Den främre stagneringspunkten är lätt att förklara: Föreställ dig flödesbanan för molekyler som närmar sig en flygplatta. Några kommer att fortsätta ovanför och några under flygbladets kontur. Mellan dem måste det finnas en flödesbana som varken kommer över eller under, men träffar luftplattan rakt på. Punkten där den träffar flygplattan är stagnationspunkten .
Den bakre stagnationspunkten förklaras på samma sätt: När flödena över och under möts kommer det att finnas en linje som delar upp båda. Fortsätt denna linje framåt tills den träffar flygplåten: Här ligger den bakre stagneringspunkten. En bakre stagnationspunkt är endast möjlig i osynligt flöde, vilket endast finns i teorin. I båda punkterna är luftens hastighet relativt luftplattan noll, och luftmolekylerna kommer aldrig helt att komma fram till stagnationspunkten, men sakta ner på vägen in i den.
En flygplatta med nollcirkulation och noll camber kommer att ha sin bakre stagnationspunkt precis vid bakkanten. Först när du lägger till asymmetri genom att ge luftplåten positiv camber, måste flödet utveckla ett asymmetriskt mönster som skiftar den bakre stagnationspunkten bort från bakkanten för att tillfredsställa nollcirkulationen. Ge den negativa camberen på flygplattan, och den bakre stagneringspunkten flyttas vederbörligen under handelskanten.
Kutta villkor postulerar att bakre stagneringspunkten är fixerad i bakkant. Gör baksidan trubbig och du måste definiera var exakt din stagneringspunkt kommer att vara. Observera att ditt val av plats kommer att påverka cirkulationen vid en given angreppsvinkel! Kutta-villkoret ställer en godtycklig utvald stagnationspunkt som bara hjälper till att förklara riktiga flöden bättre. Detta betyder inte att riktiga flöden kommer att följa Kutta-villkoret noga.
Om du letar efter den "riktiga" stagnationspunkten, borde du verkligen söka efter den punkt där lokalt tryck når max, fullt ut att veta att en full retardation till stagnation inte kommer att hända i verkligheten. Detta kan endast ligga utanför gränsskiktet, eftersom energiförlusten av gränsskiktets flöde kommer att resultera i en tryckförlust. Nu ska bilden från andra stycket hjälpa till: Hitta linjen som skiljer övre och nedre flöden och följ den uppströms tills den träffar flygbladet. Denna procedur kommer att landa dig rakt vid det lägsta hastighetsområdet av gränslaget, och nära flygplattan är trycket där för lågt. Men nu gå tillbaka igen och se hur den långsamma mittdelen av gränsen lägre accelereras av skjuvning med grannflödet. Vid något tillfälle kommer trycket att toppa: Det här är det närmaste du kan komma till för en bakre stagnationspunkt.
Nedan skisserade jag en snabb XFOIL-beräkning av en NACA4418 med en 5% bakkantsgap för att få något som liknar din flygblad. Observera hur $ c_p $ -värdet av det viskösa flödet (fast linje) toppar vid någon punkt bakom den trubbiga bakkanten. För det yttre flödet ser luftskenan ut som om den är något längre, tomrummet bakom den trubbiga bakkanten fylls av separerat, långsamt flöde. Observera också att övre gränsskiktet är tjockare, förskjutning av "bakre stagnationspunkten" lite upp.
XFOIL Plot av en NACA4412 med 5% trubbig bakkant vid 4 ° AoA (eget arbete).