Коэффициент лобового сопротивления наименьший при нулевом угле атаки?

Очевидно, что сопротивление должно быть наименьшим для симметричных профилей при нулевом угле атаки.

Однако большинство аэродинамических профилей имеют изгиб, и тогда самое низкое сопротивление наблюдается при положительных коэффициентах подъемной силы в случае положительного изгиба. Где именно находится эта точка, зависит от многих параметров; в случае ламинарных профилей даже локальные несовершенства могут иметь заметное влияние. Как правило, наименьшее сопротивление можно обнаружить при угле атаки, когда критическая точка находится точно в центре передней кромки, где локальная кривизна максимальна. Отклонение от этой точки заставит поток с одной стороны самостоятельно преодолеть эту точку наибольшей кривизны, что приведет к пику всасывания, который увеличит потери в пограничном слое.

Это теоретическая поляра аэродинамического сопротивления (рассчитанная с помощью XFOIL) аэродинамического профиля с 20-процентным развалом закрылков при различных настройках и числе Рейнольдса 1,5 миллиона. Ламинарный ковш хорошо виден и обеспечивает диапазон коэффициентов подъемной силы с почти одинаковым сопротивлением. Небольшая волнистость на нижнем конце ламинарного ковша — искусственный результат сглаживания графика.

Что очевидно, так это то, как развал смещает область минимального сопротивления вверх и вниз. Если вы используете правую часть графика, чтобы найти угол атаки минимального сопротивления, вы обнаружите, что он не является постоянным, а уменьшается по мере увеличения угла закрылка. Для полярного закрылка 0 ° он составляет около -2 ° AoA. Это вызвано индуцированным углом атаки, который увеличивается с коэффициентом подъемной силы.

Аэродинамические поверхности NACA 6 -й серии были первыми, которые были систематически спроектированы с учетом распределения давления, а расчетный коэффициент подъемной силы - это то место, где выполняется условие идеального расположения критической точки. На это указывает цифра сразу после дефиса в названии аэродинамического профиля: Разделите эту цифру на 10, и вы получите коэффициент подъемной силы минимального сопротивления.

Пример:$63_1-412$аэродинамический профиль имеет наименьшее сопротивление при коэффициенте подъемной силы 0,4.

Если вы хотите узнать угол атаки с наименьшим лобовым сопротивлением всего самолета, это совсем другой вопрос, и вам нужно включить сопротивление из-за подъемной силы, которое, конечно, наименьшее в полярной точке с нулевой подъемной силой .