Wie berechnet man den Auftriebsbeiwert eines Tragflügels bei einem Anstellwinkel von null?

Dünne Tragflächentheorie gibt C = C Ö + 2 π a , Wo C Ö ist der Auftriebsbeiwert bei a = 0 . Ich konnte jedoch keine Gleichung finden, um was zu berechnen C Ö Dies muss eine Funktion der Schaufelblattform sein. Mit anderen Worten, wie erweitert man die Theorie dünner Tragflächen auf gekrümmte Tragflächen, ohne experimentelle Daten verwenden zu müssen?

Dies ist mein eigener Versuch. Ich habe dieses Profilmodell des Auftriebskoeffizienten des Profils bei einem Anstellwinkel von null für ein Projekt erstellt, an dem ich arbeite. Es ist von einer Joukowsky-Transformation abgeleitet. es scheint zu funktionieren, aber wie ist es C Ö eigentlich gerechnet?

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Da es von der Joukowsky-Transformation der reibungsfreien Potentialströmung um einen Zylinder abgeleitet wird, ist es bei hohen Reynolds-Zahlen genauer.

Ich habe dies als "unklar, was Sie fragen" markiert, aber nur mangels eines besseren Etiketts. Das Problem bei dieser Frage ist meiner Meinung nach, dass die einzig mögliche Antwort „Ja“ ist, weil wir eine Verneinung nicht widerlegen können. Dh. Wenn Sie einen neuen Weg entdeckt haben, dann kann realistischerweise von niemandem erwartet werden, umfassend zu beweisen, dass es noch nie jemand zuvor getan hat.
Der lineare Term ( C 0 = 4 π ⋅ P ) finden sich in vielen Büchern, während die zusätzlichen Begriffe das Ergebnis nur in einstelligen Prozentzahlen beeinflussen. Dies ist die gleiche Größenordnung wie der Fehler und kleiner als die Größe anderer Faktoren, die Sie nicht berücksichtigen, wie z. B. die Position des maximalen Sturzes in Sehnenrichtung. Das ist wahrscheinlich ein Grund, warum die Formel normalerweise nicht so angezeigt wird, wie Sie sie aufgeschrieben haben: genauso wie wir sie verwenden C l = C l a ⋅ a anstatt C l = C l a ⋅ Sünde ⁡ ( a ) , " 1 − ( 4 P 2 + 1 ) " macht die Berechnung komplexer, ohne die Genauigkeit zu verbessern.
Wie ich sehe, haben Sie zwei Konten erstellt. Wenn Sie sich ihnen anschließen möchten, folgen Sie bitte den Anweisungen hier: Aviation.stackexchange.com/help/merging-accounts
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Die Lösung und die Näherungslösung für den Anstellwinkel des Nullauftriebs aus der Theorie der dünnen Tragflächen finden sich in ESDU 98011. Die Herleitung einer analytischen Lösung findet sich auch in Anderson , Fundamentals of Aerodynamics. C l 0 kann dann durch Multiplikation mit gefunden werden 2 π .

Bearbeitet, um das Ergebnis eines klassischen dünnen Tragflügels hinzuzufügen :

C l 0 = 2 ∫ 0 π D z D X ( C Ö S θ − 1 ) D θ
X = 1 2 ( 1 − C Ö S θ )

X die Sehnenlinienkoordinate von 0 bis 1 ist; z ist die mittlere Sturzlinienhöhe an der Koordinate X , normalisiert auf die Akkordlänge; D z D X ist die Krümmung der Sturzlinie.

Jetzt müssen Sie nur noch numerisch integrieren, um den Auftrieb bei Nulleinfall zu erhalten.

Dies könnte verbessert werden, indem die relevanten Teile dieser Quellen zitiert werden.

Ein Ansatz zum Finden C l eines gewölbten Flügels ist, auf den Winkel des Heckteils zu schauen und diesen so zu nehmen, als ob es der wäre a einer flachen Platte

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In diesem Beispiel ist der maximale Sturz ziemlich weit vorne, was das Prinzip gut veranschaulicht. Es funktioniert am besten, wenn der Ausfluss ausreichend Gelegenheit hatte, dem hinteren Ende des Profils zu folgen.

Nebenbei, 2 π a in Annäherung bei kleinen Winkeln von 2 π ⋅ S ich N ( a )

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