Существует ли простая связь между углом атаки и коэффициентом подъемной силы?

Существует ли уравнение , связывающее AoA с коэффициентом подъемной силы?

Я искал некоторое время: есть много дискуссий о связи между AoA и подъемной силой, но немногие из них дают уравнение, связывающее их .

Я знаю, что для малых AoA соотношение является линейным, но существует ли уравнение, которое может точно смоделировать соотношение и для больших AoA ? (чтобы мы могли видеть, при каком AoA происходит срыв)

Я не ищу очень сложное уравнение. Может ли кто-нибудь просто дать мне простую модель, которую легко понять?

(Конечно, если это должно быть сложно, пожалуйста, дайте мне сложное уравнение)

Вы спрашиваете о 2D аэродинамическом профиле или полном 3D крыле?
@MikeY 3D — это хорошо, но 2D — нормально
Для 3D-крыла вы можете настроить распределение хорд, стреловидность, двугранный угол, крутку, выбор аэродинамического профиля крыла и другие параметры, чтобы получить любое количество различных характеристик подъемной силы в зависимости от угла атаки. Так что ваш вопрос слишком общий.

Ответы (3)

В режиме после сваливания поток воздуха вокруг крыла можно смоделировать как упругое столкновение с нижней поверхностью крыла, как теннисный мяч, ударяющийся о плоскую пластину под углом. Таким образом, подъем и перетаскивание:

с л "=" с я н ( 2 α )
с Д "=" 1 − с о с ( 2 α )

Я наложил их (синяя линия) на измеренные данные для симметричного аэродинамического профиля NACA-0015, и они довольно хорошо совпадают. Я не знаю, насколько хорошо это работает для изогнутых аэродинамических профилей.

cl-vs-угол cd-против-угол

Нет, нет простого уравнения для отношений.

Вот пример графика коэффициента подъемной силы:

График коэффициента подъемной силы для профиля NACA 0015.

(Изображение взято с http://www.aerospaceweb.org/question/airfoils/q0150b.shtml .)

На самом деле это три графика, наложенные друг на друга, для трех разных чисел Рейнольдса. Я опишу график для числа Рейнольдса 360 000.

Мы видим, что коэффициент равен 0 для угла атаки 0, затем увеличивается примерно до 1,05 примерно при 13 градусах (угол атаки сваливания). Отсюда он быстро уменьшается примерно до 0,62 примерно при 16 градусах. Затем оно медленно уменьшается до 0,6 при 20 градусах, затем медленно увеличивается до 1,04 при 45 градусах, затем до -0,97 при 140, затем...

Короче говоря, поведение довольно сложное. Самой точной и простой для понимания моделью является сам график.

«нет простого уравнения». Не могли бы вы дать мне сложное уравнение для моделирования?
Вы можете взять график и выполнить интерполяционную подгонку для использования в своем коде.
@Удерживая Артура, соотношение AOA и коэффициента подъемной силы обычно линейно вплоть до сваливания. Таким образом, для крыла самолета вы используете диапазон от 0 до примерно 13 градусов (угол атаки сваливания) для нормального полета. Есть интересный второй максимум при 45 градусах, но здесь лобовое сопротивление зашкаливает. Вот почему графики коэффициентов подъемной силы и сопротивления часто публикуются вместе.
@HoldingArthur Возможно. Для чего вы планируете использовать уравнение? Я не хочу давать вам уравнение, которое оказывается бесполезным для того, для чего вы планируете его использовать.
Отличный график и исходник (есть еще график для перетаскивания) , но вывод кажется неверным. Судя по этим графикам, подъемная сила явно пропорциональна sin(2α) в области после срыва.
@РайнерП. Но sin(2α) является полезной моделью только за пределами примерно 35 градусов (до этого линейная модель в области после остановки работает нормально). Сколько времени самолеты проводят на таких углах атаки?

Коэффициент подъемной силы является линейным в предположениях о потенциальном потоке. Таким образом, только линейное уравнение может быть использовано там, где потенциальный поток является разумным.

Потенциальные решатели потока, такие как XFoil, могут использоваться для расчета его для данного 2D-сечения. Или для трехмерных крыльев можно использовать методы подъемной линии, вихревой решетки или вихревой панели (например, с использованием XFLR5).

Когда предположения о потенциальном потоке недействительны, требуются более эффективные решатели.

XFoil имеет очень хороший решатель пограничного слоя, который вы можете использовать для подгонки вашей «простой» модели (например, аппроксимации сплайна). И я считаю, что XFLR5 имеет нелинейный решатель линии подъема, основанный на результатах XFoil.

Для 3D-крыльев вам нужно выяснить, какие методы применимы к вашим условиям потока. Возможными кандидатами являются: экспериментальные данные, нелинейная подъемная линия, методы вихревых панелей с решателем пограничного слоя, решатели установившихся/нестационарных RANS, ...

Существует ли простая связь между углом атаки и коэффициентом подъемной силы?
СпросиСетьПолитика конфиденциальности1y, 2v