От чего зависит центр подъема?

Я читал во многих местах, что центр подъемной силы находится примерно на четверти хорды крыла и что подъемная сила после сваливания (часть, развитая на нижней поверхности) имеет центральную среднюю хорду. Последнее имеет смысл; давление распределяется более или менее равномерно (или, по крайней мере, симметрично) на нижней поверхности. Но что определяет центр давления на верхней поверхности?

Линии потока обычно выглядят так:

обтекает крыло

и поле давления, как это:

поле давления вокруг крыла
(источник: av8n.com )

Но я никогда не видел объяснения, почему давление должно быть самым низким в передней части (хотя на самом деле именно задняя кромка управляет циркуляцией). Или это можно объяснить только численным расчетом поля давления и скорости?

Также возможно ли описать (хотя бы приблизительно), как это зависит от формы аэродинамического профиля (например, просто плоская пластина или сверхкритический аэродинамический профиль с самой толстой точкой дальше от кормы), или это снова возможно только с помощью числового расчета?

Интересно , будет ли полезным изображение, опубликованное в недавнем вопросе physics.stackexchange.com/q/129502/26969 . Он показывает большую поступательную составляющую силы на верхнюю поверхность. Ускорение воздуха над аэродинамическим профилем?
@Floris: изображение показывает, что поле давления действительно таково, что центр подъемной силы находится в передней четверти длины. Это не объясняет, почему это так.
Это хороший вопрос. Мне нравится этот источник . Программа, которую он использует для расчета обтекания аэродинамического профиля, должна дать ответ.
@MikeDunlavey: я уже читал этот источник некоторое время. Он показывает поле давления и все такое, но потом просто замалчивает, что оно зависит от угла атаки и формы и мало что объясняет.
@Jan: Часть вашего вопроса, на которую я не уверен, что могу ответить, - что вызывает подъем? Может ли это быть из-за более низкого давления над крылом, подтягивающего нагнетаемый воздух вверх?
@MikeDunlavey: Я думаю, что более низкое давление выше адекватно объясняет восходящий поток. Часть, которую я не понимаю, заключается в том, почему снижение давления больше в передней части, а не распространяется по поверхности. Хм, пожалуй, я перепишу вопрос.
@Jan: Эта часть меня не беспокоит - сразу же, это то место, где наблюдается наибольшая кривизна потока. В любом случае, как я уже сказал, я думаю, что это хороший вопрос.
@MikeDunlavey: Сделайте это ответом, пожалуйста; Немного о кривизне потока - это то, чего мне не хватало.

Ответы (2)

В невязком приближении, предполагающем потенциальное течение, распределение поверхностного давления на аэродинамическом профиле в конечном счете следует из решения интегрального уравнения. Не вдаваясь в подробности, это означает, что значение коэффициента давления в точке на поверхности профиля будет зависеть от формы профиля всюду по хорде профиля. Следствием этого является то, что интуитивных представлений о давлении, на которое влияет локальная кривизна аэродинамического профиля, хотя в принципе они все еще верны, конечно, недостаточно для понимания распределения давления в целом. Замечу, что типичное, классическое распределение давления на профиле, такое:

введите описание изображения здесь

безусловно, справедливо не для всех аэродинамических профилей и уж точно не для современных аэродинамических профилей с высокими характеристиками. Пример формы аэродинамического профиля и распределения давления для так называемого ламинарного аэродинамического профиля :

введите описание изображения здесь

Вы можете видеть, что в этом случае мы имеем совершенно другое распределение давления с центром давления, который находится примерно на середине хорды, а не на с / 4 .

Наконец, мы обнаруживаем, что в хорошем приближении, по крайней мере для практических аэродинамических профилей, мы можем использовать теорию тонкого аэродинамического профиля , которая говорит нам, что положение центра давления в основном определяется формой линии кривизны аэродинамического профиля (примерно линия на рис. посередине между верхней и нижней поверхностью), и лишь незначительно зависит от его распределения по толщине. См. Статью Википедии об аэродинамических профилях для более подробной информации.

Я думаю, это хороший вопрос.

Не углубляясь в числовые расчеты, я предполагаю, что самое низкое давление над крылом находится в области, где кривизна потока наибольшая.

Что касается восходящей струи, я не уверен, но ведущий воздух может быть вытянут вверх из-за пониженного давления выше.

ДОБАВЛЕНО: это, по сути, то, что @Floris имел в виду в своем комментарии, имея в виду ускорение.

Это было в основном то, что я имел в виду, когда сказал «наибольшее ускорение» в своем первом комментарии — воздух должен изменить направление, и для этого нужна сила. Сила обеспечивается давлением воздуха дальше наружу, поэтому оно «израсходовано», а верхняя часть воздушной фольги «защищена» от давления дальше наружу.
От чего зависит центр подъема?
СпросиСетьПолитика конфиденциальности1y, 0v