Does nollställningsvinkeln bero på Reynolds nummer?

2

I detta inlägg Jag läste att på grund av viskösa effekter ökar $ C_ {l} $ vid en viss angreppsvinkel något med Reynolds-numret men det verkar som att det bara händer nära stallvinkeln.

Jag utför vissa vindtunnelexperiment vid mycket lägre Reynolds än i figuren i den länkade posten (150.000 och 300.000) med samma profil, NACA 4412. Min fråga är att vid de nämnda Reynoldsna kan det finnas en liten variation i vinkeln vid vilken $ C_ {l} = 0 $, och därför är min $ C_ {l} - \ alpha $ kurvor vid Re = 150.000 märkbart under Re = 300.000.

    
uppsättning abcd 24.07.2017 19:01

1 svar

6

De aerodynamiska koefficienterna $ c_l, c_d, c_m $ är i allmänhet funktionerna för attackvinkeln $ \ alpha $, Reynolds $ Re $ och Mach nummer $ Ma $. För dina experiment, eftersom du arbetar i en mycket låg $ Re $ -regim, förutsatt att inkompressibelt flöde, kommer dina lyftdrag, momentkurvor i stor utsträckning att vara beroende av viskösa fenomen (dvs $ Re $ -nummer). I allmänhet, när $ Re $ -nummer faller, fördjupar gränsskiktet. Av detta skäl förväntar du dig ett lägre $ c_l $ nummer (på grund av viskös decambering) och en högre $ c_d $.

Du kan också upptäcka olinjära beteenden även vid betjäningsvinklar på grund av laminär separationsbubbla som bildar / spricker på sugytan och detta är mycket beroende av vindtunnelns turbulenta intensitet så att stallvinklarna och efterkörningsbeteendet kan inte vara samma för flygförhållanden där turbulent intensitet är mycket låg.

Slutligen kan du bekräfta med Xfoil att för $ Re = 300k \ Rightarrow \ alpha_ {L = 0} = - 4.33 \ deg $ medan för $ Re = 150k \ Rightarrow \ alpha_ {L = 0} = - 3.64 \ deg $ för NACA4412.

    
svaret ges 30.07.2017 16:18