Beste antwoord
Het slepen van een profiel bestaat meestal uit twee soorten slepen … druk (of vorm) slepen en huidwrijving slepen. Als je hier grafisch over nadenkt, helpt het om de verschillende soorten weerstand te begrijpen. Zoals de naam al aangeeft, is de vorm van het object een grote bepalende factor bij de berekening van dit soort weerstand. Dus het profiel, of het gebied dat wordt blootgesteld aan de luchtstroom, is wat van invloed is op de hoeveelheid weerstand die in deze categorie valt. Als je die blootstelling aan de luchtstroom op de een of andere manier vermindert, verminder je dit type weerstand.
De twee soorten weerstand die deel uitmaken van profielweerstand:
Wrijvingsweerstand door de huid wordt veroorzaakt door de wrijving van een vloeistof wanneer deze over de huid van een lichaam gaat. Zoals u zich kunt voorstellen, neemt dit toe met de snelheid en het oppervlak dat wordt blootgesteld aan de luchtstroom…. Het oppervlak wordt soms het “natgemaakte oppervlak” genoemd.
Drukweerstand , of zoals het soms vaak wordt genoemd, vormweerstand, is het geïntegreerde effect van statische druk op het natgemaakte oppervlak van een object.
Hoop dat dat helpt.
Antwoord
Als de grenslaag loskomt van het vleugelprofiel, neemt de liftcoëfficiënt dan toe of af? Waarom? Neemt de weerstandskracht toe of af? Waarom?
Om deze vraag te helpen beantwoorden, heb ik een paar afbeeldingen uit deze videopresentatie gehaald door mijn vriend en collega, Dr. Patrick Hanley.
Analyseer, exporteer en print NACA 4-, 5- en 6-cijferige draagvlakken .
Dit toont de liftcoëfficiënt versus de aanvalshoek. Zon plot wordt een liftcurve genoemd. Hier zijn liftcurves voor drie verschillende draagvlakken.
Ze bereiken allemaal hun maximale liftcoëfficiënt bij een aanvalshoek van ongeveer 15 °. De liftcoëfficiënt daalt na dat punt. Deze verlaging van de liftcoëfficiënt wordt stall genoemd en is te wijten aan de scheiding in de grenslaag waar u naar vroeg.
Hier is een grafiek van de liftcoëfficiënt versus de luchtweerstandscoëfficiënt. Dit wordt een weerstandspolair genoemd.
De meeste sleeppolen laten niet zien wat er gebeurt met de sleepcoëfficiënt voorbij het punt waar de vleugel kraampjes. Deze doet het, en daarom gebruik ik hem.
Als je de bochten omhoog en over de top volgt, zie je dat de liftcoëfficiënten een maximum bereiken (bij stalling) en dan weer beginnen te dalen . Maar je kunt ook zien dat de luchtweerstandscoëfficiënten blijven stijgen. Dat beantwoordt een ander deel van uw vraag. Drag blijft toenemen wanneer de vleugel afslaat.
De moeilijkere delen van uw vragen zijn het waarom. Maar ik zal het proberen. Een moeilijk aspect is het vinden van afbeeldingen om te illustreren. Ik heb er een paar gevonden op deze link:
De probleem is dat de afbeeldingen iets illustreren waarvan de auteur laat zien dat het te maken heeft met het regelen van de scheiding door elektrische stromen te gebruiken. Dat is waar de annotatie over anode en kathode over gaat. Ik ga de afbeeldingen gebruiken en doen alsof het elektrische stroombit niet gebeurt. Het zal nog steeds conceptueel de ideeën illustreren die ik wil beschrijven.
Ten eerste is hier een afbeelding van een redelijk normale (niet-gescheiden stroom) boven een vleugelprofiel:
Ik heb de paper die hierbij hoort niet gelezen, dus ik gok er gedeeltelijk naar. Het schaduwgebied is, geloof ik, een gebied dat niet werd verlicht door een licht dat van boven naar beneden scheen. Dit doet me geloven dat dit feitelijke experimentele metingen zijn in plaats van berekende stroomlijnen. Ik geloof ook dat de stroom wordt vastgehouden door het elektrische effect, omdat de notatie zegt dat de anode pulserend is. Deze vleugel heeft een vrij grote aanvalshoek en zonder het elektrische effect zou de stroom worden gescheiden. Maar ik wil dat je je voorstelt dat dit een normale stroming over een vleugel vertegenwoordigt. Maar het zou gebeuren bij een lagere aanvalshoek.
Wat gebeurt er nu als we een gescheiden stroom krijgen?
U kunt een gebied over het achterste gedeelte van de vleugel zien waar de stroom is gescheiden. In dit gebied is de druk op dat ruggedeelte lager dan zonder de scheiding. Dat is een gebied met recirculerende stroming, en het is een gebied met lage druk. Die lage druk verhoogt de weerstand. Het zuigt aan het oppervlak en dat heeft een component naar achteren en dat is een sleepkracht.
Hier is het lastige gedeelte. Als dat een gebied is met lage druk en het zuigt op aan de achterkant van de vleugel, waarom verhoogt de lift dan niet ? Dat is een beetje moeilijker uit te leggen. In die regio is de stijging groter. Maar de stroming over het voorste deel van de vleugel wordt beïnvloed wanneer de stroming over het achterste deel verandert.Als je de stroom over het voorste deel van de vleugel in de twee afbeeldingen hierboven vergelijkt, zul je zien dat de lijnen dichter bij elkaar zijn in de eerste afbeelding en verder uit elkaar in de tweede afbeelding. Hier staan ze naast elkaar op dezelfde schaal:
Het rode vak dat ik heb toegevoegd, laat zien hoe de stroom is geconcentreerd in een kleiner gebied voor de stroom aan de linkerkant (geen stroomscheiding) versus de stroom aan de rechterkant die is vastgelopen. Dit betekent dat de stroom aan de linkerkant sneller is dan de stroom aan de rechterkant. Dus over dat bovenste deel van de vleugel is er meer zuigkracht op de linkervleugel en minder zuigkracht op de rechtervleugel. Dat wil zeggen, wanneer de vleugel afslaat (aan de rechterkant), vertraagt de stroom over het voorste deel van de vleugel. Dat veroorzaakt een grote vermindering van de lift vooraan en die vermindering weegt op tegen de toename van de lift op de achterkant van de vleugel in het afgescheiden gebied. Dat is de reden waarom de netto lift afneemt met scheiding van de grenslaag.
Gewapend met dat begrip kunnen we ook voorspellen dat er een neus naar beneden moment zal zijn wanneer de stroom zich scheidt. Meer lift aan de achterkant en minder lift aan de voorkant zal de neus naar beneden kantelen. We moeten een ander plot vinden om dat te controleren.
Hier is er een. Ik heb dit ergens op internet gekopieerd, maar ik heb er alle vertrouwen in dat deze afbeelding afkomstig is uit het boek “Theory of Wing Sections” van Abbott en von Doenhoff, dus ik zal dat als attributie noemen.
Aan de linkerkant hebben we de bekende liftcurve en aan de rechterkant hebben we de sleeppolar. Merk trouwens op hoe de sleeppool stopt bij stalling. Het laat niet zien dat de weerstand na dat punt toeneemt. Ik weet niet waarom ze de gegevens op die manier hebben ingekort.
Maar we zien ook een plot van de momentcoëfficiënt, C\_m. op dezelfde grafiek als de liftcurve. Volgens afspraak definiëren we een neus-omhoog momentcoëfficiënt als positief . We zien dat de momentcoëfficiënt snel afneemt bij aanvalshoeken groter dan ongeveer 15 °, waar deze vleugel afslaat. Dat is precies wat we hadden voorspeld dat er zou gebeuren. Dat is een neus-down-moment. Het gebeurt ook in de tegenovergestelde richting aan de linkerkant van de grafiek als de vleugel ondersteboven staat en aan die kant blijft hangen.
Nou, dat was een lang en ingewikkeld antwoord. Het verbaast me dat ik genoeg informatie op internet heb kunnen vinden om dit allemaal te illustreren. Ik had niet echt verwacht dat ik dat zou bereiken toen ik met dit antwoord begon. Maar het kwam uiteindelijk goed uit.