Коэффициент сопротивления при нулевом подъеме - Zero-lift drag coefficient

В аэродинамика, то коэффициент сопротивления при нулевой подъемной силе ${displaystyle C_ {D, 0}}$ - безразмерный параметр, который связывает самолет с нулевой подъемной силой. тащить сила его размеру, скорости и высоте полета.

Математически нулевой подъем коэффициент трения определяется как ${displaystyle C_ {D, 0} = C_ {D} -C_ {D, i}}$, куда ${displaystyle C_ {D}}$ - общий коэффициент лобового сопротивления для данной мощности, скорости и высоты, а ${displaystyle C_ {D, i}}$ это сопротивление, вызванное подъемной силой коэффициент при тех же условиях. Таким образом, коэффициент лобового сопротивления при нулевой подъемной силе отражает паразитическое сопротивление что делает его очень полезным для понимания того, насколько «чиста» или обтекаема аэродинамика самолета. Например, Сопвит Кэмел биплан Первая Мировая Война который имел много тросов и распорок, а также неподвижное шасси, имел коэффициент сопротивления нулевой подъемной силы приблизительно 0,0378. Сравните ${displaystyle C_ {D, 0}}$ значение 0,0161 для обтекаемого P-51 Мустанг из Вторая Мировая Война^[1] который очень выгодно отличается даже от лучших современных самолетов.

Сопротивление при нулевой подъемной силе проще представить как область перетаскивания (${displaystyle f}$), который представляет собой просто произведение коэффициента сопротивления при нулевой подъемной силе и площади крыла самолета (${displaystyle C_ {D, 0} imes S}$ куда ${displaystyle S}$ площадь крыла). Паразитное сопротивление, испытываемое самолетом с заданной площадью лобового сопротивления, приблизительно равно сопротивлению плоского квадратного диска с такой же площадью, который удерживается перпендикулярно направлению полета. Sopwith Camel имеет площадь сопротивления 8,73 квадратных футов (0,811 м²), по сравнению с 3,80 кв. фута (0,353 м²) для P-51 Mustang. Оба самолета имеют одинаковую площадь крыла, что опять же отражает превосходную аэродинамику Mustang, несмотря на гораздо больший размер.^[1] В другом сравнении с Camel можно увидеть очень большой, но обтекаемый самолет, такой как Lockheed Constellation имеет значительно меньший коэффициент лобового сопротивления при нулевой подъемной силе (0,0211 против 0,0378), несмотря на гораздо большую площадь лобового сопротивления (34,82 фута).² по сравнению с 8,73 футов²).

Кроме того, максимальная скорость самолета пропорциональна кубический корень отношения мощности к площади лобового сопротивления, то есть:

${displaystyle V_ {max} propto {sqrt [{3}] {power / f}}}$.^[1]

Оценка сопротивления без подъемной силы^[1]

Как отмечалось ранее, ${displaystyle C_ {D, 0} = C_ {D} -C_ {D, i}}$.

Общий коэффициент лобового сопротивления можно оценить как:

${displaystyle C_ {D} = {frac {550eta P} {{frac {1} {2}} ho _ {0} [sigma S (1.47V) ^ {3}]}}}$,

куда ${displaystyle eta}$ это тяговая эффективность, P - мощность двигателя в Лошадиные силы, ${displaystyle ho _ {0}}$ плотность воздуха на уровне моря в слизни / кубический фут, ${displaystyle sigma}$ - коэффициент плотности атмосферы для высоты, отличной от уровня моря, S - площадь крыла самолета в квадратных футах, а V - скорость самолета в милях в час. Подставляя 0,002378 вместо ${displaystyle ho _ {0}}$, уравнение упрощается до:

${displaystyle C_ {D} = 1,456 imes 10 ^ {5} ({frac {eta P} {sigma SV ^ {3}}})}$.

Коэффициент индуцированного сопротивления можно оценить как:

${displaystyle C_ {D, i} = {frac {C_ {L} ^ {2}} {pi Aepsilon}}}$,

куда ${displaystyle C_ {L}}$ это коэффициент подъема, А это соотношение сторон, и ${displaystyle epsilon}$ - коэффициент полезного действия самолета.

Замена на ${displaystyle C_ {L}}$ дает:

${displaystyle C_ {D, i} = {frac {4.822 imes 10 ^ {4}} {Aepsilon sigma ^ {2} V ^ {4}}} (W / S) ^ {2}}$,

где W / S - нагрузка на крыло в фунтах / фут².

Рекомендации