воздуха через крыло (Кембриджский университет)