Каковы характеристики плоского крыла?

Я не могу ответить на все ваши вопросы, но, возможно, укажу вам на некоторые факты, чтобы приблизиться к ответу.

Наиболее важной является толщина вашего параллелепипеда — более чем на несколько процентов просто увеличится сопротивление, но без улучшения производительности. Он должен быть настолько тонким, насколько это возможно конструктивно. Есть много моделей самолетов, использующих плоские пластины для подъема. Наиболее популярными являются летающие диски, как показано ниже:

( источник фото )

Поднимать

Наклон кривой подъемной силы плоской пластины такой же, как у обычных аэродинамических профилей, в комплекте со сваливанием. У них угол атаки нулевой подъемной силы 0° (очевидно) и отрывной поток на стороне всасывания. Максимальный коэффициент подъемной силы от 0,7 до 0,8 достигается при умеренных углах атаки — детали зависят от удлинения .

Ваш типичный четырехзначный аэродинамический профиль NACA будет иметь максимальный коэффициент подъемной силы от 1,2 до 1,6, в зависимости от развала и числа Рейнольдса ( источник изображения ).

Тяга

Из-за отсутствия носовой тяги вектор аэродинамической силы будет стоять почти перпендикулярно плоскости пластины. Он будет немного наклонен назад из-за трения, но отрывной поток на стороне всасывания означает, что трение в основном будет происходить на стороне нагнетания. В грубом приближении коэффициент сопротивления плоской пластины равен

$$c_D = c_L \cdot \sin\alpha + \frac{0.43}{log\left(\frac{100}{R}\right)^{2.56}} + 0.3 \cdot\delta\cdot\cos\alpha$$ с $R$относительная шероховатость поверхности, $\delta$относительная толщина и $\alpha$угол атаки. Первая часть обусловлена ​​направлением вектора подъемной силы, вторая часть является вкладом трения и будет незначительной из-за части давления, а третья часть является приближением для всасывания вдоль толстой задней кромки. В $\alpha$= 5° и коэффициент подъемной силы 0,5, коэффициент лобового сопротивления будет уже около 0,05.

Обычные аэродинамические поверхности NACA будут иметь$c_{D0}$от 0,004 до 0,01, в зависимости от числа Рейнольдса, и их$c_D$в стойле обычно составляет от 0,02 до 0,025.

Спектакль

Из вышеизложенного справедливо предположить, что сопротивление в крейсерском режиме легко будет в 4 раза выше (индуктивное сопротивление не влияет), а оптимальные крейсерские условия будут при более низкой скорости из-за более высокого сопротивления при нулевой подъемной силе. Кроме того, самолету потребуется более мощный двигатель, чтобы оставаться в воздухе, что снизит его полезную нагрузку. Ожидайте, что расход топлива увеличится вместе с увеличением лобового сопротивления.

Скорость сваливания самолета с плоским крылом будет ок. На 50% выше, чем при правильном аэродинамическом профиле на крыле, а лобовое сопротивление увеличится намного больше при высоких коэффициентах подъемной силы, чем обычно, что приводит к очень низким устойчивым скоростям разворота и коэффициентам перегрузки.

Только угол атаки останется прежним. Все остальные параметры будут заметно затронуты.

И последнее замечание: плоские пластинчатые крылья очень хорошо работают на малых масштабах, как, например, в мире насекомых. Учтите, что стрекоза может парить, совершать плоские повороты на скорости, летать перевернутым и разгоняться с нуля до 30 миль в час за пару секунд с помощью двух пар плоских крыльев, и 250 миллионов лет +/- давления отбора не улучшили их конструкцию. много.

Поскольку крылья стрекозы сильно изгибаются во время работы, они, строго говоря, не лишены выпуклости, но любой, кто когда-либо наблюдал, как они собирают комаров в воздухе, не может не быть поражен тем, на что они способны, говоря аэродинамически.

Это зависит конечно: ламинарное или турбулентное течение и при каком числе Рейнольдса.$C_D$для нуля AoA выглядит так (найдено здесь)

Аэродинамика плоской пластины актуальна для лопастей вертолетов и ветряных турбин, и были проведены измерения в диапазоне 0–360 градусов по углу атаки, результаты которых представляют интерес и для неподвижного крыла. Например, из этого документа :

The $C_L$NACA 0012 более 180 градусов показывает, что реальный прирост подъемной силы находится в пределах первых 10 градусов угла атаки, после чего аэродинамический профиль сваливается, но$C_L$начинает снова подниматься после своего первоначального сваливания из-за аэродинамики плоской пластины. Профиль 0012 достаточно тонкий, и максимально$C_L$достигается при 45 градусах - однако, если мы посмотрим на 10 градусов AoA, 0012$C_L$составляет около 1, в то время как эквивалентная плоская пластина$C_L$будет около 0,4 (расширьте график синусоиды 15 < AoA < 170 до нуля).

$C_D$следует аналогичной схеме, снова демонстрируя большой прирост до тех пор, пока не произойдет сваливание, а затем продолжается в соответствии с плоской аэродинамикой. на 10 градусов,$C_D$чуть выше нуля вместо значения 0,12, полученного при расширении синусоиды.

Таким образом, профиль NACA имеет гораздо большую подъемную силу при гораздо меньшем сопротивлении, чем эквивалентная плоская пластина. Для того, чтобы добраться до$C_L$1 угол обзора плоской пластины должен составлять 30 градусов вместо 10 градусов у NACA. При 30 град.,$C_D$крыла составляет 0,6 вместо 0,02 у NACA, что в 30 раз выше! Так что скорость разворота и другие параметры представляют интерес только в том случае, если двигатели могут развивать тягу в 30 раз больше.

В уже предоставленных ответах подробно рассматривается аэродинамика.

Еще одной важной характеристикой, которая до сих пор не обсуждалась, является структурная целостность. В такой конструкции, как крыло, будет компромисс между прочностью, тонкостью и легкостью: чем больше у вас одного, тем меньше у вас может быть другого.

К тому времени, когда вы имеете дело с очень тонкими конструкциями, даже выбор более прочных, но тяжелых материалов не поможет достаточно, чтобы быть полезным в крыле, которое должно поддерживать самолет в воздухе.

Даже если бы крыло с плоской пластиной обладало выгодными аэродинамическими свойствами, его конструктивные недостатки исключали бы его применение во многих случаях.