Beeinflusst die Fluggeschwindigkeit den kritischen Anstellwinkel eines Tragflügels?

Ich verstehe, dass der kritische Anstellwinkel hauptsächlich von der Form des Tragflächenprofils beeinflusst wird. Beeinflusst jedoch die Fluggeschwindigkeit des Profils oder die Dichte der Luft den kritischen Anstellwinkel? Ich würde denken, dass die Fluggeschwindigkeit oder Luftdichte die laminaren Strömungseigenschaften beeinflussen und den kritischen Anstellwinkel dieses Strömungsprofils vielleicht nur geringfügig ändern könnte.

Könnten Sie vielleicht mit dem Akzeptieren der Antwort warten, um mehr Antworten zu erhalten? Ich habe mich über genau diese Frage gewundert, aber ich hoffe, dass es einige quantitativere Antworten als die aktuelle geben wird.

Antworten (2)

Ja, über die Reynolds-Zahl

Die Reynolds-Zahl ist eine Funktion der Fluggeschwindigkeit und wird verwendet, um den Übergang von laminarer zu turbulenter Strömung vorherzusagen:

R e = ρ v L μ = v L v

Der kritische Anstellwinkel wird durch die Ablösung der Grenzschicht beeinflusst, die wiederum von den laminaren oder turbulenten Eigenschaften dieser Schicht abhängt.

Beachten Sie, dass die Reynolds-Zahl der Schicht nicht mit der Reynolds-Zahl des Flügels identisch ist, obwohl sie verwandt sind.

BEARBEITEN: Um den Effekt zu visualisieren, siehe zum Beispiel die folgende Grafik (danke @MikeY)Bild, das den Effekt der Reynolds-Zahl auf Auftriebskoeffizientenkurven veranschaulicht, von Kishore, Ravi & Coudron, Thibaud & Priya, S.Jeba. (2013). Tragbare Windenergieanlage im kleinen Maßstab (SWEPT). Zeitschrift für Windtechnik und industrielle Aerodynamik. 116. 21–31. 10.1016/j.jweia.2013.01.010.

Einiges an experimenteller Arbeit zur Leistung bei niedriger Fluggeschwindigkeit wurde von Selig et al. bei der UIUC , und ihre Website enthält einen bedeutenden Katalog von Tragflächendatenpunkten.

Eine weitere Ressource, die es wert ist, überprüft zu werden, ist Airfoiltools , die grafisch dargestellte Xfoil-Polare für eine umfangreiche Auswahl an Tragflächen bietet. Denken Sie daran, dass die Vorhersage von Xfoil von Strömungsablösungspunkten numerisch ist und daher möglicherweise nicht an allen Punkten mit der Realität übereinstimmt.

Wenn dieses Diagramm etwas über Geschwindigkeit darstellt, warum sind dann weder die X- noch die Y-Achse mit irgendetwas beschriftet, das mit Geschwindigkeit zu tun hat?
Die @RyanMortensen-Geschwindigkeit wird in die Reynolds-Zahl subsumiert, die als Koeffizient erscheint, der die Kurvenfamilie generiert.
Obwohl eine Erhöhung der Geschwindigkeit um 2 Größenordnungen ein bisschen viel ist, gibt es Unterschiede in der Verdopplungsgeschwindigkeit für eine bestimmte Reynolds-Zahl. Gute Grafik. +1
@RobertDiGiovanni Die Geschwindigkeit muss nicht um den Faktor 100 erhöht werden, da der Akkord auch eine Rolle spielt. Dies ist ein weiterer Grund, warum Flügelspitzen oft unterschiedliche Tragflächen haben. Am stärksten ist der Effekt bei kleinen Modellflugzeugen, die nahe am Strömungsübergang fliegen R e Trotzdem.
Und horizontale Stabilisatoren.
@RobertDiGiovanni bedeutet HStabs in Flugzeugen in Verkehrsflugzeuggröße? Nein nicht wirklich.

Aus Pilotensicht nein. Stalling tritt bei kritischer AoA bei jeder Fluggeschwindigkeit oder Höhe auf.

Flugzeuge fliegen, weil der Auftrieb gleich oder größer als das Gewicht ist. Lift ist das Ergebnis dieser Formel:

L = 1 2 ⋅ ρ ⋅ v 2 ⋅ C L ⋅ S

(ρ=Dichte, v=Fluggeschwindigkeit, C L =Auftriebsbeiwert, S=Oberfläche)

C L variiert direkt mit AOA. Je mehr AoA, desto mehr C L ... bis zu dem Punkt, an dem sich die Grenzschicht trennt und kein Auftrieb erzeugt wird. An diesem Punkt wird das Maximum C L oder C Lmax erreicht. Die Beziehung zwischen AoA und C L wird empirisch für jede aerodynamische Oberfläche erhalten.

https://en.wikipedia.org/wiki/Angle_of_attack

Je höher die Fluggeschwindigkeit, desto mehr Auftrieb.

Und je mehr AoA, desto mehr Cl und damit mehr Auftrieb.

Aber jenseits des kritischen Anstellwinkels kommt es unabhängig von der Fluggeschwindigkeit zum Stillstand.

Sie denken vielleicht, dass Sie über die AoA hinausgehen und immer noch fliegen und klettern können, aber das wird ein Produkt des Schubs sein, der mit der Beschleunigung die Richtung des relativen Windes ändern wird. Denken Sie daran, dass die AoA gegen den relativen Wind gemessen wird. Wenn Sie also Schub anwenden, ändern Sie den "Blickpunkt" Ihres Winkels.

Bezüglich Dichte bzw. Höhe muss man den Unterschied zwischen True Airspeed (TAS) und Indicated Airspeed (IAS) berücksichtigen. Bei gleichem IAS erhalten Sie in größerer Höhe mehr TAS. Denn IAS ist eine Funktion des dynamischen Drucks (q), der von der Dichte (ρ) abhängt:

Q = 1 2 ⋅ ρ ⋅ v 2

Wie Sie der Gleichung entnehmen können, erhalten Sie mehr v (Fluggeschwindigkeit, die den gleichen Auftrieb erzeugt), wenn Sie ρ verringern oder die Höhe erhöhen und trotzdem Ihren IAS beibehalten.

Aber C L hängt nicht von der Dichte ab, und C Lmax wird bei demselben Anstellwinkel in verschiedenen Höhen erhalten.

Willkommen bei Aviation.SE! Können Sie näher erläutern, wie Sie zu dieser Schlussfolgerung gekommen sind? Genau wie beim Luftwiderstand ist der Auftriebsbeiwert von der Reynolds-Zahl abhängig, sodass die Cl/α-Kurve für eine bestimmte Reynolds-Zahl (und damit Geschwindigkeit) gültig ist.
"Stalling tritt bei einer bestimmten AoA bei jeder Fluggeschwindigkeit oder Höhe auf" ist einfach nicht korrekt, fürchte ich, siehe meine Antwort.
@fooot: Ich habe die Frage aus der Sicht eines Piloten interpretiert, bei der der Pilot keine Kontrolle über die Reynoldszahl hat, sondern über die AoA, die Oberflächenkonfiguration (Querruder, Spoiler ...) und die Geschwindigkeit. Mein Punkt ist aus dieser Perspektive gültig, wo der Pilot wissen muss, dass er das Flugzeug bei jeder Geschwindigkeit oder Höhe bei einer bestimmten AoA abwürgen kann. Deshalb haben Flugzeuge einen AoA-Sensor. Aber aus gestalterischer Sicht des Flügels haben Sie natürlich Recht.
Beeinflusst die Fluggeschwindigkeit den kritischen Anstellwinkel eines Tragflügels?
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