Warum steigt der kritische Anstellwinkel nicht mit der Fluggeschwindigkeit? [Duplikat]

Ihre Skepsis ist berechtigt. Der kritische Anstellwinkel (cAoA) kann mit zunehmender Fluggeschwindigkeit sowohl wachsen als auch schrumpfen. Das Wachstum ist im Allgemeinen auf eine höhere Reynolds-Zahl zurückzuführen, während eine Verringerung der cAoA mit zunehmender Geschwindigkeit ein transsonischer Effekt ist, also von der Flugmachzahl abhängt.

In einem besonderen Fall wurde bereits angegeben, dass dies bei Mach 0,3 geschieht, weit unter dem, was normalerweise als transsonisch angesehen wird.

Aber fangen wir zuerst mit den Effekten der Reynoldszahl an.

Häufige Leser meiner Antworten wissen, dass ich mich an dieser Stelle dem Buch Fluid Dynamic Lift von Sighard Hoerner zuwende , und Sie werden dieses Mal nicht enttäuscht sein. In Abschnitt 4, beginnend auf Seite 4-12 der Ausgabe von 1985, finden Sie mehrere Diagramme, die viele Testdaten zusammenfassen. Hoerner verwendet c$_{lx}$um den maximalen Auftriebskoeffizienten zu bezeichnen, und obwohl die Steigung der Auftriebskurve mit der Reynolds-Zahl etwas zunimmt, ist dieser Effekt klein im Vergleich zu der verzögerten Trennung, die bei höheren Reynolds-Zahlen auftritt, sodass seine Daten implizit zeigen, dass cAoA im Allgemeinen mit der Geschwindigkeit zunimmt.

Hier ist Abbildung 18, das Diagramm für Schaufelblätter mit 12 % relativer Dicke:

Der plötzliche Sprung bei Re = 0,7$\times$10&sup5; bis 0,9$\times$10⁵ wird durch einen früheren Übergang mit höherer Geschwindigkeit verursacht, so dass eine niedrige cAoA, die durch eine laminare Trennung unterhalb dieser Reynolds-Zahl verursacht wird, durch einen früheren Übergang und eine verzögerte Trennung der jetzt turbulenten Grenzschicht jenseits dieser Reynolds-Zahl ersetzt wird. Aber das ist das Reich der kleinen Modellflugzeuge.

Das stark gewölbte Joukowsky-Profil geht gegen den Trend und zeigt eine Reduzierung des maximalen Auftriebs zwischen Re = 10⁵ und 10⁶. Dasselbe gilt für Schaufelblätter mit einer relativen Dicke von mehr als 20 % und wird durch ihren großen Nasenradius verursacht. Hörner schreibt:

Das Schaufelradiusverhältnis ist somit ein wichtiger Einfluss hinsichtlich der kritischen Reynolds-Zahl des Schnitts, Bild 17. Beachten Sie, dass die Schnitte mit der kleinsten Krümmung tendenziell die höchsten kritischen Reynolds-Zahlen für den starken Anstieg von c
haben$_{lx}$.

Das sind die am Ende der Gruppe.

Wenn die Steigung der Auftriebskurve eines 2D-Schnitts 2π beträgt, ist die Zunahme von c$_{lx}$zwischen Re = 10&sup6; und 10&sup8; von 1,2 auf 1,9 entspricht einer typischen Erhöhung des cAoA von mehr als 6º. Subtrahieren Sie ein Grad für die erhöhte Neigung der Auftriebskurve und Sie haben immer noch eine Änderung von 5°, wenn ein typischer cAoA bei Re = 10⁶ in 2D-Strömung 12° beträgt. In der Realität würde ein solcher Bereich von Reynolds-Zahlen ein Geschwindigkeitsverhältnis zwischen langsamer und hoher Fluggeschwindigkeit von 100 bedeuten. Realistischere Verhältnisse sind 4, sodass die Änderung der cAoA über den typischen Geschwindigkeitsbereich eher gering ist.

Nun zum Einfluss der Flugmachzahl:

Auch hier gehört Abbildung 27 zu einer Gruppe, die c darstellt$_{lx}$über Mach, siehe unten.

NACA 64-210 zeigt einen dramatischen Abfall über Mach 0,2, also warum sollte ich dies auf transsonische Effekte schieben? Dünne Profile mit kleinen Nasenradien zeigen sehr steile Saugspitzen an der Nase in der Nähe des Strömungsabrisses, so dass hier die lokale Machzahl tatsächlich Überschall wird, während die Flugmachzahl Sie dazu bringen würde, Kompressibilitätseffekte zu vernachlässigen. Hörner schreibt:

Auf dem ersten Zehntel der Sehne auf stumpfen Flügeln werden stehende Stoßwellen ähnlich den bekannteren Stößen auf dem hinteren Abschnitt des Flügels gebildet, außer dass ihre Größe eine Größenordnung kleiner ist. Der bekannte Lambda-Stoß mit einem schwachen Vorwärtsstoß und einem Druckplateau, wie in Abbildung 26 dargestellt, wird mit einer laminaren Grenzschicht gebildet. Bei einer turbulenten Grenzschicht bildet sich an der Nase der Einzelstoß mit starkem Druckanstieg und einer sich ausdehnenden Blase (25,b). Diese Schockwellen interagieren mit der Grenzschicht, was zu einer Trennung und einer Verringerung von c führt$_{lx}$wie in Abbildung (27) dargestellt.

Wenn Sie meine Erklärung lesen möchten, wenden Sie sich bitte an den zweiten Teil dieser Antwort .

Nun kann die cAoA-Änderung bei richtigem Profil über den realistischen Geschwindigkeitsbereich eines schnellen Flugzeugs ziemlich dramatisch sein, daher sollte sie nicht vernachlässigt werden.

Und zuletzt der oben angedeutete seltsame Fall: Ich habe einmal an einem Jet-Trainer gearbeitet, dem ich einen maximalen Auftriebskoeffizienten in sauberer Konfiguration von 1,28 vorhergesagt habe. Flugtests ergaben später, dass es einen maximalen Auftriebsbeiwert von 1,35 in Bodennähe erreichen konnte, aber nur 1,26 auf 4000 m. Der Abfall der Lufttemperatur zwischen Boden und 4000 m würde die Machzahl nach oben verschieben und Stoßwellen an der Nase verursachen, die in Bodennähe nicht (oder weniger ausgeprägt) vorhanden sind.

Ja

Eine Möglichkeit, um ein besseres Verständnis zu erlangen, besteht darin, zu den Profilwerkzeugen zu gehen und den Auftrieb gegenüber der AoA Ihres bevorzugten Profils zu beobachten (versuchen Sie zunächst das Clark Y). Sie werden sehen, dass die Reynoldszahl-Effekte im Allgemeinen über mehrere Größenordnungen hinweg auftreten , weit außerhalb der Geschwindigkeit Umschlag Ihres Flugzeugs.

Ein bisschen wie zu sagen, von 0 bis Vne wären ein paar Zentimeter auf einer 1-Meter-Reynolds-Skala. Die Reynolds-Zahl ist linear proportional zu V (nicht V$^2$), so dass nur große Velocity-Meter/Sekunde- (und Akkord-Meter-) Änderungen einen merklichen Unterschied machen.

Reynolds-Zahl = Geschwindigkeit × Akkord/1,48 × 10$^-5$

Die Reynolds-Zahl und damit die Stall-AoA können innerhalb eines bestimmten Flugzeugflugbereiches (Freizeit, niedriger Unterschall) als ungefähr gleich angesehen werden , wobei Manövriereffekte (G-Belastung in Kurven) viel kritischer sind.