Beste Antwort
Unter Profilwiderstand versteht man normalerweise zwei Arten von Widerstand… Druck (oder Form) ziehen und Hautreibung ziehen. Wenn Sie dies grafisch betrachten, ist es hilfreich, die verschiedenen Arten des Ziehens zu verstehen. Wie der Name schon sagt, ist die Form des Objekts ein wichtiger Faktor bei der Berechnung dieser Art von Widerstand. Das Profil oder der Bereich, der dem Luftstrom ausgesetzt ist, ist also der Faktor für den Luftwiderstand, der in diese Kategorie fällt. Wenn Sie die Belastung des Luftstroms irgendwie verringern, verringern Sie diese Art von Luftwiderstand.
Die beiden Arten von Luftwiderstand, aus denen sich der Luftwiderstand des Profils zusammensetzt:
Hautreibungswiderstand wird durch die Reibung einer Flüssigkeit verursacht, die über die Haut eines Körpers fließt. Wie Sie sich vorstellen können, nimmt dies mit der Geschwindigkeit und der Oberfläche zu, die dem Luftstrom ausgesetzt sind. Die Oberfläche wird manchmal als „benetzte Oberfläche“ bezeichnet.
Druckwiderstand oder, wie es manchmal allgemein genannt wird, Formwiderstand ist der integrierte Effekt des statischen Drucks auf die benetzte Oberfläche eines Objekts.
Hoffnung, die hilft.
Antwort
Wenn sich die Grenzschicht vom Schaufelblatt trennt, erhöht oder verringert sich der Auftriebskoeffizient? Warum? Erhöht oder verringert sich die Widerstandskraft? Warum?
Um diese Frage zu beantworten, habe ich einige Bilder aus dieser Videopräsentation meines Freundes und Kollegen Dr. Patrick Hanley extrahiert.
Analysieren, exportieren und drucken Sie NACA 4-, 5- und 6-stellige Tragflächen .
Dies zeigt den Auftriebskoeffizienten gegenüber dem Anstellwinkel. Ein solches Diagramm wird als Auftriebskurve bezeichnet. Hier sind Auftriebskurven für drei verschiedene Tragflächen.
Sie alle erreichen ihren maximalen Auftriebskoeffizienten bei einem Anstellwinkel von etwa 15 °. Der Auftriebskoeffizient fällt nach diesem Punkt ab. Diese Verringerung des Auftriebskoeffizienten wird als Stillstand bezeichnet und ist auf die Trennung in der Grenzschicht zurückzuführen, nach der Sie gefragt haben.
Hier ist eine grafische Darstellung des Auftriebskoeffizienten gegenüber dem Widerstandsbeiwert. Dies wird als Widerstandspolar bezeichnet.
Die meisten Widerstandspolare zeigen nicht, was mit dem Widerstandsbeiwert über den Punkt hinaus geschieht, an dem sich der Flügel befindet Stände. Dies ist der Fall, und deshalb verwende ich es.
Wenn Sie den Kurven nach oben und oben folgen, sehen Sie, dass die Auftriebskoeffizienten ein Maximum erreichen (beim Abwürgen) und dann wieder abfallen . Sie können aber auch sehen, dass die Widerstandsbeiwerte weiter ansteigen. Das beantwortet einen anderen Teil Ihrer Frage. Der Luftwiderstand nimmt weiter zu, wenn der Flügel blockiert.
Die schwierigeren Teile Ihrer Fragen sind das Warum. Aber ich werde es versuchen. Ein schwieriger Aspekt ist es, Bilder zu finden, die illustriert werden können. Ich habe einige unter diesem Link gefunden:
Die Das Problem ist, dass die Bilder etwas veranschaulichen, was der Autor mit der Steuerung der Trennung durch Verwendung elektrischer Ströme zu tun hat. Darum geht es in der Anmerkung zu Anode und Kathode. Ich werde die Bilder verwenden und so tun, als ob das elektrische Strombit nicht passiert. Es wird weiterhin konzeptionell die Ideen veranschaulichen, die ich beschreiben möchte.
Zunächst ist hier ein Bild einer ziemlich normalen (nicht getrennten Strömung) über einem Tragflächenprofil:
Ich habe das dazugehörige Papier nicht gelesen, daher rate ich teilweise. Ich glaube, die Schattenregion ist eine Region, die nicht von einem von oben herabstrahlenden Licht beleuchtet wurde. Dies lässt mich glauben, dass dies eher tatsächliche experimentelle Messungen als berechnete Stromlinien sind. Ich glaube auch, dass der Fluss durch den elektrischen Effekt verbunden bleibt, weil die Notation besagt, dass die Anode gepulst ist. Dieser Flügel befindet sich in einem ziemlich großen Anstellwinkel, und ohne den elektrischen Effekt würde die Strömung getrennt. Aber ich möchte nur, dass Sie sich vorstellen, dass dies einen normalen Fluss über einen Flügel darstellt. Aber es würde bei einem niedrigeren Anstellwinkel auftreten.
Was passiert nun, wenn wir einen getrennten Fluss erhalten?
Sie können einen Bereich über dem hinteren Teil des Flügels sehen, in dem die Strömung getrennt ist. In diesem Bereich ist der Druck auf diesen hinteren Teil geringer als ohne die Trennung. Dies ist ein Bereich mit Umwälzströmung und ein Bereich mit niedrigem Druck. Dieser niedrige Druck erhöht den Luftwiderstand. Es saugt an der Oberfläche und das hat eine Komponente nach hinten und das ist eine Widerstandskraft.
Hier ist der schwierige Teil. Wenn dies ein Bereich mit niedrigem Druck ist und sich an der Rückseite des Flügels ansaugt, warum erhöht dann nicht den Auftrieb ? Das ist etwas schwieriger zu erklären. In dieser Region ist der Auftrieb größer. Die Strömung über den vorderen Teil des Flügels wird jedoch beeinträchtigt, wenn sich die Strömung über den hinteren Teil ändert.Wenn Sie den Fluss über den vorderen Teil des Flügels in den beiden obigen Bildern vergleichen, sehen Sie, dass die Linien im ersten Bild näher beieinander und im zweiten Bild weiter voneinander entfernt sind. Hier sind sie nebeneinander im gleichen Maßstab:
Das rote Kästchen, das ich hinzugefügt habe, zeigt, wie sich der Fluss in a konzentriert kleinerer Bereich für die Strömung links (keine Strömungstrennung) gegenüber der Strömung rechts, die blockiert ist. Dies bedeutet, dass der Fluss links schneller ist als der Fluss rechts. Über diesem oberen Teil des Flügels gibt es also mehr Saugkraft am linken Flügel und weniger Saugkraft am rechten Flügel. Das heißt, wenn der Flügel (rechts) blockiert, verlangsamt sich die Strömung über den vorderen Teil des Flügels. Dies führt zu einer starken Verringerung des Auftriebs vorne und diese Verringerung überwiegt die Erhöhung des Auftriebs auf der Rückseite des Flügels in dem abgetrennten Bereich. Aus diesem Grund nimmt der Nettolift mit der Trennung der Grenzschicht ab.
Mit diesem Verständnis können wir auch vorhersagen, dass es zu einem Moment kommen wird, in dem sich die Strömung trennt. Mehr Auftrieb auf der Rückseite und weniger Auftrieb auf der Vorderseite kippen die Nase nach unten. Wir müssen eine andere Handlung finden, um dies zu überprüfen.
Hier ist eine. Ich habe dies von einer Stelle im Internet kopiert, bin aber sehr zuversichtlich, dass dieses Bild aus dem Buch „Theory of Wing Sections“ von Abbott und von Doenhoff stammt, daher gebe ich das als Zuschreibung an. P. >
Links haben wir die bekannte Auftriebskurve und rechts haben wir die Widerstandspolarität. Beachten Sie übrigens, wie der Drag Polar beim Stillstand stoppt. Der Luftwiderstand steigt nach diesem Zeitpunkt nicht mehr an. Ich weiß nicht, warum sie die Daten auf diese Weise abgeschnitten haben.
Aber wir sehen auch eine grafische Darstellung des Momentkoeffizienten C\_m. auf dem gleichen Diagramm wie die Auftriebskurve. Konventionell definieren wir einen Nose-up -Momentkoeffizienten als positiv . Wir sehen, dass der Momentenkoeffizient bei Anstellwinkeln von mehr als etwa 15 ° schnell abfällt, wo dieser Flügel blockiert. Genau das haben wir vorhergesagt. Das ist ein Moment mit der Nase nach unten. Es passiert auch in der entgegengesetzten Richtung auf der linken Seite des Diagramms, wenn der Flügel auf dem Kopf steht und auf dieser Seite stehen bleibt.
Nun, das war eine lange und komplizierte Antwort. Ich bin überrascht, dass ich im Internet genügend Informationen gefunden habe, um all dies zu veranschaulichen. Ich hatte nicht wirklich damit gerechnet, als ich mit dieser Antwort anfing. Aber am Ende ist es gut geworden.