Почему критический угол атаки не увеличивается с увеличением скорости полета? [дубликат]

Ваш скептицизм оправдан. Критический угол атаки (cAoA) может как увеличиваться, так и уменьшаться с увеличением воздушной скорости. Рост обычно связан с более высоким числом Рейнольдса, в то время как уменьшение cAoA с увеличением скорости является трансзвуковым эффектом, поэтому он зависит от числа Маха полета.

В одном особом случае это, как уже говорилось, происходит на скорости 0,3 Маха, что намного ниже того, что обычно считается трансзвуковым.

Но давайте сначала начнем с эффектов числа Рейнольдса.

Постоянные читатели моих ответов знают, что в этот момент я обращаюсь к книге Сигарда Хёрнера Fluid Dynamic Lift , и на этот раз вы не будете разочарованы. В разделе 4, начиная со страниц 4-12 издания 1985 года, вы найдете несколько графиков, обобщающих множество тестовых данных. Хорнер использует c$_{lx}$для обозначения максимального коэффициента подъемной силы, и хотя наклон кривой подъемной силы немного увеличивается с увеличением числа Рейнольдса, этот эффект невелик по сравнению с замедленным разделением, происходящим при более высоких числах Рейнольдса, поэтому его данные неявно показывают, что cAoA обычно увеличивается со скоростью.

Вот рисунок 18, график для аэродинамических профилей с относительной толщиной 12%:

Внезапный скачок при Re = 0,7$\times$от 10⁵ до 0,9$\times$10⁵ вызван более ранним переходом с более высокой скоростью, поэтому низкий cAoA, вызванный ламинарным разделением ниже этого числа Рейнольдса, заменяется более ранним переходом и замедленным отделением теперь турбулентного пограничного слоя за пределами этого числа Рейнольдса. Но это из области маленьких авиамоделей.

Аэродинамический профиль Жуковского с большим изгибом идет вразрез с тенденцией и показывает снижение максимальной подъемной силы между Re = 10⁵ и 10⁶. То же самое происходит для профилей с относительной толщиной более 20 % и обусловлено их большим радиусом носовой части. Хернер пишет:

Таким образом, отношение носовой части аэродинамического профиля к радиусу оказывает важное влияние на критическое число Рейнольдса сечения, рис. 17. Обратите внимание, что сечения с наименьшей кривизной, как правило, имеют самые высокие критические числа Рейнольдса для сильного
увеличения$_{lx}$.

Это те, кто внизу группы.

Если наклон кривой подъемной силы двумерного сечения равен 2π, увеличение c$_{lx}$между Re = 10⁶ и 10⁸ от 1,2 до 1,9 эквивалентно типичному увеличению сАоА более чем на 6°. Вычтите один градус для увеличенного наклона кривой подъемной силы, и вы по-прежнему получите изменение в 5°, когда типичный cAoA при Re = 10⁶ в 2D-потоке составляет 12°. В действительности такой диапазон чисел Рейнольдса будет означать отношение скоростей между низкой и высокой скоростями полета, равное 100. Более реалистичным соотношением является 4, поэтому изменение cAoA в типичном диапазоне скоростей довольно мало.

Теперь о влиянии числа Маха полета:

Опять же, рисунок 27 является одним из группы графиков c$_{lx}$над Маха см. ниже.

NACA 64-210 показывает резкое падение выше 0,2 Маха, так почему я должен винить в этом трансзвуковые эффекты? Тонкие аэродинамические поверхности с малым радиусом носовой части демонстрируют очень крутые пики всасывания в носовой части вблизи срыва, поэтому здесь локальное число Маха становится действительно сверхзвуковым, в то время как полетное число Маха заставляет пренебречь эффектами сжимаемости. Хернер пишет:

На первой десятой хорды на тупых профилях образуются стоячие скачки уплотнения, аналогичные более известным скачкам на кормовом сечении профиля, за исключением того, что их размеры на порядок меньше. Знакомый удар лямбда-типа со слабым передним ударом и плато давления, как показано на рисунке 26, формируется с ламинарным пограничным слоем. При турбулентном пограничном слое в носовой части образуется одиночный скачок давления с сильным подъемом давления и расширяющимся пузырем (25,б). Эти ударные волны взаимодействуют с пограничным слоем, вызывая отрыв и уменьшение c$_{lx}$как показано на рисунке (27).

Если вы хотите прочитать мое объяснение, перейдите ко второй части этого ответа .

Теперь изменение cAoA при правильном аэродинамическом профиле может быть довольно значительным в реальном диапазоне скоростей быстрого самолета, поэтому им нельзя пренебрегать.

И наконец, странный случай, о котором говорилось выше: я когда-то работал над реактивным тренажером, который, как я предсказал, имел максимальный коэффициент подъемной силы в чистой конфигурации 1,28. Позже летные испытания показали, что он может достичь максимального коэффициента подъемной силы 1,35 у земли, но только 1,26 на высоте 4000 м. Падение температуры воздуха между землей и 4000 м сместит число Маха вверх и вызовет ударные волны в носовой части, которых нет (или они менее выражены) у земли.

Да

Один из способов добиться большего понимания — обратиться к инструментам аэродинамического профиля и понаблюдать за подъемной силой в зависимости от угла атаки вашего любимого аэродинамического профиля (для начала попробуйте Clark Y), и вы увидите, что эффекты числа Рейнольдса обычно проявляются в нескольких порядках величины , далеко за пределами скорости. конверт вашего самолета.

Это примерно то же самое, что сказать, что от 0 до Vne будет несколько сантиметров на 1-метровой шкале Рейнольдса. Число Рейнольдса линейно пропорционально V (не V$^2$), поэтому только большие изменения скорости в метрах в секунду (и хорде в метрах) будут иметь заметное значение.

Число Рейнольдса = скорость × хорда / 1,48 × 10$^-5$

Число Рейнольдса и, следовательно, угол атаки сваливания можно считать примерно одинаковыми в пределах заданного диапазона полета самолета (прогулочный, низко-дозвуковой), при этом эффекты маневрирования (перегрузка перегрузки в поворотах) являются гораздо более важными.