Почему вихрь, создаваемый крылом, влияет на его собственный угол атаки?

Согласно теории потенциального потока, мы знаем, что подъемная сила, создаваемая крыльями, возникает из-за создаваемого ими вихря. В случае трехмерного конечного крыла также существует поток по размаху из-за утечки кончика от нижней части к верхней поверхности. Итак, если предположить, что крыло движется влево, то направление вихря должно быть по часовой стрелке, что, в свою очередь, должно создавать поток вверх, а не вниз . Это должно вызвать увеличение угла атаки, а не его уменьшение.

Таким образом, созданный поток вниз должен быть действительным для крыла, движущегося за исходным крылом, но мы говорим, что на исходном крыле есть поток вниз.

Так где же я ошибаюсь, направление вихря. Если да, то какое правильное объяснение. Пожалуйста, объясни.

Ответы (2)

Вихри на законцовках крыла создают поток как вверх, так и вниз; Нисходящий поток находится в пределах размаха крыла и влияет на угол атаки крыла, в то время как восходящий поток находится за пределами размаха крыла и может использоваться другим самолетом (или птицей), летящим позади и над крылом.

Поток, вызванный струей вниз, уменьшает эффективный угол атаки (конечного) крыла и вызывает индуктивное сопротивление.

Посмотрите, проясняет ли это изображение ваши сомнения.

вихрь на задней кромке

Источник: aerospaceweb.org

Рассмотрим поток вверх перед крылом и поток вниз после крыла (сечения).

Промывка вверх и продувка вниз

Источник: theairlinepilots.com

Как видно, поток воздуха перед крылом немного направлен вверх по потоку воздуха. Теперь угол, который крыло образует с горизонтальной исходной точкой (т. е. относительный поток воздуха), одинаков.

Однако воздушный поток слегка направлен вверх, и крыло видит идущий на него воздух под другим углом по сравнению с относительным воздушным потоком. В результате эффективный угол атаки (определяемый как угол атаки, лежащий между хордой аэродинамического профиля и эффективным воздушным потоком) уменьшается , так что относительный и эффективный воздушный поток выглядит примерно так:

Эффективный воздушный поток

Источник: theairlinepilots.com

Эта разница между относительным и эффективным воздушными потоками и является причиной индуктивного сопротивления.

Индуцированное сопротивление

Источник: theairlinepilots.com

Возможно, вы могли бы также упомянуть, что то же самое происходит перед и после крыла. Непосредственно перед крылом происходит восходящий поток, тогда как за крылом происходит нисходящий поток, см. protected-tbn3.gstatic.com/…
@aeroalias Спасибо за это очень актуальное изображение. Но это именно то, что я хочу сказать, если все эффекты индуцированного потока преобладают за крыльями, как получается, что угол атаки, который зависит от потока перед крылом, изменяется?
@ROIMaison, если перед крылом возникает поток вверх, то разве угол атаки не должен увеличиваться?
@Manish Смотрите отредактированный ответ.
Большое спасибо за подробное объяснение, начиная с основ. Я думаю, что меня смутило векторное сложение скоростей, тогда как на самом деле поток вращается.
Почему есть промывка вверх. Вихри начинаются только на верхней части крыла, так почему вихри вызывают размытие перед крылом?
Как уменьшится угол атаки, если поток подтолкнут вверх. Угол атаки увеличится.
@Crafterguy и aeroalias: часть ответа неверна! Вихрь законцовки крыла создает нисходящую составляющую скорости впереди крыла, а также позади него. Смотрите мой ответ для получения дополнительной информации.

Вблизи крыла связанная циркуляция за счет подъемной силы приводит к восходящему потоку перед крылом и нисходящему потоку за крылом, аналогичному потоку, создаваемому двумерным подъемным крылом бесконечного размаха.

Очень важный эффект создается течением за счет вихревой пары, образующей след (на законцовках крыла). Полубесконечный лист завихренности, распределенный в следе, создает нисходящую составляющую скорости в набегающем потоке перед крылом, на крыле и далеко вниз по потоку, как показано на рисунке.

введите описание изображения здесь

Смыв вниз кильватерным следом приводит к уменьшению угла атаки крыла относительно набегающего потока, уменьшая подъемную силу. Кроме того, струя вниз поворачивает вектор встречного потока на крыле, что приводит к компоненту сопротивления, как показано на рисунке. Изменение угла атаки из-за нисходящего потока, создаваемого следом, составляет tg(a) = (Uz/U∞)

Источник:

СТАНФОРДСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ, Факультет аэронавтики и астронавтики, AA 200A Прикладная аэродинамика, инструктор: Брайан Кантуэлл, cantwell@stanford.edu

Ссылка: AA200_Ch_12_Wings_of_Finite_Span_Cantwell.pdf

Веб-папка, содержащая другие материалы: URL

Почему вихрь, создаваемый крылом, влияет на его собственный угол атаки?
СпросиСетьПолитика конфиденциальности1y, 1v