Устройство может измерять общую силу лобового сопротивления и подъемную силу крыла для заданного угла атаки и скорости воздушного потока. Крыло обе законцовки далеко от бортов. Скорость воздушного потока постоянна все время: 50 м/с
ОБЩЕЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ = ИЗМЕРЕННОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ
ОБЩЕЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ = НУЛЕВОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ ПОДЪЕМА + ИНДУЦИРОВАННОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ
ПОЛНОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ = ПРОФИЛЬНОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ + ИНДУКЦИОННОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ
сопротивление профиля = сопротивление трения кожи + сопротивление давления
Шаг 1.
• Сначала я устанавливаю крыло под углом нулевой подъемной силы: оно показывает силу сопротивления 500 Н.
Шаг 2.
• Затем я устанавливаю крыло на угол атаки 15 °: оно показывает силу сопротивления 700 Н.
Полученные результаты:
Итак, для угла атаки 15° и скорости 50 м/с:
« Профильное сопротивление » (кожное трение + сопротивление давления) составляет 500 Н, а индуктивное сопротивление составляет 200 Н (700-500).
Это правильный расчет?
Да, по определению учебника
.
Ваше измерение при AoA=0° дает
, 500 Н.
Ваше измерение при другом УА=15° путем вычитания дает
, индуктивное сопротивление при этом угле атаки 200 Н.
Если измерения при многих углах атаки дают согласованный и , тогда вы обретете уверенность в этих значениях.
Если аэродинамический профиль сильно изогнут, уравнение будет лучше соответствовать, если вы добавите еще один член, пропорциональный (не в квадрате).
Камиль Гудзен
пользователь52248