Мы измеряем подъемную силу и сопротивление для 2D- и 3D-крыла, мы используем один и тот же аэродинамический профиль с одинаковым углом атаки и одинаковой скоростью воздушного потока для обоих случаев. Аэродинамическая труба может изменять ширину стен испытательного участка.
2D тест крыла:
Итак, сначала мы помещаем аэродинамический профиль в аэродинамическую трубу так, чтобы стены касались кончиков аэродинамического профиля (2D-крыло), при угле атаки = 15 градусов и скорости воздушного потока = 20 м/с, и измеряем подъемную силу и сопротивление.
3D тест крыла:
Теперь мы увеличиваем ширину стен, чтобы воздушный поток «действовал» как 3D-крыло в тестовой секции. Мы используем тот же AoA=15 и ту же скорость воздушного потока (20 м/с) над аэродинамическим профилем, что и в 2D-тесте крыла. примечание: AoA=15 — это угол между линией хорды и воздушным потоком набегающего потока, а не угол между линией хорды и эффективным воздушным потоком в 3D-крыле.
Вопрос в том, каково будет сопротивление 3D-теста крыла по сравнению с 2D-тестом крыла, меньшим, равным или большим?
Моя логика заключается в том, что трехмерная утечка воздушного потока на законцовках уменьшит общую разницу давлений на крыле, поэтому подъемная сила будет меньше, чем в двухмерном испытании крыла, но сопротивление будет также меньше, чем в двухмерном испытании, потому что, когда вы интегрируете меньшую разницу давления над поверхностью аэродинамического профиля вы также получите меньшее сопротивление.
( НО, если мы должны иметь ОДИНАКОВУЮ ПОДЪЕМНУЮ ПОДЪЕМНУЮ ПОДЪЕМНУЮ СИЛУ В ОБОИХ ИСПЫТАНИЯХ , то испытание крыла 3D будет иметь большее сопротивление, потому что тогда мы должны увеличить AoA в крыле 3D, чтобы компенсировать снижение подъемной силы, вызванное утечкой воздушного потока, поэтому теперь, когда мы увеличили AoA, мы также имеем большее сопротивление. тащить..)
3D-крыло будет иметь меньшее сопротивление, сопротивление уменьшается при уменьшении AoA, 3D-крыло «чувствует» эффективный AoA, поэтому оно летает с меньшим «AoA», чем 2D-крыло.
как синяя подъемная сила может быть больше, чем красная подъемная сила, крыло при AoA = 10 не может создавать большую подъемную силу, чем крыло при AoA = 20 ??
При относительно высоком числе Рейнольдса (> 1 миллиона) и присоединенном течении, где пограничный слой тонкий, 3D-крыло всегда должно иметь большее полное сопротивление, чем 2D-профиль (бесконечный размах), при том же угле падения набегающего потока.
Нисходящий поток, создаваемый тянущимися вихрями, на самом деле очень мал по сравнению со скоростью свободного потока; следовательно, снижение эффективного АОА также очень мало.
Это приводит к трем эффектам:
Уменьшение подъемной силы из-за наклона. Этот эффект чрезвычайно мал, так как косинус малого угла по существу равен единице.
Уменьшение подъемной силы и аэродинамического сопротивления из-за более низкого эффективного угла атаки. Уменьшение подъемной силы небольшое, но, безусловно, существенное. Для безотрывного обтекания аэродинамического профиля общее сопротивление давлению изначально очень мало, поэтому уменьшение еще меньше.
Создание индуктивного сопротивления из-за наклона вектора подъемной силы. Это основное, так как синус малого угла дает непренебрежимо малый линейный коэффициент. Например, если местный коэффициент подъемной силы , равно 0,4, и мы имеем эффективное уменьшение угла атаки на 1,0 град, то , а локальный коэффициент индуктивного сопротивления, , является .
Кстати, приведенная вами полярная тяга не помогает вашему аргументу, так как она для всего крыла (при удлинении 6). Что вы действительно хотите процитировать, так это сопротивление аэродинамического профиля (из Airfoil Tools ):
Как видите, сопротивление формы (включая сопротивление давления) составляет небольшую часть общего трехмерного сопротивления при соотношении сторон 6 в диапазоне линейной подъемной силы. Увеличение сопротивления давлению еще меньше.
Судя по вашим комментариям, вы совершенно не поняли смысл индуктивного сопротивления. Индуктивное сопротивление полностью отсутствует в 2D. Фактически, если вы предполагаете, что поток невязкий и не имеет локального сверхзвукового потока, у вас будет нулевое сопротивление на любом двумерном аэродинамическом профиле. Это называется парадоксом Даламбера .
Как упоминалось выше, индуктивное сопротивление возникает в трехмерном невязком потоке из-за конечного промежутка и индуцированного нисходящего потока.
put airfoil in wind tunnel so walls touch arifoil tips(2D wing),at AoA=15degrees and airflow speed=20m/s and meassure lift and drag..
имеет ли его аэродинамический профиль от стены до стены нулевое индуцированное сопротивление, как 2D аэродинамический профиль?no this answer is absolutely correct.
Вот объяснение, почему я считаю этот ответ неправильным .. Aviation.stackexchange.com/questions/80919/…3D-крыло имеет большее сопротивление, так как учитывает вихри, образующиеся на конце крыла, что создает большее сопротивление. Но в случае 2D-крыла предполагается, что крыло является бесконечным. С точки зрения аэродинамики эффект тянущихся вихрей уменьшает наклон кривой зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки. В результате коэффициент подъемной силы у 2D-крыла выше, чем у 3D-крыла при одинаковом угле атаки.
Ману Х