Vår du beräkna Liftkoefficienten för A320?
Jag försöker lista ut lyftkoefficienten för en A320.
Vad jag gör är följande: Under kryssningen är hissen lika med flygplanets vikt ($ mg $) så att jag använde kryssningsbordet taget från FCOM för att få fart, vingeområdet är känd ($ 122,6 m ^ 2 $) och jag beräknade med ett verktyg online lufttätheten vid FL290 (29.000 ft).
Resultatet är att höjningskoefficienten är $ 0,03029 $. Är det rätt för antagandena ovan?
Nästa, om jag vill relatera $ C_L $ med angreppsvinkeln, vad är formeln och proceduren?
1 svar
Jag hittade ett annat tal för $ C_L $, kolla din beräkning:
$ C_L = \ frac {2 m g} {\ rho V ^ 2 S} $
substitut: $ m = 50000 \ textrm {kg} \\ g = 9.81 \ textrm {m} / \ textrm {s} ^ 2 \\ V = 462 \ textrm {KTAS} = 237.67 \ textrm {m / s} \\ S = 122,6 \ textrm {m} ^ 2 \\ \ rho = 0.475 \ textrm {kg} / \ textrm {m} ^ 3 $
Detta kommer att ge: $ C_L = 0,298 $
Observera att denna lyftkoefficient är för totalflygplanet. Den inkluderar vingen, vridslyften och den negativa lyften av den vertikala stabilisatorn. Det finns också en liten vertikal komponent av dragkraft som försummas.
Nu när vi har en uppskattning av höjningskoefficienten kan vi uppskatta angreppsvinkeln. Normalt antas höjningskoefficienten variera linjärt med angreppsvinkeln:
$ C_L = \ frac {\ textrm {d} C_L} {\ textrm {d} \ alpha} \ cdot (\ alpha- \ alpha_0) $
$ \ alpha_0 $ är nollställningsvinkeln, angreppsvinkeln där vingen inte genererar någon hiss. För symmetriska flygplansar, $ \ alpha_0 = 0 $, för kammares flygblad $ \ alpha_0 < 0 $.
Jag vet inte vad den vinkeln är för A320, det blir svårt att få. Låt oss anta för nu är det -1,2 grader.
För oändliga långa vingar i inkompressibelt flöde är hissens lutning $ \ frac {\ textrm {d} C_L} {\ textrm {d} \ alpha} $ $ 2 \ pi $.
$ (\ alpha- \ alfa_0) = \ frac {C_L} {2 \ pi} = 0,0474 \ textrm {rad} \ ca 2,72 ^ \ circ $
Detta skulle resultera i en attackvinkel av $ \ alpha \ ca 1.52 ^ \ circ $
Eftersom Airbus A320s vinge inte är oändligt lång men har en spänning på cirka 30 meter (exklusive skrovet) måste vi korrigera för det. Anledningen till att vi behöver korrigera för vingeens ändlighet är att cirkulationen kommer att leda till att den lokala vinkeln på vingen är lägre än den fria strömningsvinkeln. Den effektiva vinkeln på attack $ \ alpha_ {eff} = \ alpha - \ alpha _i $
Den inducerade vinkeln för attack $ \ alpha_i $ ges av:
$ \ alpha_i = \ frac {C_L} {\ pi AR} = \ frac {C_LS} {\ pi b ^ 2} $
substitut: $ S = 122,6 \ textrm {m} ^ 2 \\ b = 30 \ textrm {m} $
ger $ \ alpha_i = 0.0129 \ textrm {rad} \ ca 0.74 ^ \ circ $
Lägga till detta till vår tidigare angreppsvinkel resulterar i:
$ 1.52 + 0.74 = 2.26 ^ \ circ $
Det här är kanske inte så mycket korrekt som
a) Nollställningsvinkeln för attack kan vara mycket annorlunda,
b) Hissens sluttning kan vara smalare på grund av kompressibilitetseffekter
Läs andra frågor om taggar airbus-a320 lift angle-of-attack performance-calculation Kärlek och kompatibilitet Skor Gear 12 Stjärntecken Grunderna