Bästa svaret
Profildrag förstås vanligtvis bestå av två typer av drag … tryck (eller Form) dra och hudfriktion dra. Om du tänker på detta grafiskt hjälper det dig att förstå de olika typerna av drag. Som namnet antyder är objektets form en stor avgörande faktor vid beräkningen av denna typ av drag. Så profilen, eller det område som utsätts för luftflödet, är vilka faktorer som påverkar mängden drag som faller inom denna kategori. Om du på något sätt minskar exponeringen för luftflödet, minskar du den här typen av drag.
De två typerna av drag som utgör profildrag:
Hudfriktionsdragning orsakas av friktion av en vätska när den passerar över kroppens hud. Som du kan föreställa dig ökar detta med hastighet och yta som exponeras för luftflödet … ytan kallas ibland för ”fuktad yta”.
Tryckmotstånd , eller som det ibland vanligen kallas, Formmotstånd, är den integrerade effekten av statiskt tryck på den fuktade ytan på ett objekt.
Hopp som hjälper.
Svar
Om gränsskiktet skiljer sig från flygplanet, ökar eller minskar lyftkoefficienten? Varför? Ökar eller minskar dragkraften? Varför?
För att hjälpa till att svara på den här frågan extraherade jag ett par bilder från den här videopresentationen av min vän och kollega, Dr Patrick Hanley.
Analysera, exportera och skriva ut NACA 4, 5 och 6-siffriga flygplattor .
Detta visar lyftkoefficient kontra angreppsvinkel. En sådan tomt kallas en lyftkurva. Här är lyftkurvor för tre olika flygplattor.
De når alla sin maximala lyftkoefficient vid cirka 15 ° angreppsvinkel. Lyftkoefficienten sjunker efter den punkten. Denna minskning av lyftkoefficienten kallas stall och det beror på separationen i gränsskiktet som du frågade om.
Här är en kurva över lyftkoefficient kontra dragkoefficient. Detta kallas en dragpolar.
De flesta dragpolar visar inte vad som händer med dragkoefficienten bortom den punkt där vingen bås. Den här gör det, och det är därför jag använder den.
Om du följer kurvorna uppåt och uppåt ser du att lyftkoefficienterna når ett maximum (vid stall) och sedan börjar sjunka igen . Men du kan också se att dragkoefficienterna fortsätter att stiga. Det svarar på en annan del av din fråga. Drag fortsätter att öka när vingen stannar.
De svårare delarna av dina frågor är varför. Men jag ska ge det en chans. En svår aspekt är att hitta bilder att illustrera. Jag hittade några på den här länken:
The problemet är att bilderna illustrerar något som författaren visar har att göra med att styra separationen med hjälp av elektriska strömmar. Det är vad anteckningen om anod och katod handlar om. Jag ska använda bilderna och låtsas att den elektriska strömbiten inte händer. Det kommer fortfarande att illustrera konceptuellt de idéer jag vill beskriva.
Först är här en bild av ganska normalt (icke-separerat flöde) över en flygplatta:
Jag har inte läst tidningen som följer med detta, så jag gissar delvis. Jag tror att skuggregionen är en region som inte upplystes av ett ljus som sken nerifrån. Detta får mig att tro att det här är faktiska experimentella mätningar snarare än beräknade strömlinjeformar. Jag tror också att flödet hålls fäst av den elektriska effekten eftersom notationen säger att anoden är pulserad. Denna vinge har en ganska stor attackvinkel, och utan den elektriska effekten skulle flödet separeras. Men jag vill bara att du ska föreställa dig att detta representerar normalt flöde över en vinge. Men det skulle inträffa vid en lägre attackvinkel.
Vad händer nu när vi får ett separat flöde?
Du kan se ett område över den bakre delen av vingen där flödet är separerat. I detta område är trycket på den bakre delen lägre än det skulle ha varit utan separationen. Det är ett område med återcirkulerande flöde och det är ett område med lågt tryck. Det låga trycket ökar motståndet. Det suger på ytan och det har en komponent bakåt och det är en dragkraft.
Här är den knepiga delen. Om det är ett område med lågt tryck och det suger upp på vingens baksida, varför ökar inte hissen? Det är lite svårare att förklara. I den regionen är hissen större . Men flödet över den främre delen av vingen påverkas när flödet över den bakre delen ändras.Om du jämför flödet över den främre delen av vingen i de två bilderna ovan ser du att linjerna ligger närmare varandra i den första bilden och längre ifrån varandra i den andra bilden. Här är de sida vid sida i samma skala:
Den röda rutan jag lade till visar hur flödet koncentreras i en mindre område för flödet till vänster (ingen flödesavskiljning) kontra flödet till höger som är stoppat. Det betyder att flödet till vänster är snabbare än flödet till höger. Så över den övre delen av vingen finns det mer sug på vänster vinge och mindre sug på höger vinge. Det vill säga när vingen stannar (till höger) sänks flödet över den främre delen av vingen. Det orsakar en stor minskning av lyft framifrån och den minskningen uppväger ökningen av hissen på baksidan av vingen i det separerade området. Därför minskar nätlyftet med separationen av gränsskiktet.
Beväpnad med den förståelsen kan vi också förutsäga att det kommer att finnas ett ögonblick när flödet separeras. Mer lyft på baksidan och mindre lyft fram kommer att tippa ner näsan. Vi måste hitta en annan plot för att kontrollera det.
Här är en. Jag kopierade detta från någonstans på nätet, men jag är mycket övertygad om att den här bilden kommer från boken ”Theory of Wing Sections” av Abbott och von Doenhoff, så jag ger det som tillskrivning.
Till vänster har vi den välbekanta lyftkurvan och till höger har vi dragpolen. Lägg märke till hur dragpolen stannar vid stallet. Det visar inte att dragningen ökar efter den punkten. Jag vet inte varför de avkortade uppgifterna på det sättet.
Men vi ser också en plot av momentkoefficient, C\_m. på samma diagram som lyftkurvan. Enligt konvention definierar vi en näsa upp momentkoefficient för att vara positiv . Vi ser att ögonblickskoefficienten sjunker snabbt i attackvinklar större än cirka 15 °, det är där denna vinge stannar. Det är precis vad vi förutspådde skulle hända. Det är ett ögonblick. Det händer också i motsatt riktning över på vänster sida av grafen när vingen är upp och ner och stannar på den sidan.
Jo, det var ett långt och komplicerat svar. Jag är förvånad över att jag kunde hitta tillräckligt med information på webben för att illustrera allt detta. Jag förväntade mig inte riktigt att uppnå det när jag började detta svar. Men det visade sig bra till slut.