Несиметричний профіль крила. Найкращий профіль для СЛА. Геометричні характеристики крила

Одним із важливих етапів будівництва авіамоделі є розрахунок та проектування крил. Для того, щоб правильно спроектувати крило, необхідно врахувати кілька моментів: правильно вибрати кореневий і кінцевий профілі, правильно вибрати їх виходячи з навантажень, які вони забезпечують, а також правильно спроектувати проміжні аеродинамічні профілю.

З чого починається конструювання крил

На початку конструювання на кальці було зроблено попередній ескіз літака у натуральну величину. У ході цього етапу я визначився з масштабом моделі та з розмахом крил.

Визначення розмаху

Коли попередній розмах крила було затверджено, настав час визначення ваги. Ця частина розрахунку мала особливе значення. Початковий план включав розмах крил в 115 см, однак, попередній розрахунок показав, що навантаження на крилах буде занадто високим. Тому я масштабував модель до розмаху 147 см без урахування законцівок крил. Така конструкція виявилася більш відповідною з технічного погляду. Після розрахунку мені залишилося зробити вагову таблицю зі значеннями ваги. У свою таблицю я також додав усереднені значення ваги обшивок, наприклад, вага бальзової обшивки літака була визначена мною, як добуток площі крила на два (для низу та верху крила) на вагу квадратного метра бальзи. Те саме було зроблено для хвостового оперення та кермів висоти. Вага фюзеляжу була отримана шляхом множення площі бокової сторони, а також верху фюзеляжу на два і щільність квадратного метра бальзи.

В результаті я отримав такі дані:

• Липа, 24 унції на кубічний дюйм
• Бальза 1/32'', 42 унції на квадратний дюйм
• Бальза 1/16'', 85 унцій на квадратний дюйм

Стійкість

Після визначення ваги були розраховані параметри стійкості, щоб переконатися, що літак буде стійким і всі деталі будуть адекватного розміру.

Для стійкого польоту необхідно забезпечити кілька умов:

1. Перший критерій – значення середньої аеродинамічної хорди (САХ). Його можна знайти геометричним шляхом, якщо додати до кореневої хорди з двох сторін кінцеву, а до кінцевої хорди з двох сторін кореневу, а потім з'єднати крайні точки разом. У точці перетину і буде центр САХ.
2. Значення аеродинамічного фокусу крила становить 0,25 значення САХ.
3. Цей центр необхідно знайти як для крил, так і для керма висоти.
4. Далі визначається нейтральна точка літака: вона показує центр тяжкості літака, а також обчислюється разом із центром тиску (центром підйомної сили).
5. Далі визначається статичний кордон. Цей критерій оцінює стійкість літака: що він вище, то більше вписувалося стійкість. Однак, чим стійкіший літак, тим він більш маневрений і менш керований. З іншого боку, на занадто нестійкому літаку теж не можна літати. Середнє значення цього параметра – від 5 до 15%
6. Також розраховуються коефіцієнти оперення. Ці коефіцієнти використовуються для порівняння ефективності аеродинаміки керма висоти через співвідношення розмірів та відстані до крила.
7. Коефіцієнт вертикального оперення зазвичай знаходиться між 0,35 та 0,8
8. Коефіцієнт горизонтального оперення зазвичай між 0,02 та 0,05

Вибір правильного аеродинамічного профілю

Вибір правильного профілю визначає правильна поведінкалітака в повітрі. Нижче наведено посилання на простий і доступний інструмент для перевірки аеродинамічних профілів. Як основу для вибору профілів я вибрав концепцію, згідно з якою довжина хорди на закінченні крила дорівнює половині довжини хорди в кореневій частині. Найкраще рішення того, щоб не допустити зриву потоку на крилі, яке я знайшов, полягало в різкому звуженні крила на кінцівці без можливості збереження керування літаком до набору достатньої швидкості. Я досяг цього за допомогою розвороту крила вниз на кінці і через ретельний підбір кореневих і кінцевих профілів.

У корені я вибрав аеродинамічний профіль S8036 з товщиною крила 16% від довжини хорди. Така товщина дозволила закласти лонжерон достатньої міцності, а також висувні шасі всередині крила. Для кінцевої частини було обрано профіль – S8037, який також має товщину 16% від товщини хорди. Таке крило йтиме у зрив при великому коефіцієнті підйомної сили, а також при більшому куті атаки, ніж S8036 при тому ж числі Рейнольдса (цей термін служить для порівняння профілів різного розміру: чим більше числоРейнольдса, тим паче хорда). Це означає, що при тому числі Рейнольдса в кореневій частині крила зрив відбудеться швидше, ніж на закінченні, але контроль за управлінням збережеться. Однак, навіть якщо довжина хорди кореня вдвічі більша за довжину хорди закінчування, вона має число Рейнольдса вдвічі більше, а збільшення числа призведе до затримування звалювання. Саме тому я розгорнув законцювання крила вниз, так що воно перейде у звалювання тільки після кореневої частини.

Ресурс для визначення аеродинамічних профілів: airfoiltools.com

Теорія з основ конструювання крил

Конструкція крила повинна забезпечувати достатню підйомну силу для ваги літака та додаткових навантажень, пов'язаних із маневруванням. В основному це досягається за допомогою використання центрального лонжерону, який має два пояси, верхній та нижній, каркаса, а також тонку обшивку. Незважаючи на те, що каркас крила тонкий, він забезпечує крила достатньою міцністю на вигин. Також до конструкції часто входять додаткові лонжерони для зменшення лобового опору в передній частині задньої кромки. Вони здатні сприймати як згинальні навантаження, так і збільшувати жорсткість при крученні. Нарешті передня кромка може бути відсунута назад за лонжерон для отримання закритого поперечного каркаса, який називається D-подібним і служить для сприйняття крутильних навантажень. На малюнку найчастіше зустрічаються профілю.

1. Верхнє крило має лонжерон двотаврового перерізу, у якого каркас розташовується в центрі, а також передню кромку з обшивкою, яка називається D – трубкою. D – трубка дозволяє збільшити жорсткість під час кручення, і може бути додана до будь-яких інших конструкцій лонжеронів, а також може бути розширена до задньої кромки для створення повністю обшитого крила. У даного крила задній лонжерон легко є вертикальною опорою. Також є звичайна площина управління, простіше кажучи, закрилок, підвішений шарнірно вгорі. Таку конструкцію легко відтворити.
2. Друге крило має C – образний лонжерон, який має посилений основний лонжерон, який краще пристосований для сприйняття лобових навантажень. Крило має центральний шарнір, який зменшує щілину, а також лобовий опір у порівнянні з верхнім шарніром.
3. У третього профілю лонжерон у вигляді труби, такі зазвичай робляться із пластикових трубок, їх зручно виготовляти, але якщо трубки непрямі або скручені, то скрутити крило може стати проблемою. Частково проблему можна вирішити, використовуючи додатково D-подібну трубку. Крім того, лонжерон зроблений із С – образного профілю, що значно збільшує жорсткість крила. Петля являє собою округлений профіль з точкою розвороту в центрі передньої закругленої кромки для зменшення петельної щілини і для рівних країв.
4. Четвертий профіль має повністю коробчатий лонжерон із каркасом як спереду, так і ззаду. Зазор має ту ж особливість, що і попередній профіль, і ту саму площину управління. Але у нього є обтічники зверху та знизу для приховання щілини.

Всі ці конструкції крил є типовими для лонжеронів і для створення петель кріплення у радіокерованих літаків. Ці конструкції без винятку є єдиним способом технічної реалізації закрилків та елеронів, а інші різні рішення можна підігнати до них.

C – образний чи коробчатий лонжерон?

Для свого літака я вибрав дерев'яний C-подібний профіль лонжерона з міцною передньою кромкою та простим вертикальним лонжероном. Повністю крило обшито бальзою для створення жорсткості при крученні та для естетики.

Дерево було вибрано замість пластикової трубки оскільки літак спроектований з 2 градусним внутрішнім кутом, а з'єднання у вигляді пластикової трубки в центрі крила не зможе довго чинити опір згинальним навантаженням. C – подібний профіль лонжерону є також більш сприятливим у порівнянні з двотавровим профілем, оскільки в лонжероні має бути зроблений слот на всю його довжину для встановлення у ґрати. Ця додана складність не за рахунок помітного збільшення міцності та співвідношення ваги лонжерону. Коробчастий лонжерон також був відкинутий, оскільки він сильно збільшує вагу, однак його не так складно побудувати, а за міцністю він один з кращих. Простий вертикальний лонжерон, поєднаний з петльовим обтічником, ось таким був вибір конструкції крила, коли решта крила обшита і досить міцна без будь-яких додаткових опор.

• Лонжерон. Лонжерон крила спроектований для сприйняття згинального навантаження від підйомної сили крила. Він не призначений для сприйняття сили, що скручує, створеної аеродинамічними силами крила, а навантаження лягає на обшивку крила. Цей розподіл навантаження підходить для легкого та дуже ефективного навантаженняоскільки кожна деталь займає саме своє місце.
• Полиці лонжеронів крила виконані з кидка липи розмірами ¼ x ½ x 24''. Липа була обрана як матеріал, оскільки добре обробляється і має хорошу міцність для своєї ваги. Крім того, підкуповує простота придбання брусків відповідного розміру в спеціалізованих магазинах, оскільки я не мав під рукою деревообробного верстата для розпилювання дощок.
• Каркас крила зроблений з липового листа, товщиною 1/32”, який кріпиться до полиць лонжеронів зверху та знизу. Подібний каркас є необхідністю, оскільки він кардинально покращує жорсткість і міцність крил навіть при дуже малій вазі.
• Задня кромка крила/задній лонжерон виконана з бальзового листа товщиною 1/16”, що допомагає додати жорсткість при крученні, а також уніфікувати нерви крила та кріпити площини керування до задньої частини нервюр.

Проектування нервюр за допомогою AutoСAD

Виявляється, виготовлення нервюр для трапецієподібного крила може стати надихаючим заняттям. Є кілька методів: перший метод заснований на вирізуванні профілю крила трафаретом спочатку для кореневої частини, а потім для закінчування крила. Він полягає в зчленуванні обох профілів разом за допомогою болтів і креслення по них всіх інших. Цей метод особливо добрий для виготовлення прямих крил. Основне обмеження методу – він підходить лише для крил із незначним звуженням. Проблеми виникають через різке зростання кута між профілями при значній різниці між хордою законцювання і хордою кореня крила. У цьому випадку під час складання можуть складності через великий відхід дерева, гострі кути та краї нервюр, які треба буде видалити. Тому я скористався своїм методом: зробив власні шаблони для кожної нервюри, а потім обробив їх так, щоб отримати ідеальну форму крила. Завдання виявилося складнішим, ніж я очікував, оскільки шаблон кореневої частини відрізнявся від законцювання кардинально, а всі профілю між ними були комбінацією двох попередніх, разом із крученням та розтягуванням. Як програму проектування я використав Autodesk AutoCAD 2012 Student Addition, оскільки з'їв на цьому собаку при моделюванні RC моделей літаків у минулому. Проектування нервюр відбувається у кілька етапів.

Все починається з імпорту даних. Самий швидкий спосібдля імпорту аеродинамічного профілю (профілі можна знайти в базах даних UIUC аеродинамічних профілів) у AutoCAD, який я знайшов, полягає у створенні табличного файлу у форматі excel у вигляді таблиці з колонками координат точок профілю x та y. Єдине, що слід перевірити ще раз — чи відповідають перша і остання точка один одному: чи виходить у вас замкнутий контур. Потім скопіювати отримане назад у файл txt і зберегти його. Після того, як це зроблено, слід повернутися назад і виділити всю інформацію на предмет, якщо ви випадково вставили заголовки. Потім AutoCAD запускається команда «spline» і «paste» для позначення першої точки ескізу. Тиснемо «enter» до кінця виконання процесу. Аеродинамічний профіль переважно обробляється таким чином, що кожна хорда стає окремим елементом, це дуже зручно для зміни масштабу та геометрії.

Малювання та взаємне розташування профілів у відповідність до плану. Передня кромка та лонжерони повинні бути ретельно доведені до потрібного розміру, при цьому слід пам'ятати про товщину обшивки. На кресленні, отже, лонжерони мають бути намальовані вже, чим вони є насправді. Бажано зробити лонжерони і передню кромку вище, ніж вони є насправді, щоб малюнок ліг рівніше. Також пази на лонжеронах повинні бути розташовані таким чином, щоб частина лонжерону, що залишилася, вмістилася в нервюрах, але залишилася при цьому квадратною.

На малюнку показані основні аеродинамічні профілі перед тим, як вони будуть розбиті на проміжні.

Лонжерон та спільна з ним передня кромка з'єднані разом, щоб потім їх можна було виключити з побудови.

Аеродинамічні профілі пов'язані разом і утворюють форму крила при видимому лонжероні та передній кромці.

Лонжерон та передня кромка видалені за допомогою операції «subtract», інші частини крила показані.

Крило витягується за допомогою функції "solidedit" та "shell". Далі виділяються по черзі площини кореневої частини крила та закінчування, видаляються, а те, що виходить і є обшивка крила. Тому внутрішня частина обшивки крила є основою для нервюр.

За допомогою функції "площина перерізу" формуються ескізи кожного профілю.

Після цього під командою «площина перерізу» вибирається створення розділу. За допомогою цієї команди створені профілі у всіх точках профілю можуть відображатися. Для допомоги у вирівнюванні нервюр крил я суворо рекомендую створити на кожному перерізі горизонтальну лінію від задньої кромки крила до передньої. Це дозволить правильно вирівняти крило, якщо воно збудоване з крученням, а також зробити його прямим.

Оскільки ці шаблони створені з урахуванням обшивки крил, внутрішня лінія профілів є правильною лінією для побудови нервюр.

Тепер, коли всі нерви промарковані за допомогою команди «text», вони готові до друку. На кожній сторінці з нервюрами я розмістив схематично коробку з майданчиком, доступним для друку на принтері. Маленькі нервюри можна друкувати на товстому папері, а для великих аеродинамічних профілів підійде звичайний папір, який потім посилюється перед вирізуванням.

Комплектація деталей

Після конструювання крила, аналізу та підбору всіх необхідних для виготовлення авіамоделі деталей, було зроблено список всього необхідного для будівництва.

Транскрипт

1 Авіаційні профілю Вступ. Довідник Авіаційних Профілів Авіаційні профілю є відкритою темою для широкого кола вузьких фахівців і вузького кола широких мас. В даний час налічується кілька тисяч авіаційних профілів та їх модифікацій. До цього довідника увійшли лише близько сотні профілів. Матеріали представлені у книзі є довідником авіаційних профілів. Набір характеристик авіаційного профілю досить великий, у довіднику він обмежений, переважно, геометричними та аеродинамічними характеристиками. Цифри в таблицях нічого не стоять без правильного розуміння їх фізичного сенсу, з цього, у книзі наведено деякі теоретичні викладкита розрахунки. Хоча в довіднику представлені авіаційні профілі, вони з легкістю можуть бути використані тими, хто конструює жорсткі крила для буєрів, вітрильників, катерів на підводних крилах та вітряків. Дані для довідника бралися з багатьох джерел й у довідник потрапили лише найповніші дані. Деякі геометричні точки побудови профілів змінені автором для плавної побудови профілю, про це вказується в примітці для кожної зміненої точки профілю.

2 2 Авіаційні профілю Зміст Про авіаційні профілі...6 Типи авіаційних профілів....6 авіаційного профілю...8 авіаційного профілю.... Індуктивний опір....2 Число Рейнольдса....3 Аеродинамічний момент крила. ...4 Довідник Авіаційних Профілів...7 Серія профілів А...7 Профіль A-9%...7 Профіль A-2%...9 Профіль A-5%...2 Профіль A-8% ...23 Профіль A-2%...25 Серія профілів В...27 Профіль В-8%...27 Профіль В-%...29 Профіль В-2%...3 Профіль В-4 %...32 Профіль В-6%...33 Профіль В-8%...35 Профіль В-2%...36 Серія профілів P-II...38 Профіль P-II %...4 Профіль P-II 2%...42 Профіль P-II-4% (ЦАГИ-78)...43 Профіль P-II-6%...45 Профіль P-II-8%...47 Профіль P -II-2%...48 Профіль P-II-22%...49 Профіль P-III (5,5%)...5 Серія профілів ЦАГІ Профіль ЦАГИ-6-8,2%...52 Профіль ЦАГИ-6-2%...54 Профіль ЦАГИ-6-3%...56 Профіль ЦАГИ-6-6%...58 Авіаційні профілю 3 Профіль ЦАГИ-6-9%... 6 Профіль ЦАГИ-6-9%... 6-2% Профіль ЦАГІ Профіль ЦАГІ Профіль ЦАГІ Профіль ЦАГІ Профіль ЦАГІ Профіль ЦАГІ Профіль ЦАГІ Профіль ЦАГІ Профіль ЦАГІ Профіль ЦАГІ Серія профілів Су Профіль Су-26-2% Профіль Су-26-8%... 8 Профіль П-5 2%) Профіль Як-55 (8%) Серія профілів МОС Профіль МОС 27-% Профіль МОС 27-8% Серія профілів Mynk Профіль Mynk Профіль Mynk Профіль Mynk Профіль Mynk Профіль Mynk Профіль Mynk Серія профілів NASA- (симетричні профілю) Профіль NASA-8... Профіль NASA-9... Профіль NASA Профіль NASA Профіль NASA Профіль NASA Профіль NASA-2... Профіль NASA Серія профілів NASA Профіль NASA

3 4 Авіаційні профілю Профіль NASA Профіль NASA Профіль NASA Профіль NASA Серія профілів Clark-Y...22 Профіль Clark-Y-5,9%...22 Профіль Clark-Y-8%...23 Профіль Clark-Y- %...24 Профіль Clark-Y-.7%...25 Серія профілів Clark-YH...26 Профіль Clark-YH-8%...26 Профіль Clark-YH-%...28 Профіль Clark- YH-4%...29 Профіль Clark-YH-7%...3 Профіль Clark-YH-2%...3 Профіль USA Профіль USA-45M...34 Профіль 35A...35 Профіль 35B.. .37 Профіль NAVY N Профіль N-...4 Профіль N Профіль GA(W) Профіль V-6 (6%)...44 Профіль MVA Профіль MVA Профіль B-6358-b...47 Профіль B-845- b...48 Профіль FX6-/26/...49 Профіль FX Профіль MHTC-, Профіль Gettingen-495M...52 S Профілі Профіль Профіль Профіль NASA M Профіль NASA-2R Профіль До Профіль DFS Авіаційні профілю 5

4 6 Авіаційні профілю Про авіаційні профілі. Типи авіаційних профілів. За історію розвитку авіації було розроблено безліч авіаційних профілів. Позначення та символіка профілів різна. Організації та автори, не мудруючи лукаво, називали розроблені профілю іменами організацій та прізвищами авторів. В аеродинамічних лабораторіях, у яких вели систематичні дослідження профілів, з'явилася система певних позначень. Випробування, виконані в Геттінген, під час першої світової війни сприяли розвитку нових типів профілів крил. Профіль NACA. Так серії профілів NACA (Національний авіаційний консультативний комітет США) стали позначати ім'ям організації та чотирма цифрами. Пізніше виникла потреба збільшити кількість цифр до п'яти і більше. Система 4-х символьної нумерації ґрунтується на геометричних параметрах. Приклад профіль NACA 649 з чотирма символьними позначеннями: перша цифра позначає максимальну кривизну середньої лінії 6%, друга цифра позначає точку на хорді максимальної кривизну середньої лінії від передньої кромки, в десятих частках від хорди.4 (4%), третя і четверта цифри позначає товщину профілю 9% Приклад профіль NACA 235 з п'ятьма символьними позначеннями: перша цифра позначає кривизну середньої лінії 2%, друга і третя цифри позначає точку на хорді максимальної кривизну середньої лінії 3%, четверта і п'ята цифри позначає товщину профілю 5% Авіаційні профілю довжина ламінарного обтікання (4%), А тип задньої частини профілю (керована), 2 індекс 2, ширина ламінарної області в частках (Сy = ±,2) профілю, 2 середина області ламінарного обтікання та низького опору, в частках (Сy =, 2) профілю, 5 – дві цифри позначають товщину профілю 5% профілю Gö. Серія профілів розроблена в Німеччині, в лабораторії міста Геттінген. У своїй символіці має ім'я – Gö та порядковий номер. Серія була досліджена в аеродинамічній трубі для низьких чисел Рейнольдса і успішно може бути використана для розрахунків авіамоделей. Профіль Е. Серія профілів розроблена професором Епплером, в Геттенген. Серія розроблена для низьких чисел Рейнольдса, 4-2. Позначаються буквою Е та порядковим номером. Профіль FX. Профіль розроблений професором Вортманом. Профіль розшифровується як: FX ініціали автора, 62 рік створення профілю, До позначення профілю з кромкою, що відхиляється, 3 товщина профілю 3,%. Профіль B. Профіль розроблений Бенедеком. Профіль В-6358, читається як: В ім'я профілю, 6 товщина профілю у %, 35 положення стрілки увігнутості у %, 8 відносна увігнутість у %. Розвиток прикладної аеродинаміки призвело до появи ламінаризованих профілів, змінилися і позначення профілів. Так профіль NACA64А 2-25 читається як: 6 серія профілю,

5 8 Авіаційні профілі авіаційного профілю. Дуже зручною для геометричних характеристик авіаційних профілів виявилася система відносних розмірів у відсотках. Неподільний розмір - хорда профілю, є основою всіх геометричних розмірів. Профілі авіаційних крил різноманітні, але їх можна класифікувати за геометричними ознаками як: симетричні, двоопуклі, опукло увігнуті, плоско опуклі, S образні. Авіаційні профілю 9 Для побудови профілю наводяться таблиці, з величинами x відстань від носка профілю (у відносних одиницях, від до, або відсотках), y координата верхньої точки і y н - координата нижньої точки профілю (так само у відносних одиницях або відсотках) . За товщиною профілю діляться на тонкі - з менше 8%, середні - від 8% до 2% і товсті - з понад 2%. Залежно від увігнутості середньої лінії розрізняють профілі: з малою увігнутістю - f менше, 5%, із середньою увігнутістю - f, 54% і великою увігнутістю - f більше 4%. Для всіх цих профілів існують загальні геометричні параметри: b довжина хорди профілю, з товщина профілю, f увігнутість профілю, r радіус носика профілю, x c координата найбільшої товщини, щодо носіння профілю, x f координата найбільшої увігнутості, щодо носіння профілю. Деякі визначення: Хорда профілю умовна лінія, що з'єднує саму передню та задню точки профілю. Увігнутість профілю відстань, що вимірюється між середньою лінією профілю та його хордою. Середня лінія профілю геометричне місце точок, розташованих посередині ординат, перпендикулярних хорді та обмежених верхніми та нижніми контурами профілю. Зазвичай ці параметри представляють як часток хорди b. Це дуже зручно при побудові профілю з різною хордою, наприклад, у еліптичного крила.

6 Авіаційні профілю авіаційного профілю. Головною аеродинамічною силою авіаційного профілю є вектор R. Авіаційні профілі не варто зваблюватися з приводу застосування таких профілів на практиці. Вони вимагають дуже ретельного виготовлення і показують високу аеродинамічну якість тільки в обмежених умовах по турбулентності потоку, що набігає, і числах Рейнольдса. Невеликий відступ щодо профільного опору. У реальних умовах важко передбачити точне значення, оскільки воно значною мірою залежить від якості обробки поверхні крила. Дослідження проведені американськими вченими Абботом, Денхофом і Стіверсоном показали, що опір гладкого профілю з товщиною 24% може бути меншим, ніж у шорсткого товщиною 6%. Дослідження проводилися з такими серіями профілів, як NASA, 4, 24, 23. Під шорсткістю приймалися нерівності, 2 ... 3 мм, на передній кромці профілю при хорді профілю 24 дюйма (приблизно 6 мм). Мал. Вектор аеродинамічних сил Однак вектор R не представляє інтересу сам по собі. Практичний інтерес представляють його складові вектора підйомної сили - Y і аеродинамічного опору X. Напрямок вектора Y перпендикулярно вектору швидкості V. Напрямок вектора X збігається з вектором швидкості і завжди має позитивне значення. Аеродинамічні сили Y і X залежать від кута атаки α через відповідні безрозмірні коефіцієнти C x і C y. Y = C y ρ V 2 S / 2 X = C x ρ V 2 S / 2 Важливим параметром профілю є його аеродинамічна якість К. Аеродинамічна якість залежить від кута атаки профілю. Обчислюється як співвідношення К = Y/X. Виконавши деякі перетворення отримаємо К = C y/C x. Аеродинамічна якість профілів має дуже широкий діапазон, від кількох одиниць і майже до 3. Прикладом такого профілю, з високою якістю, може бути профіль NASA, створений І. Джекобсом наприкінці 3-х років. Але

7 2 Авіаційні профілю Індуктивний опір. Індуктивний опір має неабияке значення при розрахунках якості крила. На величину C xi індуктивний опір впливає подовження крила λ. Зв'язок між цими величинами записується: 2 C y Cxi = πλ Отже коефіцієнт опору реального крила обчислюється C x = C x пр + C xi Подовження реального крила літака може відрізнятися від крила моделі, що продувається в аеродинамічній трубі. опору крил: C xкр = C x + C xi Авіаційні профілі 3 Число Рейнольдса. Число Рейнольдса, яке є в характеристиках профілів тісно пов'язане з коефіцієнтом сили опору тертя C f. Обтікання повітрям тіла залежить від характеру зміни швидкості в прикордонному шарі. При малих швидкостях і лінійних розмірах поверхні обтічний повітря в прикордонному шарі має плавне струменеве протягом, зване ламінарним. При підвищенні швидкості і лінійних розмірах тіла, що обтікає, плавність течії порушується і струмені починають перемішуватися. Така течія в прикордонному шарі називається турбулентною. Не вдаючись у теоретичні викладки, можна сказати, що зі збільшенням числа Рейнольдса сила тертя C f. зменшується. Формула, за якою обчислюється число Рейнольдса, записується як: де Re = ρ V b / µ; V швидкість (м/с), b хорда крила (м), ρ – щільність повітря, за нормальних умов, 25 кг, µ – динамічна в'язкість повітря, рівна. Звідси, спростивши формулу, одержуємо: Re 69 V b; Німецький професор Л. Прандтль, в результаті досліджень у м., отримав формулу: C f =2.656/Re. Так як C f включається як складова C xкр, то загальний опір крила, при зміні числа Re, так само буде змінюватися. Звідси можна дійти невтішного висновку, що з відомому числі Re, для обраного Вами профілю варто виконати розрахунок числа Re для Вашого літального апарату і за розбіжності чисел хоча б на підлогу порядку, очікується зміна аеродинамічних характеристик профілю.

8 4 Авіаційні профілю Аеродинамічний момент крила. Аеродинамічна сила R складається з складових Y і X. Необхідно знати не тільки її величину, але й точку її застосування, інакше ми не зможемо домогтися необхідної рівноваги крила в польоті. Точка застосування сили R називається центром тиску крила. Положення центру тиску знаходиться так, крило зміцнюється в аеродинамічній трубі так, що може вільно обертатися навколо осі, що проходить через носок крила (див. малюнок). До хвостової частини крила кріпляться нитки, перекинуті через ролики і з чашками з вантажами. Впливаючи на крило повітряним потоком на певному куті атаки, матимемо силу R, що прагне повернути крило навколо осі. Авіаційні профілі 5 Це обертання буде, очевидно, тим сильнішим, чим більша сила R і плече a, тобто чим більший твір R a, званий - аеродинамічний момент (М). Щоб утримати крило в рівновазі, потрібно покласти на одну з чашок відповідний вантаж N. З механіки відомо, що цей вантаж повинен бути в стільки разів менше сили R, скільки разів плече t більше плеча а. Іншими словами, має місце рівність M = R а = N t, Таким чином, за допомогою установки схематично зображеної на рис. 6, можна виміряти величину аеродинамічного моменту, що діє на крило. Звідси легко знайти плече а: а = M / R = (N t) / R, а потім уже й ту точку на хорді крила, через яку проходить сила R. Отже, ми знайшли положення центру тиску крила, яке прийнято визначати за величиною х, дає відстань центру тиску від носка крила. Аеродинамічні лабораторії, поряд з визначенням поляр для крил або профілів, виробляють випробування визначення їх моменту. Як результати таких випробувань виводяться не самі моменти, а їх коефіцієнти С т, які пов'язані з першими наступною формулою: М = С т ρ S V 2 t / 2, Рис.2 Величина та напрямок сили R визначаються діагоналлю паралелограма, побудованого на силах Y і X. де ρ, S, V - величини щільності повітря, площі крила та швидкості потоку; t – довжина хорди крила в метрах; Ст коефіцієнт моменту число, що залежить від профілю крила, кута атаки і тієї точки, щодо якої момент визначається. Зважаючи на те, що М = С т ρ S V 2 t / 2, а R = C r ρ S V 2 / 2, знаючи вираз для плеча: а = M / R,

9 6 Авіаційні профілю що після скорочення на (ρ S V 2 / 2) отримуємо: а = t З т / C y, В межах невеликих кутів атаки (- 5), тобто тих кутів, з якими доводиться мати справу в польоті , Величина З r дуже не набагато відрізняється від З у і плече а від величини х; тому c достатньою для практики точністю можна вважати, що x = t С т / C y, або x / t = С т / C y. Вважаючи t рівною отримуємо величину x відносних одиницях, тобто. x = З т/C y. Наведемо приклад для наочності. Якщо авіаційний профіль, при куті атаки в 2, має т. =,9, а С y, =,433, то точка докладання сили R можна обчислити як x = З т / C y. =,9/,433=,258. Авіаційні профілі 7 Довідник Авіаційних Профілів Серія профілів А Серія профілів А продувалася в лабораторії ЦАГІ-МАІ, в аеродинамічній трубі НК-. Дата продування 93 г. Деякі продування профілю: Швидкість продування V=33м/с Число Рйнольдса Re=34 Тиск p=атм TF=2.4 Розмір моделі 5*75 мм Подовження = 5 Профіль A-9%

10 8 Авіаційні профілю -4 -,9,23,25,247 -,78-3 -,2,56,5,354 -,25-2 -,7,2,46,75,433 -,395 -,6,996,224,49 -,59 ,8,82,372,5,576 -,89,56,84,52,2,628 -,284 2,24,68,3,665 -,23 3,32,246,84,4,645 -,237 4,396,54,2,5,58 6,542,27,32,6,492 -,22 8,684,37,62,7,384 -,725,84,56,88,8,2565 -,335 2,94,69,22,9,275 -,8 4,944,956,2 -,495 6,8,46,244 8,264 2,964 22,92,2,8,6,4,2 -,4 Аеродинамічні коефіцієнти профілю А-9% - -,2 2 3 Авіаційні профілю 9 Профіль A-2% -4 - ,7,25,323 -,5-3 -,7,5,2,5,473 -,5-2,28,36,75,576 -,86 -,64,4,46,654 -,2,42,8,58,5,766 -,25,24,6,72,2,836 -,279 2,28,34,86,3,886 -,38 3,352,56,4,4,86 -,33 4,442,2,24,5,779 -,36 6, 59,3,56,6,656 -,27 8,74,43,87,7,5 -,23,884,56,28,8,343 -,77 2,952,72,235,9,7 -,9 4,46,94,258,95 ,8 -,66 6,42,344,264 8,2,78,296 2,96

11 2 Авіаційні профілю Аеродинамічні коефіцієнти профілю А-2%,2,8,6,4,2 - -,2 2 3 Авіаційні профілю 2 Профіль A-5% -4 -,7,48,2,25,42 -, 3-3 -,24,36,32,5,59 -,875-2,62,24,42,75,725 -,2325 -,2,22,57,87 -,265,84,22,69,5 ,96 -,352,246,38,8,2,46 -,3478 2,324,6,96,3,8 -,385 3,42,2,4,4,74 -,3926 4,48,256,32,5,973 - ,375 6,646,37,64,6,82 -,34 8,79,5,2,7,64 -,2876,924,648,23,8,428 -,2225 2,6,83,256,9,225 -,35 4,56 ,52,272,95,25 -,825 6,36,44,282 8,98,88,292 2,92

12 22 Авіаційні профілю Аеродинамічні коефіцієнти профілю А-5%,2,8,6,4,2 - -,2 2 3 Авіаційні профілю 23 Профіль A-8% -4 -,56,64,4,25,483 -,57- 3,6,48,56,5,79 -,225-2,8,4,68,75,867 -,278 -,34,36,76,98 -,37,2,42,86,5,5 - ,377,276,52,98,2,258 -,48 2,334,9,9,3,33 -,462 3,4,24,25,4,29 -,47 4,486,27,42,5,7 -,45 6,642 ,39,82,6,984 -,49 8,8,52,26,7,76 -,346,93,69,246,8,54 -,266 2,64,85,272,9,255 -,63 4,4,2, 29,95,24 -,99 6,2,28,33 8,23,646,38 2,9 22,2 24,24 Примітка автора. Координата Х=.25 - виправлена ​​Yв=.443 на Yв=.483.

13 24 Авіаційні профілю Аеродинамічні коефіцієнти профілю А-8%,4,2,8,6,4,2 - -,2 2 3 Авіаційні профілю 25 Профіль A-2% -6 -,2,2,32,25,578 -, 82-4,7,5,5,826 -,2625-3,6,6,6,75,3 -,325-2,2,54,72,42 -,37 -,7,66,82,5,342 - ,44,248,8,94,2,468 -,487,34,24,5,3,55 -,539 2,36,233,2,4,55 -,548 3,448,272,34,5,36 -,525 4,52, 32,52,6,48 -,476 6,68,436,92,7,896 -,424 8,83,594,23,8,598 -,34,93,77,264,9,2973 -,889 2,94,934,484 ,9,3,36 6,268,32,32 8,3,56,327 2,34,892,34 22,32,228 24,28 26,26

14 26 Авіаційні профілю Аеродинамічні коефіцієнти профілю А-2%,6,4,2,8,6,4,2 - -,2 2 3 Авіаційні профілю 27 Серія профілів В Серія профілів В продувалася в лабораторії ЦАГІ-МАІ, в аеродинамічній трубі НК-. Дата продування 93 г. Деякі продування профілю: Швидкість продування V=33м/с Число Рйнольдса Re=34 Тиск p=атм TF=2.4 Розмір моделі 5*75 мм Подовження = 5 За основу взято епюрний профіль розроблений Ф.Г.Глассом. Профіль В-8% Аеродинамічні коефіцієнти профілю В-8%,8,6,4,2 2 -,4 -,6 -,8

15 28 Авіаційні профілю -6 -,659,2 -,225,25,456 -,657,66 -,25,5,66 -,632,36 -,82,75,824 -,66 - -,575,87 -,48,976 -,483,49 -,5,25,2 -,365,22 -,83,75,348 -,8-4 -,234,25 -,54,25,656 -,92-2 -,4,83 -,25,325,928 -,344,26,62,2,5,2472 -,62 2,59,7,34,75,38 -,864 4,29,3,65,3584 -,2496 6,42,9,95, 5,434 -,2388 8,552,3,25,2,24688,676,47,55,3,5288 -,76,795,82,4,5744 -,274 4,79,235,27,5,4656 -,22286 ,25568,7,2954 -,22848,8,966 -,8288,85,468 -,56,9,9776 -,232,95,4848 -,6464 Авіаційні профілю 29 Профіль В-%,25,57 -,58 ,68,75,3 -,825,22 -,96,25,39 -,6,75,685 -,26,25,27 -,49,325,24 -,68,5,39 -,25,75,385 -,233,448 -,2562,5,5425 -,2886,2,666 -,386,3,66 -,3298,4,6468 -,3388,5,582 -,335,6,4844 -,396,7,3688 -,2856,8 ,2452 -,2286,85,835 -,895,9,222 -,44,95,66 -,88

16 3 Авіаційні профілю Профіль В-2% Авіаційні профілю 3 Аеродинамічні коефіцієнти профілю В-2%,5-4 -,774,73 -,85,25,684 -,69,48 -,52,5,99 -,86 - - ,572,35 -,24,75,236 -,99-8 -,45,25 -,96,464 -,52-6 -,322,72 -,67,25,668 -,95,9 -,38,75,222 -,52 -2 -,66,85 -,25,2484 -,788,63,75,7,325,2892 -,26 2,9,87,43,5,378 -,248 4,32,32,72,75,462 -,2796 6,448,27,5376 -,3744 8,57,33,28,5,65 -,34632,69,449,55,2,3732 2,85,6,8,3,7932 -,92,785,27,4,7766 -,4656 6,952,5,22,5,6984 -,42,6,5828 -,38352,7,34272,8,27432,85,222 -,2274,9,4664 -,6848,95,7272 -,966 5 2 -

17 32 Авіаційні профілю Профіль В-4% Авіаційні профілю 33 Профіль В-6%,25,798 -,672,5,55 -,952,75,442 -,55,78 -,344,25,946 -,484,75,23 764,25,2898 -,286,325,3374 -,2352,5,4326 -,282,75,539 -,3262,6272 -,35868,5,7595 -,444,2,4324,3,9254 -4 ,9552 -,47432,5,848 -,469,6,6786 -,44744,7,5632 -,39984,8,324,85,2569 -,2653,9,78 -,9656,95,8484 -,326 ,874,82 -,78,25,92 -,77,592 -,55,5,32 -,88-2 -,653,445 -,3,75,648 -,32 - -,53,38 -,3,952 -,42, 22 -,75,25,2224 -,276,55 -,48,75,2696 -,26-4 -,5,3 -,22,25,332 -,23,86 -,4,325,3856 -,2688,82 ,29,5,4944 -,3224 2,22,3,55,75,66 -,3728 4,344,54,8,768 -,4992 6,464,23,5,5,868 -,4676 8,584,332,32 49376,7,46,55,3,576 -,8,65,78,4,3488 -,5428 4,9,785,2,5,932 -,536 6,952,97,222,6,7754 -,536 8,965,9,2 -,45696,8,36576,85,2936 -,332,9,9552 -,22464,95,9696 -,2928

18 34 Авіаційні профілю Аеродинамічні коефіцієнти профілю В-6%,5,5 2 - Найменування Тип Рік Країна Примітка Сталь II пасажирський 936 СРСР моноплан Авіаційні профілю 35 Профіль В-8%,25,26 -,864,5,484 -,24 -,485,29 -,72,25,25 -,9,75,333 -,2268,25,3726 -,2682,325,4338 -,324,5,5562 -,3627,75,693 -,494,864 -,466, 5,9765 -,5948,2,988 -,55548,3,898 -,59364,4,6424 -,6984,5,476 -,63,6,8792 -,57528,7,548,8,4436 -,448,85 9,2996 -,25272,95,98 -,4544

19 36 Авіаційні профілю Профіль В-2% -2 -,2,45 -,27,25,4 -,96-8 -,95,884 -,9,5,65 -,36-6 -,852,74 -, 66,75,26 -,65-4 -,74,562 -,4,244 -,92-2 -,68,43 -,3,25,278 -,22 - -,489,37 -,85,75,337 -,362,222 -, 58,25,44 -,235,52 -,34,325,482 -,6,9 -,7,5,68 -,43-2,8,9,7,75,77 -,466,34,95,4,896 - ,524 2,25,24,64,5,85 -,5772 4,37,78,87,2,232 -,672 6,486,26,3,322 -,6596 8,6,364,33,4,2936 -,6776,72 ,54,57,5,64 -,67 2,828,66,78,6,9688 -,6392 4,92,825,95,7,7376 -,572 6,96,25,8,494 -,4572,85,367 -,379 ,9,2444 -,288,95,22 -,66 Авіаційні профілю 37 Аеродинамічні коефіцієнти профілю В-2%,5,5

20 38 Авіаційні профілі Серія профілів P-II Серія профілів P-II продувалася в лабораторії ЦАГІ, в аеродинамічній трубі T-. Розробник профілю - вчений аеродинамік П.П.Красільщиков. Дата продування м. Деякі продування профілю: Швидкість продування V=4м/с Число Рйнольдса Re=85 Тиск p=атм TF=2.6 Розмір моделі 3*5 мм Подовження = 5 Вихідний профіль серії P-II розроблений у ЦАГІ - профіль P-II - 4, є модифікацією профілю Інверсія еліпса з відносною увігнутістю середньої лінії f c =,4, відносною товщиною с =,4, відношенням радіусів кривизни в носику і хвостику профілю, рівним 4. Положення максимальної увігнутості середньої лінії профілю x с =,25. У профілів серії P-II із відносною товщиною менше 4% (з<,4) отношение с/f c = const. У профилей с относительной толщиной более 4% (с >,4) відношення f c = const., Змінюється тільки відносна товщина с. Ординати Y у верхнього та Y н нижнього контуру профілю, для профілів із відносною товщиною менше 4% (з<,4) вычисляются: где Y в = (y c +,4y э) с /,4; Y н = (y c,4y э) с /,4. y c ординаты точек средней линии эпюрного профиля, y э ординаты точек эпюрного профиля. Авиационные профиля 39 Y в = y c + с y э; Y н = y c с y э. Значения y c и y э, в долях от хорды, приведены в таблице. Таблица ординат эпюрного профиля P-II-4% x y c y э,5,448,96,672,38,2,992,98,4,629,2772,6,254,334,8,2574,377,296,448,5,3552,4598,2,389,4889,25,4,5,3,3998,499,35,397,4888,4,378,477,45,3584,446,5,3346,463,55,37,3829,6,2774,347,65,2462,39,7,24,2692,75,85,2276,8,458,849,85,94,46,9,73,953,95,362,478 Ординаты точек профиля с относительной толщиной более 4% (с >,4) підраховуються:

21 4 Авіаційні профілю α кр = 6,7; C y макс =,238. Профіль P-II % -2 -,38,5,28 -,64,5,6,656,86 -,9 2,27,46,4,2,269 -,27 4,4,26,343,4,3936 -,68 6,555,294,7,6,4853 -,775 8,75,42,24,8,5556 -,878,845,57,2375,63 -,965 2,978,756,2695,5,735 -,26 4,5,8 2 6,28,64,3235,25,7857 -,243 8,7,63,348,3,7847 -,235 2,3,994,3535,35,7686 -,29 22,94,239,4,748 -,26 72 -,9,5,6553 -,773,55,622 -,636,6,545 -,489,65,3324,7,4223 -,627,75,9867,8,289 -,88,85,62457,9,475 -,3 ,95,736 -,22 Авіаційні профілю 4 Аеродинамічні коефіцієнти профілю P-II %,4,2,8,6,4,2 - -,2 2 3 Найменування Тип Рік Країна Примітка АТ- пасажирський 935 СРСР кінці крала

22 42 Авіаційні профілі Профіль P-II 2% Авіаційні профілі 43 Профіль P-II-4% (ЦАГІ-78),5,536 -,768,2232 -,8,2,3226 -,526,4,93,6,5823 -,235,8,2254,7357 -,23582,5,2473,2,92 -,25325,25,25743,3,9466 -,256234,35,2587,4,2475,45,8424 -,228, 5,2276,55,9634,6,6547 -,7863,65,5895 -,5989,7,5655 -,3953,75,84,8,969,85,7495,9,772 -,57,95,8839 -,23 α кр = 8,5; C y макс =, 65,38,324,5,792 -,896-2,7,26,624,264 -,26,28,56,965,2,3764 -,78 2,359,26,3,4,5598 -,2258 4,6,27 ,6,64,382,2,8,78,52,2356,2752,92,686,27,5,64,884,2975,2,7346 -,26,345,25, -,3 6,339,334,369,3,955 35,762 -,29262,4,378 -,2888,45,9828 -,266,5,9742 -,24822,55,8436 -,2296,6,7632 -,284,65,8654,7,5998 -,2 ,4994 -,384,8,4466 -,36,85,3624 -,8744,9,2652 -,632,95,32 -,372

23 44 Авіаційні профілю Аеродинамічні коефіцієнти профілю P-II 4% Ряд Ряд2 Ряд3 2,5,5 Найменування Тип Рік Країна Примітка Г-спортивний 934 СРСР Г-2 тренувальний 935 СРСР Омега спортивний 935 СРСР Харків ХАІ- пасажирський 93 P-II-6% -4 -,8,4,296,5,248 -,24-2,62,38,64,2976 -,44,23,58,96,2,432 -,234 2,344,26,252,4,48, 28,584,6,7764 -,2847 6,62,366,92,8,355 8,763,494,2255,3442,9,66,2595,5,462 -,32,844,292,2,22682 465 8,46,534,382,35,42,92,4,4,8523 -,32 22,42,228,48,45,232 -,34 24,385,273,5,4848 -,28368,55,26783,652 ,75,57874,8,292,85,9993,9,2362 -,6894,95,785 -,35

24 46 Авіаційні профілю Аеродинамічні коефіцієнти профілю P-II 6% Авіаційні профілю 47 Профіль P-II-8%,5,5 Найменування Тип Рік Країна Примітка АТ- пасажирський 935 СРСР біля кореня крала,5,234 -,52,3348 -,6 2,4839 -,2289,4,784 -,28952,6,39577,8,3 -,3387,355 -,35373,5,37954,2,3863 -,379877,25,38574,3,424 -,38 376226,4,363,45,2636 -,342,5,7954 -,394,55,29456,6,267943,65,239837,7,2929,75,6475 -,776,8,45363,85 ,77554,95,3258 -,395

25 48 Авіаційні профілю Профіль P-II-2% Авіаційні профілю 49 Профіль P-II-22%,5,256 -,28,372 -,8,2,538 -,254,4,787 -,327,6,975 -,357,8, ,2262 -,393,5,427 -,422,2,5335 -,422,25,574 -,4286,3,4276,35,5372 -,48,4,4854 -,426,45,44 -,38,5, 36 -,3546,55,2437 -,32723,6,93 -,2977,65,9699 -,2665,7,23254,75,736 -,9734,8,578 -,65,85,2494,9,2953 -8 ,95,473 -,439,5,286 -,48,492 -,98,2,595 -,2797,4,8658 -,3539,6,676 -,396,8,2222 -,433,3488 -,4323,5,5647 2,6869 -,4643,25,7286 -,474,3,7263 -,4698,35,699 -,4598,4,6297 -,444,45,5444 -,48,5,447 -,396,55,3248 - 3599,6,993 -,3275,65,669 -,293,7,9287 -,2558,75,7844 -,27,8,6359 -,777,85,482 -,374,9,3245 ​​-,948,95,62 - 483

26 5 Авіаційні профілі Профіль P-III (5,5%) Профіль P-III (5,5) продувався в лабораторії ЦАГІ, в аеродинамічній трубі T-. Дата продування 932г. Деякі продування профілю: Швидкість продування V=4м/с Число Рйнольдса Re=83 Тиск p=атм TF=2.6 Розмір моделі 3*5 мм Подовження = 5 Аеродинамічні коефіцієнти профілю P-III (5,5%) 2,5,5- 2 3 Авіаційні профілю 5-4,4,42,45,5,23 -,6,3,8,9,33 -,45 4,56,32,72,2,484 -,95 8,84,59,24 ,3,6 -,223 2,8,9,298,5,775 -,263 6,34,36,36,7,95 -,29 2,56,9,47,4 -,32 24,78,25,467,5 ,7 -,325,2,28 -,33,25,28 -,332,3,92 -,326,4,9 -,38,5,94 -,274,6,76 -,23,7, 57 -,8,8,38 -,22,9,9 Найменування Тип Рік Країна Примітка Г-22 планер 936 СРСР тренувальний Сталінець-5 планер 937 СРСР РВ- планер 937 СРСР Рот-Фронт планер 937 СРСР КАІ-3 планер 937 СРСР Ш-планер 937 СРСР Стахановець планер 937 СРСР ГТ-планер 937 СРСР КІМ-2 планер 937 СРСР

27 52 Авіаційні профілі Серія профілів ЦАГІ-6 Авіаційні профілі 53 Аеродинамічні коефіцієнти профілю ЦАГІ-6-8,2% Профіль ЦАГІ-6-8,2% -2,34,6,68,25,2 -,78,68, 22,4,25,8 -,98 2,294,6,38,5,278 -,23 4,428,222,7,75,362 -,32 6,562,322,22,429 -,34 8,684,454,234,6,5 -,28 2,922,866,28,3,72 -,9 4,22,3,4,663 -,9 6,682,32,5,582 -,6 8,23,354,6,482 -,35,7,352 -,28,8,34 -, 6,9,5 -,7,95,77 -,4,8,6,4, Найменування Тип Рік Країна Примітка ЦАГІ-4 вантажний 929 СРСР ЦАГІ-7 поштовий 93 СРСР ЦАГІ-9 пасажирський 928 СРСР ЦАГІ-4 пасажирський 93 СРСР ЦАГІ-25 рекордний 93 СРСР Примітка автора. Значення коефіцієнтів C y більше 2 викликає у автора сумнів і тому не наводяться.

28 54 Авіаційні профілю Профіль ЦАГІ-6-2% Авіаційні профілю 55 Аеродинамічні коефіцієнти профілю ЦАГІ-6-2% -4 -,96,36,44,25,7 -,24-2,36,2,78,25,254 - ,63,7,36,5,389 -,2 2,34,76,44,75,49 -,24 4,442,244,76,576 -,26 6,576,336,2,5,7 -,283 8,74,46,242,28 -,288,828,6,27,3,98 -,282 2,942,78,296,4,98 -,262 4,68,988,322,5,867 -,224 6,68,23,34,6,754 -,75 8,9,5 7,597 -,32 2,68,23,364,8,42 -,84,9,28 -,37,95, -,4,4,2,8,6,4,2 - -,2 2 3 Примітка автора. Координата Х=.5 - виправлена ​​Yв=.67 на Yв=.7.

29 56 Авіаційні профілю Профіль ЦАГІ-6-3% Авіаційні профілю 57 Аеродинамічні коефіцієнти профілю ЦАГІ-6-3% -6 -,22,8,74 -,84-4 -,4,28,222,264 -,4-2,4, 25,6,333,34 -,84,85,3,9,5,425 -,225 2,36,9,35,667,54 -,254 4,48,25,6,833,567 -,28 6,63,35,2,623 -, 35 8,77,48,22,33,72 -,332,9,65,25,667,79 -,346 2,85,275,2,854 -,35 4,5,3,3,958 -,342 6,9,35, 4,973 -,327 8,7,8,5,9 -,295 2,3,26,6,773 -,239,7,67 -,79,8,429 -,7,9,22 -,57,2,8, 6,4,2 - -,4

30 58 Авіаційні профілю Профіль ЦАГІ-6-6% Авіаційні профілю 59 Аеродинамічні коефіцієнти профілю ЦАГІ-6-6% -4 -,72,4,48,25,25 -,69-2,66,3,82,25,325 - ,23,24,52,6,5,488 -,37 2,346,2,52,75,64 -,36 4,48,296,84,72 -,42 6,64,39,28,5,872 -,45 8,746,5,252 ,2,984 -,47,878,68,282,3,98 -,487 2,996,866,3,4, -,47 4,84,334,5, -,47 6,82,34,356,6,896 -,344 8,732,6 ,263 2,246,26,384,8,479 -,77,9,24 -,9,95,7 -,47,4,2,8,6,4,2 - -,2 2 3

31 6 Авіаційні профілю Профіль ЦАГІ-6-9% Авіаційні профілю 6 Аеродинамічні коефіцієнти профілю ЦАГІ-6-9%,5-8 -,82,96 -,44,25,284 -,9-6 -,75,736 -,28,25 ,48 -,656,566 -,5,58 -,544,42 -,74,75,72 -,428,3 -,46,832 -,58-8 -,34,28 -,8,5,5 -,74 ,68 -,4,2,3 -,4,48,46,3,258 -,88,4,78,4,273 -,627,22,58,5,77 -,57 2,336,2,42,6,7 -,473 4,464,284,72,7,788 -,36 6,588,39,24,8,555 -,243 8,7,54,232,9,285 -,2,83,65,258,95,46 -,6 2,332,4 ,36 6,6,25,33 8,74,334,354 2,226,86,374 22,264,22,386 24,276,256,39 26,2,288,

32 62 Авіаційні профілю Профіль ЦАГІ-6-2% Авіаційні профілю 63 Аеродинамічні коефіцієнти профілю ЦАГІ-6-2% -4 -,84,6,42,25,286 -,23-2,46,5,76,25,42 - ,285,76,7,8,5,69 -,4 2,34,28,38,75,762 -,487 4,444,278,7,879 -,54 6,576,364,2,5,55 -,62 8,694,48,23 ,73 -,668,88,63,258,3,32 -,698 2,924,83,288,4,3 -,667 4,34,2,34,5,2 -,598 6,36,24,34,6, 45 -,492 8,24,54,362,7,828 -,385 2,252,86,372,8,572 -,26,9,286 -,3,95,42 -,65,4,2,8,6,4,

33 64 Авіаційні профілю Профіль ЦАГІ-79 Авіаційні профілю 65 Аеродинамічні коефіцієнти профілю ЦАГІ-79-4,36,366,25,4-2,7,258,5,538,36,234,722 2,456,4 ,424,4,962 8,876,456, 5,896,4,742,6,785 2,4,926,7,636 4,25,62,8,453 6,322,4,9,24 8,33,778 2,324,9,34,4,2,8,6,4,

34 66 Авіаційні профілю Профіль ЦАГІ-72 Авіаційні профілю 67 Профіль ЦАГІ-723,25,24 -,22,5,299 -,49,423 -,8,2,554 -,26,3,597 -,23,4,59 - ,96,6,466 -,75,7,37 -,5,8,257 -,8,9,33 -,76,25,72 -,62,5,263 -,96,392 -,43,2,535 -,94,3,587 -, 25,4,587 -,24,5,54 -,97,6,466 -,69,7,367 -,34,8,25 -,93,9,3 -,5

35 68 Авіаційні профілю Профіль ЦАГІ-73 Авіаційні профілю 69 Аеродинамічні коефіцієнти профілю ЦАГІ-73-2,6,86,23,25,274 -,87,38,76,54,5,394 -,28 2,274,4 ,94,26,2,7 -,233 6,64,288,58,3,745 -,26 8,74,48,9,4,723 -,262,872,56,22,5,652 -,25 2,99,74,248,6,552 ,229 4,72,952,272,7,428 -,93 6,426,3,8,29 -,48 8,6,24,9,45 -,9 2,94,2,8,6,4,

36 7 Авіаційні профілю Профіль ЦАГІ-732 Авіаційні профілю 7 Аеродинамічні коефіцієнти профілю ЦАГІ-732,235,235-2,9,26,25,423,674,36,24,56,5,52,393 4,2 8,2,765,4 6,588,282,5,3,86,4 8,78,42,78,4,8,2,82,588,26,5,72,7 2,948,82,228,6,683,23 4,988,436,6 8,473,874 8,956,2824,9,357,43 2,94,324,25,25 22,87,354,2,8,6,4,

37 72 Авіаційні профілю Профіль ЦАГІ-733 Авіаційні профілю 73 Профіль ЦАГІ-734,25,238 -,78,5,34 -,228,466 -,276,2,6 -,3,3,663 -,333,4,5 63 -,38,6,523 -,292,7,45 -,25,8,292 -,93,9,53 -, -2,6,94,8,25,25 -,33,78,84,32,5 ,35 -,84 2,22,6,493 -,246 4,378,7,9,2,62 -,3 6,528,258,26,3,673 -,326 8,667,378,58,4,66 -,326,8,56,88 5,62 -,36 2,94,676,24,6,533 -,26 4,6,864,238,7,42 -,2 6,98,64,256,8,286 -,67,9,4 -,87

38 74 Авіаційні профілю Аеродинамічні коефіцієнти профілю ЦАГІ-734 Авіаційні профілю 75 Профіль ЦАГІ-79,2,8,6,4,25,48 -,277,5,667 -,32,933 -,333,2,22 -,33 ,3,4,267 -,267,5,4 -,22,6,953 -,87,7,734 -,33,8,487 -,9,233 -,667

39 76 Авіаційні профілю Профіль ЦАГІ-83 Авіаційні профілю 77 Аеродинамічні коефіцієнти профілю ЦАГІ-83,25,25-4,2,4,55,25,57,5-2,6,54,88,5,7,38, 84,2,89 2,458,236,52,2,6 4,65,346,86,3, 6,754,468,28,4,5 8,9,62,233,5,95,4,84,286,6,82 2,6,6, 34,7,66 4,237,242,337,8,46 6,26,552,356,9,26 8,395,98,374 2,7,324,388,6,4,2,8,6,4,

40 78 Авіаційні профілю Профіль ЦАГІ-846 Авіаційні профілю 79 Серія профілів Су-26,25,28 -,4,25,43 -,8,5,6 -,23,75,74 -,25,85 -,26, 2,6 -,29,3, -,298,4,4 -,28,5,93 -,23,6,77 -,26,7,6 -,6,8,42 -,9,2 - ,59,95,6 -,37 Спеціальний профіль для спортивно-пілотажних літаків. Профіль Су-26-8 використовувався в корені крила спортивного літака Су-26 та Су26М, профіль Су в кінцевій частині крила та на оперенні. Профіль має гостру шкарпетку, що знижує несучі властивості, але дозволяє досягти чуйної реакції на відхилення кермів. Зрив літака відбувається швидко і різко, що необхідно під час виконання штопорних фігур. Профіль Су-26-2%

41 8 Авіаційні профілю,625,23 -,23,25,7 -,7,875,26 -,26,25,248 -,248,375,32 -,32,5,365 -,365,75,432 -,432,485 -,52 522,5,549 -,549,2,59 -,59,25,6 -,6,3,585 -,585,4,59 -,59,5,434 -,434,6,358 -,358,7,28 -,28, 8,23 -,23,9,25 -,25,48 -,48 Авіаційні профілю 8 Профіль Су-26-8%,625,68 -,68,25,24 -,24,875,33 -,33,25,352 - ,352,375,443 -,443,5,57 -,57,75,63 -,63,75 -,75,25,776 -,776,5,824 -,824,2,884 -,884,25,9 -,9,3,887 -, 887,4,742 -,742,5,597 -,597,6,452 -,452,7,3 -,3,8,26 -,26,9,2 -,2,2 -,2

42 82 Авіаційні профілі Профіль П-52 (2%) Профіль рекомендований ЦАГІ для легкомоторних літаків. Має тупий носок і спрямовану хвостову частину. Авіаційні профілі 83 Профіль Як-55 (8%) Симетричний профіль для спортивно-пілотажних літаків. Характер звалювання дуже м'який та плавний. На крилі рекомендується використовувати біля кореня профіль товщиною 8%, в кінцевій частині 2%, на оперенні 5%. 333,5,5 -,386,75,577 -,428,625 -,455,5,673 -,489,2,687 -,5,25,683 -,57,3,662 -,58,4,59 -,457,5,493 -,382, -,334,7,3 -,38,8,23 -,59,9,6 -,84, -,25,33 -,33,25,44 -,44,5,584 -,584,75,684 -,684,757 -,757,5,845 -,845,2,884 -,884,25,9 -,9,3,897 -,897,4,85 -,85,5,767 -,767,6,655 -,655,7,52 -,52, 8,352 -,352,9,84 -,84,95,99 -,99,5 -,5

43 84 Авіаційні профілю Серія профілів МОС-27 Профіль МОС 27-% Авіаційні профілю 85 Профіль МОС 27-8% Профіль застосовувався на морських гідролітаках 3-х років, зокрема МБР-2. Профіль застосовувався на морських гідролітаках 3-х років, зокрема МБР-2. ,2,945,9,3,4,97,9,5,9,58,6,825,6,7,75,57,8,576,96,9,422,226,95,34,242,256,256 Найменування Тип Рік Країна Примітка МБР-2 розвідник кінцях крил,464,464,25,748,287,25,887,226,5,48,53,75,2,2,335,89,5,537,43,2,7,7,3,8,4,75,35,5,64,4,6 ,46,9,7,29,284,8,4,355,9,762,49,95,65,439,464,464 Примітка автора. Координата Х = .75 - виправлена ​​Yв = .26 на Yв = .2. Найменування Тип Рік Країна МБР-2 розвідник 934 СРСР біля кореня АРК СРСР арктичний

44 86 Авіаційні профілю Серія профілів Mynk Дата продування 925г. Деякі продування серії профілів: Число Рйнольдса Re=3 6 Розмір моделі 27*762 мм Подовження = 6 Профіль Mynk- Поширений профіль для хвостового оперення та крил буєрів. -3 -,28,93,25,3 -,3 -,5 -,4,75 -,35,25,36 -,36 -,6,72 -,5,8 -,8,5,2, 77,9,75,2 -,2 3,23,6,46,234 -,234 4,5,34,45,8,5,267 -,267 6,458,99,2,288 -,288 9,667,344,76,3,38 - ,38 2,782,2,25,4,35 -,35 5,85,962,23,5,285 -,285 8,788,2574,25,6,253 -,253 2,742,2967,7,28 -,28,8,54 54,9,9 -,9,95,57 -,57,2 -,2 Авіаційні профілю 87 Аеродинамічні коефіцієнти профілю Mynk-,8,6,4,2-5-,4

45 88 Авіаційні профілю Профіль Mynk-2 Поширений профіль для хвостового оперення. -3 -,236,5,25,3 -,3 -,5 -,25,86 -,37,25,74 -,74 -,5,7 -,8,5,233 -,233,5,97, 87,5,75,274 -,274 3,27,42,35 -,35 4,5,35,45,69,5,349 -,349 6,428,85,96,2,378 -,378 9,652,337,48,3,43 ,43 2,86,59,25,4,4 -,4 5,93,8,295,5,374 -,374 8,88,2436,6,33 -,33 2,835,33,7,27 -,27,8 ,99 -,99,9,5 -,5,95,69 -,69,2 -,2 Авіаційні профілю 89,8,6,4,2 -,4 Аеродинамічні коефіцієнти профілю Mynk-2-5 -, Найменування Тип Рік Країна ОНК-2 планер 935 СРСР рекордний Сталінець-2 біс планер 935 СРСР паритель Сталинець-4 планер 935 СРСР паритель

46 9 Авіаційні профілі Профіль Mynk-3 Авіаційні профілі 9 Аеродинамічні коефіцієнти профілю Mynk-3-3 -,97,96,25,86 -,86 -,5 -,95,82,25,25 -,25,4,99 -,5,5,339 -,339,5,28,95,2,75,4 -,4 3,236,26,47,447 -,447 4,5,343,62,75,5,54 -,54 6,47,24 ,6,2,557 -,557 9,675,379,52,3,595 -,595 2,883,59,23,4,589 -,589 5,69,843,262,5,55 -,55 8,59,628,29,6,485 -,485 2,882,3495,7,396 -,396,8,288 -,288,9,62 -,62,95,93 -,93,2 -,2,2,8,6,4,2-5 -,4 Найменування Тип Рік Країна Примітка Г-7 планер 935 СРСР рекордний, конструктор Грибовський

47 92 Авіаційні профілю Профіль Mynk-6 Авіаційні профілю 93 Аеродинамічні коефіцієнти профілю Mynk-6-3 -,22,8,25,97 -,76 -,5 -,97,93,25,28 -,22,6,8 ,5,43 -,273,5,26,97,75,494 -,33 3,237,5,57 -,324 4,5,34,47,9,5,682 -,347 6,456,22,22,2,755 -,362 9,665,356,25,3,822 -,379 2,875,565,223,4,85 -,39 5,73,86,225,5,726 -,394 8,222,88,232,6,63 -,382 4,2 ,36 -,283,9,55 -,77,95,88 -,8,26 -,26,4,2,8,6,4,2-5 -,4 Найменування Тип Рік Країна Примітка Gee-Bee рекордний 93 США Super- Sportster літак Mac-Donnel спортивний 929 США літак ЦАГІ- планер 934 СРСР безхвостка Amlot винищувач 933 Франція моноплан

48 94 Авіаційні профілю Профіль Mynk-2 Авіаційні профілю 95 Аеродинамічні коефіцієнти профілю Mynk-2-3 -,8,97,25,23 -,65 -,5 -,7,89 -,7,25,286 -,24,96, 9,2,5,4 -,272,5,27,2,48,75,489 -,37 3,38,56,77,559 -,33 4,5,47,9,2,5,66 -,36 6,537 ,26,35,2,73 -,38 9,76,44,86,3,795 -,398 2,97,662,246,4,786 -,396 5,53,937,295,5,725 -,382 8,293,275 ,7,498 -,3,8,35 -,23,9,89 -,37,95,7 -,8,2 -,2,4,2,8,6,4,2-5 -, Найменування Тип Рік Країна Примітка Greater Lakes спортивний 93 США моноплан Special Merill пасажирський 932 США біплан Сталь-2 пасажирський 93 СРСР моноплан Сталь-3 пасажирський 93 СРСР моноплан ХАІ планер 934 СРСР експериментальна безхвостка

49 96 Авіаційні профілю Профіль Mynk-5 Авіаційні профілю 97 Аеродинамічні коефіцієнти профілю Mynk-5,24,24-4,5 -,8,25,447,78-3,2,-9,32,25,544,42 -,5,22 ,3,52,5,689,3,227,29,76,75,84,2,5,339,66,3,897 3,456,23,29,5,33,3 4,5,566,283,53,2,28,9 6,67,36 76,3,27,7 9,895,582,235,4,23, 2,97,845,283,5,2,3 5,243,47,325,6,986 8,25,697,33,7,86,4 2,7,2467 9,433,2,95,335,44,239,94,4,2,8,6,4, Назва Тип Рік Країна Примітка Flat 5 спортивний 93 Італія

50 98 Авіаційні профілю Серія профілів NASA- (симетричні профілю) Профіль NASA-6-2 -,5,7 -,365,25,947 -,947,54,25,37 -,37 2,5,7,365,5,777 -,777 4,32,4,78,75,2 -,2 6,47,2,4,234 -,234 8,6,38,48,5,2673 -,2673,72,7,9,2,2869 -, 2869 2,8,4,234,25,297 -,297 4,85,2,27,3,3 -,3 6,88,25,29,4,292 -,292 8,87,295,32,5,2647 -,2647 2 ,85,33,325,6,2282 -,835,36,332,7,832 -,832 24,83,396,342,8,32 -,32 26,825,347,9,724 -,724 28,822,33 віаційні профілю 99 Аеродинамічні коефіцієнти профілю NASA-6,8,6,4,2 - -,4

51 Авіаційні профілю Профіль NASA-8 Авіаційні профілю Профіль NASA-9,25,263 -,263,25,743 -,743,5,2369 -,2369,75,28 -,28,32 -,32,5,3564 -,3 2,3825 -,3825,25,396 -,396,3,4 -,4,4,3869 -,3869,5,3529 -,3529,6,343 -,343,7,2443 -,2443,8,749 -,749, 9,965 -,965,95,537 -,537,84 -,84-4 -,3,4 -,72,25,42 -,42-2 -,6,85,3,25,96 -,96,64, 5,2666 -,2666 2,6,85,3,75,35 -,35 4,3,4,72,352 -,352 6,45,2,8,5,49 -,49 8,6,32, 5,2,433 -,433,74,42,78,25,4456 -,4456 2,9,59,26,3,45 -,45 4,5,77,252,4,4352 -,4352 6,9,98,285 ,5,397 -,397 8,3,2,32,6,3423 -,3423 2,7,65,3,7,2748 -,6,28,344,8,967 -,967 24,98,34,345,9,86 - ,86 26,9,392,349,95,65 -,65 28,835,342,95 -,95 3,82,347

52 2 Авіаційні профілю Аеродинамічні коефіцієнти профілю NASA-6 Авіаційні профілю 3 Профіль NASA-,5,5 Найменування Тип Рік Країна Примітка Boeing 34 пасажирський човен моноплан 938 США на кінцях крил,25,587 -,587,22,26 ,2962,75,35 -,35,392 -,392,5,4455 -,4455,2,4782 -,4782,25,4952 -,4952,3,52 -,52,4,4837 -,4837,5,442 - ,442,6,383 -,383,7,343 -,343,8,287 -,287,9,27 -,27,95,672 -,672,5 -,5 Назва Тип Рік Країна Примітка De Yaviland гоночний 937 Англія TK-4 моноплан

53 4 Авіаційні профілі Профіль NASA-2 Авіаційні профілі 5 Аеродинамічні коефіцієнти профілю NASA-2 З успіхом застосовується для лопатей легких вертольотів,3,5 -,733,25,894 -,5,9 -,368,25,265 -,25 ,3555 -,3555 2,5,9,368,75,42 -,42 4,3,55,733,4683 -,4683 6,445,25,9,5,5345 -,5345 8,6,33,46,2,5737 -,5737,745,4,82,25,594 -,594 2,9,59,22,3,62 -,62 4,45,75,255,4,583 -,583 6,2,96,293,5,5294 -,5294 8,35,9,322,6,4563 -,4563 2,46,42,356,7,3664 -,55,73,378,8,2623 -,2623,9,448 -,448,95,87 -,87,26,26, 5,5

54 6 Авіаційні профілі Профіль NASA-5 Авіаційні профілі 7 Аеродинамічні коефіцієнти профілю NASA-5,77,25,2367 -,2367 2,5,9,36,25,3268 -,3268 4,3,4,75,5, 4443 -,4443 6,45,2,7,75,525 -,525 8,6,3,43,5853 -,5853,74,42,76,5,6682 -,6682 2,89,6,22,2,772 -,772 4,2,75,243,25,7427 -,7427 6,7,95,279,3,752 -,752 8,3,9,3,4,7254 -,7254 2,42,4,338,5,667 -,667, 6,574 -,574,7,458 -,458,8,3279 -,3279,9,8 -,8,95,8 -,8,58 -,58,6,4,2,8,6,4,

55 8 Авіаційні профілі Профіль NASA-8 Авіаційні профілі 9 Аеродинамічні коефіцієнти профілю NASA-8,88,25,284 -,284 2,4,2,33,25,3922 -,3922 4,3,8,7,5,5332 ,5332 6,43,22,75,63 -,63 8,6,32,37,724 -,724,72,44,68,5,88 -,88 2,88,59,25,2,866 -,866 4 ,78,235,25,892 -,892 6,5,97,268,3,93 -,93 8,28,8,298,4,875 -,875 2,39,4,324,5,794 -,794,6,6845 -,6845 -,5496,8,3935 -,3935,9,272 -,272,95,2 -,2,89 -,89,6,4,2,8,6,4, Найменування Тип Рік Країна Примітка Boeing 34 пасажирський човен моноплан 938 США біля кореня крила

56 Авіаційні профілю Профіль NASA-2 Авіаційні профілю Аеродинамічні коефіцієнти профілю NASA-2,25,335 -,335 2,5,2,33,25,4576 -,4576 4,3,9,66,5,622 -,622 6 24,92,75,735 -,735 8,58,32,275,895 -,895,7,42,54,5,9354 -,9354 2,86,58,89,2,4 -,4 4,96,72,2 ,25,397 -,397 6,2,92,246,3,54 -,54 8,24,273,4,56 -,56 2,38,4,3,5,9265 -,9265,6,7986 -,7986,7,642 -,642,8,459 -,459,9,2534 -,2534,95,42 -,42,22 -,22,6,4,2,8,6,4,

57 2 Авіаційні профілі Профіль NASA-24 Авіаційні профілі 3 Серія профілів NASA-22 Профіль NASA-229,25,3788 -,3788,25,5229 -,5229,5,79 -,79,75,84 -,84 -,9365,5,69 -,69,2,475 -,475,25,883 -,883,3,24 -,24,4,67 -,67,5,588 -,588,6,927 -,927,7,7328 -, 7328,8,5247 -,5247,9,2896 -,2896,95,63 -,63,252 -,252,25,87 -,4,25,26 -,36,5,362 -,7,75,45 -, 8,55 -,25,5,595 -,28,2,63 -,23,25,646 -,245,3,648 -,252,4,625 -,248,5,569 -,225,6,49 -,9,7,383 -,45 ,8,274 -,4,9,52 -,52,95,8 -,28,8 -,8 Примітка автора. Координата Х=.5 - виправлена ​​Yв=.6 на Yв=.569.

58 4 Авіаційні профілю Найменування Тип Рік Країна Примітка Aeronica спортивний 936 США на кінці крила моноплан Curtiss Hawk- винищувач 936 США на кінці крила 75 Curtiss P-36A винищувач 937 США на кінці крила Fairchild F США на кінці крила на кінці крила Авіаційні профілю 5 Профіль NASA ,27 6,545,295,583,554 -,247 8,688,43,922,5,64 -,26,827,58,2255,2,678 -,278 2,96,746,2563,25,694 -8 5,46 ,35,4,675 -,295 8,62,63,3285,5,66 -,272 2,58,27,346,6,534 -,23 22,3,278,3555,7,429 -,8,8,39 -,4,9 ,6 -, 74, 95, 92 -, 42 Примітка автора. Координата Х=.6 - виправлена ​​Yв=.594 на Yв=.534.

59 6 Авіаційні профілю Аеродинамічні коефіцієнти профілю NASA-22 Авіаційні профілю 7 Профіль NASA-222,4,2,8,6,4,2-5 -,2,6,28,25,244 -,46,22,568,25,335 -,9 2,257,4,872,5,462 -,255 4,39,2,88,75,555 -,289 6,53,284,532,627 -,3 8,669,42,874,5,725 -,344,88,254 25,793 -,394 4,58,884,277,3,797 -,43 6,75,86,32,4,768 -,392 8,7,48,324,5,72 -,356 2,63,6,67 -,35,7,49 - ,243,8,352 -,74,9,93 -,97,95,5 -,56

60 8 Авіаційні профілі Аеродинамічні коефіцієнти профілю NASA-222 Авіаційні профілі 9 Профіль NASA-224,4,2,8,6,4,2-5 -, Найменування Тип Рік Країна Примітка Bell BG- розвідник 937 США біплан Dougin XP3 D-2 морський розвідник, човен моноплан США 937 на кінцях крила, 469,25,892 -,494,3,897 -,53,4,868 -,489,5,788 -,444,6,685 -,37,7,55 -,32,8,396 -,28,9,27 -,2,95,9 - ,696 Найменування Тип Рік Країна Примітка Dougin бомбардувальник 934 США у кореня крила "Bomber"

61 2 Авіаційні профілю Профіль NASA-227 Авіаційні профілю 2 Аеродинамічні коефіцієнти профілю NASA ,5,2,24,25,325 -,227,3,3,54,25,446 -,36 2,265,7,8345,4,4 ,4,75,729 -,463 6,533,34,45,826 -,58 8,67,44,77,5,953 -,56,8,57,26,2,3 -,63 2,94,76,238,25,4 - ,643 4,6,95,265,3,47 -,653 6,58,3,286,4,2 -,632 8,7,5,36,5,922 -,578 2,68,88,322,6,798 -,494 22, 98,22,36,7,64 -,392,8,48 -,284,9,242 -,56,95,4 -,9,4,2,8,6,4,2-5 -, Найменування Тип Рік Країна Примітка Fairchild 935 США у кореня крила Примітка автора. Координата Х=.6 - виправлена ​​Yн=.22 Yн=.284.

62 22 Авіаційні профілі Серія профілів Clark-Y Авіаційні профілі 23 Профіль Clark-Y-8% Профіль Clark-Y-5,9% Профіль розроблений в середині 3-х років, в NASA, для швидкісних літаків.,75,75,25,272 ,96,25,325,74,5,395,47,75,445,32,48,2,5,535,8,2,57,2,3,585,4,55,5,525,6,458,7,368,8,26,9,4,95 ,74,6,239,239,25,444,5,54,64,656,29,2,777,2,3,8,4,78,5,72,6,626,7,53,8,357,9,9,8

63 24 Авіаційні профілю Профіль Clark-Y-% Авіаційні профілю 25 Профіль Clark-Y-.7%,299,299,25,556,26,5,675,8,82,36,2,972,3,3,4,975,52,9, 7,628,8,444,9,239,36,36,25,643,42,5,783,9,956,39,2,32,3,68,4,37,5,49,6,93,7,734,8,52,9,279,2

64 26 Авіаційні профілю Серія профілів Clark-YH Профіль Clark-YH-8% Деякі продування профілю: Подовження = 5-4 -,65,8 -,22,25,568 -,634,8 -,8,5,84 -,68 - -,576,392 -,25,75,56 -,464,254 -,89,24 -,327,65 -,57,25,392 -,8-4 -,92,2 -,25,75,696 -,64-2 - ,56,78,7,25,264 -,328,82,72,39,325,24 -,46 2,26,93,69,5,352 -,672 4,35,48,75,3744 -,872 6,482,235,32 ,276 8,62,355,62,5,548 -,26,742,57,92,2,5556 -,26 2,86,665,22,3,594 -,296 4,98,872,249,4,5764 -,994, ,6,4484 -,792,7,3384 -,66,8,2252 -,384,85,696 -,8,9,48 -,88,95,648 -,4584,48 -,48 Авіаційні профілю 27 Аеродинамічні коефіцієнти профілю -YH-8%,5,5 2 -

65 28 Авіаційні профілю Профіль Clark-YH-% Авіаційні профілю 29 Профіль Clark-YH-4%,25,78 -,6545,5,55 -,935,75,452 -,33,75 -,285,25,94 -, 386,75,2332 -,65,25,2838 -,826,325,33 -,275,5,4965 -,2299,75,548 -,2574,5885 -,27742,5,694 -,297,2,297 2882,4,27445,5,267,6,6655 -,2464,7,4653 -,2222,8,3965 -,828,85,2332 -,485,9,5785 -,95,836 -,633,66 -,66 ,25,994 -,833,5,47 -,9,75,848 -,442,27 -,63,25,2436 -,764,75,2968 -,237,25,362 -,2324,325,42 -,2555,5,534 -,2926,75,6552 -,3276,749 -,3538,5,8834 -,378,2,9723 -,378,3,332 -,3668,4,87 -,3493,5,9247 -,338,6 ,7847 -,336,7,5922 -,2828,8,394 -,2372,85,2968 -,89,9,29 -,44,95,584 -,822,84 -,84

66 3 Авіаційні профілю Профіль Clark-YH-7% Авіаційні профілю 3 Профіль Clark-YH-2%,25,27 -,5,5,785 -,445,75,2244 -,75,2635 -,985,25,2958 - ,242,75,364 -,24735,25,4386 -,2822,325,5 -,325,5,3553,75,7956 -,3978,995 -,42874,5,727 -,459,2,865 -,49 2546 -,4454,4,4245,5,2285 -,429,6,388,7,79 -,3434,8,286,85,364 -,2295,9,77,95,2852 -,974,2 -,2,25, 42 -,9,5,2 -,7,75,264 -,26,3 -,233,25,348 -,252,75,424 -,29,25,56 -,332,325,6 -,365,5,763 -,48,75,936 -,468,7 -,544,5,262 -,54,2,389 -,54,3,476 -,524,4,44 -,499,5,32 -,474,6,2 -,448,7,846 -,44, 8,563 -,3296,85,424 -,27,9,287 -,22,95,52 -,46,2 -,2

67 32 Авіаційні профілю Профіль USA-27 Авіаційні профілю 33 Аеродинамічні коефіцієнти профілю USA-27,77,77-6 -,27,6,25,38,5-4,5,7,7,85,25,57,36 -3,2,7,5,694,9 -,5,22,3,37,75,822,332,6,6,92,2,5,439,98,86,5,5, 3,553,225,23,2,37,36 4 ,5,654,325,238,3,97,93 6,768,47,262,4,68,4 9,972,66,36,5,86,75 2,65,863,34,6,954,28 5,326,69,36,6 29,425,8,6, 8,324,85,53,9,396,2 2,8,262,95,226,33,67,65,6,4,2,8,6,4,

68 34 Авіаційний профіль Профіль USA-45M Авіаційний профіль 35 Профіль 35A Профіль має дуже незначну зміну центру тиску, при зміні кута атаки.,3,3,25,32 -,8,25,425 -,2,5,597 -,78,7 ,85,87 -,3,2,998 -,43,3,5 -,58,4,923 -,6,5,8 -,58,6,675 -,43,7,523 -,2,8,358 -,87,9,83 -,48-2 -,246,238 -,56,25,44 -,236,974 -,44,25,574 -,2,37 -,2,5,834 -,6,246,72,75,26 -,397-4,54, 8,5,6 -,4-2,286,228,86,5,362 -,389,42,3,22,2,495 -,363 2,55,39,254,3,597 -,34 4,678,492,284,4,574 -3,4 ,83 2,72,82,46,6,23 -,32 6,38,69,456,7,994 -,92 8,454,2,474,8,76 -,58 2,488,235,486,9,38 -,36 22,588 ,27 24,476,3,54,25 -,25 26,454,354

69 36 Авіаційні профілю Аеродинамічні коефіцієнти профілю 35A Авіаційні профілю 37 Профіль 35B 2,5,5 2 3,276,285,58,25,55,3-6 -,62,94,55,25,6,63-4, 93,8,5,752,28-3,57,7,8,75,865,4 -,5,263,38,3,945,7,378,74,56,5,56,5,488,23,8,2,28,5 3, 63,38,28,3,76,5 6,823,497,268,4,42,28 9,45,745,32,5,33,39 2,235,3,365,6,88,45 5,374,365,443,7,78 ,8,52,35 2,8,2965,9,272,2,95,5,2,25

Лекція 3 Тема 1.2: АЕРОДИНАМІКА КРИЛА План лекції: 1. Повна аеродинамічна сила. 2. Центр тиску профілю крила. 3. Момент тангажу профілю крила. 4. Фокус профілю крила. 5. Формула Жуковського. 6. Обтікання

Самарський державний аерокосмічний університет ДОСЛІДЖЕННЯ ПОЛЯРИ ЛІТАКА ПРИ ВАГОВИХ ВИПРОБУВАННЯХ В АЕРОДИНАМІЧНІЙ ТРУБІ Т -3 СГАУ 2003 Самарський державний аерокосмічний університет Ст.

Лекція 1 Рух в'язкої рідини. Формула Пуазейля. Ламінарна та турбулентна течії, число Рейнольдса. Рух тіл у рідинах та газах. Підйомна сила крила літака, формула Жуковського. Л-1: 8.6-8.7;

Тема 3. Особливості аеродинаміки повітряних гвинтів Повітряний гвинт є лопатевий рушій, що приводиться в обертання двигуном, і призначений для отримання тяги. Він застосовується на літаках

ПРАЦІ МФТІ. 2014. Том 6, 1 А. М. Гайфуллін та ін. . Н. Свириденко 1,2, А. С. Петров 1 1 Центральний аерогідродинамічний

ГЛАВА II АЕРОДИНАМІКА I. Аеродинаміка аеростата Кожне тіло, що рухається в повітрі, або нерухоме тіло, на яке набігає повітряний потік, іспи-. буває з боку повітря або повітряного потоку тиск

87 Підйомна сила крила літака Ефект Магнуса Під час поступального руху тіла у в'язкому середовищі, як було показано в попередньому параграфі, підйомна сила виникає в тому випадку, якщо тіло розташоване асиметрично

Електронний журнал «Праці МАІ». Випуск 45 www.mai.ru/science/trudy/ УДК 629.7.015.3:629.7.022 Літак з аеродинамічно несучим корпусом А.В.Андрєєв, А.І. Кір'янов, О.А. Пашков, С.В.Старостін, Н.В.Ушаков

Міністерство освіти і науки РФ Федеральне державне бюджетне освітня установавищої професійної освіти Нижегородський державний технічний університет ім. Р.Є.

34 УДК (53.36) СПОСТАВАННЯ УМОВ СТІЙКОСТІ РЕЖИМІВ АВТОРОТАЦІЇ ОПЕРЕНОГО ТІЛА І ЙОГО МАКЕТУ В АЕРОДИНАМІЧНІЙ ТРУБІ Ю.М. Окунєв НДІ механіки Московського державного університету ім.

6 ОБТІК ТІЛ У РІДИНАХ І ГАЗАХ 6.1 Сила лобового опору Питання обтікання тіл потоками рідини або газу, що рухаються, надзвичайно широко поставлені в практичній діяльності людини. Особливо

148 ПРАЦІ МФТІ. 2012. Том 4, 2 УДК 533.6.011.35 Т. Ч. Ву 1, В. В. Вишинський 1,2, Н. Т. Данг 3 1 Московський фізико-технічний інститут (державний університет) 2 Центральний аерогідродинамічний

Тема 2: АЕРОДИНАМІЧНІ СИЛИ. 2.1. ГЕОМЕТРИЧНІ ПАРАМЕТРИ КРИЛА З МАХ Середня лінія Основні геометричні параметри, профіль крила та набір профілів по розмаху, форма та розміри крила в плані, геометрична

МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ БЮДЖЕТНОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ «САМАРСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ УНИВЕРСИТЕТ» В.А.

88 Аерогідромеханіка ПРАЦІ МФТІ. 2013. Том 5, 2 УДК 533.6.011.35 Ву Тхань Чунг 1, В. В. Вишинський 1,2 1 Московський фізико-технічний інститут (державний університет) 2 Центральний аерогідродинамічний

У Ч Е Н bj Е 3 А П І С НІ Ц А r і Том V / 1975.мб удк 622.24.051.52 ЕКСПЕРИМЕНТ АЛЬ НЕ ДОСЛІДЖЕННЯ ОПТИМАЛЬНИХ З ОБЛІКОМ БАЛАНСУВАННЯ ТРИКУТНИХ ПРИГРУЗКІВ ПРИГОЛЬНИХ ПРИГРУЗКІВ ПРИГОЛЬНИХ ПРИЗК. м. Крюкова, Ст.

УДК 568 ВВ Тюрєв, ВА Тараненко Дослідження особливостей обтікання профілю при нестаціонарному русі Національний аерокосмічний університет ім НЕ Жуковського «ХАІ» При сучасному розвитку авіатранспортних

# 8, серпень 6 УДК 533655: 5357 Аналітичні формули для розрахунку теплових потоків на затуплених тілах малого подовження Волков МН, студент Росія, 55, г. Москва, МДТУ ім Н Е Баумана, Аерокосмічний факультет,

36 М е х а н і к а г і р о с к о п і ч н і й с т е м УДК 533.64 О. Л. Лемко, І. В. Король «ЛІТАЛЬНЕ

ВЧЕНІ ЗАПИСКИ ЦАГИ т о ом XX/l 1 9 9 1.м 2 УДК 629.735.33.015.3.062.4 РИСТИКИ ПРОФІЛЮ С.

Заняття 3.1. АЕРОДИНАМІЧНІ СИЛИ І МОМЕНТИ У цьому розділі розглянуто результуючий силовий вплив атмосферного середовища на літальний апарат, що рухається в ній. Введені поняття аеродинамічної сили,

T, отже, МОДУЛЬ. КОНВЕКТИВНИЙ ТЕПЛООБМІН В ОДНОФАЗНИХ СЕРЕДОВИЩАХ Спеціальність «Технічна фізика» Лекція 1. Тепловіддача при вимушеному поздовжньому обмиванні плоскої поверхні Інтегральні рівняння

15.1.2. КОНВЕКТИВНА ТЕПЛОВІДДАЧА ПРИ ЗМІШЕНОМУ РУХІ ТЕКУЧОГО СЕРЕДОВИЩА У ТРУБАХ І КАНАЛАХ У цьому випадку безрозмірний коефіцієнт тепловіддачі критерій (число) Нуссельта залежить від критерію Грасгофа (при

Електронний журнал «Праці МАІ». Випуск 68 www.mai.ru/science/trudy/ УДК 629.735.33 Застосування адаптивної механізації крила на легкому транспортному літаку Губський В. В. Центральний аерогідродинамічний

ВПЛИВ ФІЗИЧНИХ ХАРАКТЕРИСТИК АТМОСФЕРИ НА ЕКСПЛУАТАЦІЮ ПОВІТРЯНИХ СУДІВ Вплив фізичних характеристик атмосфери на політ Встановлений горизонтальний рух літака

Вплив рідкої плівки на опір тертя при обтіканні плоскої пластини потоком газу. Течія рідкої плівки. Атмосферні опади формують на поверхні літального.

ЛЕКЦІЯ ОСНОВНІ ПОНЯТТЯ ГІДРОДИНАМІКИ РОЗПОДІЛ ШВИДКОСТЕЙ ЗА РАДІУСОМ ТРУБИ РІВНЯННЯ ПУАЗЕЙЛЯ Гідравлічний радіус та еквівалентний діаметр При русі рідин по каналах довільної форми, перетин

РІВНОВАГА ТІЛ Розділ механіки, в якому вивчається рівновага тіл, називається статикою Рівноважним називається стан тіла, незмінний у часі, т е рівновага це такий стан тіла, при якому

Лабораторна робота 1 Дослідження розподілу тиску по поверхні профілю крила Мета роботи Отримання розподілу тиску по поверхні профілю крила, визначення за отриманим розподілом

108 М е х а н і к а г і р о с к о п і ч н і й систем УДК 629.735.33 О. Кара, І. С. Кривохатько, В. В. Сухов ОЦІНКА ЕФЕКТИВНОСТІ керованої КІНЦЕВОЇ АЕРОДИНАМІЧНОЇ ПОВЕРХНІ КРИЛА ВСТУП

ЧПОУ «УТЦ «ЧелАвіа» м.москва ПРАКТИЧНА АЕРОДИНАМІКА Лектор: МЕЗЕНЦЕВ Владислав Володимирович Тим 10 Годин 26 Звітність - іспит Аеродинаміка наука, що вивчає закономірності руху газів та їх силове

Міністерство освіти Іркутської області Державна бюджетна професійна освітня установа Іркутської області «Іркутський авіаційний технікум» (ДБПОУІО «ІАТ»)

РОЗРАХУНКОВІ ДОСЛІДЖЕННЯ АЕРОДИНАМІЧНИХ ХАРАКТЕРИСТИК ТЕМАТИЧНОЇ МОДЕЛІ ЛА СХЕМИ «ЛІТАЛЬНЕ КРИЛО» З ДОПОМОГЮ ПРОГРАМНОГО КОМПЛЕКСУ FLOWVISION С.В. Калашніков 1, А.А. Кривощапов 1, А.Л. Мітін 1, Н.В.

ВЧЕНІ ЗАПИСКИ ЦАГИ Том XXXIV 003 УДК 533.6.0.5/.55 69.78.05.3.05. ПРИМІТКИ ДО ГАЗОДИНАМІЧНОГО КОНСТРУЮВАННЯ ЗВЕРХЗВУКОВИХ ЛІТАЛЬНИХ АПАРАТІВ* Г. І. МАЙКАПАР Наведено результати розрахунку хвильового

АЕРОДИНАМІЧНІ СИЛИ ОБТІК ТІЛ ПОВІТРЯНИМ ПОТІКОМ При обтіканні твердого тіла повітряний потік піддається деформації, що призводить до зміни швидкості, тиску, температури та щільності в цівках

Федеральне агентство з освіти Державна освітня установа вищої професійної освіти НИЖЕГОРОДСЬКИЙ ДЕРЖАВНИЙ ТЕХНІЧНИЙ УНІВЕРСИТЕТ ІМ. Р.Є. ОЛЕКСІЄВА Кафедра «Теорії

60 ПРИКЛАДНА МЕХАНІКА ТА ТЕХНІЧНА ФІЗИКА. 2002. Т. 43, N- 1 УДК 533.69.011.34 ДОСВІД ОПТИМІЗАЦІЇ АЕРОДИНАМІЧНИХ ХАРАКТЕРИСТИК ЕКСПЛУАТУВАНИХ КРИЛОВИХ ПРОФІЛІВ С. М. Аульченко, А. Аульченко, О.

ТЕОРІЯ ПАРУСА Теорія вітрила частина гідромеханіки науки про рух рідини. Газ (повітря) на дозвуковій швидкості поводиться так само, як рідина, тому все, що йдеться тут про рідину, в рівній

УДК 533.64 О.Л. Лемко, І.В. Король

ВЧЕНІ ЗАПИСКИ ЦАГИ Том XLIII 2012 5 УДК 629.735.33.015.3:533.695 .

ТЕПЛОПЕРЕДАЧА План лекції: 1. Тепловіддача при вільному русі рідини у великому обсязі. Тепловіддача при вільному русі рідини в обмеженому просторі 3. Вимушений рух рідини (газу).

ЗМІСТ 3 Передмова... 11 ГЛАВА I ВСТУП 1. Предмет аеродинаміки. Короткий оглядісторії розвитку аеродинаміки... 13 2. Застосування аеродинаміки в авіаційній та ракетній техніці... 21 3. Основні

УДК 69.735.45.015.3 (075.8) В.П.Зінченко Розрахунок втрат тяги від обдування планера вертольота несучим гвинтом на режимі висіння Науково-виробниче об'єднання «Авіа» Режими висіння та вертикального підйому

Електронний журнал «Праці МАІ». Випуск 72 www.mai.ru/science/trudy/ УДК 629.734/.735 Метод розрахунку аеродинамічних коефіцієнтів літальних апаратів з крилами у схемі «ікс», що мають малий розмах Бураго

УДК 629.12.035 Вісник СПбДУ. Сер. 1. 2012. Вип. 3 РОЗРАХУНОК ПРИЄДНАНИХ МАС ДЕЯКОГО КЛАСУ ОСЕСИМЕТРИЧНИХ ТІЛ Є. Н. Надимов С.-Петербурзький державний університет, аспірант, [email protected]

3 Модульний принцип конструювання вітроагрегатів, теорія подібності та характеристики геометрично подібних вітродвигунів 3.1 Модульний принцип конструювання вітроагрегатів Одна з основних проблем

Крайовий конкурс творчих робіт учнів «Прикладні та фундаментальні питання математики» Математичне моделювання Математичне моделювання польоту літака Лоєвець Дмитро, Тельканов Михайло 11

У Ч ЕН Ы З А П І С К І Ц А Г І Т О М X L I I УДК 53.56. ПЕРЕЧЕННЯ В ОКОЛИНІ ТОЧКИ ЗЛАМУ ПЕРЕДНЬОЇ КРІМКИ ТОНКОГО КРИЛА НА РЕЖИМІ СИЛЬНОГО ВЗАЄМОДІЇ Г. Н. ДУДИН О. В. ЛЕДОВСЬКИЙ Досліджено перебіг

2. ОСНОВНІ ХАРАКТЕРИСТИКИ ПЕРЕЧУ РІДИНИ 2.1. Середня швидкість течії та витрата При гідравлічних розрахунках трубопроводів перебіг рідини повністю характеризується середньою за перерізом швидкістю потоку

Електронний журнал «Праці МАІ» Випуск 55 wwwrusenetrud УДК 69735335 Співвідношення для обертальних похідних від коефіцієнтів моментів крену та нишпорення крила МА Головкін Анотація З використанням векторних

4. СИЛОВИЙ АНАЛІЗ МЕХАНІЗМУ 4.. Завдання кінетостатичного дослідження Прямим (першим) завданням динаміки є визначення невідомих сил у механізмі за заданим законом руху початкової ланки та

ЛЕКЦІЯ ЗТП ГІДРОДИНАМІКА При переміщенні рідин рушійною силою є різниця статичних тисків. Вона створюється за допомогою насосів та компресорів, за рахунок різниці щільностей та рівнів рідини.

ВЧЕНІ ЗАПИСКИ ЦАГИ Том XXXVI 2005 1 2 УДК 629.782.015.3 БАЛАНСУВАЛЬНА ЯКІСТЬ СИСТЕМИ КРИЛО КОРПУС ПРИ ВЕЛИКИХ СВЕРХЗВУКОВИХ ШВИДКІВ. ційне завдання

Теми вивчення Опір напору, фрикційна стійкість, коефіцієнт лобового опору, турбулентний потік, ламінарний потік, число Рейнольдса, швидкісний напір, рівняння Бернуллі, крило, що вноситься

ЗАЛЕЖНІСТЬ АЕРОДИНАМІЧНИХ ХАРАКТЕРИСТИК КРИЛІВ ПРОСТІЙ ФОРМИ У ПЛАНІ ВІД ГЕОМЕТРИЧНИХ ПАРАМЕТРІВ Спиридонів А.М., Мельников А.А., Тімаков Є.В., Міназова А.А., Ковальова Я. Оренбурзький державний

za / wikipedia.org

Французька компанія Onera спільно з італійською Leonardo провела випробування гладкого крила, оптимізованого для ламінарного потоку. Як пише Aviation Week, випробування відбулися в трансзвуковій аеродинамічній трубі S1MA французької компанії. В даний час фахівці аналізують дані, отримані під час випробувань, однак, згідно з попередніми результатами, гладке крило показало дещо менший лобовий опір у порівнянні зі звичайним крилом літака.

Обсяги авіаційних перевезень збільшуються з кожним роком. Щоб задовольнити попит, знизивши при цьому вартість авіаперевезень і не вплинувши на доходи авіакомпаній, розробники постійно досліджують нові технології поліпшення літаків. Зокрема, активні роботи ведуться у сфері зниження споживання палива літаком у польоті. Це завдання можна вирішити кількома способами. Наприклад, знизити споживання палива на кілька відсотків можна покращивши конструкцію двигунів.

Ще одним способом зменшити споживання палива є зниження лобового опору літака. Цього можна досягти переглянувши конструкцію літаків, використовуючи нові легкі матеріали та покриття. Згідно з планами розробників, нове ламінарне крило повинне відрізнятися значно меншим лобовим опором у порівнянні зі стандартним крилом літака. Таке крило повинно мати гладку поверхню та невисокий профіль, щоб забезпечити ламінарний повітряний потік на якомога більшій площі.

Ламінарне крило в аеродинамічній трубі (ліворуч) та тепловізійне зображення ламінарного потоку на його верхній площині

В аеродинамічній трубі випробування проходили випробування лівої консолі ламінарного крила літака завдовжки 5,2 метри. Продувні випробування проводилися на швидкості повітряного потоку 0,74 числа Маха (913,7 кілометра на годину). Для вивчення обтікаючого крило повітряного потоку використовувалися високоточні тепловізори, що заміряли температуру на крилі в режимі реального часу. В результаті з'ясувалося, що на верхній площині крила площа покриття ламінарним потоком становила 70 відсотків, а на нижній 30 відсотків.

Для сучасного звичайного літакового крила площа покриття ламінарним потоком, залежно від конструкції, становить від 30 до 50 відсотків для верхньої площини і до 30 відсотків - для нижньої. На частині крила обов'язково має бути присутнім турбулентний перебіг, що підвищує його несучу здатність. Для цього на сучасних літаках на верхній площині крила встановлюються невеликі платівки - завихрювачі потоку, що руйнують ламінарний потік.

Тим не менш, вважається, що в цивільній авіації, літаки яких зазвичай не виконують польотів на критичних кутах атаки, ламінарне подовжене крило може бути успішно використане. При стабільному польоті без різких змін кутів атаки гладке крило може істотно знизити лобовий опір, а значить споживання палива в польоті. Коли саме нове крило може з'явитися на серійних літаках, наразі невідомо.

Сьогодні активними роботами в галузі дослідження гладкого крила, оптимізованого для ламінарного обтікання, шведська компанія Saab та британська GKN. Перша досліджує композитне крило, в якому передня кромка і верхня площина виконані єдиною деталлю, з стикуванням інших елементів та механізації з мінімальними зазорами. У свою чергу GKN досліджує звичайне крило, елементи якого щільніше за звичайне підігнані один до одного. Випробування обох крил розпочнуться цього року.

Тим часом у лютому минулого року GKN зайнялася дослідженнями в галузі фарб, які дозволять знизити лобовий опір літаків. Завдяки новим покриттям розробники розраховують зменшити лобовий опір на 25 відсотків у крейсерському польоті. Свої властивості нові фарби повинні зберігати протягом п'яти років, такий термін є стандартною вимогою для зовнішніх покриттів літаків.

При нанесенні на корпус літака нові фарби повинні приховувати дефекти поверхні, забезпечуючи тим самим ламінарне обтікання повітрям аеродинамічних поверхонь, в першу чергу передніх кромок, що нерідко мають неоднорідну поверхню.

Василь Сичов

Профілі крила планерівВ6356b - найвідоміший і поширений у всьому світі профіль, який «виграв» більшість змагань найвищого рангу Він справді універсальний і має непогані перспективи на майбутнє.

Цей профіль застосовували одесит В.Чоп (чемпіон світу 1975 та 1987 року) та естонець А. Лепп (чемпіон Європи 1988 та чемпіон світу 1989 року). Якщо Чоп використовував цей профіль у чистому вигляді, то Леп сильно модернізував його у бік збільшення кривизни профілю без зміни товщини. профільВід редакції Невелике зауваження щодо «модернізації», яку провів А. Лепп. Зміна кривизни або форми середньої лінії дає настільки виражені зміни характеристик, що тепер можна говорити про зовсім новий профіль (створений, щоправда, з використанням тих чи інших готових компонентів). Крім того, потрібно пам'ятати, що нерідко цифри в "назві" профілю позначають геометричні параметри. Це стосується і профілів Бенедека. У нашому випадку цифровий ряд 6356 означає, що товщина профілю дорівнює 6%, максимальна увігнутість розташовується на 35% хорди від носика, і увігнутість профілю дорівнює 6%. Тут доречно помітити, що профілі типу NACA шифруються аналогічно, але вони першому місці стоїть не товщина профілю, а величина увігнутості. У будь-якому випадку зрозуміло, що зміна форми середньої лінії неминуче має призводити і до заміни цифрової «назви» профілю.

Thomann F4. Цей

довгий час був найпопулярнішим у Європі і забезпечував дуже високі для того часу результати. Він застосовувався з турбулізатором типу «зигзаг», що розташовується на відстані 5 мм від передньої кромки і шириною 7 мм при товщині 1 мм з кутом «зуба» 60°.

Ritz-7455G. Цей профіль створено відомим американським планеристом, чемпіоном світу 1959 року Д. Рітцем. Ritz-7455G вже 20 років як отримав "путівку в життя" на моделях планерів російських спортсменів. Одним із перших його застосував ленінградець Ю. Яблоков, який на рубежі 80-х років став першим із радянських планеристів володарем Кубка світу (він був також переможцем Кубків та Чемпіонатів СРСР). Провідні московські спортсмени С. Макаров та М. Кочкарьов, які сьогодні є законодавцями технічної моди в класі F1A, як і чемпіон світу 1997 року киянин В. Стамов, застосовують цей профіль вже понад 10 років. Вони трохи модернізували його для покращення технології складання крил на стапелях.Купфер. Свого часу вітчизняні планеристи, що мали безперечну перспективу. Особливо варто відзначити розробку професора технічних наук М. Купфера. Його профіль наприкінці 50-х років пройшов в аеродинамічній трубі і показав видатні характеристики. Через малу відносну товщину він тоді не отримав поширення.

Зараз створення жорстких крил малої товщини не становить великої проблеми. Тому, можливо, тепер профіль купфера зможе зайняти належне місце на моделях планерів.

Повна аеродинамічна сила та її проекції

При розрахунку основних льотно-технічних характеристик літака, а також його стійкості та керованості необхідно знати сили та моменти, що діють на літак.

Аеродинамічні сили, що діють на поверхню літака (тиск і тертя), можна привести до головного вектора аеродинамічних сил, прикладеного в центрі тиску (рис. 1), і парі сил, момент яких дорівнює головному моменту аеродинамічних сил щодо центру мас літального апарату.

Мал. 1. Повна аеродинамічна сила та її проекції у двовимірному (плоському) випадку , Аеродинамічну силу зазвичай задають проекціями на осі швидкісної системи координат (ГОСТ 20058-80). При цьому проекцію на вісь взяту зі зворотним знаком, називають силою лобового опору , проекцію на вісь - , аеродинамічною підйомною силою проекцію на вісь - . аеродинамічною бічною силою , Ці сили можуть бути виражені через безрозмірні коефіцієнти лобового опору , підйомної сили та бічної сили

; ; ,

відповідно: де - швидкісний напір, Н/м 2; - Повітряна швидкість, м/с; r - масова щільність повітря, кг/м 3; S -

.

площа крила літака, м2. До основних аеродинамічних характеристик відносять також аеродинамічна якість Аеродинамічні характеристики крила , , залежать від геометричних параметрів профілю і крила, орієнтації крила в потоці (кута атаки a і ковзання b), параметрів подібності (чисел Рейнольдса Re і Маха), висоти польоту H . , а також від інших параметрів

Числа Маха та Рейнольдса є безрозмірними величинами та визначаються виразами де a відомі результатианалітичних, чисельних та експериментальних досліджень. Сили та моменти, що діють на літак, знаходяться як сума відповідних сил та моментів, що діють на кожну з його частин, з урахуванням їхнього взаємного впливу.

Відповідно до запропонованої методики, розрахунок аеродинамічних характеристик крила проводиться, якщо задані деякі геометричні та аеродинамічні характеристики профілю крила.

Вибір профілю крила

Основні геометричні характеристики профілю задаються такими параметрами. Хордою профілю називається відрізок прямої, з'єднаної дві найвіддаленіші точки профілю. Хорда ділить профіль на дві частини: верхню та нижню. Найбільший перпендикулярний хорді відрізок, укладений між верхнім та нижнім обводами профілю, називається товщиною профілю c (Рис. 2). Лінія, що з'єднує середини відрізків, перпендикулярних хорді та укладених між верхнім та нижнім обводами профілю, називається середньою лінією . Найбільший перпендикулярний хорді відрізок, укладений між хордою та середньою лінією профілю, називається кривизною профілю f . Якщо , то профіль називається симетричним .

Мал. 2. Профіль крила

b- хорда профілю; c- Товщина профілю; f- кривизна профілю; - Координата максимальної товщини; - координата максимальної кривизни

Товщину cта кривизну профілю f, а також координати і , як правило вимірюють у відносних одиницях , , , або у відсотках , , , .

Вибір профілю крила пов'язаний із задоволенням різних вимог, що пред'являються до літака (забезпечення необхідної дальності польоту, високої паливної ефективності, крейсерської швидкості, забезпечення безпечних умов зльоту та посадки та ін.). Так, для легких літаків зі спрощеною механізацією крила слід звертати особливу увагу забезпечення максимального значення коефіцієнта підйомної сили, особливо у режимі зльоту і посадки. Як правило, такі літаки мають крило з великим значенням відносної товщини профілю % = 12 15%.

Для далеких літаків з високою дозвуковою швидкістю польоту, у яких збільшення на злітно-посадкових режимах досягається завдяки механізації крила, акцент робиться на досягнення кращих характеристик на крейсерському режимі, зокрема, на забезпечення режимів.

Для нешвидкісних літаків вибір профілів здійснюється із серії стандартних (звичайних) профілів NACA або ЦАГІ, які за необхідності можуть бути модифіковані на етапі ескізного проектуваннялітака.

Так, профілі NACA з чотиризначними позначеннями можуть бути використані на легких тренувальних літаках, а саме для кінцевих перерізів крила та хвостового оперення. Наприклад, профілі NACA2412 (відносна товщина % = 12%, координата максимальної товщини % = 30%, відносна кривизна % = 2%, координата максимальної кривизни % = 40%) та NACA4412 ( % = 12%, % = 30%, % = 4%, % = 40%) мають досить високе значення і плавні зривні характеристики в районі критичного кута атаки.

П'ятизначні профілі NACA (серії 230) мають найбільшу підйомну силу всіх стандартних серій, але їх зривні характеристики менш сприятливі.

Профілі NACA із шестизначним позначенням ("ламінарні") мають низький профільний опір у вузькому діапазоні значень коефіцієнта . Ці профілі дуже чутливі до шорсткості поверхні, забруднення, нарости.

Класичні (звичайні) профілі, які використовуються на літаках з малими дозвуковими швидкостями, відрізняються досить великими місцевими збуреннями (розрядженнями) на верхній поверхні і, відповідно, невеликими значеннями критичного числа Маха. Критичне число Маха є важливим параметром, що визначає величину лобового опору літака (при > на поверхні літального апарату з'являються області місцевих надзвукових течій та додатковий хвильовий опір).

Активний пошук шляхів підвищення крейсерської швидкості польоту (без збільшення опору літака) спричинив необхідність знайти способи подальшого підвищення порівняно з класичними швидкісними профілями. Таким способом підвищення є зменшення кривизни верхньої поверхні, що призводить до зниження збурень на значній частині верхньої поверхні. При малій викривленості верхньої поверхні надкритичного профілю зменшується частка створюваної ним підйомної сили. Для компенсації цього явища проводиться підрізування хвостової ділянки профілю шляхом плавного згинання його вниз (ефект "закрилка"). У зв'язку з цим, середня лінія суперкритичних профілів має характерний де - швидкісний напір, Н/м 2; - Повітряна швидкість, м/с; r - масова щільність повітря, кг/м 3;образний вигляд, з відгином униз хвостової ділянки. Для суперкритичних профілів, як правило, характерна наявність негативної кривизни носової частини профілю. Зокрема, на авіасалоні МАКС 2007 в експозиції ВАТ «Туполь» було представлено макет літака ТУ-204-100СМ з усіченим крилом, що дозволяє отримати уявлення про геометричні характеристики профілю в кореневій частині крила. З наведеного нижче фото (рис. 3.) видно наявність у профілю брюшка і досить плоскої верхньої частини, характерних для суперкритичних профілів. Надкритичні профілі в порівнянні зі звичайними швидкісними профілями дозволяють підвищити приблизно на = 0,05 0,12 або збільшити товщину на % = 2,5 5%. Застосування потовщених профілів дозволяє збільшити подовження lкрила на = 2,5 3 або зменшити кут стріловидності c крила приблизно на = 5 10° при збереженні значення .

Мал. 3. Профіль крила літака ТУ-204-100СМ

Використання надкритичних профілів у компонуванні стрілоподібних крил є одним із основних напрямків удосконалення аеродинаміки сучасних транспортних та пасажирських літаків.

Слід зазначити, що з безперечній перевагі надкритичних профілів, проти звичайними, деякими недоліками є підвищення значення коефіцієнта моменту на пікірування і тонка хвостова частина профілю.

Основні геометричні та аеродинамічні характеристики крила кінцевого розмаху

Протягом останніх 30 40 років основним типом крила для дозвукових магістральних літаків було стрілоподібне (c = 30 35 °) крило з подовженням , виконане з звуженням h = 3 ¸ 4. Перспективні пасажирські літаки, представлені на авіасалоні ²МАКС-2007² (Ту-334, Sukhoy Superjet 100) мали подовження. Прогрес у збільшенні подовження крила досягнуто в основному за рахунок використання композиційних матеріалів у конструкції крила.

Мал. 4. Однопанельне крило

Перетин крила в площині симетрії називається кореневим профілем , а його хорда - кореневий ; на кінцях крила, відповідно, кінцевий профіль і кінцева хорда . Відстань від одного кінцевого профілю до іншого називається розмахом крила . Хорда профілю крила може змінюватися вздовж його розмаху. Ставлення кореневої хорди до кінцевої називається звуженням крила h. Ставлення називається подовженням крила . Тут S- площа проекції крила на площину, перпендикулярну до площини симетрії крила і містить кореневу хорду. Якщо під час польоту кінці відхилені щодо кореневого перерізу, говорять про стріловидність крила . На рис. 4 показаний кут між перпендикуляром до площини симетрії та передньою кромкою крила визначальний стрілоподібність по передній кромці . Говорять також про вугілля стріловидність по задній кромці , але найважливіше - кут (або просто c) стріловидність по лінії фокусів , тобто. по лінії, що з'єднує фокуси профілів крила вздовж його розмаху. При нульовій стріловидності по лінії фокусів у крила з ненульовим звуженням кромки крила не перпендикулярні площині симетрії крила. Проте прийнято вважати його прямим, а не стрілоподібним крилом. Якщо кінці крила відхилені щодо кореневого перерізу назад, то кажуть про позитивну стрілоподібність якщо вперед - про негативною . Якщо передня та задня кромки крила не мають зламів, то стрілоподібність не змінюється вздовж розмаху. В іншому випадку, стрілоподібність може змінювати своє значення і навіть знак.

Сучасні стрілоподібні крила з кутом стріловидності c= 35° дозвукових магістральних літаків, розрахованих на крейсерські швидкості, відповідні = 0,83 0,85, мають середню відносну товщину крила % = 10 11%, а надкритичні крила з кутом стріловидності c = 28 30 ° (для перспективних літаків) близько % = 11 12%. Розподіл товщини по розмаху крила визначається за умов реалізації заданого корисного об'єму та мінімального хвильового опору. З метою реалізації ефекту ковзання в бортових перерізах стрілоподібних крил застосовують профілі з "переднім" розташуванням точки максимальної товщини, в порівнянні з рештою крила.

Розташовані не в одній площині, крило має геометричну крутку (рис. 6), що характеризує кутом j.

Мал. 6. Кінцевий та кореневий профілі крила за наявності геометричної крутки

Дослідження аеродинамічних моделей літаків показали, що застосування надкритичних профілів у поєднанні з геометричною круткою дозволяють забезпечити . У цій роботі використовується наближена методика визначення аеродинамічних характеристик крила, заснована на використанні експериментальних даних. Розрахунок аеродинамічних коефіцієнтів та крила проводиться у кілька етапів. Вихідними даними для розрахунку є деякі геометричні та аеродинамічні характеристики профілю. Ці дані можуть бути взяті, зокрема, з профілів атласу.

За результатами розрахунку аеродинамічних коефіцієнтів будується залежність та поляра - залежність . Типовий вид цих залежностей для малих дозвукових швидкостей представлений відповідно на рис. 7 та рис. 8.