Science Blog





Original article:

http://www.eng.fsu.edu/~dommelen/research/airfoil/airfoil.html

Увъртане крило сечения

�?звършената работа с Szu-Чуан Уанг. Тази работа стана възможно с подкрепата на служба за въздушен сили на научните изследвания. Крило щанд Срив е нежелано явление, при което крилата на самолети почувстват увеличаване на съпротивлението на въздуха и намалява лифт. Това може да причини за катастрофата на самолет.Срив се случва, когато самолетът е под твърде голям ъгъл на атака (ъгъла на атака е ъгълът между равнината и посоката на полета). Може да се случи по време на излитане или кацане, когато скоростта на полета е сравнително ниско: при ниска скорост на аеродинамичните сили са съответно по-малки, и единственият начин да се получи достатъчно премахнат да поемат тежестта на самолета е самолетът да лети на по-голям ъгъл на атака. Ако невнимателен пилот позволява скоростта стане твърде ниска, самолетът ще надхвърли критичния ъгъл на атака и щанд. Поради обора крилото произвежда по-малко лифт и повече съпротивление, повишеното съпротивление причинява скоростта да се намали допълнително, така, че крилото произвежда още по-малко лифт. В действителност, самолетът пада на въздуха. Земята чака долу. Защо щанд Защо крилата щанд? Това се дължи на процеси в рамките на граничния слой, слоя на изостаналост въздух близо до повърхността на крилото. За крило, за да бъдат ефективни, въздухът трябва да премине изцяло около водещата (отпред) ръб на крилото. На твърде голям ъгъл на атака, въздухът в граничния слой в близост до ръб не успее в това и го отделя от повърхността на крилото. По-долу е цифрова симулация, в която се наблюдава застой крило в напречно сечение. Ръб на ляво, на предния ръб е прав. В симулацията на граничния слой е представен като вихри миниатюрни торнада, които са показани като черни или бели точки, в зависимост от посоката на въртене. Крилото терени до ъгъл на атака от 30 градуса, което води до обора:
т = 1 (започва Накланяме)
В първата картина на крилото се движи в малък ъгъл на атака (тук е нула). �?майте предвид, че вихри граничния слой остават близо до крилото, докато те се измиват надолу по веригата. При нулев ъгъл на атака, там няма асансьор и има малко съпротивление.
t = 2
t = 3
Крилото започна склон, но вихри граничния слой остават близо до крилото. Крило е сега дава значителна сила на сила, и все още малко съпротивление.
t = 3.5
t = 4.25
т = 5 (край на клатенето)
Ъгъл на атака е станала твърде голям. Вихри граничния слой са се отделили от горната повърхност на крилото, и на входящия поток вече не се огъват изцяло около предния ръб на капака. Крилото е в застой, което води до значително съпротивление. Въпреки това, голяма част от лифта остава, тъй като все още са разделени вихри над крилото.
t = 6
Когато отделените вихри се изгорял минало на предния ръб на лифта започва да свалям.
t = 7
Крило, сега дава малко лифт, и много влачене. Въпреки това, той е по-лесно за въздушния поток около водещия ръб на крилото без асансьор и поток започва да пришият обратно.
t = 7.5
t = 7.75
t = 8
Поток до голяма степен е възстановено и лифта коефициент (вдигане на ефективността на крилото) е временно възстановено. За съжаление, това ще създаде нов цикъл на отделяне, освен това, повишеното съпротивление намалява въздушната скорост твърде много, за да произвежда голямо повдигане, дори и най-добър коефициент на лифта.
t = 8.5
t = 8.75
t = 9
Ето развитието на лифт, плъзнете и момент коефициенти:

Как да се възстанови За да се възстанови от сергия, пилотът трябва да се намали ъгъла на атака достатъчно ниска стойност. Въпреки че самолетът вече падат към земята под остър ъгъл, пилотът трябва да натиснете стик напред, за да прокара носа дори още по-надолу. Това намалява ъгъла на атака, а оттам и съпротивлението. Самолетът започва набираше скорост, става още по-бързо. Но веднага след като самолетът се е ускорил достатъчно скоростта, така че крилото отново може да издържи теглото на самолета, пилотът дърпа назад на бастуна си, за да се увеличи ъгъла на атака отново (този път пребиваващи в допустимия диапазон), и възстановява повдигане на крилото. Очевидно е, че за да се възстанови от обора предполага известно намаляване на ръста. Щандовете са най-опасни при ниски височини. Мощност на двигателя може да помогне за намаляване на загубата на височина, по-бързо, а също и увеличаване на скоростта, като помага да пришият обратно на потока над крилото. Колко трудно е да се възстанови от една сергия зависи от самолета. Някои самолети, които са трудно да се възстанови стик шейкъри: разклащане стик предупреждава пилота, че една сергия е предстоящо. Сергията характеристики зависят също и за това как е зареден самолет центъра на тежестта на самолета трябва да бъде достатъчно далеч натурализира. Завъртания По-лоша версия на една сергия е спин, в която самолета спирали. Сергия може да се развие в спин чрез оказване на странично момента в грешното време. Механиката на въртене са сложни. В зависимост от самолета (както и на начина, по който тя се зарежда!) Може да се окаже по-трудно или невъзможно да се възстанови от спин. Възстановяването изисква добра ефективност от повърхностите на опашката на самолета, в типичния за възстановяване включва използването на руля, за да спре предене движение, в допълнение към асансьора, за да се прекъсне щанд. Крилата обаче може да блокира въздушния поток към опашката. Ако центърът на тежестта на самолета е твърде далеч назад, тя е склонна да направят възстановяването по-трудно. Пилотът може да се дезориентиран от главозамайващи ефекти на завъртане, и се прилагат грешни корекции. Дори ако самолетът е добре проектирана, натоварен в рамките на допустимия диапазон и възстановяване се изпълнява безупречно, загуба на височина може да бъде много голям. Тъй като сергии и завъртания са най-вероятно по време на излитане и кацане, просто не може да бъде, че голяма височина. Съгласно правилата на FAA за частни пилоти, срив обучение се изисква, но възстановяване от въртенето не е. Срив обучение позволява на пилота да признае предстоящото сергия, и вземат коригиращи мерки преди истински срив или спин може да се случи. Shih, C., Lourenco, Л., Ван Dommelen, Л. \ & Krothapalli, А. (1992) неустойчив поток покрай лопатка Накланяме при постоянна скорост. AIAA вестник 30 1153-1161.  
  • Free Thesaurus
  • Cliparts for all
  • GALLERY-902179
  • GALLERY-81995
  • GALLERY-1374914
  • GALLERY-661748
  • GALLERY-207488
  • GALLERY-1357266
  • GALLERY-7841