Как влияет отрыв потока на подъемную силу, распределение давления и сопротивление?

Вам необходимо различать поток в пограничном слое и внешний поток.

Разделение означает, что порция воздуха с низкой энергией движется вместе с крылом (давление здесь около -0,2, выраженное как коэффициент давления ). Для внешнего потока контур аэродинамического профиля меняется на один из исходного профиля плюс участок отрывного потока. Поскольку это задняя верхняя сторона аэродинамического профиля, аэродинамический профиль «выглядит» толще и длиннее, эффективно представляя внешнему потоку тело с меньшим изгибом и углом атаки.

Это, в свою очередь, уменьшит всасывание в области прикрепленного потока сразу за носом, где обычно высокий пик всасывания создает как подъемную силу, так и носовую тягу. С уменьшенным пиком всасывания аэродинамический профиль создает большее сопротивление и меньшую подъемную силу.

Распределение вязкого и невязкого давления при угле атаки 12°, рассчитанное с помощью XFOIL 5.4. Пунктирные линии показывают распределение невязкого давления, при котором отрыва потока не происходит, а сплошные линии показывают распределение вязкого давления с отрывным потоком на последних 20% верхней стороны. Линии вокруг контура профиля показывают границу между пограничным слоем и внешним потоком. Разделение утолщает пограничный слой, существенно изменяя форму, вокруг которой течет внешний поток.

Измененная форма аэродинамического профиля приводит к уменьшению эффективного угла атаки, поэтому как всасывание сверху, так и давление снизу ниже. Это означает, что разделение вызывает потерю подъемной силы; как только начинается разделение, наклон кривой подъемной силы становится более пологим и может измениться (что указывает на полное сваливание).

В образце, показанном выше, только на последних 12% верхней стороны расслоение приведет к снижению давления по сравнению с невязким случаем. Обратите внимание, что давление на дно также ниже, поэтому разница между ними (которая вызывает подъемную силу) практически не меняется при разделении. Без разделения распределение вязкого и невязкого давления очень похоже, поэтому невязкое распределение является действительным приближением первого порядка распределения вязкого давления без разделения.

Уменьшенный пик всасывания в носовой части и более высокое всасывание на последних 12% вызывают большее сопротивление давлению. Обратите внимание, что область вокруг пика всасывания направлена ​​вперед, а область возле задней кромки направлена ​​немного назад (особенно при большом угле атаки). Это означает, что меньшая тяга носа тянет аэродинамический профиль вперед, а также меньше толкает давление возле задней кромки.

Чтобы оценить увеличение лобового сопротивления из-за разделения всей конфигурации самолета, предположите увеличение лобового сопротивления, как если бы подъемная сила увеличивалась линейно, без разделения, включая индуктивное сопротивление. Объедините это сопротивление с «реальной» подъемной силой, включая потери из-за отрыва, и вы получите удивительно реалистичное отношение подъемной силы к сопротивлению самолета между началом отделения и сваливанием.

Насколько я понимаю, подсказка заключается в том, что большая часть подъемной силы создается начальными участками передней кромки (например, первые 20% хорды), как показано на этом рисунке.

Теперь сравните зеленый (до разделения) и розовый (после разделения) графики на следующем рисунке.

Перед разделением давление у передней кромки (первые 20% хорды) намного ниже, чем давление окружающей среды (например, от -5 до -2), но после этого давление изменяется линейно по направлению к давлению окружающей среды, так что на задней кромке оно равно около 0.

После разделения давление во всех следах изменяется в сторону (постоянного) значения, которое немного ниже давления окружающей среды (например, -1, как показано на розовом графике), поскольку следы представляют собой некоторый круговой поток, независимый от основного потока, который проходит над ними. .

Это означает более высокое давление в первых 20-30% хорды, но более низкое давление в оставшихся 70-80% хорды (при сравнении зеленых и розовых линий).

Таким образом, подсос крыла в районе его передней кромки (20-30% с) уменьшается, что означает меньшую подъемную силу (поскольку большая часть подъемной силы создается именно этим участком).

Но оставшиеся 70-80% хорды будут иметь более низкое давление, что увеличивает чистый перепад давления между передней и задней поверхностями аэродинамического профиля и, таким образом, увеличивает сопротивление давлению.

Обратите также внимание, что эти 70-80% хорды располагаются под большим углом (угол атаки) и поэтому имеют большой эффект, когда мы вычисляем ее горизонтальную составляющую (сопротивление). С другой стороны, эта первая секция передней кромки аэродинамического профиля представляет собой приблизительно горизонтальную поверхность, поэтому вектор давления наиболее нормален к воздушному потоку и оказывает большее влияние на подъемную силу, когда мы вычисляем его вертикальную составляющую.

Из «Основ аэродинамики» Дж. Д. Андерсона-младшего (Пятое издание, стр. 384, 385). Я просто копирую и вставляю на случай, если у вас нет книги:

Здесь аэродинамический профиль под большим углом атаки (таким образом, с отрывом потока) показан с реальным распределением поверхностного давления, обозначенным сплошными стрелками. Давление всегда действует нормально к поверхности. Следовательно, все стрелки локально перпендикулярны поверхности. Длина стрелок соответствует величине давления. Через основание стрелок проведена сплошная кривая, образующая «конверт», чтобы облегчить визуализацию распределения давления. Однако если бы поток не был отрывным, т. е. если бы поток был присоединенным, то распределение давления было бы таким, как показано пунктирными стрелками (и штриховой огибающей).

Сплошные и пунктирные стрелки на рис. 4.47 следует внимательно сравнивать. Они объясняют два основных последствия отрывного обтекания аэродинамического профиля. Первым последствием является потеря подъемной силы. Аэродинамическая подъемная сила (вертикальная сила, показанная на рис. 4.47) получается из чистой составляющей распределения давления в вертикальном направлении на рис. 4.47 (при условии, что относительный ветер набегающего потока на этом рисунке горизонтален). Высокая подъемная сила достигается, когда давление на нижнюю поверхность велико, а давление на верхнюю поверхность мало. Отрыв не влияет на распределение давления у поверхности дна. Однако, сравнивая сплошные и пунктирные стрелки на верхней поверхности сразу за передней кромкой, мы обнаруживаем, что сплошные стрелки указывают на более высокое давление при отрыве потока. Это более высокое давление толкает вниз, следовательно, уменьшение подъемной силы. Это уменьшение подъемной силы также усугубляется геометрическим эффектом, заключающимся в том, что положение верхней поверхности аэродинамического профиля вблизи передней кромки приблизительно горизонтально на рис. 4.47. Когда поток отрывается, вызывая более высокое давление на эту часть поверхности аэродинамического профиля, направление, в котором действует давление, близко к вертикали, и, следовательно, подъемная сила почти полностью ощущает эффект повышенного давления. Совместное действие повышенного давления на верхнюю поверхность вблизи передней кромки и того факта, что эта часть поверхности является приблизительно горизонтальной, приводит к довольно резкой потере подъемной силы при отрыве потока. Обратите внимание на рисунок 4.

Теперь давайте сконцентрируемся на той части верхней поверхности, которая находится рядом с задней кромкой. На этом участке поверхности профиля давление отрывного потока теперь меньше, чем давление, которое существовало бы, если бы поток был присоединенным. Кроме того, верхняя поверхность вблизи задней кромки геометрически больше наклонена к горизонтали и, по сути, несколько обращена в горизонтальном направлении. Напомним, что на рис. 4.47 перетаскивание осуществляется в горизонтальном направлении. Из-за наклона верхней поверхности вблизи задней кромки давление, оказываемое на эту часть поверхности, имеет сильную составляющую в горизонтальном направлении. Эта составляющая действует влево, стремясь противодействовать горизонтальной составляющей силы из-за высокого давления, действующего на носовую часть аэродинамического профиля, толкающего вправо. Чистое сопротивление давлению на аэродинамический профиль представляет собой разницу между силой, действующей на переднюю часть, толкающую вправо, и силой, действующую на заднюю часть, толкающую влево. Когда поток отделен, давление на спину ниже, чем если бы поток был присоединен. Следовательно, для отрывного потока сила, толкающая назад влево, меньше, а чистое сопротивление, действующее вправо, поэтому увеличивается. Обратите внимание на рис. 4.47, что сопротивление для отрывного потока (сплошной горизонтальный вектор) больше, чем сопротивление, которое существовало бы, если бы поток был прикреплен (штриховой горизонтальный вектор). Таким образом, двумя основными последствиями отрыва потока над аэродинамическим профилем являются: давление на спину ниже, чем было бы, если бы поток был присоединен. Следовательно, для отрывного потока сила, толкающая назад влево, меньше, а чистое сопротивление, действующее вправо, поэтому увеличивается. Обратите внимание на рис. 4.47, что сопротивление для отрывного потока (сплошной горизонтальный вектор) больше, чем сопротивление, которое существовало бы, если бы поток был прикреплен (штриховой горизонтальный вектор). Таким образом, двумя основными последствиями отрыва потока над аэродинамическим профилем являются: давление на спину ниже, чем было бы, если бы поток был присоединен. Следовательно, для отрывного потока сила, толкающая назад влево, меньше, а чистое сопротивление, действующее вправо, поэтому увеличивается. Обратите внимание на рис. 4.47, что сопротивление для отрывного потока (сплошной горизонтальный вектор) больше, чем сопротивление, которое существовало бы, если бы поток был прикреплен (штриховой горизонтальный вектор). Таким образом, двумя основными последствиями отрыва потока над профилем являются: 47 видно, что лобовое сопротивление для отрывного потока (сплошной горизонтальный вектор) больше, чем лобовое сопротивление, которое существовало бы, если бы поток был присоединенным (штриховой горизонтальный вектор). Таким образом, двумя основными последствиями отрыва потока над профилем являются: 47 видно, что лобовое сопротивление для отрывного потока (сплошной горизонтальный вектор) больше, чем лобовое сопротивление, которое существовало бы, если бы поток был присоединенным (штриховой горизонтальный вектор). Таким образом, двумя основными последствиями отрыва потока над профилем являются:

1. Резкая потеря подъемной силы (сваливание).

2. Значительное увеличение сопротивления, вызванное сопротивлением давления из-за отрыва потока.