Как рассчитать коэффициент подъемной силы аэродинамического профиля при нулевом угле атаки?

Теория тонкого аэродинамического профиля дает С "=" С о + 2 π α , где С о коэффициент подъемной силы при α "=" 0 . Однако я не смог найти ни одного уравнения для вычисления того, что С о это должно быть некоторой функцией формы аэродинамического профиля. Другими словами, как можно распространить теорию тонкого аэродинамического профиля на выпуклые аэродинамические поверхности без использования экспериментальных данных?

Это моя собственная попытка, я сделал эту аэродинамическую модель коэффициента подъемной силы аэродинамического профиля при нулевом угле атаки для проекта, над которым я работаю. Он получен из преобразования Жуковского. вроде работает но как С о на самом деле рассчитано?

введите описание изображения здесь

Поскольку он получен из преобразования Жуковского невязкого потенциального обтекания цилиндра, он более точен при высоких числах Рейнольдса.

Я отметил это как «непонятно, о чем вы спрашиваете», но только из-за отсутствия лучшего ярлыка. Проблема, на мой взгляд, с этим вопросом в том, что единственный возможный ответ — «да», потому что мы не можем опровергнуть отрицательный ответ. Т.е. если вы открыли новый способ, то никто не может реально ожидать, что кто-то всесторонне докажет, что никто никогда не делал этого раньше.
Линейный член ( С 0 "=" 4 π ⋅ п ) можно найти во многих книгах, а лишние члены влияют на результат только в однозначных процентах. Это тот же порядок величины, что и ошибка, а также меньше, чем величина других факторов, которые вы не принимаете во внимание, таких как хордовое положение максимального развала. Вероятно, поэтому формула обычно не отображается в том виде, в каком вы ее записали: так же, как мы используем С л "=" С л α ⋅ α вместо С л "=" С л α ⋅ грех ⁡ ( α ) , " 1 − ( 4 п 2 + 1 ) " усложняет расчет без повышения точности.
Я вижу, вы создали два аккаунта. Если вы хотите присоединиться к ним, следуйте инструкциям здесь: Aviation.stackexchange.com/help/merging-accounts
Кроме того, рассмотрите возможность ввода уравнений здесь, а не публикации изображения, это немного упрощает ответы и поиск.

Ответы (2)

Решение и приближенное решение для угла атаки с нулевой подъемной силой из теории тонкого аэродинамического профиля можно найти в ESDU 98011. Вывод аналитического решения также можно найти в Anderson , Fundamentals of Aerodynamics. С л 0 затем можно найти, умножив его на 2 π .

Отредактировано, чтобы добавить классический результат с тонким аэродинамическим профилем :

С л 0 "=" 2 ∫ 0 π г г г Икс ( с о с θ − 1 ) г θ
Икс "=" 1 2 ( 1 − с о с θ )

Икс – координата линии хорды от 0 до 1; г - средняя высота линии развала в координате Икс , нормированный на длину хорды; г г г Икс кривизна линии изгиба.

Теперь вам просто нужно численно интегрировать, чтобы получить подъемную силу при нулевом падении.

Это можно улучшить, цитируя соответствующие части этих источников.

Подход к поиску С л криволинейного крыла - это посмотреть на угол хвостовой части и принять это так, как если бы это был α плоской пластины

введите описание изображения здесь

В этом примере максимальный развал довольно далеко вперед, что является хорошей иллюстрацией принципа. Это работает лучше всего, если отток имел достаточную возможность следовать за задним концом профиля.

Как в сторону, 2 π α в приближении при малых углах 2 π ⋅ с я н ( α )

Как рассчитать коэффициент подъемной силы аэродинамического профиля при нулевом угле атаки?
СпросиСетьПолитика конфиденциальности1y, 0v