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翼型风洞 · 有限翼展绕流与失速

REAL-3D WIND TUNNEL · FINITE WING AR=8 · TIP VORTEX · SEPARATION · Cl-α / Cd-α
真 3D · 虚拟仿真样板
正常巡航α = 4.0° · 附着流 拖拽环绕 · 滚轮缩放 · 双指触控 · 弦长与翼展按 AR=8 归一显示
Angle of Attack
4.0°
升力系数 Cl
0.000
阻力系数 Cd
0.000
升阻比 L/D
—
升力 L
0N
阻力 D
0N
失速程度
0%
Spanwise Loading
Γ(z) 椭圆分布 · 翼尖涡强度 ∝ Cl
翼面 Cp 云图Cp
正常气流 上表面加速（低压） 分离涡 / 紊流 升力 L 阻力 D
Cp 沿弦分布 · 实时 α
蓝=上表面 · 橙=下表面

翼型与工况

攻角 α（核心变量）4.0°
来流速度 v30 m/s
参考翼面积 S0.40 m²
从 4° 起缓慢右拖攻角：先看升力箭头变长、上表面低压区（橙）扩大；过 αcrit 后上翼面后段出现分离涡、翼尖涡破碎、Cl 骤降 Cd 飙升。

实时气动读数

升力系数 Cl
0.000
阻力系数 Cd
0.000
升力 L
0N
阻力 D
0N
升阻比 L/D
—
动压 q = ½ρv²
0Pa
雷诺数 Re
—
临界 / 零升攻角
16° / -2.1°
翼展 b = √(AR·S) · 下洗 w = w₀·Cl/(π·AR)

核心探究图 · Cl–α

蓝线＝升力系数 Cl；阴影为线性区（α0→αcrit），红虚线为临界攻角，圆点随攻角沿曲线移动。

核心探究图 · Cd–α 极曲线

橙线＝阻力系数 Cd = CD0 + K·Cl² + 0.16·stall²；线性区呈抛物线，失速后 0.16·stall² 项使 Cd 陡然上扬。

画质分级

渲染 FPS（探针）：-- 自动：检测中

物理内核（与已验收 2D 版同一套常数与模型）

  • NACA 四位翼型程序化生成（余弦聚点，120 段）；零升攻角由薄翼理论数值积分 α0 = −(1/π)∫(dyc/dx)(cosθ−1)dθ（400 步）。
  • 线性段 Cl = 2π(α−α0)（斜率 0.1097 /deg）；峰值在 αcrit（弯度翼 16°、对称翼 15°），过峰后 Cl = resid + (ClPk−resid)·e^(−dd/(τ))，τ=5.5°、resid=0.78。
  • 失速程度 stall = smoothstep(αcrit+0.5, αcrit+4, dA)；阻力 Cd = 0.018 + K·Cl² + 0.16·stall²，K = 1/(π·AR·e)，AR=8、e=0.8。
  • 力 L = ½ρv²S·Cl、D = ½ρv²S·Cd，ρ=1.225 kg/m³；同一 α、同一翼型下 Cl 与 2D 母本偏差 < 1%（已用代码逐点核对）。

3D 新增：这是 2D 做不到的

  • 有限翼展：展弦比固定 AR=8，翼展 b=√(AR·S)；两侧翼尖各一条反向旋转的尾涡（螺旋流线可见），强度 ∝ Cl，失速后破碎变散。
  • 展向椭圆分布：Γ(z) ∝ √(1−(2z/b)²)，右上 HUD 实时给出展向升力分布曲线；翼尖处载荷趋零，故先于翼根失速。
  • 三维分离：失速时上翼面后段出现分离泡与涡管（粒子 + 流线带），橙色紊流团在展向按椭圆权重分布。
  • Cp 云图贴面：按 Cp = 1 − (v/v∞)² 逐顶点计算并上色，发散色标——深蓝＝强吸力（Cp 最负，出现在前缘上表面），灰白＝Cp≈0（后缘与下表面后段），暖橙/深红＝正压（下表面驻点）。HUD 左下为 Cp 色标条。
  • 翼剖面机位：沿展向在 0.28 半展长处把翼切开（局部裁剪），切口补一块真实 NACA 剖面填充面，配亮描边、黄色中弧线、灰色弦线——可直接读出前缘圆头、上表面弯度、后缘尖。右侧同时给出 Cp 沿弦分布曲线。

模型说明与局限

  • 气动系数为教学经验模型（薄翼线性 + 临界攻角后光滑衰减），并非 CFD / Navier–Stokes 求解，不可用于工程设计。
  • 流线为示意性势流/几何偏转近似：二维截面场（母本）叠加翼尖马蹄涡诱导下洗，未解压缩性、真实黏性边界层与展向流动细节。
  • 翼面积 S 只改变力的大小（几何按 AR=8 归一：弦长 1 单位、翼展 8 单位），不改变展弦比；无铰链/操纵面、无扭转与上反角。
  • 渲染：three.js r128 内联单文件，全程序化几何与纹理，零外链；粒子对象池 + 固定步长时钟队列，渲染与状态解耦。