Коэффициент подъема

Коэффициент подъемной силы ( C _L ) - это безразмерный коэффициент, который связывает подъемную силу, создаваемую подъемным телом, с плотностью жидкости вокруг тела, скоростью жидкости и соответствующей эталонной площадью . Подъемное тело представляет собой корпус из фольги или целиком из фольги, такой как самолет с неподвижным крылом . C _L является функцией угла тела к потоку, его числа Рейнольдса и его числа Маха . Коэффициент подъема секции c _lотносится к динамическим подъемным характеристикам двумерного сечения фольги, при этом эталонная площадь заменяется хордой фольги . ^{[1] [2]}

Определения [ править ]

Коэффициент подъемной силы C _L определяется формулой ^{[2] [3]}

${\ Displaystyle С _ {\ mathrm {L}} \ Equiv {\ frac {L} {q \, S}} = {\ frac {L} {{\ frac {1} {2}} \ rho u ^ {2 } \, S}} = {\ frac {2L} {\ rho u ^ {2} S}}}$ ,

где - подъемная сила , - соответствующая площадь поверхности и - динамическое давление жидкости , которое, в свою очередь, связано с плотностью жидкости и скоростью потока . Выбор опорной поверхности должен быть уточнен, поскольку он произвольный. 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 направлением по хорде:${\ Displaystyle L \,}$${\ Displaystyle S \,}$${\ displaystyle q \,}$ ${\displaystyle \rho \,}$ ${\displaystyle u\,}$

${\displaystyle S_{aer}\equiv c\,s}$

что дает коэффициент:

${\displaystyle C_{\mathrm {L} ,\,aer}\equiv {\frac {L}{q\,c\,s}},}$

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

${\displaystyle S_{mar}=t\,s}$

что приводит к другому коэффициенту:

${\displaystyle C_{\mathrm {L} ,\,mar}\equiv {\frac {L}{q\,t\,s}}}$

Отношение между этими двумя коэффициентами - это соотношение толщины:

${\displaystyle C_{\mathrm {L} ,\,mar}\equiv {\frac {c}{t}}C_{\mathrm {L} ,\,aer}}$

Коэффициент подъемной силы может быть аппроксимирована с помощью теории подъема линии , ^[4] численно или измерить в аэродинамической трубе испытания полной конфигурации воздушного судна.

Коэффициент подъема секции [ править ]

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

Коэффициент подъемной силы также может использоваться как характеристика конкретной формы (или поперечного сечения) аэродинамического профиля . В этом приложении он называется коэффициентом подъема секции . Обычно для конкретного сечения аэродинамического профиля показано соотношение между коэффициентом подъемной силы сечения и углом атаки . ^[5] Также полезно показать взаимосвязь между коэффициентом подъемной силы секции и коэффициентом лобового сопротивления .${\displaystyle c_{\text{l}}}$

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

${\displaystyle c_{\text{l}}={\frac {l}{q\,L}},}$

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

Для заданного угла атаки, с _л можно вычислить приближенно с помощью тонкой теории аэродинамического профиля , ^[6] численно или определяется из испытаний в аэродинамической трубе на испытательном образце конечной длины с торцевыми пластинами , предназначенных для улучшения трехмерных эффектов . Графики зависимости c _l от угла атаки показывают одну и ту же общую форму для всех профилей , 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 наклон подъемной силы π ²/ 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. ^{[7] [8]} По этой причине иногда испытания в аэродинамической трубе, выполняемые при более низких числах Рейнольдса, чем смоделированные в реальных условиях, иногда могут давать консервативную обратную связь с завышенной оценкой срыва профилей.

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. Асимметричного, выпуклого сверху, все еще существует небольшой, но положительный коэффициент подъемной силы с углами атаки меньше нуля. . То есть угол, при котором c _l = 0, отрицателен. На таких профилях при нулевом угле атаки давления на верхней поверхности ниже, чем на нижней.

См. Также [ править ]

• Отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению
• Коэффициент трения
• Фольга (гидромеханика)
• Питчинг момент
• Крыло управления циркуляцией
• Ось нулевого подъема

Заметки [ править ]

Ссылки [ править ]

• LJ Clancy (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