Вопросы об уравнении уровня подъема уровня


6

На уровне неускоренного полета у нас есть отношение $W = L = \frac{1}{2}\rho \cdot V_{stall}^2 \cdot S \cdot C_{ л, максимальное}$ взяты из книги Daniel P Raymer "Aircraft Design: A Conceptual Approach" уравнения (5.5) на странице 85.

Возникает вопрос: почему эта формула использование $C_{л, максимальное}$ , а не $C_{л, мин}$ ? Фактически в случае использования $C_l$ не $C_{l, max}$ , а скорость немного больше $V_{stall}$ (для $C_{l, max}$ ), это случается так, что подъемника недостаточно, и в любом случае срыв на авиации. При использовании $C_{l, min}$ расчет более осторожен.

+4

Это может быть очевидным для некоторых, но не могли бы вы определить переменные? 11 мар. 162016-03-11 13:39:22

  0

W = вес воздушного судна, L = поднятый подъем, rho = плотность воздуха, Vstall = скорость в стойле, S = площадь поверхности подъема и Cl = коэффициент подъема (в этом случае Cl, max - коэффициент подъема в точке сваливания) (@hazzey) 13 апр. 162016-04-13 11:58:43

0

Мое толкование заключается в том, что ни один идиот не попытается уменьшить скорость полета близко к скорости сваливания, не опуская сначала всех закрылков, т. Е. Максимальный коэффициент подъема.

В общем случае, если я понимаю этот отрывок из книги, вы можете рассчитать скорость сваливания для любой конфигурации крыла и использовать этот коэффициент подъема.

  0

Пожалуйста, взгляните на мой ответ. Из того, что я сейчас знаю, я не согласен с тем, что вы отбрасываете все разделы закрылков. Если бы вы могли объяснить, как вы получили это знание, я очень хочу его изучить. 12 мар. 162016-03-12 10:06:16


1

Отказ от ответственности: Я не эксперт в области авиации, я получил эту информацию только через вашу бумагу и немного исследований об используемых переменных.

Прежде всего, я не могу следовать вашему вычету. Если бы у вас было бы $V$ выше $V_{stall}$ и $C_l$ меньше $C_{l, max}$ , уравнение должно было бы сохраняться. Что вы уменьшаете с помощью $C_l$ , вы увеличиваете квадрат по вашей скорости. Таким образом, вся левая сторона не должна уменьшаться и, следовательно, $L$ не должна уменьшаться.

Кроме того, бумага утверждает

Уравнение (5.5) утверждает, что подъем равен вес в горизонтальном полете, и что в стойла скорости, воздушное судно находится на максимальном коэффициента подъемной силы.

Таким образом, это скорее вычет, чем предположение о базовом дизайне. Таким образом, для рейса уровня для данного $V_{stall}$ вы не можете уменьшить $V$ дальше без увеличения угла атаки. Однако, поскольку вы уже находитесь в $C_{l, max}$ , вы рискуете остановиться, если вы еще больше уменьшите скорость.

enter image description here

Это сейчас находится в противоречии с Carls ответ: пилот будет затем расширить закрылки, чтобы лететь медленнее, чем скорость сваливания, так как угол атаки не может еще больше увеличить.

Значения в диапазоне от около 1,2 до 1,5 для простого крыла с не закрылков на столько, сколько 5,0 для крыла с большими клапанами, погруженных в propwash или jetwash.

Если я правильно понимаю документ и мои исследования, то неправильное представление здесь заключается в предположении, что вы используете уравнение с заданными значениями и не считаете, что значения не являются независимыми друг от друга.

$C_l = \dfrac{L}{\гидроразрыва{1}{2}\Rho v^2S}$

ли просто переписаны для $L$ . Вы не выбираете $C_l$ , но вы определяете его экспериментально.См. Это reference

Один из способов решения сложных зависимостей - охарактеризовать зависимость по одной переменной. Для лифта эта переменная называется коэффициентом подъема, обозначенным «Cl». Это позволяет нам собрать все эффекты, простые и сложные, в одно уравнение.

Надеюсь, это пролить свет на ваш вопрос.

  0

Спасибо. Но, с лифтом, пилот может изменить угол атаки и Cl = [угол атаки] раз [Clalfa], поэтому вы можете выбрать Cl. Я прав? (Anyaway, спасибо всем органам за ответы и комментарии, они очень полезны для меня) 15 мар. 162016-03-15 18:46:42

  0

Из того, что я понимаю, вы можете выбрать его, однако он не зависит от других параметров, что означает, что уравнение не может быть изменено в путь, который он не удерживает, или вы должны выбрать другое значение для безопасности Cl (r). Я надеюсь в этом есть смысл. 15 мар. 162016-03-15 18:55:54


0

Внимательно прочитав этот раздел (5.3) книги, вы заметите, что уравнение 5.5 является ступенчатым. Автор указывает, что при скорости сваливания существует связь между Cl, весом самолета и скоростью. Он продолжает концептуализировать способность использовать подъемные устройства для модификации Cl в уравнении 5.7. Учитывая, что это концептуальный дизайн самолета, он дает представление о взаимоотношениях, которые должен быть разработан инженером для перехода от веса брутто транспортного средства, скорости взлета/посадки и коэффициента подъема крыла.

Коэффициент подъема крыла позднее будет преобразован в соотношение между углом атаки и Cl (полярным), а оттуда - инструментом, с помощью которого аэродинамические профили могут быть выбраны для обеспечения оптимальной производительности подъема и перетаскивания по различным областям рейс.

Я понимаю ваше замешательство, исходя из того, где он идет с остальной частью раздела. Я думаю, что уравнение 5.5 было бы лучше указано, если бы он перестроил его для решения для Cl, вместо того, чтобы указывать уравнение с точки зрения силы подъема , Однако ваше утверждение о Cl, min игнорирует определение стойла. В точке схождения (комбинация углов и скоростей) происходит снижение коэффициента подъема в любом направлении (увеличенный или уменьшенный угол). Таким образом, минимальное условие полета (и, следовательно, минимальная скорость взлета) определяется соотношением в уравнении 5.5.

https://en.wikipedia.org/wiki/Stall_(fluid_mechanics)#.E2.80.9CStall_speed.E2.80.9D