¿Cómo encontrar la condición de ajuste de un perfil aerodinámico seccional sin conocer el ángulo de ataque?

Estoy usando un perfil aerodinámico reflejado diseñado para momentos de cabeceo positivos para lograr un ángulo de cabeceo que coincida con el cambio de la velocidad de la corriente libre (adaptado aerodinámicamente). Terminé con una ecuación de momento de lanzamiento

d METRO = C ∗ C metro a . C − ( C yo 0 + C yo α ∗ α ) ∗ Χ a . C
dónde C la longitud de la cuerda, C metro a . C el coeficiente de momento de cabeceo sobre el centro aerodinámico de la superficie aerodinámica C yo 0 el coeficiente de cabeceo de elevación cero, C yo a el coeficiente de sustentación en un cierto ángulo de ataque y y X a . C una distancia de desplazamiento sobre el centro aerodinámico.

Quiero diseñar una hélice y los datos que tengo son velocidad de flujo libre, RPM y geometría de la pala. Asumo un perfil aerodinámico delgado, por lo que el coeficiente de sustentación ( ( C yo 0 + C yo α ∗ α ) ) es aproximadamente 2 π ∗ α y α varía con la velocidad de la corriente libre y la velocidad de rotación: α = Δ β − t a norte − 1 ( V i norte F / V r ) y Δ β el ángulo de cabeceo.

La idea es encontrar el ángulo ideal de ataque. α que satisface la condición de equilibrio del momento de cabeceo d METRO = 0 . Sin embargo, el coeficiente de momento de cabeceo C metro a . C también se desconoce .

*Digamos X a C se da valor.

Entonces, mi pregunta es ¿cómo se puede resolver esta ecuación? ¿Puedo obtener otros datos del perfil del perfil aerodinámico que ayuden a encontrar la solución? ¿Los perfiles aerodinámicos reflejados tienen alguna característica que deba considerar en tal situación?

no entiendo el acorde con el C METRO , eso haría que las dimensiones no fueran las correctas.
@Koyovis Esto viene de la ecuación
d METRO = d METRO a C − d L ∗ X a C = 1 / 2 ρ V 2 C 2 C metro a . C d r − 1 / 2 ρ V 2 C C L X a C d r = 0
C L = ( C yo 0 + C yo α ∗ α )
Sí, de hecho. Yo esperaría una longitud dividida por una longitud, una entidad adimensional, para acompañar a la C METRO
Esquema de @Koyovis Imagine que se muestra en este enlace: Aviation.stackexchange.com/questions/40910/…
¿Quieres resolver la ecuación para C metro a C o por α ? Si tienes una ecuación, no puedes resolver ambas. Del título de su pregunta parece que α es una incógnita, sin embargo, si se conocen la velocidad de flujo libre, la velocidad de rotación y la torsión, entonces α es conocido y se puede resolver para C metro a C
@Koyovis, las dos variables dependen una de la otra ... y si encuentro una ... otra se puede encontrar en los polos del perfil aerodinámico. Pero, ¿cómo se puede encontrar α conociendo solo la velocidad de flujo libre y la velocidad de rotación? Digamos que no hay giro en este momento, por lo que el ángulo de giro = 0

Respuestas (1)

Si tiene acceso a un modelo de su perfil aerodinámico, un balance de momentos y un túnel de viento, puede determinar C METRO a C experimentalmente: el momento en que la experiencia del ala puede normalizarse para calcular C METRO a C

Entonces resolver para alfa es trivial. De lo contrario, una herramienta como XFLR5 puede ser útil para encontrar C METRO a C para su perfil aerodinámico.

Creo que está usando un perfil aerodinámico simétrico y un perfil NACA del cual se publican datos.
@Koyovis Estoy usando un perfil aerodinámico EPPLER con perfil reflejado. Para perfiles aerodinámicos simétricos, encontré que el coeficiente de momento de cabeceo es cero, por lo que no funciona
Si se publica se suele publicar el momento de cabeceo en ac
@ usuario74671 Sí. Está publicado, pero lo único que puedo encontrar es una relación entre C metro y α . airfoiltools.com/airfoil/details?airfoil=e328-il (último gráfico) *El momento de cabeceo debe ser cero para la estabilidad estática
Ok, entonces todavía encuentra alfa donde L = 0, mira el gráfico, Cm hay Cm en ac
con L te refieres a ascensor? Si es así, ¿por qué estoy buscando L = 0?
Si observa su ecuación en su otra pregunta, el coeficiente de momento general se compone de CMac y el momento producido por el ascensor. (Arrastrar también produciría un momento pero es pequeño). Cuando L (o CL) es cero, el único momento que actúa sobre la lámina es el del centro aerodinámico.
El problema es que L (o CL) varía con la velocidad de la corriente libre. Así que supongo que no puede ser cero en ninguna condición de velocidad. Sin embargo, mi idea es similar; para dar un valor inicial a CL y luego encontrar los coeficientes correspondientes y α. Pero, ¿hay algún valor que pueda usarse como punto de partida de Cl para hélices pequeñas (≈15 cm de radio)?
Cl varía con alfa. También puede variar en diferentes números de Reynolds. Elija el reynolds bumber en el que anticipa que funcionará y luego busque alfa cuando cl sea 0
@ user74671 Ok, gracias ... Entonces, alfa se mantendrá constante en cualquier condición de velocidad y es el ángulo de inclinación (Δβ) el que cambiará en un rango de velocidades, ¿verdad?
Lo siento, estaba hablando en un sentido aerodinámico general. Creo que me refiero al ángulo de inclinación. Me refiero al ángulo de ataque de su superficie aerodinámica en la hélice con el aire. Es un poco más complicado con una hélice ya que hay velocidades relativas entre el giro y la velocidad de la corriente libre.
Sí, como mencioné antes, el ángulo de ataque depende del ángulo de inclinación menos el ángulo de entrada: α = Δ β − t a norte − 1 ( V i norte F / V r ) . Entonces α será constante... y Δβ cambiará de acuerdo con Vinf y Vr. ¿Es eso lo que querías decir?
Creo que no es necesario considerar el ángulo de inclinación y las velocidades relativas para encontrar la cmac para el perfil aerodinámico. Al principio, solo considere el perfil aerodinámico en un sentido 2d. Deberá averiguar el rango de Re #s que experimentará determinando el rango de velocidades que verá.
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