Это вопрос ECQB-PPL, конкретно касающийся того, что происходит перед сваливанием. Я понимаю, что после достижения критического угла аэродинамический профиль больше не создает подъемную силу (поэтому очевидно, что подъемная сила уменьшается), и паразитное сопротивление резко возрастает. Однако мне непонятно, почему это верно при приближении к стойловому условию.
Величина вектора подъемной силы описывается следующей формулой и все еще увеличивается (хотя и медленно) при приближении к стойловому состоянию :
Или это чисто геометрическое соображение, и под этим вопросом подразумевается, что, поскольку вектор подъемной силы предполагается перпендикулярным среднему локальному относительному воздушному потоку хорды аэродинамического профиля , его вертикальная проекция (которая должна противодействовать весу) уменьшается, а его горизонтальная проекция добавляет сопротивления?
Просто чтобы подчеркнуть причину, по которой я запутался: мое понимание определения «стойла» заключается в том, что выровнялась и была достигнута максимальная подъемная сила. Поэтому я думал, что подъемная сила все равно (потихоньку) будет увеличиваться, а не уменьшаться при приближении к стойлу (но еще не доехав до него).
Это предполагает, что в остальном самолет находится в стабильном горизонтальном полете.
После достижения сваливания аэродинамический профиль все еще создает подъемную силу, но меньше, чем до сваливания. Плюс сильно увеличилось сопротивление из-за отслоившегося пограничного слоя сверху крыла, что вызывает сопротивление давления.
На рисунке выше показано, почему пограничный слой отделяется: воздушный поток вблизи кожи замедляется из-за трения и не имеет достаточной кинетической энергии для преодоления градиента давления вдоль верхнего заднего борта. Статическое давление в области следа на картинке довольно низкое, что вызывает сопротивление давлению.
Потеря подъемной силы также происходит из-за отрыва воздушного потока, поток за точкой отрыва теряется для создания подъемной силы. Потеря подъемной силы происходит не из-за наклона крыла: вектор подъемной силы перпендикулярен вектору воздушной скорости, а не хорде крыла.
Описанный выше процесс происходит постепенно: увеличивается линейно с углом атаки до тех пор, пока точка отрыва не окажется на задней законцовке крыла (около = 12° на графике), затем постепенно уменьшается с AoA, пока не достигает пика в = 16°. На этом макс. на пике в верхней части крыла уже есть довольно сепарированный поток воздуха.
Глядя на пример выше, точка в = 12° будет точкой начала сваливания , когда коэффициент подъемной силы начнет уменьшаться и может быть обнаружена турбулентность, но подъемная сила все еще увеличивается с увеличением угла атаки. Точка в = 16° — точка сваливания: дальнейшее увеличение угла атаки приводит к уменьшению подъемной силы.
Простой и, возможно, легкий для понимания ответ заключается в том, что крыло не создает отдельных сил, называемых подъемной силой и сопротивлением. Он производит силу в каждой точке крыла*, направленную в направлении, нормальном (перпендикулярном) к поверхности крыла в каждой точке. Подъемная сила — это просто сумма компонентов всех этих сил, которые являются нормальными или перпендикулярными к траектории полета самолета (это направление полета в воздухе), а Сопротивление — это просто компоненты всех этих сил, которые параллельны траектории полета . полоса взлета. (См. изображение в ответе @Koyovis выше... Вся эта маленькая графика, прикрепленная к верхней поверхности крыла, существует повсюду - в каждой точке на поверхности всего крыла .планер), и каждый из них создает компонент подъемной силы и компонент сопротивления.
Таким образом, когда аэродинамический профиль приближается к состоянию сваливания, его угол атаки (AOA) увеличивается, т. е. угол крыла по отношению к траектории полета становится круче, поэтому каждая из этих фактических реальных сил, действующих в каждой точке аэродинамический профиль все больше и больше наклоняется назад (назад). Поэтому составляющая тех сил, которая перпендикулярна траектории полета (ПОДЪЕМНАЯ), уменьшается, а составляющая, параллельная траектории полета (СОПРЯЖЕНИЕ), увеличивается.
Эта формула на самом деле является сокращением для F=dP/dt. Где P — импульс (масса x скорость или мВ), поэтому dP — изменение импульса, а dP/dt — скорость изменения импульса. Это то же самое, что F = ma, потому что a - это скорость изменения скорости (dV / dt), поэтому F = ma совпадает с F = mx dV / dt, что совпадает с F = d (мВ) / dt, что совпадает с F=dP/dt, поскольку P = мВ
Ответ начните с понимания того, как генерируются аэродинамические силы. Аэродинамические силы являются результатом распределения давления вокруг аэродинамического профиля и сил сдвига из-за вязкости (посмотрите на определение в Википедии , не вдаваясь в подробности).
Исходя из этого, мы можем рассмотреть простой случай (NACA0012), в котором у нас есть симметричный аэродинамический профиль под углом 3 градуса. В результате поле течения «привязано» к крылу, и мы имеем максимальную эффективность, поскольку у нас нет «зон рициркуляции» (математически мы можем сформулировать гипотезу потенциального течения и сказать, что у нас нет зоны с завихренностью, отличной от 0, если вы хотите узнать больше, взгляните на теоремы Гельмольца ). Чем больше мы увеличиваем угол, тем больше у нас получается неблагоприятный уклон в задней части верхней поверхности аэродинамического профиля. В какой-то момент неблагоприятный градиент приводит к тому, что пограничный слой отделяется, и поток больше не связан (посмотрите на этопонять механизм). Это приводит к другому распределению давления, как вы можете видеть на фотографии Туэйтса , которую я вам прикрепляю.
Как видите, результат распределения давления (область под линией) менее заметен. Это можно легко описать с помощью теоремы Бернулли . Вы можете представить, что флюидная лопасть ограничена отсоединенным потоком, и, следовательно, у вас есть увеличение давления по сравнению с присоединенным потоком. Итак, наконец, это физика, стоящая за сваливанием и ухудшением аэродинамических характеристик (резкое снижение подъемной силы и увеличение сопротивления из-за сопротивления формы ) . В связи с этим существуют различные типы киосков. Чтобы узнать немного больше, я предлагаю вам прочитать этот отчет НАСА.
Тот факт, что подъемная сила уменьшается перед стойлом, зависит от типа стойла, которое у вас есть. На ECQB я думаю, что под "сваливанием" имеют в виду не ухудшение аэродинамического коэффициента срыва, а случай полного отрыва потока. Есть киоски, в которых на верхних гранях ставится ламинарный разделительный пузырь, а у вас происходит повторное прикрепление за счет турбулентного перехода. Вы можете увидеть пример на рисунке ниже (короткий пузырь переднего края).
Здесь у вас есть уменьшение подъемной силы перед полным отрывом потока, следовательно, это даст ответ на вопрос ECQB.
На сайте airfoiltools.com вы можете изучить многие взаимосвязи подъемной силы и сопротивления, не беспокоясь о «правильном» ответе на тесте.
В одном конкретном курсе исследования «приближающееся сваливание» может быть предупреждением об отрыве воздушного потока от задней кромки крыла. С помощью увеличительного стекла вы можете увидеть, что подъемная сила здесь начинает уменьшаться, поскольку сопротивление продолжает увеличиваться. Может быть, в диапазоне нескольких десятых градуса угла атаки, прежде чем крыло полностью остановится.
Но, как показывают «полярные графики» и как пилот, точный угол атаки, который это происходит, тривиален, и разные аэродинамические поверхности могут иметь совершенно различное поведение вблизи сваливания. Лучше всего использовать V для адекватной подъемной силы во время полета и избегайте чрезмерного угла атаки.
Возможное теоретическое объяснение для определенного крыла может быть в рамках трехмерной области исследования, поскольку вихри законцовок крыла начинают закручиваться обратно в вершину законцовки крыла больше при более высоком угле атаки, тем самым уменьшая общую подъемную силу непосредственно перед сваливанием.
Можно поговорить с их профессором по этому вопросу.
Таннер Светт
Юрий Владимирович Зайцев
альбиремо
Койовис
rcgldr
Питер Кемпф
Чарльз Бретана
Чарльз Бретана