Коэффициент подъема - Lift coefficient

В коэффициент подъема (C_L) это безразмерный коэффициент что связывает поднимать созданный подъемное тело к плотность жидкости вокруг тела, скорость жидкости и связанный справочная область. Подъемное тело - это фольга или целый корпус из фольги, такой как самолет. C_L является функцией угла тела к потоку, его Число Рейнольдса и это число Маха. Коэффициент подъема секции c_л относится к динамическим подъемным характеристикам двумерный участок фольги, при этом контрольная область заменяется фольгой аккорд.^[1][2]

Определения

Коэффициент подъемной силы C_L определяется^[2][3]

${\displaystyle C_{\mathrm {L} }\equiv {\frac {L}{q\,S}}={\frac {L}{{\frac {1}{2}}\rho u^{2}\,S}}={\frac {2L}{\rho u^{2}S}}}$ ,

куда ${\displaystyle L\,}$ это подъемная сила, ${\displaystyle S\,}$ - соответствующая площадь поверхности и ${\displaystyle q\,}$ это жидкость динамическое давление, в свою очередь, связаны с жидкость плотность ${\displaystyle \rho \,}$, и к скорость потока ${\displaystyle u\,}$. Выбор эталонной поверхности должен быть уточнен, поскольку он произвольный. Например, для цилиндрических профилей (трехмерное выдавливание профиля в направлении размаха) он всегда ориентирован в направлении размаха, но в то время как в аэродинамике и теории тонких профилей вторая ось, образующая поверхность, обычно является хордовым направлением:

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

что дает коэффициент:

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

тогда 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 можно приблизительно оценить с помощью теория подъемных линий,^[4] численно рассчитывается или измеряется в аэродинамическая труба испытание полной конфигурации самолета.

Коэффициент подъема секции

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

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

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 ${\displaystyle l}$- подъемная сила на единицу размаха крыла. Определение становится

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

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

Для заданного угла атаки c_л можно приблизительно рассчитать, используя теория тонкого профиля,^[6] рассчитывается численно или определяется в результате испытаний в аэродинамической трубе на образце конечной длины с концевыми пластинами, предназначенными для улучшения трехмерных эффектов. Сюжеты c_л в зависимости от угла атаки показывают одинаковую общую форму для всех профили, но конкретные числа могут отличаться. Они показывают почти линейное увеличение коэффициента подъемной силы с увеличением угол атаки с уклоном, известным как наклон подъемника. Для тонкого профиля любой формы подъем подъемной силы равен π²/ 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, равен ларек угол наклона профиля, который составляет примерно от 10 до 15 градусов для типичного 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 аэродинамическая труба Тестирование, проведенное при более низких числах Рейнольдса, чем моделируемые реальные условия жизни, иногда может дать консервативную обратную связь, завышающую оценку срыва профилей.

Симметричные профили обязательно имеют участки c_л против угла атаки симметрично относительно c_л оси, но для любого профиля с положительным выпуклость, т.е. асимметричный, выпуклый сверху, есть еще небольшой, но положительный коэффициент подъемной силы с углами атаки меньше нуля. То есть угол, под которым c_л = 0 отрицательно. На таких профилях при нулевом угле атаки давления на верхней поверхности ниже, чем на нижней.

Смотрите также

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

Примечания

1. Клэнси, Л. Дж. (1975). Аэродинамика. Нью-Йорк: Джон Вили и сыновья. Разделы 4.15 и 5.4.
2. Эбботт, Ира Х., и Денхофф, Альберт Э. фон: Теория крыловых сечений. Раздел 1.2
3. Клэнси, Л. Дж .: Аэродинамика. Раздел 4.15
4. Клэнси, Л. Дж .: Аэродинамика. Раздел 8.11
5. Эбботт Ира Х. и фон Денхофф Альберт Э .: Теория крыловых сечений. Приложение IV.
6. Клэнси, Л. Дж .: Аэродинамика. Раздел 8.2
7. Кац, Дж. (2004). Аэродинамика гоночных автомобилей. Кембридж, Массачусетс: Bentley Publishers. п. 93. ISBN  0-8376-0142-8.
8. Кац, Дж; Плоткин, А (2001). Аэродинамика малых скоростей: от теории крыла к панельным методам. Издательство Кембриджского университета. п. 525.

Рекомендации

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