Коэф. ficient

редактировать

Коэффициент подъемной силы (CL) - это безразмерный коэффициент, который связывает подъем, создаваемый подъемным телом до плотности жидкости вокруг тела, скорости жидкости и связанного с ней. Подъемное тело представляет собой фольгу или полностью несущий фольгу корпус, такой как самолет с неподвижным крылом. C L является функцией угла тела к потоку, его числа Рейнольдса и его числа Маха. Коэффициент подъемной силы сечения c l относится к динамическим характеристикам подъемной силы двумерного сечения фольги, при этом эталонная площадь заменена хордой фольги .

Содержание

1 Определения
2 Коэффициент подъемной силы секции
3 См. Также
4 Примечания
5 Ссылки

Определения

Коэффициент подъемной силы C L определяется

CL ≡ L Q S знак равно L 1 2 ρ U 2 S знак равно 2 L ρ U 2 S {\ Displaystyle C _ {\ mathrm {L}} \ Equiv {\ frac {L} {q \, S}} = {\ frac {L} {{\ frac {1} {2}} \ rho u ^ {2} \, S}} = {\ frac {2L} {\ rho u ^ {2} S}}}

{\ displaystyle C _ {\ mathrm {L}} \ Equiv {\ frac {L} {q \, S}} = {\ frac {L} {{\ frac {1} {2}} \ rho u ^ {2} \, S}} = {\ frac {2L} {\ rho u ^ {2} S} }}

где $L {\ displaystyle L \,}$ $L \,$ - подъемная сила, $S {\ displaystyle S \,}$ $S \,$ - релевантный площадь поверхности, а $q {\ displaystyle q \,}$ $q \,$ - это жидкость динамическое давление, в свою очередь связанное с плотностью жидкости $ρ {\ displaystyle \ rho \,}$ $\ rho \,$ и до скорости потока $u {\ displaystyle u \,}$ $и \,$ . Выбор опорной поверхности должен быть указан, так как оно произвольно. Например, для цилиндрических профилей (трехмерное выдавливание аэродинамического профиля в направлении размаха) он всегда ориентирован в направлении размаха, но в то время как в аэродинамике и теории тонкого аэродинамического профиля вторая ось, образующая поверхность, обычно является хордовым направлением:

S aer ≡ cs {\ displaystyle S_ {aer} \ Equiv c \, s}

{\ Displaystyle S_ {aer} \ Equiv c \, s}

, что дает коэффициент:

CL, aer ≡ L qcs, {\ displaystyle C _ {\ mathrm {L}, \, aer } \ Equiv {\ frac {L} {q \, c \, s}},}

{\ displaystyle C _ {\ mathrm {L}, \, aer} \ Equiv {\ frac {L} {q \, c \, s}},}

в то время как для толстых профилей и в морской динамике вторая ось иногда берется в направлении толщины:

S mar = ts {\ displaystyle S_ {mar} = t \, s}

{\ displaystyle S_ {мар} = t \, s}

, что дает другой коэффициент:

CL, mar ≡ L qts {\ displaystyle C _ {\ mathrm {L}, \, mar} \ Equiv { \ frac {L} {q \, t \, s}}}

{\ displaystyle C _ {\ mathrm {L}, \, mar} \ Equiv {\ frac {L} {q \, t \, s}}}

Соотношение между этими двумя коэффициентами и есть соотношение толщины:

CL, mar ≡ ct CL, aer {\ displaystyle C _ {\ mathrm {L }, \, mar} \ Equiv {\ frac {c} {t}} C _ {\ mathrm {L}, \, aer}}

{\ displaystyle C _ {\ mathrm {L}, \, mar} \ Equiv {\ frac {c} {t}} C _ {\ mathrm {L}, \, aer}}

Коэффициент подъемной силы можно приблизительно рассчитать с помощью теория подъемной линии, численно рассчитанная или измеренная в аэродинамической трубе испытания полной конфигурации самолета.

Коэффициент подъемной силы сечения

Типичная кривая, показывающая коэффициент подъемной силы сечения в зависимости от угла атаки для изогнутого аэродинамического профиля

Коэффициент подъемной силы также может использоваться как характеристика конкретной формы (или поперечного сечения) профиль. В этом приложении он называется коэффициент подъема секции $c l {\ displaystyle c _ {\ text {l}}}$ $c _ {{\ text {l}}}$ . Обычно для конкретного сечения аэродинамического профиля показано соотношение между коэффициентом подъемной силы сечения и углом атаки. Также полезно показать взаимосвязь между коэффициентом подъемной силы секции и коэффициентом сопротивления.

Коэффициент подъемной силы секции основан на двумерном потоке над крылом с бесконечным размахом и неизменным поперечным сечением, поэтому подъемная сила является независимой. воздействия по размаху и определяется в терминах $l {\ displaystyle l}$ $l$ , подъемной силы на единицу размаха крыла. Определение становится

cl = lq L, {\ displaystyle c _ {\ text {l}} = {\ frac {l} {q \, L}},}

{\ displaystyle c _ {\ text {l}} = {\ frac {l} {q \, L}},}

, где L - эталонная длина, которая всегда должна уточнить: в аэродинамике и теории профиля обычно выбирается профиль chord $c {\ displaystyle c \,}$ $c \,$ , а в морской динамике и для стоек обычно толщина $t {\ displaystyle t \,}$ $t \,$ выбран. Обратите внимание, что это прямо аналогично коэффициенту сопротивления, поскольку хорда может интерпретироваться как «площадь на единицу пролета».

Для заданного угла атаки c l можно приблизительно рассчитать с помощью теории тонкого профиля, рассчитать численно или определить в результате испытаний в аэродинамической трубе на конечной длине образец для испытаний с концевыми пластинами, предназначенными для улучшения трехмерных эффектов. Графики зависимости c l от угла атаки показывают одну и ту же общую форму для всех аэродинамических поверхностей, но конкретные числа будут различаться. Они показывают почти линейное увеличение коэффициента подъемной силы с увеличением угла атаки с градиентом, известным как наклон подъемной силы. Для тонкого профиля любой формы подъем подъемной силы составляет π / 90 ≃ 0,11 на градус. При больших углах достигается точка максимума, после чего коэффициент подъемной силы уменьшается. Угол, при котором достигается максимальный коэффициент подъемной силы, представляет собой угол сваливания аэродинамического профиля, который составляет приблизительно от 10 до 15 градусов для типичного аэродинамического профиля.

Угол сваливания для данного профиля также увеличивается с увеличением значений числа Рейнольдса, действительно, на более высоких скоростях поток имеет тенденцию оставаться прикрепленным к профилю, чтобы дольше задерживать состояние срыва. По этой причине иногда испытания в аэродинамической трубе, выполняемые при более низких числах Рейнольдса, чем смоделированные реальные условия, иногда могут давать консервативную обратную связь с завышенной оценкой срыва профиля.

Симметричные профили обязательно имеют графики зависимости c l от угла атаки, симметричные относительно оси c l, но для любого профиля с положительным изгибом, т.е. асимметричный, выпуклый сверху, все же есть небольшой, но положительный коэффициент подъемной силы с углами атаки меньше нуля. То есть угол, при котором c l = 0, является отрицательным. На таких профилях при нулевом угле атаки давления на верхней поверхности ниже, чем на нижней.

См. Также

Примечания

Ссылки

L. Дж. Клэнси (1975): Аэродинамика. Pitman Publishing Limited, Лондон, ISBN 0-273-01120-0
Эбботт, Ира Х., и Денхофф, Альберт Э. фон (1959): Теория крыловых секций, Dover Publications Нью-Йорк, # 486-60586-8