Полярная диаграмма (гидродинамика)

В механике жидкости полярная диаграмма (сокращенно: полярная ) - это графическое представление сил, действующих на тело против потока для разных углов атаки . Сами силы не показаны, так как они зависят, помимо прочего, от скорости потока, а скорее безразмерные коэффициенты . Это представление было разработано Отто Лилиенталя с целью оценки на аэродинамические свойства крыла. Полярная диаграмма до сих пор используется для описания профилей и летательных аппаратов.

Лилиенталь полярный

Фактическая полярная диаграмма, так называемая полярная диаграмма Лилиенталя , представляет собой график зависимости коэффициента подъемной силы по оси ординат (вертикальная ось) от коэффициента сопротивления по оси абсцисс (горизонтальная ось). В дополнение к этой полярности сопротивления существует также полярный момент , в котором коэффициент момента отображается в зависимости от угла атаки. Расстояние между началом координат и точкой на этой кривой называется полюсным лучом . В случае резистивной поляры подъем полюсного луча представляет собой коэффициент скольжения для соответствующей точки. ${\ displaystyle c_ {a}}$ ${\ displaystyle c_ {w}}$ ${\ displaystyle c_ {m}}$ ${\ displaystyle E}$

Полюса сопротивления позволяют делать выводы об аэродинамических качествах кузова. Например, в случае профилей крыла в конструкции планера область применения, высокоскоростной полет или хорошие низкоскоростные летные характеристики , можно увидеть из кривой.

Особые точки на полярном берегу Лилиенталя на примере профиля

NACA 2412

Lilienthalpolare из NACA 2412. Контактный круг не в масштабе для ясности.

На рисунке справа показана полярная полярность Лилиенталя профиля NACA 2412, рассчитанная с помощью XFOIL . Здесь можно выделить ряд особых точек:

«1» Минимальная плавучесть . Профиль здесь имеет наименьший (самый отрицательный) коэффициент подъемной силы. Эта точка соответствует минимальной скорости полета при горизонтальном перевернутом полете. ${\ displaystyle c_ {a, min}}$
«2» нулевая плавучесть. Профиль не создает подъемной силы . Эта точка соответствует параболическому полету . Коэффициент лобового сопротивления в этой точке обозначается как. ${\ displaystyle c_ {a} = 0}$ ${\ displaystyle c_ {w0}}$
«3» наименьшая общая численность военно-воздушных сил . Полярник здесь имеет наименьшее расстояние до начала координат. примечателен только для профилей, у которых вверху имеется выраженная ламинарная складка . Здесь самолет достигает максимально возможной аэродинамической скорости в почти вертикальном пикировании. ${\ displaystyle c_ {r, min}}$ ${\ displaystyle c_ {r, min}}$ ${\ displaystyle c_ {a} = 0}$ ${\ displaystyle c_ {w0}}$
«4» Минимальное сопротивление . Для симметричных профилей это обычно (но не обязательно!) Включено . ${\ displaystyle c_ {w, min}}$ ${\ displaystyle c_ {a} = 0}$
"5" Лучшее скольжение , точка соприкосновения самого крутого Полстрала. Угол планирования здесь минимален, самолет скользит на наибольшее расстояние с заданной потерей высоты ( ). Этот момент связан с наилучшей скоростью скольжения ( ). Для реактивного самолета это также лучший набор высоты и минимальная скорость тяги. Для винтовых самолетов это минимальная скорость сопротивления, но не минимальная скорость мощности . ${\ displaystyle E_ {max}}$ ${\ displaystyle \ gamma}$ ${\ Displaystyle \ загар \ гамма = 1 / E}$ ${\ Displaystyle V ^ {*}}$ ${\ displaystyle 0 {,} 76 \ cdot V ^ {*}}$
«6» Лучший подъем, самая низкая раковина. Так называемая скороподъемность - максимальная. Здесь у самолета наименьшая скорость снижения при планировании. Минимальная скорость снижения для винтовых и реактивных самолетов составляет . ${\ displaystyle c_ {a} ^ {3} / c_ {w} ^ {2}}$ ${\ displaystyle 0 {,} 76 \ cdot V ^ {*}}$

Примечание. Точки «5» и «6» также могут быть найдены таким же образом для отрицательной части полярного полюса.

Максимальный подъем «7» . Профиль достигает максимального подъема, становится максимальным. Это соответствует самой низкой скорости полета в горизонтальном полете. ${\ displaystyle c_ {a, max}}$ ${\ displaystyle c_ {a}}$

Показанные точки находятся не только на полярном профиле, но и на полярном для всего самолета.

Решенный полярный

Пример разрешенной полярной полярности: Полярность плавучести

В случае разрешенных поляров коэффициенты силы показаны по оси ординат по углу атаки по оси абсцисс. Разрешенная полярная диаграмма коэффициентов подъемной силы в зависимости от угла атаки широко распространена . Характерен почти линейный курс с небольшими углами атаки, с симметричными профилями крыла из-за начала координат. Курс наклоняется под большими углами атаки, проходит через вершину и затем снова снижается в так называемых условиях чрезмерного полета. Курс вокруг этой вершины , максимально достижимый коэффициент подъемной силы, характеризует отрывное поведение профиля крыла или самолета. ${\ displaystyle \ alpha}$

Разрешенные поляры иллюстрируют влияние переменных, таких как число Рейнольдса или параметры формы, такие как средства плавучести и свойства поверхности, на отдельные коэффициенты тела, подверженного воздействию потока. Например, в случае наземных транспортных средств влияние бокового ветра на устойчивость движения имеет решающее значение.

Решенный полярный для приведенного выше примера

Разрешенная полярность NACA 2412

В разрешенной полярной диаграмме NACA 2412 график коэффициентов подъемной силы, сопротивления и момента отображается в зависимости от угла атаки. Чтобы коэффициент момента был однозначным, необходимо также указать его точку отсчета. Если эта информация отсутствует, момент обычно (а также в этом примере) относится к точке на глубине профиля 25% («t / 4»). Здесь можно прочитать еще несколько важных параметров:

${\ displaystyle \ alpha _ {0}}$ : угол атаки, при котором достигается нулевой подъем.
${\ displaystyle c_ {a0}}$ : подъем при нулевом угле атаки.
${\ displaystyle {\ frac {\ partial c_ {a}} {\ partial \ alpha}}}$ : увеличение подъемной силы.
Размер линейной части подъемника полярный. Здесь я. A. Никакой отстраненности.
${\ displaystyle \ alpha _ {krit}}$ : Угол атаки при максимальной подъемной силе.
${\ displaystyle c_ {m0}}$ : коэффициент момента при нулевой подъемной силе.
(Почти) горизонтальный ход кривой крутящего момента в линейной части примера показывает, что нейтральная точка (очень близко) находится в опорной точке крутящего момента (здесь: t / 4).