Во многих ресурсах в Интернете говорится, что аэродинамический центр - это «точка на корпусе аэродинамического профиля, относительно которой коэффициент момента не изменяется с углом атаки». Однако означает ли это обязательно, что аэродинамический центр должен лежать на линии хорды? Конечно, мы можем прибегнуть к теории тонкого профиля и доказать, что он лежит на линии хорды, но что делать с профилями с большим изгибом?
Этот ответ ( Почему существует аэродинамический центр? ) объясняет существование АС, но прибегает к предположениям о невязком, несжимаемом, тонком аэродинамическом профиле. А как насчет вообще? Итак, присутствует ли аэродинамический центр на линии хорды вообще для всех течений? Если нет, то когда он отклоняется от линии хорды и почему?
Нет, нет причин, по которым аэродинамический центр (АС) должен лежать на линии хорды. Как правильно указал OP, результат теории тонкого аэродинамического профиля (TAT) указывает на то, что AC:
Однако это происходит только потому, что ТАТ делает фундаментальные предположения о том, что аэродинамический профиль тонкий, среднее отклонение линии изгиба мало по отношению к хорде и малое падение набегающего потока (АОА). Как показано на диаграмме ниже, предполагается, что вихревой лист лежит на линии хорды, а не на линии среднего изгиба. (Я должен отметить, однако, что наклон средней линии кривизны учитывается в теории для построения касательного граничного условия на аэродинамическом профиле). И, конечно же, ТАТ не учитывает лобовое сопротивление.
(Схема взята из Anderson , Fundamentals of Aerodynamics.)
Однако вертикальное смещение невелико, по крайней мере, до тех пор, пока рост сопротивления, связанный с отрывом потока, или когда падение потока не станет большим. Если существует большое расстояние по вертикали между центром давления и хордой, то AC не будет существовать, и это проявляется в виде нелинейности на кривой Cm.
Я включил коэффициент момента тангажа около 1/4 хорды NACA0010 , Clark Y и NLF(1)-0115, проанализированные с помощью инструментов Airfoil Tools, которые были проанализированы с помощью xfoil с использованием панельного метода + уравнения пограничного слоя. Графики включали число Рейнольдса 500 000 и 1 000 000 с переходом Ncrit 5 и 9. Обратите внимание, что AC существует локально, где Cm имеет постоянный наклон.
Для NACA 0010 переменный ток существует до 10 градусов угла атаки при 1/4c; вблизи срыва происходит рост сопротивления, и Cm становится нелинейным. Для Clark Y и NLF AC довольно близок к 1/4 для малого угла атаки, а затем смещается в точку дальше к корме, пока сопротивление не возрастет.
Следовательно, хотя концепция переменного тока полезна для теоретического вывода соотношений устойчивости в линейной аэродинамике, ее недостаточно для точного моделирования. При инженерном моделировании мы обычно измеряем момент тангажа (из аэродинамической трубы) на уровне 1/4c и учитываем его как функцию угла атаки.
Ной
Майкл Холл