Как рассчитать коэффициент подъемной силы для A320?

Я пытаюсь вычислить коэффициент подъемной силы А320.

Я делаю следующее: в крейсерском режиме подъемная сила равна весу самолета ( м грамм ) так что для получения скорости я воспользовался крейсерской таблицей взятой из FCOM, площадь крыла известна( 122,6 м 2 ) и рассчитал с помощью онлайн -инструмента плотность воздуха на эшелоне полета 290 (29 000 футов).

В результате коэффициент подъемной силы равен 0,03029 . Верны ли предположения, приведенные выше?

Далее, если я хочу связать С л с углом атаки, какова формула и процедура?

Что ж... Сомневаюсь, что какой-либо нынешний авиалайнер сможет летать всего с 0,03 С л а ты умножал массу на силу тяжести?
50000 кг - это "вес", так что уже умноженный на г, это не масса.
Что ж, первый намек на то, что нужно использовать гравитацию, заключается в том, что «вес» измеряется в кг, а не в Н. С л , фактически ниже С л чем обычно "значения C_D$. Еще одно предупреждающее сообщение заключается в том, что если 50000 является фактическим "весом", масса будет составлять 5000 кг, что означает, что для A320, являющегося самолетом с более чем 100 пассажирами, около 75 кг (по массе) с общей массой 7500 кг у нас есть отрицательная масса конструкции -2500 кг для достижения значения массы 50000/9,8.В этом смысле я думаю, что более вероятно, что «вес» на самом деле является «массой», чем другой вариант
Это то же самое, как когда я говорю, например: «Мой вес 60 кг». Это означает, что моя масса 60/9,8.
Я хочу сказать, что, хотя говорят «вес», на самом деле это означает «масса». Иметь С л из ust 0,03 нефизичен. Самолет на 100 пассажиров с фактическим весом 50 кН невозможен ....
Эксплуатационный пустой вес для A320 составляет 42600 кг, как можно увидеть здесь: en.wikipedia.org/wiki/Airbus_A320_family#Specifications .
В том-то и дело, хотя говорится, что рабочая масса пустого состояния на самом деле является рабочей пустой массой.

Ответы (1)

Я нашел другой номер для С л , пожалуйста, проверьте свой расчет:

С л знак равно 2 м грамм р В 2 С

заменять: м знак равно 50000  кг грамм знак равно 9,81  м / с 2 В знак равно 462  КТАС знак равно 237,67  РС С знак равно 122,6  м 2 р знак равно 0,475  кг / м 3

Это даст: С л знак равно 0,298

Обратите внимание, что этот коэффициент подъемной силы относится ко всему самолету. Он включает в себя подъемную силу крыла, подъемную силу фюзеляжа, а также отрицательную подъемную силу вертикального оперения. Существует также небольшая вертикальная составляющая тяги, которой пренебрегают.

Теперь, когда у нас есть оценка коэффициента подъемной силы, мы можем оценить угол атаки. Обычно предполагается, что коэффициент подъемной силы линейно зависит от угла атаки:

С л знак равно г С л г α ⋅ ( α − α 0 )

α 0 - угол атаки при нулевой подъемной силе, угол атаки, при котором крыло не создает подъемной силы. Для симметричных профилей α 0 знак равно 0 , для камерных профилей α 0 < 0 .

Я не знаю, что это за угол для А320, получить его будет сложно. Допустим, сейчас -1,2 градуса.

Для бесконечно длинных крыльев в несжимаемом потоке наклон подъемной силы г С л г α является 2 π .

( α − α 0 ) знак равно С л 2 π знак равно 0,0474  рад ≈ 2,72 ∘

Это приведет к углу атаки α ≈ 1,52 ∘

Поскольку крыло Airbus A320 не бесконечно длинное, а имеет размах около 30 метров (без учета фюзеляжа), нам нужно внести поправку на это. Причина, по которой нам необходимо внести поправку на конечность крыла, заключается в том, что циркуляция приведет к тому, что локальный угол атаки крыла будет меньше, чем угол атаки набегающего потока. Эффективный угол атаки α е ф ф знак равно α − α я

Индуцированный угол атаки α я дан кем-то:

α я знак равно С л π А р знак равно С л С π б 2

заменять: С знак равно 122,6  м 2 б знак равно 30  м

дает α я знак равно 0,0129  рад ≈ 0,74 ∘

Добавление этого к нашему предыдущему углу атаки приводит к:

1,52 + 0,74 знак равно 2,26 ∘

Это может быть не очень точным, поскольку

а) угол атаки нулевой подъемной силы может быть самым разным,

б) уклон подъема может быть более пологим из-за эффектов сжимаемости

Две используемые плотности немного отличаются. Я думаю, что это может объяснить разницу в 1,6%.
@MikeFoxtrot разница составляет почти 90% или 883% в зависимости от того, какой CL вы берете в качестве знаменателя ...
взял на себя смелость исправить опечатку с запятой и десятичной точкой
@Федерико, спасибо!
@DeltaLima Только что заметил, что десятичные точки были отключены, так что действительно: P Онлайн-инструмент дает плотность 0,47545 по сравнению с 0,475, которую вы используете.
@ДельтаЛима α 0 < 0 ??? Как вы оценили 0 угол подъема?
@DeltaLima также заметил, что 2 π является идеальным наклоном без эффектов сжимаемости, а также называется «идеальной» поверхностью. Я думаю, что это хорошая оценка, но если кто-то читает это и хочет выполнить более подробную оценку, дважды проверьте определение площади поверхности. Винглет входит в комплект? Включены ли части фюзеляжа, соединяющие обе стороны крыла? Это может изменить число (это не простой вопрос...)
@TrebiaProject. Я не понимаю вашего первого замечания, вы ожидали α 0 > 0 ? 2 π - наклон бесконечного крыла, у которого нет ни законцовок, ни фюзеляжа. Есть так много способов
@DeltaLima arg ... забудьте мой комментарий о «\ alpha_0». Я ошибся, перепутав «\ alpha_0» и альфу минимального сопротивления. Для эффективности крыла нормальные фактические значения составляют около 3-4. Мой вопрос также заключается в том, как вы оцениваете значение "\ alpha_0"
@TrebiaProject. Значение α 0 было обоснованным предположением. О каких «нормальных фактических значениях» вы говорите? Вы имеете в виду а л п час а во время крейсерского полета обычно в 3 - 4 ∘ диапазон? Обратите внимание, что масса OEM составляет 42 600 кг, а MTOM — 78 000 кг, поэтому самолет в этом вопросе очень легкий — 50 000 кг. Это могло бы объяснить низкий угол атаки.
@DeltaLima Я имею в виду, что эффективность крыла или наклон крыла составляет около 3-4 вместо 6,28. Да, похоже на незагруженный самолет.
@TrebiaProject. Ах я вижу. По моим расчетам фактически уклон подъема составляет 4,94. Так как г С л г α е ф ф знак равно 2 π и г α е ф ф г α знак равно б 2 б 2 ⋅ 2 С .
Согласно A320 FCOM, пролет (b)=34,6 м, а не 30 м. Есть ли разница в размерах?
@MikeGolf Разница ок. Диаметр фюзеляжа 4 метра.
Как рассчитать коэффициент подъемной силы для A320?
СпросиСетьПолитика конфиденциальности1y, 1v