Как нисходящий поток влияет на угол атаки?

Во многих учебниках по аэродинамике, а также во многих ответах здесь и на подобных веб-сайтах утверждается, что нисходящий поток за крылом вызывает чистый угол атаки, который ниже, чем вы могли бы поверить, просто глядя на направление потока и ориентацию хорды. Затем они часто продолжают говорить, что подъемная сила перпендикулярна этому «направлению индуцированного потока», объясняя, что составляющая, параллельная первоначально воспринимаемому направлению потока, представляет собой индуцированное сопротивление. Я борюсь с этой идеей, потому что мое нынешнее понимание подъемной силы диктует, что поток вниз сам по себе является продуктом создания подъемной силы и, следовательно, продуктом угла атаки.

Кроме того, глядя на визуализацию полей течения вокруг крыла, мы можем видеть как поток вверх перед крылом, так и поток вниз за ним. Интуитивно я склоняюсь к мысли, что нисходящий поток, находящийся за крылом, уже не может реально влиять на динамику обтекания крыла. И наоборот, восходящий поток, находясь перед крылом, должен влиять на его обтекание, увеличивая угол атаки и, следовательно, создаваемую подъемную силу.

введите описание изображения здесь

Единственное объяснение, которое я придумал, это это, хотя я не уверен, что оно правильное:

Поскольку любое крыло, производящее подъемную силу, должно вносить чистую струю в окружающий воздух, среднее движение воздуха по всему крылу также должно быть отрицательным. Я предполагаю, что моя проблема с этим объяснением заключается в том, что я всегда думал об угле атаки как о функции только ориентации хорды и направления потока. Верно ли предположить, что, глядя на поле потока вблизи крыла, «традиционный угол атаки» не имеет большого значения, поскольку большие скорости индуцированного потока перед крылом будут создавать фактический «аэродинамический» угол атаки, т.е. угол, под которым встречный воздух фактически сталкивается с крылом (в отличие от угла между направлением набегающего потока и линией хорды), существенно различаются?

Прошу прощения, если мой вопрос не очень понятен, мне было довольно трудно его сформулировать. В любом случае, буду рад ответу и постараюсь разъяснить непонятное.

Ответы (3)

Верно ли предположить, что, глядя на поле потока вблизи крыла, «традиционный угол атаки» не имеет большого значения, поскольку большие скорости индуцированного потока перед крылом будут создавать фактический «аэродинамический» угол атаки, т.е. угол, под которым встречный воздух фактически сталкивается с крылом (в отличие от угла между направлением набегающего потока и линией хорды), существенно различаются?

Да. Достаточно взглянуть на угол, под которым предкрылки смотрят вниз: они ориентированы на локальное направление потока, которое сильно направлено вверх на передней кромке, когда коэффициент подъемной силы высок.

Типичная посадочная конфигурация крыла авиалайнера

Типичная посадочная конфигурация крыла авиалайнера, из статьи АМО Смита , Макдоннелл-Дуглас, в Journal of Aircraft, Vol 12 No 6, 1975. Как всегда: сходящиеся линии тока указывают на ускорение потока и падение давления, в то время как расходящиеся линии тока показывают замедление потока и подъем давление.

Обратите внимание, что закрылок с двойными прорезями здесь играет важную роль в создании этого крутого локального угла потока: без него крыло не создавало бы почти такой большой подъемной силы, а всасывание на верхней стороне было бы намного слабее, вызывая меньшее местное отклонение направления потока. .

Также обратите внимание, что угол атаки аэродинамического профиля равен 0 °, в то время как линии тока, входящие в рисунок слева, уже имеют отмеченный угол восходящего потока. То же самое происходит в обратном порядке с правой стороны, где поток имеет отчетливый нисходящий поток. Это 2D-моделирование, и на бесконечном расстоянии от аэродинамического профиля направление потока строго горизонтально. С обеих сторон, потому что этот аэродинамический профиль не создает индуктивного сопротивления в двумерном потоке (эффект, также известный как парадокс Даламбера ).

Однако на реальном крыле концевые эффекты уменьшают наклон кривой подъемной силы, поэтому местное сечение крыла будет демонстрировать более низкий коэффициент подъемной силы при том же геометрическом угле атаки. Теперь всасывание и восходящий поток уменьшены (но все еще существуют), и воздух, стекающий с крыла, покидает его с добавленной нисходящей составляющей скорости. Картина течения в дальней зоне больше не имеет симметрии равного потока вверх и вниз. Вместо этого угол потока вниз увеличивается до удвоенной величины уменьшенного угла потока вверх, потому что необходимо добавить влияние свободных вихрей в следе . Результатом является обратный наклон суммы всех сил давления, действующих на крыло, который мы называем индуктивным сопротивлением.

Я немного борюсь с последней частью вашего ответа. Что именно вы подразумеваете под «эффектами наконечника»? Кроме того, если коэффициент подъемной силы и, в свою очередь, всасывание и восходящая струя уменьшаются, не уменьшится ли нисходящая струя, поскольку она пропорциональна создаваемому углу нисходящей струи / подъемной силе?
@MoritzHeppler «Кончиковые эффекты» - это уменьшение подъемной силы из-за выравнивания давления на законцовках крыла. Да, смыв вниз был бы уменьшен без дополнительного эффекта свободных вихрей, которые сбрасываются именно потому, что циркуляция стремится к нулю на конце. Таким образом, концевые эффекты увеличивают поток воды вниз за крылом (точнее: во внутренней π / 4 ) и добавьте восходящий поток слева и справа от него.
То есть увеличение нисходящего потока на 3d крыле по сравнению с 2d (вернее, наличие чистого нисходящего потока вообще) происходит только за счет накатывания кильватерного следа в самом себе? Если это так, у меня другой вопрос: след начинает сворачиваться только тогда, когда он покидает крыло, так как же он все еще может вызывать нисходящий поток воздуха, все еще воздействующий на крыло? Или дело в том, что кажущаяся нисходящая струя, которую вы видите на поле обтекаемых линий, происходит не только из-за чистой подъемной силы, создаваемой крылом, а скорее из-за ее комбинации и вихревых следов, которые еще больше «выдувают» воздух за крылом? крыло вниз?
@MoritzHeppler Нет, свертывание следа - это только следствие подъемной силы и сопротивления. Свободные вихри (которые будут формировать след) вызывают этот поток вниз по всему полю потока вокруг крыла, поэтому он наклонен по сравнению с двумерным случаем. Я должен был сказать не «за крылом», а «на крыле и за ним».
Кажется, у меня проблемы с формулировками. Было бы правильно сказать, что из-за эффектов наконечника (т. е. изменения давления в сторону давления окружающей среды/набегающего потока по мере приближения к наконечнику) и следования поперечному потоку след состоит из вихрей, поэтому он сворачивается в сам?
@MoritzHeppler: Совершенно верно . Большинство авторов называют эффект законцовки локального обтекания законцовки крыла. Но это слишком узко. Когда вы включаете в это определение постепенное уменьшение подъемной силы от середины крыла к концам, оно становится правильным.
Как это связано с преимуществами высокого соотношения сторон? Скажем, площадь крыла осталась прежней, а размах увеличился. Очевидно, вы поворачиваете больше воздуха в меньшей степени, чем меньше воздуха сильнее, поэтому угол атаки и перепад давления между верхней и нижней поверхностью меньше, т.е. среднее давление на обеих поверхностях ближе к давлению в свободном потоке. Следовательно, изменение давления вдоль пролета менее выражено, что означает меньший поток по пролету -> более слабые вихри в следе -> меньший индуцированный поток вниз -> меньшее индуцированное сопротивление?
@MoritzHeppler: здесь был дан ответ . Как правило, концевые эффекты имеют относительно меньшее влияние, и для той же подъемной силы достаточно более слабой силы вихря, потому что он воздействует на большее количество воздуха. Давление на крыло такое же, но распространяется на меньшую хорду.
Прочитав этот ответ и некоторые другие, связанные с ним, я немного не уверен в выводах, которые я снова сделал. Я думаю, что если бы, скажем, давление оставалось одинаковым по всему размаху (не думая, как бы вы облегчили такое распределение), поток вниз за крылом был бы равен потоку вверх перед ним. Однако это означает, что никакого чистого отклонения вниз не произошло, следовательно, не было создано подъемной силы. часть 1/2
Но если крыло конечное, и давление смещается к окружающему воздуху по мере увеличения размаха, можно было бы ожидать, что струя вниз также будет увеличиваться с увеличением размаха, потому что она вызвана увеличением завихренности в результате увеличения потока по размаху по мере приближения к законцовке. Не могли бы вы объяснить, если и где я делаю ошибку в моем мыслительном процессе? Также я прошу прощения за мои трудности в понимании предмета, я действительно не уверен, почему у меня так много проблем с этим. часть 2/2
@MoritzHeppler Сочетание высокой завихренности и небольшого градиента завихренности по размаху вблизи центра создает такой же поток вниз, как и низкая завихренность с высоким градиентом завихренности по размаху вблизи кончика. Нисходящий поток равномерно распределяется по пролету.
В этом случае мне нужно кое-что прочитать, потому что я думал, что завихренность является исключительно побочным продуктом эффектов наконечника и, следовательно, будет увеличиваться по мере движения по размаху. Еще раз хочу сказать спасибо за очень подробные ответы.
@MoritzHeppler: Нет, завихренность максимальна в центре и уменьшается к кончикам. Попробуйте этот ответ .

поток вниз по потоку от крыла вызывает меньший чистый угол атаки ...

Так что добавьте горизонтальный стабилизатор к вашему изображению и поднимите и опустите угол атаки (вы также можете выпускать закрылки).

Интересно то, что, поскольку горизонтальный стабилизатор обычно сконфигурирован для создания отрицательной подъемной силы (прижимной силы), струя вниз увеличит его отрицательный угол атаки .

При выпуске закрылков у 172 очень заметно поднятие носа.

Угол атаки AoA, удлинение A и угол отклонения потока вниз E связаны соотношением:

sin E = 4 sin AoA/(2+A)

Вывод здесь: Крис Уолтем, Полет без Бернулли https://booksc.org/book/45382205/a4710b

… для малых углов, соотношения сторон > 5 и наклона подъемной кривой с л α "=" 2 π .
Как нисходящий поток влияет на угол атаки?
СпросиСетьПолитика конфиденциальности1y, 0v