Как отреагирует аэродинамический профиль, если его полетит назад?

Что случилось бы? Разделение потока на стороне всасывания, но он все равно будет создавать подъемную силу, как обычный аэродинамический профиль. Однако соотношение L/D было бы паршивым.

Только при малом угле атаки крыло будет показывать присоединенный поток с обеих сторон: Когда точка торможения находится прямо на кончике задней кромки. Это поведение похоже на поведение плоской пластины и дает довольно ограниченный диапазон используемых коэффициентов подъемной силы и значительно большее сопротивление, чем при правильном использовании. Но все же вы получаете больше всасывания с одной стороны и больше давления с другой стороны. Затупленная задняя кромка вызовет отрыв потока на всех углах атаки и существенно увеличит сопротивление давления (или формы) .

Аэродинамический профиль с тупой задней кромкой имеет преимущество перед плоской пластиной, потому что он будет работать приемлемо на несколько большем диапазоне угла атаки, но все же это не будет сравниваться с поведением с тупой стороной, обращенной вперед. Действительно, передняя часть аэродинамического профиля должна быть тупой, чтобы его можно было использовать на большем диапазоне углов атаки, а его задняя часть должна быть заостренной, чтобы уменьшить площадь, на которой поток разделяется.

Теперь я чувствую, что должен написать пару строк о причине подъема. По сути, крыло создает подъемную силу, ускоряя обтекающий его вниз воздух . Наклона аэродинамического профиля уже будет достаточно, чтобы вызвать это ускорение, независимо от того, какая сторона обращена вперед. На приведенном ниже графике показано, как несколько аэродинамических профилей ведут себя при первом угле атаки 180°.

_{Коэффициент подъемной силы на первых 180° угла атаки ( источник изображения )}

Если вы возьмете изображенное крыло, то же самое крыло тупой стороной вперед, и что-то среднее между ними, вы начнете видеть то, что было исследовано в 1940-х годах североамериканской авиацией как «ламинарный поток», пытающийся уменьшить лобовое сопротивление за счет максимально возможного замедления отрыва потока. .

Перемещение самой толстой части крыла назад примерно на 30%, а наибольшего изгиба примерно на 40% снижает сопротивление, не только уменьшая турбулентный поток в верхней задней части крыла, но и добавляя тягу за счет наклона вектора подъемной силы вперед . Полученное крыло имеет улучшенное отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению, но страдает той же проблемой, что и реверсивное крыло: очень резкое, непредсказуемое сваливание из-за отсутствия предупредительного удара и более низкий угол атаки сваливания из-за острой передней кромки.

Закругление передней кромки значительно улучшает характеристики сваливания, что приводит к использованию предкрылков , позволяющих получить лучшее из обоих миров для крейсерского или медленного полета.

В конструкции Клайна-Фогельмана даже пытались удалить заднюю верхнюю часть крыла, и она была изучена НАСА (безрезультатно), но проверенный временем способ минимизировать лобовое сопротивление, наблюдаемый в планерах, заключается в максимально возможном удлинении . слов, сняв всю заднюю часть крыла. Это также видно в более современном крыле авиалайнера 787 по сравнению со старым 707.