How är Cd och Cl beräknad från Cp-data?
Givet tryckkoefficientdata för motsvarande x / c (position along ackord) värden på en vinge, jag letar efter att beräkna drag och lyftkoefficienter. Här är vad jag har: b, MAC, S, svepa vinklar vid LE & c / 4, och Cp vs x / c-data för 6 olika stationer (spänningsposition ges). Angle angrepp är 0 grader.
Jag förstår det för att beräkna Cl, jag kan numeriskt integrera Cp med avseende på x / c från 0 till 1. (ignorerar hudfriktion [som jag vet är inte bästa praxis])
För att beräkna Cd (igen ignorerar hudfriktion), tror jag att jag behöver utföra samma integration men med Cp-värdena först multipliceras med dz / dx inuti integritet, där z motsvarar flygplastjockleken.
Mitt problem är att jag inte har någon information om skivans tjocklek. Några tankar på att närma sig detta? Är det här problemet möjligt? Om det är viktigt, köper jag mina ekvationer från Andersons Fundamentals of Flight , Ch. 1.
1 svar
Utan den lokala lutningen på skidytans yta kommer du inte att kunna uppnå exakta resultat för drag. Du behöver bara integrera komponenten ortogonalt i flödesriktningen vid oändligheten för höjningskoefficienten (eftersom den är definierad på det sättet) och parallellt med den riktningen för dragdelen av dragkoefficienten.
Medan det är OK att försumma friktion för hiss, bidrar det till ungefär hälften av totalt drag när flödet är fastsatt, så det bör inte försummas för att beräkna total drag.
För att illustrera hur viktigt den lokala lutningen är, här är Eppler 502s c $ _ {\ text p} $ plot vid en måttlig angreppsvinkel (3 °):
Ochnusammasak,plottadmedvektorer.Pilarsompekarbortfrånytanbetecknarsugochviceversa.
Eftersomc$_{\textp}$plotskaanvändadenprojiceradelängdenlängsX-axeln,beaktasdennalutningseffektredannärduintegrerartryckkoefficientenöverackord.Behandlaackordlängdensomettdimensionslöstnummersomgårfrån0till1.Eftersomangreppsvinkelnär0°behöverduingenannankorrigeringochnätytanunderc$_{\textp}$plotärdinlyftkoefficient.Användresultatenviddesexkändaspanpositionernaochinterpoleramellandem.
Iprincipgällersammasakfördragkoefficienten,mennuskulledubehövaenplotsomprojekterartryckkoefficientenpåenkoordinatsomlöperortogonaltiflödesriktningen.Iosynligtflödeärtryckskillnadernalika,sådetärbaradefriktionsinduceradeförändringarnaitryckfördelningenmellanosynligtochvisköstflödesomorsakardrag.
Mittbästarådäratt hitta flygblad med samma tryckfördelning och använd deras dragkoefficientvärden. Se till att du känner till Reynolds och Mach-numren, eftersom båda har en högre effekt på drag än på hissen. Några kännetecken i tryckfördelningen kan ge dem bort, som placeringen av laminär separationsbubbla på nedre sidan av c $ _ {\ text p} $ plot ovan eller Stagnationspunktens tryckkoefficient . Beträffande flygplans relativa tjocklek: Sugmängden på båda sidor av en flygplatta växer med sin relativa tjocklek .
Läs andra frågor om taggar aerodynamics wing drag lift theory Kärlek och kompatibilitet Skor Gear 12 Stjärntecken Grunderna