O ângulo de ataque de levantamento zero depende do número de Reynolds?

2

Em este post eu li que, devido a efeitos viscosos, o $ C_ {l} $ em um determinado ângulo de ataque aumenta levemente com o número de Reynolds, mas parece que isso acontece perto do ângulo de ataque do stall.

Estou realizando alguns experimentos em túnel de vento em Reynolds muito mais baixos do que os da figura do posto vinculado (150.000 e 300.000) com o mesmo perfil, NACA 4412. Minha pergunta é se no mencionado Reynolds, pode haver uma pequena variação no ângulo em que $ C_ {l} = 0 $ e, portanto, minhas curvas $ C_ {l} - \ alpha $ em Re = 150.000 ficam visivelmente abaixo de Re = 300.000.

    
por abcd 24.07.2017 / 19:01

1 resposta

Os coeficientes aerodinâmicos $ c_l, c_d, c_m $ estão em funções gerais do ângulo de ataque $ \ alpha $, Reynolds $ Re $ e Mach number $ Ma $. Para seus experimentos, desde que você esteja operando em um regime $ Re $ muito baixo, assumindo um fluxo incompressível, suas curvas de sustentação, arrasto e momento dependerão em grande parte de fenômenos viscosos (ou seja, $ Re $ number). Geralmente, quando $ Re $ number cai, a camada limite fica mais espessa. Por esta razão, você esperará um menor número $ c_l $ (devido a um decréscimo viscoso) e um $ c_d $ mais alto.

Você também pode descobrir comportamentos não-lineares mesmo em ângulos de operação devido à formação / explosão da bolha de separação laminar na superfície de sucção e isso depende muito da intensidade turbulenta de seu túnel de vento para que os ângulos de stall e o comportamento pós-stall não é o mesmo para condições de voo em que a intensidade turbulenta é muito baixa.

Finalmente, você pode confirmar com o Xfoil que para $ Re = 300k \ Rightarrow \ alpha_ {L = 0} = - 4,33 \ deg $ enquanto para $ Re = 150k \ Rightarrow \ alpha_ {L = 0} = - 3.64 \ deg $ para o NACA4412.

    
30.07.2017 / 16:18