리프트 대 드래그 비율

양력과 항력은 항공기나 항공기에 작용하는 총 공기역학적 힘의 두 가지 구성요소이다.

공기역학에서 리프트 대 드래그 비율(또는 L/D 비율)은 에어로 오일이나 항공기와 같은 공기역학 물체에 의해 발생하는 리프트를 공기를 통해 이동함으로써 발생하는 공기역학 항력으로 나눈 값입니다.주어진 비행 조건에서의 공기역학적 효율에 대해 설명합니다.주어진 신체에 대한 L/D 비율은 이러한 비행 조건에 따라 달라집니다.

에어로포일 날개 또는 동력 항공기의 경우 L/D는 직선 및 수평 비행 시 지정된다.활공기의 경우 높이 손실에 대해 주행한 거리의 활공 비율을 결정합니다.

이 항은 발생하는 양력을 측정한 다음 해당 속도에서 항력으로 나누어 특정 비행 속도에 대해 계산됩니다.이러한 값은 속도에 따라 다르므로, 결과는 일반적으로 2차원 그래프에 표시됩니다.거의 모든 경우에 그래프는 U자형을 형성하는데, 이는 드래그(drag)의 두 가지 주요 성분 때문이다.L/D는 계산 유체 역학 또는 컴퓨터 시뮬레이션을 사용하여 계산할 수 있습니다.풍동 또는 자유 비행 ^[1]^[2]^[3]시험을 통해 경험적으로 측정된다.

L/D 비율은 차체의 형태 항력과 리프팅 힘 생성과 관련된 유도 항력의 영향을 받습니다.이는 주로 리프트 및 드래그 계수, 기류에 대한 공격 각도 및 날개 종횡비에 따라 달라집니다.

L/D 비율은 주어진 비행 경로에 필요한 에너지에 반비례하므로, L/D 비율을 두 배로 늘리면 동일한 이동 거리에 대해 에너지의 절반만 필요합니다.그 결과 연비가 개선됩니다.

들어올려 끌다

드래그 vs 스피드L/DMAX는 최소 총 드래그(예: 기생충 + 유도)에서 발생합니다.

드래그_D C와 리프트_L C의 계수 대 공격 각도.

최상의 활공 속도(최고의 L/D)를 위한 활공 각도를 나타내는 극곡선.이는 조용한 공기를 통해 가능한 가장 평평한 활공각으로 비행 거리를 극대화합니다.이 속도(수직선)는 그래프의 원점에서 시작하는 선의 접점에 해당합니다.이 속도보다 빠르거나 느리게 비행하는 글라이더는 ^[4]^[5]착륙하기 전에 더 적은 거리를 주행할 수 있습니다.

양력은 비대칭 물체가 공기와 같은 점성 유체를 통과할 때마다 생성됩니다.에어로포일의 비대칭성은 일반적으로 캠버를 설계하거나 공기 흐름에 대한 공격 각도로 설정함으로써 발생합니다.그러면 리프트는 대기 속도의 제곱에 따라 증가합니다.

공기역학적 물체는 양력을 발생시킬 때마다 유도 또는 양력으로 인한 항력을 발생시킵니다.저속에서는 항공기가 더 높은 공격 각도로 양력을 발생시켜야 하며, 이는 유도 항력을 증가시킨다.이 용어는 리프트 대 속도의 그래프에서 저속 측면을 지배한다.

경비행기의 드래그 곡선.접선은

최대

L

/D

점을 제공합니다.

폼 드래그(form drag)는 공기를 통한 차체 이동에 의해 발생합니다.공기 저항 또는 종단 항력이라고도 하는 이러한 유형의 항력은 속도의 제곱에 따라 달라집니다(항력 방정식 참조).이러한 이유로 프로필 항력은 고속에서 더 뚜렷하게 나타나 리프트/속도 그래프의 U자 모양을 형성합니다.종단 항력은 주로 단면을 합리화 및 감소시킴으로써 감소됩니다.

따라서 공기역학 차체의 총 항력은 유도 항력과 형상 항력의 두 가지 요소로 구성됩니다.

리프팅 및 드래그 계수

공격 각도(AoA)에 따른 리프트 및 드래그 변화율을 각각 리프트 및 드래그 계수_L C 및 C라고_D 한다.AoA를 사용한 다양한 리프트 대 드래그 비율은 종종 이러한 계수의 관점에서 표시된다.

주어진 리프트 값에 대해 AoA는 속도에 따라 달라집니다.C 및 C_D 대 속도의 그래프를_L 드래그 곡선이라고 합니다.속도가 왼쪽에서 오른쪽으로 증가하는 것을 보여줍니다.리프트/드래그 비율은 원점에서 곡선의 특정 지점까지의 기울기에 의해 주어지며, 따라서 최대 L/D 비율은 가장 왼쪽 지점인 최소 항력 지점에서 발생하지 않는다.대신 조금 더 빠른 속도로 발생합니다.설계자는 일반적으로 동력 고정 날개 항공기에 대해 선택된 순항 속도로 L/D 피크를 생성하는 날개 설계를 선택하여 경제성을 극대화한다.항공 공학의 모든 것들과 마찬가지로, 양력 대 드래그 비율은 날개 설계에서 유일한 고려 사항이 아닙니다.높은 공격 각도와 부드러운 스톨도 중요합니다.

활공비

항공기 동체와 제어 표면은 항력과 약간의 양력을 더하기 때문에 항공기 전체의 L/D를 고려하는 것이 타당하다.밝혀진 바와 같이, (무동력) 항공기의 하강 시 전진 움직임의 비율인 활공비는 (정속 비행 시) 항공기의 L/D와 수치적으로 동일하다.이는 특히 고성능 범선의 설계 및 운용에 관심이 있으며, 이 범선은 최상의 경우 활공비가 거의 60대 1(하강 단위별 전방 거리 60단위)이지만 일반적인 레크리에이션 용도로는 30대 1이 우수한 성능으로 간주된다.실제로 글라이더의 최상의 L/D를 달성하려면 비행 속도를 정밀하게 제어해야 하며 편향된 제어 표면으로부터의 항력을 줄이기 위해 제어 장치의 부드럽고 절제된 작동이 필요합니다.무풍 상태에서 L/D는 이동 거리를 손실 고도로 나눈 것과 같습니다.바람 조건에서 손실된 고도에 대한 최대 거리를 달성하려면 순항과 서멀링을 번갈아 수행하는 경우와 마찬가지로 최상의 비행 속도를 추가로 수정해야 합니다.강한 서멀을 기대하는 글라이더 조종사들은 종종 글라이더(세일플레인)에 물 밸러스트를 적재합니다. 날개 하중이 증가하면 더 빠른 속도에서 최적의 활공비를 의미하지만, 서멀에서는 더 느리게 상승해야 합니다.아래 기술한 바와 같이 최대 L/D는 중량이나 날개 하중에 좌우되지 않지만 날개 하중이 클 경우 최대 L/D는 더 빠른 비행 속도에서 발생합니다.또한, 비행 속도가 빠를수록 항공기는 더 큰 레이놀즈 수로 비행하며, 이는 일반적으로 제로 리프트 항력 계수를 낮춥니다.

이론.

아음속

수학적으로 최대 리프트 대 드래그 비율은 다음과 같이 추정할 수 있습니다.

{\displaystyle (L/D)_{\max }=blac {1}{2}}{\displayrt {\frac {\pi \varepsilon AR}{C_{D,0}}}}},

^[6]

여기서 AR은 아스펙트비, 스판효율계수 $\varepsilon$ {\(\ $displaystyle\varepsilon)$ 는 $\varepsilon$ 길고 직선인 날개의 경우 단일성에 가까운 수치이며, $C_{D,0}$ $C_{D,0}$ $(\$ })은 $C_{D,0}$ 제로 리프트 드래그 계수입니다.

가장 중요한 것은 최대 리프트 대 드래그 비율이 항공기 중량, 날개 면적 또는 날개 하중과 무관하다는 것이다.

고정 날개 항공기의 최대 양력 대 드래그 비율의 두 가지 주요 동인은 날개 폭과 총 습윤 영역임을 알 수 있다.항공기의 제로 리프트 드래그 계수를 추정하는 한 가지 방법은 등가 피부 마찰법이다.잘 설계된 항공기의 경우, 제로 리프트 드래그(또는 기생충 드래그)는 대부분 피부 마찰 드래그와 흐름 분리에 의한 소량의 압력 드래그로 구성됩니다.이 방법에서는 다음 방정식이 사용됩니다.

C_{D,0}=C_{\text{fe}}{\frac {S_{\text{wet}}}{S_{\text{ref}}}}}

^[7]

$C_{\text{fe}}$ 서 Cfe $(\$ 는 $C_{\text{fe}}$ 동등한 피부 마찰 계수, $(\$ 는 $S_{\text{wet}}$ 습윤 영역, $(\$ 는 $S_{\text{ref}}$ 날개 기준 영역입니다.등가 피부 마찰 계수는 분리 항력과 피부 마찰 항력을 모두 설명하며 동일한 등급의 항공기 유형에 대해 상당히 일관된 값이다.이를 최대 리프트 대 드래그 비율 방정식( $b$ 2 $b^{2}/S_{\text{ref}}$ / S $b^{2}/S_{\text{ref}}$ { $2}/S_{\text{ref}})$ 과 함께 대입하면 다음과 같은 방정식이 생성됩니다.

(L/D)_{\max }= scfrac {1}{2}}{\frac {\pi \varepsilon}}{C_{\text{fe}}}}{\frac {b^{2}}}}}}}}{\frac {\text{\text{wet}}}}}}}}}}}}}

여기서 b는 날개 길이입니다. $용어$ b $b^{2}/S_{\text{wet}}$ / $b^{2}/S_{\text{wet}}$ wet { $style b^{2$ } / S_ ${\text$ {wet $}}$ 는 $b^{2}/S_{\text{wet}}$ 습윤 석면비로 알려져 있습니다.이 방정식은 공기역학적으로 효율적인 설계를 달성하기 위해 습윤 석면비의 중요성을 보여준다.

초음속

매우 빠른 속도에서는 리프트 대 드래그 비율이 더 낮은 경향이 있습니다.콩코드는 마하 2에서 약 7의 리프트/드래그 비율을 가진 반면, 747은 약 0.85로 약 17이다.

Dietrich Küchemann은 높은 마하(^[8]Mach)에 대한 L/D 비율을 예측하기 위한 경험적 관계를 개발했다.

L/D_{\max}=4(M+3)}{M}}

여기서 M은 마하 수치입니다.풍동 테스트에서 이것이 대략적으로 정확한 것으로 나타났습니다.

L/D 비율의 예

에타는 범선으로 가장 좋은 활공비를 가지고 있다.

참새집 : 4:1
청어갈매기 10:1
공통 제비갈매기 12:1
알바트로스 20:1
라이트 플라이어 8.3:1
보잉 747기 17.7:1 ^[9]순항 중
크루즈 에어버스 A380 20^[10]:1
이륙 및 착륙 시 콩코드 4:1, 마하 0.95에서 12:1, 마하^[11] 2에서 7.5:1로 증가
헬리콥터 100kn(190km^[12]/h) 4.5:1
세스나 172 글라이딩 10.9^[13]:1
크루징 록히드 U-2 25.6^[14]:1
루탄 보이저 27:1
버진 애틀랜틱 글로벌 플라이어 37^[15]:1

계산된 공기역학 특성^[16]

제트라이너	크루즈 신용장	첫 비행
L1011-100	14.5	1970년 11월 16일
DC-10-40	13.8	1970년 8월 29일
A300-600	15.2	1972년 10월 28일
MD-11	16.1	1990년 1월 10일
B767-200음.정말	16.1	1981년 9월 26일
A310-300	15.3	1982년 4월 3일
B747-200	15.3	1969년 2월 9일
B747-400	15.5	1988년 4월 29일
B757-200	15.0	1982년 2월 19일
A320-200	16.3	1987년 2월 22일
A310-300	18.1	1992년 11월 2일
A340-200	19.2	1992년 4월 1일
A340-300	19.1	1991년 10월 25일
B777-200	19.3	1994년 6월 12일

「」를 참조해 주세요.

중력 드래그 로켓은 고도를 유지하면서 효과적인 리프트 대 드래그 비율을 가질 수 있습니다.
인덕트랙 자기부상
리프트 계수
범위(에어로넛) 범위는 리프트/드래그 비율에 따라 달라집니다.
끌어당기는 리프트의 추력 고유 연료 소비량은 (항공기 중량으로 볼 때) 고도를 유지하기 위해 필요한 추력을 결정하며, SFC는 연료 연소율 계산을 허용한다.
추력 대 중량비

레퍼런스

^[13]

^ 계산유체역학 Wannan Wu, Chinglin Sun, Shuzen Luo, Mingwei Sun, Zengqiang Chen 및 Hao Sun을 기반으로 한 파라포일 에어드롭 시스템의 공기역학적 계수의 정확한 계산: 국제 로봇 시스템 저널
^ 공기역학 계수 계산을 위한 소프트웨어 검증 공기역학 계수 공기역학 계수 Ramon Lopez Pereira, Linköpings Universitet
^ 무인 프로펠러식 항공기의 기내 리프트 및 드래그 추정 도미니크 폴 버그만, 얀 덴젤, 올레 프페일, 스테판 노터, 발터 피히터 및 안드레아스 스트로마이어
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^
U2 Developments transcript. Central Intelligence Agency. 1960. Archived from the original on 2022-06-19. Retrieved 2016-03-05 – via YouTube.
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외부 링크

리프트 대 드래그 비율 계산기

[1] 계산유체역학 Wannan Wu, Chinglin Sun, Shuzen Luo, Mingwei Sun, Zengqiang Chen 및 Hao Sun을 기반으로 한 파라포일 에어드롭 시스템의 공기역학적 계수의 정확한 계산: 국제 로봇 시스템 저널

[2] 공기역학 계수 계산을 위한 소프트웨어 검증 공기역학 계수 공기역학 계수 Ramon Lopez Pereira, Linköpings Universitet

[3] 무인 프로펠러식 항공기의 기내 리프트 및 드래그 추정 도미니크 폴 버그만, 얀 덴젤, 올레 프페일, 스테판 노터, 발터 피히터 및 안드레아스 스트로마이어

[bw-4] Wander, Bob (2003). Glider Polars and Speed-To-Fly...Made Easy!. Minneapolis: Bob Wander's Soaring Books & Supplies. p. 7-10.

[faa-5] Glider Flying Handbook, FAA-H-8083-13. U.S. Department of Transportation, FAA. 2003. p. 5-6 to 5-9. ISBN 9780160514197.

[6] Loftin, LK Jr. "Quest for performance: The evolution of modern aircraft. NASA SP-468". Retrieved 2006-04-22.

[7] Raymer, Daniel (2012). Aircraft Design: A Conceptual Approach (5th ed.). New York: AIAA.

[8] Aerospaceweb.org 극초음속 차량 설계

[fili-9] Antonio Filippone. "Lift-to-Drag Ratios". Advanced topics in aerodynamics. Archived from the original on March 28, 2008.

[10] Cumpsty, Nicholas (2003). Jet Propulsion. Cambridge University Press. p. 4.

[concorde-11] Christopher Orlebar (1997). The Concorde Story. Osprey Publishing. p. 116. ISBN 9781855326675.^{[영구 데드링크]}

[leish-12] Leishman, J. Gordon (24 April 2006). Principles of helicopter aerodynamics. Cambridge University Press. p. 230. ISBN 0521858607. The maximum lift-to-drag ratio of the complete helicopter is about 4.5

[c172-13] Cessna Skyhawk II 퍼포먼스 평가 http://temporal.com.au/c172.pdf

[14] U2 Developments transcript. Central Intelligence Agency. 1960. Archived from the original on 2022-06-19. Retrieved 2016-03-05 – via YouTube.
"U2 Developments". Central Intelligence Agency. June 4, 2013. Archived from the original on 2013-08-16.

[15] "U2 Developments". Central Intelligence Agency. June 4, 2013. Archived from the original on 2013-08-16.

[noland-15] David Noland (February 2005). "The Ultimate Solo". Popular Mechanics.

[16] Rodrigo Martínez-Val; et al. (January 2005). "Historical evolution of air transport productivity and efficiency". 43rd AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit. doi:10.2514/6.2005-121.^{[영구 데드링크]}

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