Может ли сопротивление в повороте быть в два раза больше, чем при прямолинейном горизонтальном полете?

Я просто хотел проверить правильность моего понимания перетаскивания, так как я не уверен. Я так понимаю, что при прямолинейном и горизонтальном полете лобовое сопротивление можно рассчитать как:

введите описание изображения здесь

При этом первый член представляет собой компонент паразитного сопротивления, а второй член представляет собой компонент индуцированного сопротивления.

Однако мне сказали, что при скоординированном повороте с тем же углом атаки и той же воздушной скоростью полное сопротивление можно выразить как:

введите описание изображения здесь

И поскольку угол атаки тот же, отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению одинаковое. В этом сценарии коэффициент загрузки равен 2.

Однако, поскольку в прямолинейном и горизонтальном полете L = W. Следует ли отсюда, что полное сопротивление в этом повороте вдвое больше полного сопротивления в прямолинейном и горизонтальном полете?

то есть

введите описание изображения здесь

Не знаю почему, но я чувствую, что это неправильно.

Однако, если это верно, вопрос говорит о том, что паразитное сопротивление разворота равно паразитному сопротивлению прямолинейного и горизонтального полета; поэтому правильно ли будет следовать, что индуцированное сопротивление равно следующему уравнению?

введите описание изображения здесь

Вы должны уточнить, имеете ли вы в виду одинаковую скорость полета в обоих случаях. Если вы это сделаете, то в вашем применении идеи «одинаковый угол атаки» есть ошибка.
Привет, я отредактировал вопрос, чтобы отразить, что скорость полета одинакова в обоих случаях. Я думал, что одинаковый угол атаки сохраняет одинаковое аэродинамическое качество в повороте и прямолинейном горизонтальном полете.
В «повороте» с углом крена 10 градусов сопротивление, вероятно, намного меньше, чем при горизонтальном полете. Если вы находитесь в F-16 с разворотом 9G с углом крена, близким к 90 градусам, то ваше сопротивление намного больше, чем в случае горизонтального полета в два раза. Где-то между этими двумя крайностями вы найдете «поворот» (цитируя название вашего вопроса), который дает вам двойное сопротивление горизонтального полета. Ваш вопрос, всегда ли это происходит при крене 60 градусов и перегрузке 2G?
да, в этом вопросе его крен 60 градусов с коэффициентом перегрузки 2 G
@Ralph J в «повороте» с углом крена 10 градусов, сопротивление, вероятно , намного меньше, чем при горизонтальном полете ???
Что было бы действительно удобно, так это удерживать самолет ровно и поворачивать, используя руль направления и фюзеляж как симметричный аэродинамический профиль, создавая боковую подъемную силу. Но и там немного больше сопротивления. (Моя первоначальная мысль состояла в том, чтобы поворачивать только с помощью колесных гаек).
Извините, 10-градусный разворот, перетаскивание меньше, чем в два раза больше, чем в случае ссудно-сберегательной кассы. На развороте 9G лобовое сопротивление намного больше, чем в случае S&L в два раза.

Ответы (2)

Может ли сопротивление в повороте быть в два раза больше сопротивления при прямолинейном и горизонтальном полете?

Да, но это будет довольно крутой поворот.

…в скоординированном развороте с тем же углом атаки на той же воздушной скорости…

Нет, это невозможно. Либо угол атаки , либо скорость должны быть выше, чтобы можно было создать более высокую подъемную силу, необходимую для поворота .

…угол атаки тот же, отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению такое же. В этом сценарии коэффициент загрузки равен 2.

А чтобы создать вдвое большую подъемную силу, чем прямолинейный полет, скорость должна быть выше в √2 раза. В этом случае L/D действительно то же самое, но скорость выше, поэтому для создания требуемой подъемной силы доступно удвоенное динамическое давление. Поскольку и подъемная сила, и сопротивление пропорциональны динамическому давлению, удвоение подъемной силы при одном и том же L/D означает, что сопротивление также удвоится.

Для поворота с перегрузкой 2g угол крена должен составлять 60°. Это довольно круто.

При заданной плотности воздуха заданная воздушная скорость и угол атаки всегда будут создавать одинаковые подъемную силу и сопротивление. Подъемная сила = вес во всех случаях и Вес = Масса * Ускорение (гравитационное и механическое в сочетании. Сумма векторов). Если подъемная сила = вес и вес = M * A, то подъемная сила = M * A, а если M = 1 и A = 1, то L = 1, если А=2, то L=2. Если мы знаем, что L=1 на основе скорости плотности воздуха и AoA, то W=1, и если M по-прежнему =1, то A должно быть =1. Другой вариант состоит в том, что A=2 и, следовательно, M=1/2.

Несмотря на то, что коэффициент нагрузки в авиации довольно часто используется даже многими очень компетентными инструкторами, я не думаю, что в большинстве случаев он используется надлежащим образом. «Коэффициент расчетной нагрузки» - это окольный метод определения целевого напряженного состояния планера для базовых инженерных целей. G единиц ускорения, на мой взгляд, действительно более точная терминология для расчета вектора подъемной силы. одна единица G = около 9,8 дюймов в единицах кг/м/с или 32,2 в единицах слаг/фут/с

В качестве альтернативы вы можете просто использовать вес независимо от его источника для своих расчетов. То есть подъемная сила, необходимая для 2*массы при 1G, такая же, как 1*масса при 2G, и аэродинамически эквивалентна. За возможным исключением поворота с чрезвычайно малым радиусом, когда вы получите эффекты от хвоста и носа, испытывающих значительно разные углы атаки, но это будет радиус всего в несколько длин фюзеляжа.

Может ли сопротивление в повороте быть в два раза больше, чем при прямолинейном горизонтальном полете?
СпросиСетьПолитика конфиденциальности1y, 0v