components that are in direct conta

components that are in direct contact with flow) generates zero-lift drag. Typical components are wing, horizontal tail, vertical tail, fuselage, landing gear, antenna, engine nacelle, and strut. The zero-lift drag is a function of airspeed, air density, reference area, and the external shape of the components:  o 1 D22 V SC D o (3.4) In this equation, the coefficient CDo is called zero-lift drag coefficient. The method to calculate this coefficient will be introduced in Section 3.4. Figure 3.2 shows the variation of zero-lift drag as a function of airspeed. As the airspeed increases, the induced increases too; so the zero-lift drag is directly a function of airspeed. From the equations 3.1, 3.2, 3.3 and 3.4; one can conclude that drag coefficient has two components: C D  C D o  C D i (3.5) The calculation of CDi is not a big deal and will be explained in the next section; but the calculation of CDo is very challenging, tedious, and difficult. Major portion of this chapter is devoted to calculation of CDo. In fact, the main idea behind this chapter is about calculation of CDo. 3.3. Drag Polar The aircraft drag may be mathematically modeled by variety of methods. It seems natural to seek the similarity of variation of drag due to a flight parameter to a standard figure or geometry. We are looking for an accurate, but simple mathematical model, and a math expression for such curves as in figure 3.3. As figure 3.3 and equation 3.5 show, the drag is composed of two terms, one proportional to the square of airspeed (i.e., V2) and the other one inversely proportional to V2. The first term, called zero-lift drag represents the aerodynamic cleanness with respect to frictional characteristics, and shape and protuberances such as cockpit, antennae, or external fuel tanks. It increases with the aircraft velocity and is the main factor in determining the aircraft maximum speed. The second term represents induced drag (drag due to the lift). Its contribution is highest at low velocities, and it decreases with increasing flight velocities. If we combine (indeed add) these two curves (Di and Do) in Figure 3.2, we will have a parabolic curve such as what shown in figure 3.3. The parabolic drag model is not exact; but accurate enough for the purpose of performance calculation. A similar behavior is observed for the variation of drag coefficient versus lift coefficient. Drag polar is a math model for the variation of drag coefficient as a function of lift coefficient.

Kết quả (Việt) 1:

thành phần được trực tiếp tiếp xúc với dòng chảy) tạo ra lực nâng số không lực cản. Điển hình thành phần có cánh, ngang đuôi, cánh đuôi đứng, thân, cánh, ăng-ten, vỏ trong động cơ, và thanh chống. Lực nâng số không lực cản là một chức năng của tốc độ, máy mật độ, tham khảo khu vực và hình dáng bên ngoài của các thành phần:  o 1 D22 V SC D o (3,4) trong phương trình này, Hệ số CDo được gọi là hệ số zero máy kéo. Các phương pháp để tính toán hệ số này sẽ được giới thiệu trong phần 3.4. 3.2 con số cho thấy các biến thể của zero-lift kéo như là một chức năng của tốc độ. Là tốc độ tăng lên, tăng gây ra quá; Vì vậy, lực nâng số không lực cản trực tiếp là một chức năng của tốc độ. Từ phương trình 3.1, 3.2, 3.3 và 3,4; người ta có thể kết luận rằng hệ số kéo có hai thành phần: C D  C D o đột C D tôi (3.5) tính toán CDi không phải là một vấn đề lớn và sẽ được giải thích trong phần tiếp theo; nhưng việc tính toán các CDo là rất khó khăn, tẻ nhạt và khó khăn. Phần lớn của chương này dành cho các tính toán của CDo. Trong thực tế, ý tưởng chính đằng sau chương này là về tính toán của CDo. 3.3. kéo cực kéo máy bay có thể được mô hình toán học bằng nhiều phương pháp. Nó có vẻ tự nhiên để tìm kiếm sự giống nhau của các biến thể của kéo do một tham số chuyến bay đến một tiêu chuẩn hình hay hình học. Chúng tôi đang tìm kiếm một chính xác, nhưng mô hình toán học đơn giản, và một biểu thức toán học cho các đường cong như trong hình 3.3. Như là con số 3.3 và phương trình 3.5 Hiển thị, kéo bao gồm hai nhiệm kỳ, một tỷ lệ với số tốc độ bay (tức là, V2) và một khác tỷ lệ nghịch với V2. Số hạng đầu tiên, được gọi là số không lực nâng lực cản đại diện cho SPAcung khí động học đối với đặc điểm ma sát, và hình dạng và protuberances chẳng hạn như buồng lái, râu, hoặc thùng nhiên liệu. Nó làm tăng với tốc độ máy bay và là yếu tố chính trong việc xác định tốc độ tối đa của máy bay. Đại diện cho nhiệm kỳ thứ hai gây ra kéo (kéo do Thang máy). Đóng góp của nó là cao nhất tại vận tốc thấp, và nó làm giảm với tăng vận tốc chuyến bay. Nếu chúng tôi kết hợp (thêm thực sự) những hai đường cong (Di và Do) trong con số 3.2, chúng tôi sẽ có một đường cong parabol chẳng hạn như những gì Hiển thị trong hình 3.3. Các mô hình parabol kéo là không chính xác; nhưng chính xác, đủ cho mục đích tính toán hiệu suất. Một hành vi tương tự như là quan sát cho các biến thể của hệ số kéo so với nâng hệ số. Kéo vùng cực là một mô hình toán học cho các biến thể của hệ số kéo như là một chức năng của hệ số nâng.

Kết quả (Việt) 2:

thành phần mà có tiếp xúc trực tiếp với dòng chảy) tạo ra không nâng kéo. Thành phần điển hình là cánh, đuôi ngang, đuôi thẳng đứng, thân máy bay, bộ phận hạ cánh, ăng-ten, động cơ vỏ bọc động cơ, và thanh chống. Zero-thang máy kéo là một chức năng của tốc độ bay, mật độ không khí, khu vực tham khảo, và hình dạng bên ngoài của các thành phần:  o 1 D22 V SC D o (3.4) Trong phương trình này, hệ số CDO được gọi là zero-thang máy kéo hệ số. Các phương pháp để tính toán hệ số này sẽ được giới thiệu trong Phần 3.4. Hình 3.2 cho thấy sự biến đổi của zero-lift kéo như một chức năng của tốc độ bay. Khi tăng tốc độ bay, sự gia tăng gây quá; để kéo zero-lift là trực tiếp một chức năng của tốc độ bay. Từ các phương trình 3.1, 3.2, 3.3 và 3.4; người ta có thể kết luận rằng hệ số cản có hai thành phần: CD  CD o  CD i (3.5) Việc tính toán CDI không phải là một vấn đề lớn và sẽ được giải thích trong phần tiếp theo; nhưng với cách tính CDO là rất khó khăn, tẻ nhạt, và khó khăn. Phần chính của chương này là dành cho tính toán của CDO. Trong thực tế, ý tưởng chính đằng sau chương này là về tính CDO. 3.3. Kéo Polar Sự kéo máy bay có thể được mô hình hóa toán học bằng nhiều phương pháp. Nó có vẻ tự nhiên để tìm kiếm sự giống nhau của biến thể của kéo do một tham số chuyến bay đến một con số tiêu chuẩn hoặc hình học. Chúng tôi đang tìm kiếm một mô hình toán học chính xác, nhưng đơn giản, và một biểu thức toán học cho các đường cong như trong hình 3.3. Như hình 3.3 và 3.5 cho thấy phương trình, kéo bao gồm hai điều khoản này, một tỷ lệ với bình phương của tốc độ bay (tức là, V2) và một trong những khác tỷ lệ nghịch với V2. Nhiệm kỳ đầu tiên, được gọi là zero-lift kéo đại diện cho sạch khí động học liên quan đến đặc điểm ma sát, và hình dạng và protuberances như buồng lái, râu, hoặc thùng nhiên liệu bên ngoài với. Nó làm tăng với vận tốc máy bay và là yếu tố chính trong việc xác định tốc độ tối đa máy bay. Thuật ngữ thứ hai đại diện cho cảm ứng kéo (kéo do thang máy). Đóng góp của nó là cao nhất ở vận tốc thấp, và nó giảm khi tăng vận tốc bay. Nếu chúng ta kết hợp (thực sự thêm) hai đường cong (Di và Do) trong hình 3.2, chúng tôi sẽ có một đường cong parabol như những gì thể hiện trong hình 3.3. Các mô hình kéo parabol là không chính xác; nhưng đủ chính xác cho mục đích tính toán hiệu suất. Một hành vi tương tự được quan sát sự biến đổi của hệ số cản so với hệ số thang máy. Kéo cực là một mô hình toán học cho sự biến đổi của hệ số kéo như một chức năng của hệ số thang máy.