Vilka villkor är det för en flygblad att vara en "tunn flygplatta?"
Jag vet om teoriskillnaderna mellan vanliga flygblad och tunna flygblad, men är det något villkor för att säga att en given flygplatta kan analyseras som om den är tunn? Det extrema fallet med oändligt tunt är meningsfullt, men jag är nyfiken på att det finns någon cutoff-dimension som bestämmer tunt eller inte tunt.
2 svar
Det finns ingen hård gräns. Normalt är det cirka 8% relativ tjocklek, detaljer beroende på camber och näsaform.
Typisk för en tunn flygplatta är en stall som härstammar från näsan, med en plötslig separation av övre sidflödet, medan tjockare flygplattor börjar Stall med en separation som börjar från baksidan och går gradvis framåt. Detta ger tunna flygblad ett otäckt stallbeteende medan tjocka flygblad stallar på mer godartade sätt. Stallbeteendet beror inte bara på på tjocklek men även på camber och geometriska detaljer på näven, men kan användas för att skilja sig tunt från tjocka fästen.
Tunna flygblad är vettigt i två tillämpningar:
- när den lokala angreppsvinkeln är välkontrollerad, t.ex. i flikar och turbo-maskiner, och
- för trans- och supersonisk flygning där tjockleken orsakar vågdrag .
I alla andra applikationer tjockare flygblad med en blunter näsa bör föredras eftersom de tillåter att lagra mer bränsle och göra den lastbärande strukturen effektivare. Den övre gränsen för praktiska flygblad är 20% till 22%, roten tjockleken på Davis vinge som används i < a href="https://en.wikipedia.org/wiki/Consolidated_B-24_Liberator"> B-24 och B-29 .
Från Torenbeek , både bilderna och citaten:
Bakre stall
This type of stall is characteristic of most airfoil sections with thickness/chord ratios of approximately 15% and above. The flow at large angles of attack is characterized by a progressive thickening of the turbulent boundary layer on the upper surface. As the angle of attack is increased to about 10 degrees (B), flow separation starts at the trailing edge and moves gradually forward.
Ledandekanten
Airfoils with thickness/chord ratios of about 9 to 12 percent experience an abrupt separation of the flow near the leading edge. On these sections separation of the laminar boundary layer occur well before the attainment of maximum lift and prior to transition to a turbulent boundary layer. Transition occurs in the shear layer thus formed, and the expansion of the turbulent motion spreads at such an angle that re-attachment of the flow quickly occurs, enclosing a "short bubble" and subsequently forming a turbulent boundary layer (B).
The lift and pitching moment curves exhibit abrupt changes when the angle of attack for maximum lift is exceeded. There is little or no rounding of the lift curve and a sudden negative shift of the pitching moment resulting from the rearward shift of the centre of pressure is observed.
ThinAirfoilstall
On very thin sections of thickness/chord ratios of less than about 6 percent and on round noses a small separation bubble occurs at very small angles of attack (S). At a certain critical angle of attack the short bubble breaks down, but the flow subsequently re-attaches downstream, forming a "long bubble" which causes a slight reduction in the lift-curve slope (B). With increasing angle of attack the point of flow reattachment progressively moves backward until it coincides with the trailing edge and maximum lift is reached at this condition (C)
Ienlighetmedkategoriseringenavflygbladitretyperavstallbetyder"tunn flygplatta" en tjocklek på 6% eller mindre.
Läs andra frågor om taggar aerodynamics airfoil lift Kärlek och kompatibilitet Skor Gear 12 Stjärntecken Grunderna