Почему конические крылья сначала не останавливаются у корня?

Постараюсь упростить, не вдаваясь в математические подробности.

Источник

Здесь λ = ctip/croot

Важные факторы, контролирующие подъемную силу в коническом крыле.

1. Слишком маленькое значение ctip влияет на число Рейнольдса (поскольку пройденное расстояние очень мало). Предполагая постоянную скорость, плотность и вязкость, число Рейнольдса напрямую зависит только от пройденного расстояния (x). Поскольку расстояние до кончика слишком мало, число Рейнольдса для пограничного слоя не сильно увеличивается, и поэтому переход от ламинарного течения к турбулентному не может произойти. Также из-за трения кожи поток замедляется и отрывается. Разделение приводит к потере подъемной силы, и, таким образом, законцовки крыла сваливаются первыми.

2. Эффект стреловидности приводит к тому, что пограничный слой имеет тенденцию течь по размаху к наконечникам и отрывается вблизи передних кромок наконечников.

3. Увеличение коэффициента эффективности размаха e, поскольку он выше для конических крыльев, он производит больше Cl.

Могут быть и другие факторы, которые я мог упустить. Но это самые выдающиеся. Вы можете обратиться к изображению ниже. Красная линия показывает разделенные потоки.

Да, wingroot имеет более высокий эффективный угол атаки. Так легче понять. Для данного AoA законцовки крыла страдают от нисходящего потока и вихрей, которые уменьшают AoA eff и увеличивают индуцированный AoA (AoA i ). Так как крылышки не страдают от вихрей, их AoA eff выше.

Рисунок 2 и 3: Справочник пилотов FAA по авиационным знаниям

Рисунок 4: Введение в полет, Андерсон

Основная причина — число Рейнольдса и то, как оно влияет на воздушный поток.

Угол сваливания более или менее постоянен для всех аэродинамических профилей в диапазоне скоростей. Форма и скорость аэродинамического профиля сами по себе очень мало влияют на угол сваливания. Скорость сваливания самолета определяется в основном углом атаки, необходимым для обеспечения адекватной подъемной силы на этой скорости.

Продольный поток также не является основной проблемой, поскольку его направление заметно различается между типами с более резкой передней кромкой и типами с более прямой задней кромкой. Тем не менее, у обоих есть одна и та же проблема с застреванием наконечника.

Для прямого крыла с постоянной хордой подъемное давление вызывает восходящий поток перед передней кромкой у основания. Это увеличивает эффективный угол атаки, поэтому он достигает критического угла и останавливается первым. Боковая утечка вокруг наконечника уменьшает подъемную силу и, следовательно, также эффект угла атаки.

Для резко сужающегося крыла становится актуальным число Рейнольдса. Для настоящей цели это функция размера аэродинамического профиля, скорости и вязкости воздуха. Поскольку мы не обсуждаем высоту, мы можем считать вязкость постоянной. Большой размер и высокая скорость означают большое число Рейнольдса.

При высоком числе Рейнольдса преобладают инерционные эффекты воздушной массы, и течение на длинном обратном пути имеет тенденцию быть ламинарным.

При низком числе Рейнольдса вязкость воздуха становится преобладающей, и именно она имеет тенденцию создавать турбулентность, когда давление над крылом падает.

Таким образом, угол атаки, при котором происходит отрыв потока, критически зависит от числа Рейнольдса.

Резко сужающееся крыло имеет высокое число Рейнольдса в основании, поэтому плавный поток сохраняется до относительно высокого угла атаки. Но у него малое число Рейнольдса на конце, поэтому вязкость воздуха приводит к отрыву потока и срыву потока.

Обтекание по размаху, по-видимому, во многом связано с этим, и вихри на законцовках крыла могут влиять как на локальный эффективный угол атаки, так и на воздушный поток верхнего крыла. (Кредит @Noorul Quamar)

Начнем с прямоугольного крыла. Сначала он останавливается в корне. Максимальный перепад давления между верхним и нижним крылом и взаимодействие фюзеляжа (и винта) с воздушным потоком вызывают здесь сначала разделение потока по мере увеличения угла атаки. Вихри на законцовках крыла также помогают создать «слабое место» в верхней задней части крыла, направляя воздушный поток к законцовкам крыла.

Более низкое число Рейнольдса из-за более короткой хорды также приведет к срыву крыла при более низком угле атаки. При умеренно скошенном крыле оба эффекта, как правило, компенсируют друг друга, и начало сваливания происходит в среднем между законцовкой крыла и фюзеляжем.

При сильно конусообразном крыле (без размытия) решающим фактором становится все более короткая хорда. Несмотря на их превосходную аэродинамическую эффективность (как видно на чайках и DC 3), эти крылья сначала сваливаются на концах и, как известно, опасны при полете с «низким и медленным» поворотом.

Промывка и/или предкрылки передней кромки делают эти крылья намного безопаснее. Изгиб заостренного кончика вверх, чтобы сформировать «крылышко», также в настоящее время в моде. Также изучалась обратная развертка.

Дополнительную информацию можно найти на сайте аэродинамических инструментов.