Las siguientes imágenes [editadas] son de una publicación de la red :
La imagen superior indica que en el lado de la presión, la presión es mayor que la corriente libre.
En la imagen inferior, el varía
Según la ecuación del coeficiente de presión:
El área marcada en azul para el lado de presión ( en el negativo), la presión es menor que la corriente libre. En magenta (las áreas delanteras y traseras) es mayor que el flujo libre. (Si estoy leyendo esto correctamente).
Cuando todas las áreas se combinan para un vuelo recto y nivelado, ¿cuál sería la presión general en relación con la corriente libre? ¿La imagen superior sigue siendo correcta con una mayor presión general?
La pregunta surgió en el chat y ya no estoy seguro. Por supuesto, la distribución de la presión variará con la velocidad y la forma del perfil aerodinámico, por lo que es una pregunta general. Por supuesto, cualquier información adicional sobre cómo la velocidad/forma afecta el lado de la presión es bienvenida.
TL;DR
Comente la Figura 2
El perfil aerodinámico representado está operando en el régimen transónico. Esto significa que la velocidad del flujo libre está cerca de la velocidad del sonido (M=1). Causado por la aceleración del aire en el lado de succión del perfil, el flujo de aire alcanzará velocidades supersónicas. El rápido aumento de en el lado de succión hay un choque.
La siguiente imagen muestra la distribución del número de Mach alrededor de un perfil aerodinámico en el rango de velocidad transónica.
Comente sobre la compresibilidad
El término es una representación de la presión dinámica para velocidades muy bajas (M<<0.3). Por supuesto, esta ecuación también se puede usar para números de Mach más altos, sin embargo, los resultados (en términos de autosimilitud) contendrán un gran error. Por lo tanto, debe usarse para evitar esto.
Comente la distribución de presión en el lado de presión
Durante el vuelo nivelado (design-speed@design-AoA) habrá una zona de estancamiento en el borde de ataque del perfil aerodinámico. Esto da como resultado una presión más alta que la presión estática de flujo libre. Después de eso, el flujo se acelerará dando como resultado una reducción de la presión. A menudo, esta reducción resultará en una . En el borde de fuga, la presión del lado de succión y de presión debe ser igual, por lo que el aumento de presión de la sección de popa del lado de presión del perfil aerodinámico se ajustará en consecuencia.
Respuesta:
Para números de Mach bajos (es decir, velocidades de flujo libre bajas), es probable que la presión en el lado de presión esté muy cerca de la presión estática ambiental.
Comentario sobre la región de baja presión en el lado de la presión
Como siempre con la aerodinámica (elíptica), es un poco el huevo y la gallina. Supongamos (¡Cuidado! Este es un punto de vista muy simple) que solo hay un objetivo de diseño (ascensor). Entonces, la distribución de presión en el lado de presión debe cumplir dos condiciones de contorno. 1) alta presión ( ) en el borde de ataque que es el resultado de la velocidad de la corriente libre y 2) la presión ( ) en el borde de salida que viene dado por la distribución de presión en el lado de succión. Ahora, el diseñador de perfiles aerodinámicos necesita encontrar una forma de perfil que cumpla con ambos requisitos. Si el pasa a ser negativo o no, no tiene importancia, siempre y cuando se mantenga por encima del del lado de succión y no hay riesgo de separación de la capa límite (que es probable que cause una pérdida de presión en el borde de salida).
Dado que no hay respuestas simples para problemas complejos, realmente creo que lo mejor sería instalar Xfoil (o su sucesor ) y probarlo.
federico
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usuario14897