Какие факторы входят в моментный коэффициент крыла?

Как бы я ни пытался объяснить аэродинамику, не прибегая к потенциальной теории , иногда это действительно полезно. Если вы интерпретируете распределение давления вокруг крыла как сумму

1. нулевой угол атаки из-за развала и
2. распределение давления Бирнбаума в зависимости от угла атаки,

все должно стать яснее.

Слева я показываю изогнутый аэродинамический профиль при нулевом угле атаки, а справа невыпуклый аэродинамический профиль при разных углах атаки. Первый аэродинамический профиль с выпуклостью относится к типу Жуковского , который имеет дуговое сечение по линии изгиба. Тот, что ниже, имеет неправильную линию изгиба, которая является просто центром между двумя его поверхностями. Если вы нарисуете круги внутри аэродинамического профиля в разных местах хорды, линия изгиба будет соединением центров этих кругов. Чем выше локальная кривизна линии изгиба, тем выше локальная подъемная сила на этом участке хорды.

Замечательная особенность аэродинамического профиля без изгиба заключается в том, что его распределение подъемной силы по хорде геометрически одинаково для разных углов атаки. Он только масштабируется по величине, но сохраняет свою общую форму. Следовательно, его центр давления находится в точке четверти для всех углов.

Подъемная сила из-за изгиба не меняется с углом атаки и может быть добавлена ​​к подъемной силе симметричного профиля, чтобы получить полную подъемную силу для изогнутого профиля при ненулевом угле атаки. Поскольку подъемная сила за счет развала преобладает над общей подъемной силой при малых углах атаки и становится все более незначительной по мере увеличения угла атаки, центр давления будет перемещаться из точки, обусловленной развалом, в точку четверти по мере увеличения угла атаки. .

Если подъемная сила состоит из силы, действующей в точке четверти, плюс момент смещения, этот момент определяется только подъемной силой развала. Поскольку он постоянен по углу атаки, то же самое и с моментом смещения.

Все это строго верно только для невязкого 2D-потока, но дает хорошее приближение для реальных крыльев с достаточным удлинением и отсутствием разделения потока. Вязкость немного запутает картину, и при меньшем удлинении центр давления симметричного профиля будет смещаться вперед, но для большинства самолетов сказанное выше достаточно хорошо отражает реальность.

Для крыла с положительной выпуклостью я понимаю, что есть момент из-за подъемной силы (упомянутый выше), а также еще один собственный момент опускания носа (который я считаю постоянным для всех углов атаки) исключительно из-за выпуклой формы крыла. крыло.

Только если вы решите позволить своей подъемной силе атаковать за пределами точки четверти. Тогда подъемный момент, вызванный расстоянием между вектором силы и точкой четверти, создаст этот момент из-за подъемной силы. Если, однако, подъемная сила атакует в четверти точки, останется только собственный момент опускания носа, который постоянен для всех углов атаки.

Этот собственный момент отличен от нуля, когда подъемная сила отлична от нуля или даже равна нулю.

Да, в самом деле. При прямом отрицательном угле атаки прижимная сила от этого угла атаки точно компенсирует подъемную силу развала, оставляя весь аэродинамический профиль с нулевой подъемной силой, но все же с постоянным моментом.

Учитывает ли значение коэффициента момента этот собственный момент помимо момента, обусловленного подъемной силой?

Опять же, только если вы (вопреки всем условностям) решите определить свою подъемную силу в точке, отличной от точки четверти. Поскольку коэффициент момента определен, он содержит только «собственный момент».

Когда начнется отрыв (и даже при более толстом пограничном слое), он будет постепенно разрушаться, и момент будет колебаться. Но тогда мы выходим за пределы линейного диапазона аэродинамики, и потенциальная теория больше не применяется.