Коэффициент подъемной силы

В гидродинамике коэффициент подъемной силы ( CL _, ) представляет собой безразмерную величину которая связывает подъемную силу, создаваемую поднимающимся телом , с плотностью жидкости вокруг тела, скоростью жидкости и соответствующей контрольной областью . Несущим телом является крыло или полный несущий на крыльях корпус, такой как самолет . C _L является функцией угла тела к потоку, его числа Рейнольдса и числа Маха . Коэффициент подъемной силы секции c _l относится к динамическим характеристикам подъемной силы двумерной секции крыла с опорной площадью, замененной хордой крыла .

Определения

Коэффициент подъемной силы C _L определяется выражением

$C_{\mathrm {L} }\equiv {\frac {L}{q\,S}}={\frac {L}{{\frac {1}{2}}\rho u^{2}\,S}}={\frac {2L}{\rho u^{2}S}}$ ,

где $L\,$ это подъемная сила , $S\,$ - соответствующая площадь поверхности и $q\,$ жидкости - динамическое давление , в свою очередь связанное с жидкости плотностью $\rho \,$, и скорости потока $u\,$. Выбор опорной поверхности должен быть конкретизирован, поскольку он произволен. Например, для цилиндрических профилей (3D-экструзия профиля в направлении размаха) первая ось, образующая поверхность, всегда находится в направлении размаха. В аэродинамике и теории тонкого профиля вторая ось обычно расположена в направлении хорды:

$S_{aer}\equiv c\,s$

в результате получается коэффициент:

$C_{\mathrm {L} ,\,aer}\equiv {\frac {L}{q\,c\,s}},$

В то время как в морской динамике и для толстых профилей вторую ось иногда принимают в направлении толщины:

$S_{mar}=t\,s$

в результате получается другой коэффициент:

$C_{\mathrm {L} ,\,mar}\equiv {\frac {L}{q\,t\,s}}$

Отношение этих двух коэффициентов представляет собой коэффициент толщины:

$C_{\mathrm {L} ,\,mar}\equiv {\frac {c}{t}}C_{\mathrm {L} ,\,aer}$

Коэффициент подъемной силы можно аппроксимировать с помощью теории подъемной линии : численно рассчитанный или измеренный при испытании в аэродинамической трубе полной конфигурации самолета.

Коэффициент подъема секции

Типичная кривая, показывающая коэффициент подъемной силы секции в зависимости от угла атаки для изогнутого профиля.

Коэффициент подъемной силы также может использоваться как характеристика определенной формы (или поперечного сечения) аэродинамического профиля . В этом приложении он называется коэффициентом подъемной силы секции. $c_{\text{l}}$. Для конкретного сечения профиля обычно показывают взаимосвязь между коэффициентом подъемной силы сечения и углом атаки . Также полезно показать взаимосвязь между коэффициентом подъемной силы секции и коэффициентом сопротивления .

Коэффициент подъемной силы сечения основан на двумерном обтекании крыла бесконечного размаха и неизменяющегося поперечного сечения, поэтому подъемная сила не зависит от эффектов размаха и определяется в терминах $l$, подъемная сила на единицу размаха крыла. Определение становится

$c_{\text{l}}={\frac {l}{q\,L}},$

где L - эталонная длина, которую всегда следует указывать: в аэродинамике и теории профиля обычно хорда профиля. $c\,$ выбирается, тогда как в морской динамике и для стоек обычно толщина $t\,$ выбран. Обратите внимание, что это прямой аналог коэффициента лобового сопротивления, поскольку хорду можно интерпретировать как «площадь на единицу пролета».

Для данного угла атаки c _l можно приближенно рассчитать, используя теорию тонкого профиля : рассчитывается численно или определяется в результате испытаний в аэродинамической трубе на образце конечной длины с торцевыми пластинами, предназначенными для уменьшения трехмерных эффектов. Графики зависимости c _l от угла атаки имеют одинаковую общую форму для всех профилей , но конкретные числа будут различаться. Они демонстрируют почти линейное увеличение коэффициента подъемной силы с увеличением угла атаки с градиентом, известным как наклон подъемной силы. Для тонкого профиля любой формы наклон подъемной силы равен π. ² /90 ≃ 0,11 на градус. При больших углах достигается точка максимума, после которой коэффициент подъемной силы снижается. Угол, при котором возникает максимальный коэффициент подъемной силы, представляет собой угол сваливания профиля, который на типичном профиле составляет примерно от 10 до 15 градусов.

Угол срыва для данного профиля также увеличивается с увеличением значений числа Рейнольдса; действительно, на более высоких скоростях поток имеет тенденцию оставаться прикрепленным к профилю, что позволяет дольше задерживать состояние срыва. По этой причине иногда испытания в аэродинамической трубе, проводимые при меньших числах Рейнольдса, чем смоделированные реальные условия, иногда могут давать консервативную обратную связь, переоценивающую срыв профилей.

Симметричные профили обязательно имеют графики зависимости c _l от угла атаки, симметричные относительно оси c _l , но для любого профиля с положительным развалом , т.е. асимметричного, выпуклого сверху, все еще существует небольшой, но положительный коэффициент подъемной силы при углах атаки меньше нуля. . То есть угол, при котором c _l = 0, отрицателен. На таких профилях при нулевом угле атаки давления на верхней поверхности ниже, чем на нижней.

См. также

• Отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению
• Коэффициент сопротивления
• Фольга (механика жидкости)
• Момент качки
• Крыло контроля циркуляции
• Ось нулевого подъема

Ссылки

• Л. Дж. Клэнси (1975): Аэродинамика . Питман Паблишинг Лимитед, Лондон, ISBN   0-273-01120-0
• Эбботт, Айра Х. и Дёнхофф, Альберт Э. фон (1959): Теория секций крыла , Dover Publications, Нью-Йорк, № 486-60586-8.