Влияет ли воздушная скорость на критический угол атаки аэродинамического профиля?

Я так понимаю, что на критический угол атаки больше всего влияет форма аэродинамического профиля. Однако влияет ли воздушная скорость аэродинамического профиля или плотность воздуха на критический угол атаки? Я думаю, что воздушная скорость или плотность воздуха повлияют на свойства ламинарного потока и могут изменить критический угол атаки этого аэродинамического профиля, возможно, лишь незначительно.

Не могли бы вы подождать с принятием ответа, чтобы привлечь больше ответов? Меня интересовал именно этот вопрос, но я надеюсь, что будет больше количественных ответов, чем текущий.

Ответы (2)

Да, через число Рейнольдса

Число Рейнольдса является функцией воздушной скорости и используется для прогнозирования перехода от ламинарного к турбулентному потоку:

р е "=" р в л мю "=" в л ν

На критический угол атаки влияет отрыв пограничного слоя, который, в свою очередь, зависит от ламинарности или турбулентности указанного слоя.

Обратите внимание, что число Рейнольдса слоя не совпадает с числом Рейнольдса крыла, хотя они связаны между собой.

РЕДАКТИРОВАТЬ: чтобы визуализировать эффект, см., например, следующий график (спасибо @MikeY)Изображение, иллюстрирующее влияние числа Рейнольдса на кривые коэффициента подъемной силы, от Kishore, Ravi & Coudron, Thibaud & Priya, S.Jeba. (2013). Малая переносная ветровая турбина (SWEPT). Журнал ветроэнергетики и промышленной аэродинамики. 116. 21–31. 10.1016/j.jweia.2013.01.010.

Селиг и др. проделали немало экспериментальных работ по характеристикам на малых скоростях . в UIUC , и на их веб-сайте содержится значительный каталог точек данных аэродинамического профиля.

Другим ресурсом, который стоит проверить, является Airfoiltools , который предоставляет графические поляры Xfoil для обширного выбора аэродинамических профилей. Имейте в виду, что предсказание Xfoil точек разделения потока является числовым и поэтому может не совпадать с реальностью во всех точках.

Если эта диаграмма представляет что-то о скорости, почему ни оси X, ни Y не помечены чем-либо, имеющим отношение к скорости?
Скорость @RyanMortensen включена в число Рейнольдса, которое появляется как коэффициент, порождающий семейство кривых.
Хотя увеличение скорости на 2 порядка - это многовато, существуют различия в скорости удвоения для заданного числа Рейнольдса. Хороший график. +1
@RobertDiGiovanni Нет необходимости увеличивать скорость в 100 раз, так как аккорд также играет роль; это еще одна причина, по которой законцовки крыла часто имеют разные аэродинамические поверхности. Эффект наиболее заметен в небольших моделях самолетов, которые летят близко к переходу потока. р е в любом случае.
И горизонтальные стабилизаторы.
@RobertDiGiovanni имеет в виду HStab на самолетах размером с авиалайнер? Нет, не совсем.

С точки зрения пилота, нет. Сваливание произойдет при критическом AoA на любой воздушной скорости или высоте.

Самолеты летают, потому что подъемная сила равна или больше веса. Подъем является результатом этой формулы:

л "=" 1 2 ⋅ р ⋅ в 2 ⋅ С л ⋅ С

(ρ = плотность, v = воздушная скорость, C L = коэффициент подъемной силы, S = площадь поверхности)

C L напрямую зависит от АОА. Чем больше AoA, тем больше C L ... до точки, в которой пограничный слой отделяется, и подъемная сила не создается. В этот момент достигается максимальная C L или C Lmax . Связь между AoA и C L определяется эмпирически для каждой аэродинамической поверхности.

https://en.wikipedia.org/wiki/Угол_атаки

Чем больше скорость полета, тем больше подъемная сила.

И чем больше АоА, тем больше Cl, а значит, и больше Подъем.

Но за критическим углом атаки, вне зависимости от скорости полета, вы сваливаете.

Вы можете подумать, что можете выйти за пределы угла атаки и по-прежнему летать и набирать высоту, но это будет результатом тяги, которая с ускорением изменит направление относительного ветра. Помните, что угол атаки измеряется против относительного ветра, поэтому, когда вы применяете тягу, вы изменяете «точку зрения» вашего угла.

Что касается плотности или высоты, вы должны учитывать разницу между истинной воздушной скоростью (TAS) и приборной воздушной скоростью (IAS). При одном и том же IAS на большей высоте вы получаете больше TAS. Это связано с тем, что IAS является функцией динамического давления (q), которое зависит от плотности (ρ):

д "=" 1 2 ⋅ р ⋅ в 2

Как видно из уравнения, если вы уменьшите ρ или увеличите высоту, но при этом сохраните IAS, вы получите большее значение v (воздушная скорость, создающая такую ​​же подъемную силу).

Но C L не зависит от плотности, а C Lmax получается при одном и том же угле атаки на разных высотах.

Добро пожаловать на сайт Aviation.SE! Не могли бы вы подробнее объяснить, как вы пришли к такому выводу? Как и в случае с сопротивлением, коэффициент подъемной силы зависит от числа Рейнольдса, поэтому кривая Cl/α действительна для определенного числа Рейнольдса (и, следовательно, скорости).
«Сваливание происходит при определенном AoA на любой воздушной скорости или высоте», боюсь, это просто неправильно, см. мой ответ.
@fooot: я интерпретировал вопрос с точки зрения пилота, когда пилот не имеет контроля над числом Рейнольдса, но имеет контроль над углом атаки, конфигурацией поверхности (элероны, спойлеры ...) и скоростью. Моя точка зрения верна с этой точки зрения, когда пилот должен знать, что он может свалить самолет на любой скорости или высоте при определенном угле атаки. Вот почему у самолетов есть датчик AoA. Но, конечно, с точки зрения конструкции аэродинамического профиля вы правы.
Влияет ли воздушная скорость на критический угол атаки аэродинамического профиля?
СпросиСетьПолитика конфиденциальности1y, 0v