Существует множество теоретических формул для нахождения коэффициента момента для аэродинамических профилей , но я был сбит с толку тем, как получить моменты для крыла. Я придумал три связанных вопроса, которые меня сильно смущали:
Если я знаю коэффициент момента в каждой точке размаха крыла (то есть коэффициент момента для каждого аэродинамического профиля, используемого вдоль размаха), как я могу получить коэффициент момента для всего крыла? Это просто взвешенный интеграл? Если да, то как выглядит формула?
Как найти коэффициент момента для прямого конического крыла?
Как найти коэффициент момента для стреловидного крыла?
Вы можете использовать Теорию линии подъема , чтобы сначала рассчитать нисходящий поток на каждой станции по пролету , которые затем преобразуются в индуцированный угол атаки (AOA). ).
Коэффициент поперечного момента и коэффициент подъемной силы составляют:
Чтобы получить общий момент прямого конического крыла (для простоты около передней кромки корневой хорды), нужно просто проинтегрировать, отметив, что момент сечения обычно составляет около 1/4c местной хорды:
где - локальная длина хорды, - расстояние от корня LE до местного переднего края, а - динамическое давление набегающего потока. Вам придется нормализовать относительно эталонной хорды (например, MAC), чтобы получить коэффициент момента.
Крылья конечной большой стреловидности имеют градиент поперечного потока, который сделал бы теорию подъемной линии ненадежной. Вам придется использовать метод вихревой поверхности, такой как Vortex Lattice, чтобы получить точные прогнозы.
Ник Хилл
ДЗИЛ
Ник Хилл
ДЗИЛ
Ник Хилл
ДЗИЛ