Zásadním důvodem je to, že při dostatečně vysoké AoA se výtah stane nulovým - rozhodně nejpozději do AoA 90 °! V tomto bodě je L / D nula (bude tu spousta odporu). Takže někde mezi 0 ° a 90 ° bude AoA s nejvyšší L / D, a to je podle definice optimální AoA. Mírně za tímto úhlem není nic pro L / D dělat kromě snížení, protože pokud by se tak nestalo, úhel, za kterým jsme mimo, by nebyl optimální.

Nyní, pokud jste se ptali, proč ten konkrétní úhel je pro daný profil křídla optimální, museli bychom jít do aerodynamiky a hraničních vrstev a kdoví co ještě. Nejde jen o to, co se stane s molekulami, které (se snaží) zasáhnout spodní stranu křídla, ale přinejmenším o to, jak dobře mohou být molekuly nad křídlem přesvědčeny, aby na ni nenarazily.

Všimněte si, že nad optimálním AoA, do kritického (stánkového) úhlu, se generovaný zdvih stále zvyšuje se zvyšujícím se AoA - je to jen to, že v tomto rozsahu se tažení zvyšuje rychleji než výtah.

Místní rychlost při malém úhlu náběhu

Při malém úhlu nárazu dopadá přicházející vzduch na profil křídla přímo na špičce náběžné hrany. Než začne následovat dlouhý úsek s malým zakřivením za nosem, není moc vyjednávat. Aby mohla rychle změnit svoji dráhu proudění, musí molekula vzduchu proudit ve vysokotlakém gradientu a tento gradient ji urychluje nejen do strany, ale také ve směru proudění. V důsledku toho oblasti s vysokým zakřivením vykazují vysokou místní rychlost proudění. (Fyziku jsem vysvětlil velmi jednoduchým způsobem; pokud se chcete dozvědět více, přečtěte si toto).

Místní rychlost při vysoký úhel náběhu

S rostoucím úhlem náběhu musí být sací plocha nad profilem křídla silnější, aby proud vzduchu mohl sledovat konturu. V důsledku toho je více nadcházejícího proudu nasáváno přes křídlo a bod stagnace se posune dolů na nos křídla. Nyní musí částice, které zasáhly nos těsně nad bodem stagnace, vyjednat většinu zakřivení nosu, což vyžaduje větší zrychlení. Tím se vytvoří sací vrchol průtoku kolem nosu a vysoká místní rychlost proudění na horní straně.

Průtok přes spodní část profilu křídla však bude zpomalen poblíž bodu stagnace a bude vidět jen málo zrychlení, zatímco teče směrem k zadní hraně. Níže je uveden graf rozložení tlaku viskózní. Koeficient tlaku $ c_p $ koreluje s rychlostí a $ c_p = 0 $ znamená, že místní rychlost se rovná rychlosti letu profilu křídla. Záporné hodnoty označují sání a místní rychlosti převyšující rychlost letu, zatímco kladné hodnoty $ c_p $ označují nižší rychlosti. Všimněte si, že osa y je vykreslena obráceně s klesajícími hodnotami nahoru.

Vysoká místní rychlost také způsobí vysoké místní tření. Také dlouhý nárůst tlaku na horní straně při vysokém úhlu náběhu potřebuje více energie z vnějšího toku, aby udržel průtok připojený, takže mezní vrstva zde roste a zpomaluje více vzduchu než při malém úhlu náběhu (opět extrémně zjednodušený). Oba efekty znamenají, že tažení stoupá při vyšším úhlu náběhu.

Pokud dále zvětšíte úhel náběhu, tok nebude schopen sledovat horní obrys a bude se oddělovat. To způsobí, že nárůst tlaku se zastaví v bodě oddělování, takže za ním tlak klesá. Vzhledem k tomu, že tato část profilu křídla směřuje mírně dozadu, bude toto místní zvýšení sání zvyšovat odpor. Začíná to před zastavením a na dobře vychovaném profilu křídla bude separační bod nejprve blízko zadní hrany a bude se pohybovat proti proudu se zvyšujícím se úhlem náběhu. To znamená, že tažení bude postupně stoupat s vyšším úhlem náběhu. Protože většina toku je stále připojena, výtah bude stále růst, dokud se nezastaví.

Optimální úhel náběhu

Profil křídla bude v optimálním úhlu náběhu $ \ alpha $ s nejlepší poměr zdvihu nad tažením $ E_ {opt} $, když se rychlost nárůstu zdvihu s úhlem náběhu rovná rychlosti nárůstu tahu krát optimální poměr zdvihu k odporu Jakmile místní vzestup odporu s úhlem nárazu překročí tuto hodnotu, poměr vztlaku k odporu se sníží. Možná je to snazší vysvětlit pomocí vzorce: $$ E = \ frac {L} {D} $$ Abychom našli optimum, podíváme se na bod, kde je derivace $ E $ nad $ \ alpha $ 0: $$ \ frac {\ delta L} {\ delta \ alpha} = E_ {opt} \ cdot \ frac {\ delta D} {\ delta \ alpha} $$ Zvýšení rychlosti zvedání nad úhlem náběhu je do zastavení zcela konstantní. Při nízkém úhlu náběhu se odpor snižuje s rostoucím $ \ alpha $, dokud není dosaženo minimálního bodu odporu. Pak táhne pomalu nahoru, takže poměr vztlaku k tažení stále roste. V jednom okamžiku oba rostou tak, že se jejich poměr příliš nezmění, a jakmile bude růst rychlosti tahu ještě vyšší, bude poměr opět klesat. To vše se děje před zablokováním.

Myslím, že jste se ptali na tuto otázku týkající se fyziky křídla, a nikoli fyziky křídel. Přichází fyzika indukovaného odporu. Pokusím se vysvětlení zjednodušit.

Jak možná víte, horní povrch křídla má nižší tlak a spodní část křídla vyšší tlak. To je to, co produkuje vztlak.

Ale ... a co špička křídla? Obě strany jsou v kontaktu, takže by měly být pod stejným tlakem?

Takže máme spodní povrch křídla s vyšším tlakem a špičku s „normálním tlakem“, tedy přirozeně ve spodním povrchu vzduch se pokusí přejít od kořene ke špičce.

Na horním povrchu je situace opačná, kořen bude mít nižší tlak a špička vyšší, takže vzduch se pokusí přejít od špička ke kořeni.

Stejně jako ve špičce jsou obě strany spojeny, vzduch se pokusí stvolit ze spodní do horní úrovně (proto existují špičky křídel). A proto jsou víry špiček vytvářeny s typickými obrázky

Dobře, pojďme si promluvit o přetahování. Drag je vlastně „jakákoli energie, kterou ztrácíme jen proto, že létáme“ (ok, je to zjednodušení, ale umožňuje mi vysvětlit další krok). Letoun tedy ztrácí energii a dodává ji do vzduchu, aby vytvořil vír špičky. Čím větší je vír špičky, tím více energie se ztrácí.

Takže, víte, přijde na otázku, proč klesá účinnost (L / D)? Jak se zvyšuje úhel náběhu, zvyšuje se zdvih lineárně (úměrně se zvětšením úhlu), ale energie ztracená ve víru špičky (což je složka odporu) se zvyšuje kvadraticky (úměrně se čtvercem úhlu úhlu útok), to znamená, že tah se zvyšuje rychleji (ale začíná na nižší úrovni), který se zvedá.

(zdvih roste, ale tah roste úměrně rychleji)

Takže my dosáhnout bodu, kdy zvýšení odporu způsobí, že se účinnost začne snižovat. Tento bod lze vypočítat podle vzorce uvedeného v předchozím příspěvku.

Všimněte si, že fyzika křídla je složitější, protože s křídlem také interagují další komponenty tažení. Je také pravda, že „nekonečná“ křídla mají maximální L / D, ale existuje jiný mechanismus.

Při vyšších AOA je tok oddělen, následkem čehož dojde k zablokování. Kvůli zablokování se snížil zdvih a zvýšil se odpor, takže se snížil L / D.