...
  • 主题
高级搜索  >
历史搜索 清空历史
首页> 外文期刊>Jurnal Energi Dan Manufaktur >Analisis Airfoil Double-Slot Flap LS(01)-0417 MOD Dengan Airfoil Tanpa Flap Nasa SC(2) 0610
【24h】

Analisis Airfoil Double-Slot Flap LS(01)-0417 MOD Dengan Airfoil Tanpa Flap Nasa SC(2) 0610

机译：翼型双槽襟翼LS（01）-0417 MOD的分析（翼型不带襟翼）美国航空航天局（2）0610

获取原文
   

获取外文期刊封面封底 >>

       
页面导航
  • 摘要
  • 著录项
  • 相似文献
  • 相关主题

摘要

Kestabilan pesawat terbang ditentukan oleh desain airfoil sayap dan ekor. Perbedaan kecepatan aliran udara antara permukaan atas dan bawah airfoil menghasilkan perbedaan tekanan sehingga akan memberikan gaya angkat (lift) pada sayap. Perbedaan tekanan udara pada permukaan sayap dinyatakan dengan pressure coefficient (Cp), yaitu perbedaan tekanan statik lokal dengan tekanan statik aliran bebas. Koefisien lift (Cl) adalah rasio antara gaya angkat (lift) dengan tekanan dinamis. Peningkatan angka CL sebesar 20,4% pada riset sebelumnya diperoleh berdasarkan simulasi penambahan flap. Tujuan penelitian ini adalah membandingkan hasil simulasi airfoil double slot flap LS(01)-0417 MOD dengan airfoil NASA SC(2) 0610 yang tanpa flap dan mencari korelasi antara sudut serang (?) dengan koefisien lift (Cl ).Metodologi penelitian dilakukan dengan simulasi Computational Fluid Dynamic (CFD). Hasil penelitian dapat disimpulkan bahwa koefisien lift CL untuk airfoil double slot flap LS(01)-0417 MOD menghasilkan CL = 1,498 sedangkan dengan sudut serang ? = 16o sedangkan airfoil NASA SC(2) 0610 tanpa flap memiliki nilai CL = 1,095 dengan sudut serang 13o. The stability of the aircraft is ordered by the airfoil design of the wings and the tail. The difference in flow velocity between the surface and the bottom of the airfoil will produce styles that will present lift on the wings. The difference in airflow velocity between the top and bottom surfaces of the airfoil produces a pressure difference so it will provide lift (lift) on the wing. The lift coefficient (CL) is the ratio between lift with dynamic pressure. The difference of air pressure on the wing surface is expressed by pressure coefficient (Cp), the difference of local static pressure with free flow static pressure. The lift coefficient (Cl) is the ratio of lift to dynamic pressure. An increase in CL value of 20.4% in previous research was obtained based on the simulation of flap addition. The purpose of this research is comparison between airfoil double slot flap LS (01)-0417 MOD with airfoil NASA SC (2) 0610 without flap and search between angle of attack (?) with coefficient of lift (Cl). Method research is done by Computational Fluid Dynamic (CFD). The result of this research can be concluded that lift coefficient CL for double slot airfoil flap LS (01)-0417 MOD yield CL = 1,498 while with angle of attack ? = 16o while airfoil NASA SC (2) 0610 without flap have value CL = 1,095 with angle of attack 13o.
机译：飞机的稳定性取决于机翼和机尾的机翼设计。翼型顶面和底面之间的空气速度差异会导致压力差异，从而使机翼升力。机翼表面的气压差由压力系数（Cp）表示，该系数是局部静压力与自由流动​​静压力之间的差。升力系数（Cl）是升力与动压力之比。基于添加襟翼的模拟，以前的研究中CL值增加了20.4％。本研究的目的是比较双槽襟翼机翼LS（01）-0417 MOD与无襟翼的NASA SC（2）0610机翼的仿真结果，并找出攻角（？）与升力系数（Cl）之间的相关性。计算流体动力学（CFD）。研究结果可以得出结论，机翼双槽襟翼LS（01）-0417 MOD的升力系数CL产生CL = 1.498，而迎角为？ = 16o，而没有襟翼的NASA SC（2）0610机翼的CL值为1.095，迎角为13o。飞机的稳定性取决于机翼和机翼的机翼设计。机翼表面和底部之间的流速差异将产生样式，从而在机翼上产生升力。翼型顶面和底面之间的气流速度差会产生压力差，因此它将在机翼上提供升力（升力）。升力系数（CL）是升力与动压力之间的比率。机翼表面的气压差由压力系数（Cp）表示，即局部静压与自由流动​​静压的差。升力系数（Cl）是升力与动压力之比。基于襟翼添加的模拟，先前研究中的CL值增加了20.4％。这项研究的目的是比较不带襟翼的机翼双槽襟翼LS（01）-0417 MOD与不带襟翼的NASA SC（2）0610的比较，以及在仰角（？）与升力系数（Cl）之间进行搜索。该研究方法是通过计算流体动力学（CFD）完成的。这项研究的结果可以得出结论，双缝翼型襟翼LS（01）-0417 MOD的升力系数CL = 1,498，同时具有迎角？ = 16o，而没有襟翼的机翼NASA SC（2）0610的值为CL = 1,095，迎角为13o。

著录项

相似文献

  • 外文文献
  • 中文文献
  • 专利
获取原文

客服邮箱：kefu@zhangqiaokeyan.com

京公网安备：11010802029741号 ICP备案号：京ICP备15016152号-6 六维联合信息科技 (北京) 有限公司©版权所有

  • 客服微信

  • 服务号