Como o coeficiente de sustentação no solo com flaps na posição de decolagem pode ser calculado usando dados aerofólios?

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Essencialmente, estou trabalhando em um projeto de design e estou analisando especificamente a análise de decolagem no momento. Eu já tenho acesso a ótimos recursos de livros didáticos, mas estou lutando para determinar o coeficiente de sustentação $ (C_ {L_G}) $ no solo com os flaps na posição de decolagem para a seguinte equação tirada do Apêndice K-4 de < em> Síntese de Desenho de Avião Subsônico por Torenbeek:

$$ \ frac {a} {g} = \ frac {T} {W} - \ mu - \ left (C_ {D_G} - \ mi C_ {L_G} \ right) \ frac {\ frac {1 } {2} \ rho V ^ 2 S} {W} $$

Equações similares podem ser encontradas em outros livros, mas não encontrei nenhuma referência a como $ C_ {L_G} $ pode ser determinado a partir de dados de aerofólios. Atualmente, estou pensando em usar apenas o ângulo geométrico zero (ou seja, compensando o AoA em que a asa está montada) o coeficiente de sustentação do aerofólio, mas como eu explicaria a posição dos flaps?

    
por Alwin 20.08.2016 / 04:12

2 respostas

Há muita coisa escrita sobre o assunto, especialmente como parte da pesquisa sobre veículos "efeito solo". Por exemplo, Cui e Zhang citam dois tipos diferentes de coeficiente de sustentação. O primeiro (mais simples e dado aqui) é baseado em aerofólios de placa plana e é uma modificação do bem conhecido $ \ frac {dC_l} {d \ alpha} = 2 \ pi $:

$$ C_L = 2 \ pi \ alpha (1+ \ delta ^ 2) (1-2 \ zeta) $$

com

$$ \ zeta = \ frac {\ sin \ alpha} {4 (h / c)} $$

e

$$ \ delta = \ frac {\ cos \ alpha} {4 (h / c)} $$

Nas expressões acima, $ h $ é a altura da asa acima da superfície (solo, água, etc.), $ c $ é o acorde e $ \ alpha $ é o ângulo de ataque.

Eu recomendo strongmente que você verifique a literatura sobre "efeitos do solo" / "Ekranoplan" - deve ser útil.

    
23.08.2016 / 15:33

A pergunta é fazer uma análise principal da aerodinâmica da aeronave. A aeronave é um objeto tridimensional, e cálculos ou dados de aerofólios 2D ($ C_l $) podem ser usados para definir aproximadamente os coeficientes 3D ($ C_L $).

A principal metodologia é a abordagem wing-strip . Isso é simples de entender e simples de colocar em cálculos (excel, código, etc).

Basicamente, a asa é dividida em várias seções. Cada seção é assumida como tendo um acorde constante, então os dados 2d são bastante úteis para definir a força nesta seção. Depois de combinar todas as forças, pode-se concluir a força total e concluir os cálculos pela não-dimensionalização da força total.

Em rotores de helicópteros, a mesma metodologia é denominada modelo de elemento de lâmina .

Há também literatura sobre como aproximar os efeitos do flap usando fórmulas empíricas, se você não deseja analisar diferentes geometrias de folhas usando CFD. Consulte ESDU, DATCOM ou outras referências, ou o livro "lift" de Hoerner, para essas abordagens empíricas.

    
04.02.2017 / 20:06