Какова фундаментальная физика уменьшения L/D по мере увеличения AoA выше оптимальной точки?

Фундаментальная причина заключается в том, что при достаточно высоком угле атаки подъемная сила становится нулевой — уж точно не позднее, чем угол атаки 90°! В этот момент L/D равно нулю (будет сильное сопротивление). Таким образом, где-то между 0° и 90° будет угол атаки с самым высоким значением L/D, и это по определению оптимальный угол атаки. Чуть дальше этого угла L/D ничего не может сделать, кроме как уменьшаться, потому что, если бы это было не так, угол, за которым мы находимся, не был бы оптимальным.

Теперь, если бы вы спросили, почему этот конкретный угол оптимален для данного аэродинамического профиля, нам пришлось бы углубиться в аэродинамику, пограничные слои и еще много чего. Дело не только в том, что происходит с молекулами, которые (пытаются) попасть в нижнюю часть крыла, но, по крайней мере, в том, насколько хорошо можно убедить молекулы над крылом не врезаться в него.

Обратите внимание, что выше оптимального угла атаки, вплоть до критического (срывного) угла, создаваемая подъемная сила по-прежнему увеличивается с увеличением угла атаки — просто в этом диапазоне сопротивление увеличивается быстрее , чем подъемная сила.

Локальная скорость на малых углах атаки

При малом угле атаки встречный воздух попадает в аэродинамический профиль прямо на кончике передней кромки. Не так уж много кривизны, чтобы преодолеть, прежде чем следует длинный участок с небольшой кривизной позади носа. Чтобы быстро изменить направление течения, молекула воздуха должна течь в большом градиенте давления, и этот градиент ускоряет ее не только вбок, но и в направлении потока. Следовательно, в областях с высокой кривизной наблюдается высокая локальная скорость потока. (Я объяснил физику очень просто; если вы хотите узнать больше, пожалуйста, прочитайте это ).

Локальная скорость на больших углах атаки

С увеличением угла атаки площадь всасывания над аэродинамическим профилем должна увеличиваться, чтобы воздушный поток следовал контуру. Следовательно, большая часть набегающего потока засасывается крылом, а точка торможения смещается вниз на носовую часть профиля. Теперь частицы, попавшие в нос чуть выше точки торможения, должны преодолевать большую часть кривизны носа, что требует большего ускорения. Это создает пик всасывания в потоке вокруг носа и высокую локальную скорость потока на верхней стороне.

Однако поток над нижней частью аэродинамического профиля будет замедляться вблизи точки торможения и будет иметь лишь небольшое ускорение, пока он движется к задней кромке. См. ниже график распределения невязкого давления. Коэффициент давления$c_p$коррелирует со скоростью и$c_p = 0$означает, что местная скорость равна скорости полета профиля. Отрицательные значения обозначают всасывание и локальные скорости, превышающие скорость полета, тогда как положительные значения$c_p$указать более низкие скорости. Обратите внимание, что ось Y отображается в обратном порядке, с уменьшением значений вверх.

Высокая местная скорость также вызовет сильное местное трение. Кроме того, длительное повышение давления на верхней стороне при большом угле атаки требует больше энергии от внешнего потока, чтобы удерживать поток прикрепленным, поэтому пограничный слой здесь растет и замедляет больше воздуха, чем при малом угле атаки (опять же, чрезвычайно упрощенный). Оба эффекта означают, что сопротивление увеличивается при большем угле атаки.

При дальнейшем увеличении угла атаки поток не сможет следовать верхнему контуру и будет отрываться. Это приводит к тому, что рост давления останавливается в точке разделения, поэтому ниже по потоку давление снижается. Поскольку эта часть аэродинамического профиля направлена ​​немного назад, это локальное увеличение всасывания приведет к увеличению сопротивления. Это начинается до сваливания, и на правильном аэродинамическом профиле точка отрыва сначала будет около задней кромки и будет двигаться вверх по потоку с увеличением угла атаки. Это означает, что сопротивление будет постепенно увеличиваться с увеличением угла атаки. Поскольку большая часть потока все еще присоединена, подъемная сила все равно будет расти, пока не остановится.

Оптимальный угол атаки

Аэродинамический профиль будет находиться на оптимальном угле атаки.$\alpha$с лучшим соотношением подъемной силы к лобовому сопротивлению$E_{opt}$когда скорость увеличения подъемной силы с углом атаки равна скорости увеличения сопротивления, умноженной на оптимальное отношение подъемной силы к сопротивлению. Как только местное сопротивление, увеличивающееся с углом атаки, превышает это значение, отношение подъемной силы к сопротивлению уменьшается. Может быть, это проще объяснить с помощью формулы:

Я думаю, вы задавали этот вопрос, относящийся к физике крыла, а не к физике аэродинамического профиля. А вот и физика индуктивного сопротивления . Я постараюсь упростить объяснение.

Как вы знаете, верхняя поверхность крыла имеет более низкое давление, а нижняя часть крыла имеет более высокое давление. Это то, что создает подъемную силу.

Но... как насчет кончика крыла? Обе стороны соприкасаются, поэтому они должны находиться под одинаковым давлением?

Итак, у нас есть нижняя поверхность крыла с более высоким давлением и законцовка с «нормальным давлением», поэтому, естественно, на нижней поверхности воздух будет пытаться пройти от корня к законцовке.

На верхней поверхности ситуация обратная, в корне давление будет меньше, а в кончике выше, поэтому воздух будет пытаться пройти от кончика к корню.

Так как в законцовке обе стороны соединены, воздух будет пытаться уйти с нижнего уровня на верхний (для этого и существуют законцовки крыльев). И именно поэтому вихри на концах создаются с типичными картинками .

Хорошо, теперь давайте поговорим о перетаскивании. На самом деле сопротивление — это «любая энергия, которую мы теряем только потому, что летим» (хорошо, это упрощение, но оно позволяет мне объяснить следующий шаг). Итак, самолет теряет энергию и отдает ее воздуху для создания концевого вихря. Чем больше вихрь наконечника, тем больше энергии теряется.

Итак, знаете, подходит к вопросу, почему эффективность (L/D) уменьшается? Так, с увеличением угла атаки подъемная сила увеличивается линейно (пропорционально увеличению угла), однако энергия, теряемая в концевом вихре (то есть составляющая сопротивления), возрастает квадратично (пропорционально квадрату угла атаки). атака), это означает, что сопротивление увеличивается быстрее (но начиная с более низкого уровня), чем подъем.

(подъемная сила растет, но сопротивление растет пропорционально быстрее)

Таким образом, мы достигаем точки, когда увеличение сопротивления приводит к снижению эффективности. Этот балл можно рассчитать по формуле, представленной в предыдущем посте.

Обратите внимание, что физика крыла более сложна, так как есть другие компоненты сопротивления, также взаимодействующие с крылом. Верно также и то, что у «бесконечных» крыльев максимальное значение L/D, но здесь действует другой механизм.

При более высоком угле атаки поток разделяется, следовательно, происходит срыв потока. Из-за срыва подъемная сила уменьшилась, а сопротивление увеличилось, поэтому L/D уменьшилось.