A razão fundamental é que em AoA alto o suficiente, a sustentação torna-se zero - certamente não depois de um AoA de 90 °! Nesse ponto, L / D é zero (haverá muito arrasto). Portanto, em algum lugar entre 0 ° e 90 ° haverá um AoA com o maior L / D, e esse é por definição o AoA ideal. Um pouco além desse ângulo, não há nada para o L / D fazer exceto diminuir, porque se não diminuísse, o ângulo que estamos além não seria o ideal.

Agora, se você estivesse perguntando por que aquele ângulo específico é ideal para um determinado aerofólio, teríamos que ir para a aerodinâmica e camadas limite e outros enfeites. Não se trata apenas do que acontece com as moléculas que (tentam) atingir a parte inferior da asa, mas pelo menos também sobre o quão bem as moléculas acima da asa podem ser convencidas a não atingi-la.

Observe que acima do AoA ideal, até o ângulo crítico (estol), a sustentação gerada ainda aumenta com o aumento do AoA - só que nesta faixa o arrasto aumenta mais rápido do que o elevador.

Velocidade local em baixo ângulo de ataque

Em baixo ângulo de ataque, o ar que se aproxima atinge o aerofólio bem na ponta da vanguarda. Não há muita curvatura para negociar antes de seguir o longo trecho com pouca curvatura atrás do nariz. Para mudar seu caminho de fluxo rapidamente, a molécula de ar deve fluir em um gradiente de alta pressão, e esse gradiente acelera não apenas lateralmente, mas também na direção do fluxo. Consequentemente, áreas de alta curvatura apresentam alta velocidade de fluxo local. (Eu expliquei a física de uma forma muito simples; se você quiser saber mais, leia isto).

Velocidade local em alto ângulo de ataque

Com o aumento do ângulo de ataque, a área de sucção sobre o aerofólio precisa se tornar mais forte para forçar o fluxo de ar a seguir o contorno. Consequentemente, mais fluxo que se aproxima é sugado pela asa, e o ponto de estagnação muda para baixo no nariz do aerofólio. Agora, as partículas que atingem o nariz logo acima do ponto de estagnação precisam superar a maior parte da curvatura do nariz, que precisa de mais aceleração. Isso cria um pico de sucção no fluxo ao redor do nariz e alta velocidade de fluxo local no lado superior.

O fluxo na parte inferior do aerofólio, no entanto, será desacelerado próximo ao ponto de estagnação e verá apenas pouco aceleração enquanto flui em direção à borda de fuga. Veja abaixo um gráfico da distribuição de pressão inviscid. O coeficiente de pressão $ c_p $ se correlaciona com a velocidade, e $ c_p = 0 $ significa que a velocidade local é igual à velocidade de vôo do aerofólio. Valores negativos denotam sucção e velocidades locais superiores à velocidade de vôo, enquanto valores positivos de $ c_p $ indicam velocidades mais lentas. Observe que o eixo y é plotado invertido, com valores decrescentes para cima.

Uma alta velocidade local também causa alto atrito local. Além disso, o longo aumento de pressão no lado superior em alto ângulo de ataque precisa de mais energia do fluxo externo para manter o fluxo conectado, de modo que a camada limite cresce aqui e desacelera mais o ar do que em baixo ângulo de ataque (novamente, extremamente simplificado). Ambos os efeitos significam que o arrasto aumenta em um ângulo de ataque mais alto.

Se você aumentar o ângulo de ataque ainda mais, o fluxo não será capaz de seguir o contorno superior e se separará. Isso faz com que o aumento da pressão pare no ponto de separação, portanto, a jusante, a pressão diminui. Uma vez que esta parte do aerofólio aponta ligeiramente para trás, este aumento de sucção local aumentará o arrasto. Isso começa antes do estol e em um aerofólio bem comportado, o ponto de separação será primeiro próximo à borda de fuga e se moverá rio acima com ângulo de ataque crescente. Isso significa que o arrasto aumentará progressivamente com maior ângulo de ataque. Visto que a maior parte do fluxo ainda está conectada, a sustentação ainda crescerá até o estol.

Ângulo de ataque ideal

O aerofólio estará em seu ângulo de ataque ideal $ \ alpha $ com o melhor razão de sustentação sobre arrasto $ E_ {opt} $ quando a taxa de aumento de sustentação com o ângulo de ataque é igual à taxa de aumento de arrasto vezes a proporção ótima de sustentação para arrasto. Uma vez que o arrasto local aumenta com o ângulo de ataque excede esse valor, a proporção de sustentação para arrasto diminui. Talvez isso seja mais fácil de explicar com uma fórmula: $$ E = \ frac {L} {D} $$ Para encontrar o ótimo, olhamos para o ponto onde a derivada de $ E $ sobre $ \ alpha $ é 0: $$ \ frac {\ delta L} {\ delta \ alpha} = E_ {opt} \ cdot \ frac {\ delta D} {\ delta \ alpha} $$ A taxa de aumento de sustentação em relação ao ângulo de ataque é bastante constante até o estol. Em um ângulo de ataque baixo, o arrasto diminui com o aumento de $ \ alpha $ até que o ponto mínimo de arrasto seja alcançado. Em seguida, o arrasto sobe lentamente, de modo que a razão de sustentação e arrasto ainda aumenta. Em um ponto, ambos crescem de forma que sua proporção não muda muito e, quando a taxa de aumento de arrasto fica ainda mais alta, a proporção cairá novamente. Tudo isso acontece antes da paralisação.

Acho que você estava fazendo esta pergunta relacionada à física da asa e não à física do aerofólio. Aí vem a física do arrasto induzido. Vou tentar simplificar a explicação.

Como você deve saber, a superfície superior da asa tem pressão mais baixa e a parte inferior da asa tem pressão mais alta. É isso que está produzindo sustentação.

Mas ... e quanto à ponta da asa? Ambos os lados estão em contato, então devem estar na mesma pressão?

Então, temos uma superfície inferior da asa com pressão maior e a ponta com "pressão normal", então, naturalmente na superfície inferior o ar tentará ir da raiz até a ponta.

Na superfície superior a situação é oposta, a raiz terá menor pressão e a ponta mais alta, então o ar tentará ir da ponta para a raiz.

Como na ponta os dois lados estão conectados, o ar tentará escapar do nível inferior para o superior (é por isso que existem pontas das asas). E é por isso que os vórtices de ponta são criados com as imagens

Ok, agora vamos falar sobre arrastar. Arrasto é, na verdade, "qualquer energia que estamos perdendo só porque voamos" (ok, é uma simplificação, mas me permite explicar o próximo passo). Então, o avião está perdendo energia e dá para o ar para criar o vórtice da ponta. Quanto maior o vórtice da ponta, mais energia é perdida.

Então, voltando à questão, por que a eficiência (L / D) diminui? Assim, à medida que o ângulo de ataque aumenta, a sustentação aumenta linearmente (proporcional ao aumento do ângulo), no entanto, a energia perdida no vórtice da ponta (que é um componente do arrasto) aumenta quadraticamente (proporcional ao quadrado do ângulo de ataque), isso significa que o arrasto está aumentando mais rapidamente (mas começando em um nível mais baixo) que o elevador.

(o elevador cresce, mas o arrasto cresce proporcionalmente mais rápido)

Então, nós chegar a um ponto onde o aumento do arrasto faz com que a eficiência comece a diminuir. Esse ponto pode ser calculado com a fórmula fornecida na postagem anterior.

Observe que a física da asa é mais complicada, pois há outros componentes de arrasto também interagindo com a asa. Também é verdade que as asas "infinitas" têm um L / D máximo, mas há um mecanismo diferente no lugar.

Em AOA mais alto, o fluxo é separado, conseqüentemente, ocorre a paralisação. Devido ao estol, a sustentação diminuiu e o arrasto aumentou, então L / D diminuiu.