¿Cómo se puede calcular el coeficiente de sustentación en el suelo con flaps en la posición de despegue utilizando datos de perfil aerodinámico?

En esencia, estoy trabajando en un proyecto de diseño y, en este momento, estoy analizando específicamente el análisis de despegue. Ya tengo acceso a excelentes recursos de libros de texto, pero me cuesta determinar el coeficiente de sustentación ( C L GRAMO ) en tierra con flaps en posición de despegue para la siguiente ecuación tomada del Apéndice K-4 de Synthesis of Subsonic Airplane Design de Torenbeek:

a gramo = T W − m − ( C D GRAMO − m C L GRAMO ) 1 2 ρ V 2 S W

Se pueden encontrar ecuaciones similares en otros libros de texto, pero no he encontrado ninguna referencia a cómo C L GRAMO se puede determinar a partir de los datos del perfil aerodinámico. Actualmente estoy considerando usar solo el ángulo geométrico cero (es decir, compensar el AoA en el que está montada el ala) coeficiente de sustentación para el perfil aerodinámico, pero ¿cómo explicaría entonces la posición de los flaps?

¡Gracias por el comentario! Hay ajustes aproximados disponibles para convertir los datos del perfil aerodinámico en curvas completas de la aeronave (p. ej., ajustar el gradiente en función de la relación de aspecto, el área de superficie mojada/área de superficie de referencia) que había planeado usar. El ángulo de ataque geométrico, que es más o menos el ángulo de incidencia al que te refieres, es lo que había planeado usar, pero ¿tendría que hacer correcciones adicionales?

Respuestas (2)

Hay mucho escrito sobre el tema, especialmente como parte de la investigación de vehículos de "efecto suelo". Por ejemplo, Cui y Zhang citan dos tipos diferentes de coeficiente de sustentación. El primero (más simple y dado aquí) se basa en perfiles aerodinámicos de placa plana y es una modificación del conocido d C yo d α = 2 π :

C L = 2 π α ( 1 + d 2 ) ( 1 − 2 ζ )

con

ζ = pecado ⁡ α 4 ( h / C )

y

d = porque ⁡ α 4 ( h / C )

En las expresiones anteriores, h es la altura del ala sobre la superficie (tierra, agua, etc.), C es el acorde y α es el ángulo de ataque.

Le recomiendo encarecidamente que consulte la literatura sobre "efecto suelo"/"Ekranoplan"; debería ser útil.

debe haber un error tipográfico en su respuesta. ¿Es la segunda o la tercera ecuación para d o ζ ?
Editado! ¡Gracias!

La pregunta es hacer un análisis principal de la aerodinámica de las aeronaves. La aeronave es un objeto tridimensional y los cálculos o datos de la superficie aerodinámica en 2D ( C yo ) se puede utilizar para definir aproximadamente los coeficientes 3D ( C L ).

La metodología principal es el enfoque wing-strip . Esto es simple de comprender y simple de poner en cálculos (excel, código, etc.).

Básicamente, el ala se divide en varias secciones. Se supone que cada sección tiene una cuerda constante, por lo que los datos 2d son bastante útiles para definir la fuerza en esta sección. Después de combinar todas las fuerzas, se puede concluir la fuerza total y luego concluir los cálculos sin dimensionar la fuerza total.

En los rotores de helicópteros, la misma metodología se denomina modelo de elemento de pala .

También hay literatura sobre la aproximación de los efectos de las aletas usando fórmulas empíricas, si no desea analizar diferentes geometrías de láminas usando CFD. Consulte ESDU, DATCOM u otras referencias, o el libro "lift" de Hoerner, para conocer estos enfoques empíricos.

¿Cómo se puede calcular el coeficiente de sustentación en el suelo con flaps en la posición de despegue utilizando datos de perfil aerodinámico?
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