Коэффициент подъёмной силы (CL) – безразмерная величина в гидродинамике, определяющая подъёмную силу, плотность и скорость потока. Аэродинамика, крылья.
Ағылшыншамен салыстырыңыз: абзацты басыңыз — түпнұсқа терезеде ашылады. Абзац астындағы EN түймесі оны мәтін ішінде көрсетеді.
Кіріспе
Сұйықтың тығыздығы мен жылдамдығына қатысты көтергіш күшке байланысты өлшемсіз шама.
Dimensionless quantity relating lift to fluid density and velocity over an area
Сұйық динамикасында, көтергіш коэффициенті (CL) – көтергіш дене тудырған көтергіш күшті, дене маңындағы сұйықтың тығыздығымен, сұйықтың жылдамдығымен және оған сәйкес келетін эталондық ауданмен байланыстыратын өлшемсіз шама. Көтергіш дене – қанат немесе толық қанатты ұшақ сияқты, қанаттары бар дене. CL – дененің ағынға қатысты бұрышының, оның Рейнольдс санының және Мах санының функциясы. Кескінді көтеру коэффициенті cl – екі өлшемді қанаттың динамикалық көтеру сипаттамаларын көрсетеді, мұнда эталондық аудан қанаттың хордасымен алмастырылады.
In fluid dynamics, the lift coefficient ('CL') is a dimensionless quantity that relates the lift generated by a lifting body to the fluid density around the body, the fluid velocity and an associated reference area. A lifting body is a foil or a complete foil bearing body such as a fixed wing aircraft. CL is a function of the angle of the body to the flow, its Reynolds number and its Mach number. The section lift coefficient cl refers to the dynamic lift characteristics of a two dimensional foil section, with the reference area replaced by the foil chord.
Кесінді көтеру коэффициенті
Көтергіш коэффициенті сондай-ақ аэродинамикалық қанаттың нақты пішінінің (немесе көлденең қимасының) сипаттамасы ретінде де қолданылуы мүмкін. Бұл жағдайда ол қима көтергіш коэффициенті деп аталады. Нақты бір аэродинамикалық қанат қимасы үшін, қима көтергіш коэффициенті мен шабуыл бұрышы арасындағы байланысты көрсету қалыпты жағдай. Сондай-ақ, қима көтергіш коэффициенті мен қарсылық коэффициенті арасындағы байланысты көрсету де пайдалы. Кима көтергіш коэффициенті шексіз ұзындығы бар және өзгермейтін көлденең қимасы бар қанат үстінен екі өлшемді ағынға негізделген, сондықтан көтеру ұзындығына байланысты әсерлерден тәуелсіз және қанаттың бірлік ұзындығына шаққандағы көтеру күші арқылы анықталады. Анықтамасы:
Lift coefficient may also be used as a characteristic of a particular shape (or cross section) of an airfoil. In this application it is called the section lift coefficient It is common to show, for a particular airfoil section, the relationship between section lift coefficient and angle of attack. It is also useful to show the relationship between section lift coefficient and drag coefficient. The section lift coefficient is based on two dimensional flow over a wing of infinite span and non varying cross section so the lift is independent of spanwise effects and is defined in terms of , the lift force per unit span of the wing. The definition becomes
мұндағы L – әрқашан көрсетілуі тиіс эталондық ұзындық: аэродинамика және аэродинамикалық теорияда әдетте қанаттың хордасы таңдалады, ал теңіз динамикасында және тіреулерде әдетте қалыңдығы таңдалады. Бұл қарсылық коэффициентіне тікелей ұқсас, себебі хорданы "бірлік ұзындығына шаққандағы аудан" ретінде қарастыруға болады. Белгілі бір шабуыл бұрышы үшін cl шамамен жұқа қанаттар теориясын қолдану арқылы, сандық есептеулер арқылы немесе үш өлшемді әсерлерді азайту үшін ұшқыш пластиналары бар шекті ұзындықтағы сынақ үлгісіндегі жел тоннелі сынақтарынан анықталуы мүмкін. cl-дің шабуыл бұрышына қарсы графиктері барлық қанаттар үшін бірдей жалпы пішінге ие, бірақ нақты мәндері әртүрлі болады. Олар көтеру еңісі деп аталатын градиентпен шабуыл бұрышының ұлғаюымен көтеру коэффициентінің шамамен сызықтық өсуін көрсетеді. Кез келген пішіндегі жұқа қанат үшін көтеру еңісі π²/90 ≈ 0,11 градусқа тең. Жоғары бұрыштарда максималды мәнге жетеді, содан кейін көтеру коэффициенті төмендейді. Максималды көтеру коэффициентіне қол жеткізілетін бұрыш – қанаттың тоқтау бұрышы, ол әдеттегі қанатта шамамен 10-15 градусқа тең. Белгілі бір профиль үшін тоқтау бұрышы да Рейнольдс санының ұлғаюымен өседі, өйткені жоғары жылдамдықтарда ағын тоқтау жағдайын кешіктіре отырып, профильге жабысып қалуға бейім. Осы себепті, кейде жел тоннеліндегі сынақтар, нақты жағдайға қарағанда төмен Рейнольдс санында жүргізілсе, профильдің тоқтауын асыра бағалау арқылы консервативті нәтижелер береді. Симметриялық қанаттар үшін cl-дің шабуыл бұрышына қарсы графигі cl осіне қатысты симметриялы болады, бірақ оң қисаюы бар кез келген қанат үшін, яғни асимметриялық, жоғарыдан дөңгелек, шабуыл бұрыштары нөлден кем болғанда шағын, бірақ оң көтеру коэффициенті болады. Яғни, cl = 0 болатын бұрыш теріс болады. Мұндай қанаттарда шабуыл бұрышы нөлге тең болғанда, жоғарғы бетіндегі қысым төменгі бетіндегі қысымнан төмен болады.
where L is the reference length that should always be specified: in aerodynamics and airfoil theory usually the airfoil chord is chosen, while in marine dynamics and for struts usually the thickness is chosen. Note this is directly analogous to the drag coefficient since the chord can be interpreted as the "area per unit span". For a given angle of attack, cl can be calculated approximately using the thin airfoil theory, calculated numerically or determined from wind tunnel tests on a finite length test piece, with end plates designed to ameliorate the three dimensional effects. Plots of cl versus angle of attack show the same general shape for all airfoils, but the particular numbers will vary. They show an almost linear increase in lift coefficient with increasing angle of attack with a gradient known as the lift slope. For a thin airfoil of any shape the lift slope is π2/90 ≃ 0.11 per degree. At higher angles a maximum point is reached, after which the lift coefficient reduces. The angle at which maximum lift coefficient occurs is the stall angle of the airfoil, which is approximately 10 to 15 degrees on a typical airfoil. The stall angle for a given profile is also increasing with increasing values of the Reynolds number, at higher speeds indeed the flow tends to stay attached to the profile for longer delaying the stall condition. For this reason sometimes wind tunnel testing performed at lower Reynolds numbers than the simulated real life condition can sometimes give conservative feedback overestimating the profiles stall. Symmetric airfoils necessarily have plots of cl versus angle of attack symmetric about the cl axis, but for any airfoil with positive camber, i. e. asymmetrical, convex from above, there is still a small but positive lift coefficient with angles of attack less than zero. That is, the angle at which cl = 0 is negative. On such airfoils at zero angle of attack the pressures on the upper surface are lower than on the lower surface.