Какова общая площадь поверхности крыла А320?

Поскольку я не уверен, что вы искали только методологические ответы, предоставленные ранее, это более подробный ответ на проблему расчета, которую вы пытались решить в первую очередь, дающий ответ на вопрос, поставленный в заголовке вашего вопрос. Он основан на Руководстве по планированию аэропорта и технического обслуживания A320, в котором указаны приблизительные размеры самолета.

Детали крыльев и крылоподобных поверхностей следующие:

• Верхняя поверхность крыла:$99.7 m^2$(за исключением законцовок крыла)
• Устройства Wingtip (обычные, не акулы A320, обе стороны):$1.8m^2$
• Верхняя поверхность горизонтального оперения:$27 m^2$
• Вертикальное оперение (обе стороны):$43 m^2$

Если считать горизонтальные поверхности крыла и хвостового оперения дважды (верхнюю и нижнюю), то в сумме получается$298.2m^2$. Это не учитывает должным образом толщину (с использованием коэффициента$1.07$упоминается Даниэлем$319.074 m^2$) и движимого имущества (механизмы механизации, рули и т.д.).

Для фюзеляжа и гондол указаны только верхние поверхности. Поэтому лучше всего смоделировать их как простые цилиндры. Исходя из диаметра фюзеляжа$4.14 m$и длина$37.57m$, что дает площадь поверхности около$488m^2$. Конечно, фюзеляж не является строго цилиндрическим, но я предполагаю, что здесь это компенсируется тем фактом, что я явно не включаю переднюю и заднюю поверхности (закрытого цилиндра). Размеры гондолы не указаны (вероятно, так как это несколько зависит от типа двигателя), но на основании чертежей я оцениваю длину$5 m$и диаметр$2.5m$, в результате чего общая поверхность (опять же: цилиндрическое приближение)$78.5 m^2$для двух двигателей. Для пилонов давайте добавим еще один$5m^2$на сторону.

В сумме это составляет$872 m^2$(или$902.874 m^2$с приближением толщины 1,07). Это хорошо соответствует$900m^2$вы нашли в Интернете, а также показывает, что ваши собственные расчеты были не так уж далеки от истины (около 3%).

Ответ зависит от используемого метода.

Для авиалайнеров двумя наиболее важными методами являются метод Wimpress и метод Airbus (Wimpress используется компанией Boeing). Разница в треугольниках, которые вы получаете, удлиняя переднюю и заднюю кромки крыла вперед в фюзеляж для Wimpress, по сравнению с соединением точек, где передняя и задняя кромки встречаются с фюзеляжем с обеих сторон, двумя прямыми линиями для Airbus. В этом обсуждении на авиалайнерах.net приводится сравнение площадей крыльев, которые вы получаете с помощью обоих методов для ряда моделей.

Сравнение методов площади крыла. Заштрихованная область прикрывается фюзеляжем и определяется по-разному; создание разных областей для одного и того же крыла.

Обратите внимание, что специфика используемого метода не имеет значения для этой цели: эта площадь крыла служит эталонной площадью для большинства аэродинамических коэффициентов, и любой метод достаточно хорош для этой цели. Последовательность здесь важнее точности.

Оба метода используют площадь проекции чистого крыла в плоскости xy, потому что это площадь, имеющая отношение к подъемной силе. Разделите на косинус двугранного угла, если вы чувствуете, что проецируемая площадь недостаточно хороша.

Для смачиваемой площади необходимо вычесть фюзеляж, разделить на косинус двугранного угла и косинус угла падения, а также добавить коэффициент для учета толщины крыла. Для этого приближение$1 + 2\cdot\delta$оказался полезным, т.$\delta$относительная толщина крыла. И затем, конечно, вам нужно удвоить этот результат, чтобы учесть обе стороны крыла.

По одной из ваших ссылок вычисляется площадь крыла, которую необходимо покрасить: сюда должна входить передняя часть закрылков Фаулера, которые в чистой конфигурации прикрыты спойлерами.

В дополнение ко всем предыдущим ответам в литературе есть более подробные методы оценки площади смачивания крыла. Например, вот метод Торенбека (1976):

$S_{wet} = 2S_{exp}\left(1+0.25(t/c_r)\frac{1+\tau\lambda}{1+\lambda}\right)$

Где$S_{exp}$открытая часть опорной площади крыла,$\lambda = c_t/c_r$и$\tau = (t/c)_t/(t/c)_r$. Обратите внимание, что в данном случае за точку пересечения крыла и фюзеляжа принимается корень. Такого рода методы особенно полезны при оценке параметров самолета, таких как коэффициент лобового сопротивления, с использованием статистических значений, приведенных определенным автором (Торенбек, Реймер, Роскам и др.), поскольку эти значения были получены с использованием определенных определений геометрических параметров.

Другой более простой метод (я больше не могу найти источник) предлагает$S_{w_{wet}} = 1.07 * 2 * S_{w_{exp}}$. Коэффициент 1,07 добавлен для учета толщины крыла.

Площадь крыла обычно выражается на основе общего размаха x хорды, включая площадь, прикрываемую фюзеляжем.

Фюзеляжу приписывают полунесущий кузов. Существует аналогичный эффект кредита на подъем тела, когда вы добавляете поплавки. Поплавки создают достаточную или почти достаточную подъемную силу, чтобы выдержать собственный вес, поэтому при добавлении поплавков обычно происходит довольно небольшое снижение полезной нагрузки, а иногда и полное ее отсутствие.

То же самое и с самим фюзеляжем, поэтому предполагается, что площадь фюзеляжа между корнями крыла является частью общей площади крыла. Следовательно, общий размах x хорда (или средняя хорда для конического крыла, основанная на конусности, простирающейся до осевой линии фюзеляжа).