Как рассчитать полное сопротивление крыла?

Я не авиационный инженер, но я предпринимаю смелую попытку выполнить эскизный проект радиоуправляемого планера с 4-метровым размахом крыльев. С особой благодарностью @mns я теперь выучил формулу для расчета коэффициента индуктивного сопротивления . Теперь вопрос в том, как мне использовать его для расчета полного сопротивления.

Учитывая приведенную ниже формулу, как мне сделать разумную оценку коэффициента эффективности (e)

введите описание изображения здесь

Я выбрал призматическое внутреннее крыло с коническим внешним крылом, чтобы ассимилировать эллипс? Я понимаю, что они утверждают, что (e) для идеального эллипса равно 1. Что же тогда 0, квадрат? Вот мой план крыла:

введите описание изображения здесь

Затем они заявляют, что я должен добавить CDi к CD0, чтобы предложить мне полный CD.

Вопрос, который я задаю сейчас, заключается в том, зачем добавлять CD0 (это CD при 0 градусов AoA, если мой угол падения (установочный угол крыла) составляет 6,25 градуса?

Я предполагаю, что затем прогоняю это через формулу подъемной силы, чтобы получить сопротивление в ньютонах.

Кривую для CD/Alpha можно посмотреть здесь

Ответы (1)

Типичные значения e составляют от 0,7 до 0,98 при дозвуковом потоке и от 0,3 до 0,5 при сверхзвуковом потоке. Поскольку оно находится в знаменателе, e не может стать равным 0, иначе сопротивление будет бесконечным. Квадратное крыло имеет e где-то между 1 (с удлинением, близким к нулю) и 0,8 (с большим удлинением и отклонением от расчетной точки для распределения крутки).

В качестве грубого допущения первого порядка коэффициент сопротивления при нулевой подъемной силе постоянен в умеренном диапазоне угла атаки, когда поток присоединен по всей хорде. Это сопротивление представляет собой сумму трения (поперечных сил, касательных к поверхности крыла) и сопротивления давления (вызванного тем, что давление на обращенные назад участки аэродинамического профиля ниже, чем на обращенные вперед участки аэродинамического профиля, опять же из-за вязкости).

Конечно, если у вас есть полная аэродинамическая поляра, ваши результаты будут более точными, если вы будете использовать конкретное значение коэффициента лобового сопротивления при указанном угле атаки. Однако иногда вам нужно будет рассчитать подъемную силу и сопротивление, не зная угла атаки, и тогда вы вернетесь к приближению первого порядка. Для примера, когда это предположение полезно, прочитайте этот ответ .

Как рассчитать полное сопротивление крыла?
СпросиСетьПолитика конфиденциальности1y, 1v