Análisis de perfil aerodinámico y ala para velocidad transónica (M = 0,85 y Re = 42 millones)

Estoy trabajando en un proyecto en el que tengo que diseñar un avión que tiene que navegar a 0,85 Mach a 35 000 pies. Mientras trabajaba en el diseño del ala, descubrí rápidamente que los perfiles aerodinámicos de la serie 6, con una buena proporción de espesor, tienen un bajo Número de Mach crítico. Entonces, comencé a explorar los perfiles aerodinámicos supercríticos (SC Airfoils). Para realizar análisis de superficies aerodinámicas SC, ¿se puede usar XFLR5?

Este es un copiado y pegado directo del manual XFOIL, que es la biblioteca subyacente para el análisis 2D en XFLR5

Siempre se debe tener cuidado con las soluciones confiables que muestran regiones de flujo supersónico. Dichos flujos se pueden predecir de manera confiable solo con un método de campo verdaderamente no lineal (como el código MSES). Como regla general, si el número de Mach máximo no supera 1,05 en ninguna parte, las pérdidas por choque serán muy pequeñas, las distribuciones de Cp serán razonablemente precisas y es probable que la resistencia predicha por XFOIL sea precisa.

Además, la relación de aspecto y el barrido también influyen en el número de Mach crítico. ¿Hay alguna relación que conecte estas tres entidades?

AR no influye en el Número de Mach Crítico. Sin embargo, el barrido hace una copia y pegado directo del antiguo archivo de mensajes de USENET.

Las superficies aerodinámicas de un ala en flecha se comportan como si estuvieran volando a una velocidad reducida, un número de Mach reducido y una presión dinámica reducida.

• velocidad efectiva = V cos(L)
• Mach efectivo = M cos(L)
• efectivo q = 0.5 rho V^2 [cos(L)]^2

donde L es el ángulo de barrido y V y M son la velocidad del avión y Mach.

Por último: ¿hay alguna fuente creíble que recopile el análisis de Transonic Airfoils (Supercritical Airfoil)? (Similar a Theory of Wing Sections de Abbott y Doenhoff, que contiene datos para perfiles aerodinámicos convencionales)

Perfiles aerodinámicos supercríticos de la NASA: una matriz de perfiles aerodinámicos relacionados con la familia

Intenté usar XFLR5 para el análisis en Re = 42 millones y 0,85 Mach Number. Pero, la solución diverge

Hubo 2 problemas que pude ver en el archivo dat dado.

1. Gap TE finito y coordenadas gruesas. Solucioné esto en XFOIL yendo al menú GDES y configurando TGAP en 0 con la distancia de fusión 1. Y luego usé MDES para filtrar fallas en la distribución de UE.

2. Efectos Mach.
   Digamos que su avión está volando a CL = 0.6, pero lo que sucede cuando el MACH aumenta con alfa constante es que mejora CL. Entonces, la solución no convergente en realidad se refiere a un CL muy alto en los rangos de 3-4 que no es realista y cp está muy por encima del CP crítico. Por favor, consulte las imágenes adjuntas. cuando usa directamente cl o reduce alfa en consecuencia, puede ordenar esto como se muestra en la última imagen.