Те се определят от формата на профила, формата на плана и предния изглед на крилото.
Профил на крилотосе нарича формата (контура) на сечението на крилото, получена от пресичането на крилото с равнина, успоредна на равнината на симетрия на самолета. Фигура 3.2 показва формите на профила на крилото.
Ориз. 3.2 Форми на профилите на крилата
1 - симетричен; 2 - не е симетричен; 3 - плоско-изпъкнал; 4 - двойно изпъкнал; 5 - S-образна;6 - ламинирана; 7 - лещовидна; 8 - с форма на диамант; 9 - D изпъкнал
Крилата на първия самолет бяха тънки, извити плочи.
През 1910-1912г. НЕ. Жуковски е разработен теоретично вдлъбнатакрило профил 4 с висока носеща способност.
По-късно преминахме на плоско-изпъкналаи двойно изпъкналапрофили 2,3.
S-образнапрофили 5 имат най-добри характеристики на стабилност. Ламинаризиранапрофили 6 имат намалено съпротивление при полет с максимална скорост.
За свръхзвукови самолети са разработени лещовиднапрофили на крилата 7, образувани от пресичането на кръгови дъги.
За хиперзвукови полети се използват с форма на диаманти клиновиднапрофили 8.9, предложени от K.E. Циолковски.
Основните характеристики на профила на крилото са (Фигура 3.3):
Относителна дебелина;
Относителна кривина;
Координата на максималната дебелина.
Ориз. 3.3 Геометрични характеристики на профила
Акорд бе сегментът, свързващ точката на атакуващия ръб и точката на рационализирания ръб с крайните точки на профила.
Относителна дебелина Дали съотношението на максималната дебелина на профила към неговата хорда, измерено като процент от дължината на хорда:
.
Тук: c max -максимална дебелина. Това е разстоянието между горния и долния наклон на профила.
Относителната дебелина на профилите на крилата на съвременните дозвукови самолети се намира вътре 10 – 15%, и свръхзвуков - вътре 2,5 – 5%. Колкото по-тънък е профилът, толкова по-ниско е съпротивлението на крилото. Но с такъв профил носещите свойства и якостните характеристики на крилото се влошават.
Координата на максималната дебелинапрофил ... Измерено като процент от акорда, като се брои от пръста на акорда:
,
За дозвукови профили е 25 – 30%, за свръхзвуков е 50%. Тази координата показва къде се намира преходната точка на ламинарния поток на граничния слой към турбулентния.
Относителна кривина(вдлъбнатост) на профила е съотношението стрелкиотклонението на средната линия на профила към неговата хорда, измерено като процент:
.
Тук: f max -максимална кривина (стрелка за отклонение).
Отклонение на стрелкатанаречено максимално отклонение средна линияпрофил от неговия акорд.
средна линияпрофил е линия, минаваща през средните точки на отсечки, свързващи точки с една и съща координата на горния и долния контур на профила.
Относителната кривина на профилите на крилата на съвременните самолети варира вътре от 0%преди 2%.
Относителната дебелина и относителната кривина на профилите на крилото са важни характеристики, които влияят на повдигането на крилото.
Въз основа на аеродинамичните изисквания и конструктивни съображения, крилото се набира от профили с различна относителна дебелина. От съображения за здравина се използват по-дебели профили в коренните участъци на крилото, а по-тънки в краищата на крилото.
Получавам желаните характеристикистабилност, кривината на профилите се увеличава от корена към краищата на крилото. Такива крила се наричат аеродинамично усукани.
Хордите на профилите, които изграждат крилото, могат да имат различни ъгли по отношение на оста на фюзелажа, които са по-големи в основата на крилото и по-малки в края. Такива крила се наричат геометрично завихрен... Ъгълът, образуван от така наречената средна аеродинамична хорда на крилото ( МАР ) с оста на фюзелажа се нарича ъгъл на крилото(фиг. 3.3-1).
Фиг. 3.3-1 Ъгъл на крилото
Ъгълът на монтаж се избира от условията за най-малко съпротивление на самолета при полет с максимална скорости е приблизително 0 - 3°.
Форма на крилото в план
План на крилотоТова е проекцията на крилото върху хоризонталната равнина.
Крилата на съвременните самолети в планова форма могат да бъдат:
елиптична (а),
правоъгълна (b),
За съжаление не намерих нито една статия за аеродинамиката "за моделиращия". Нито по форумите, нито в дневниците, нито в блоговете, нито където има нужната "стискане" по тази тема. И възникват много въпроси, особено за начинаещи, а тези, които се смятат за „вече не начинаещи“, често не си правят труда да изучават теория. Но ние ще го поправим!)))
Веднага трябва да кажа, че няма да навлизам дълбоко в тази тема, иначе ще се окаже, поне научна работа, с куп неразбираеми формули! И още повече няма да ви плаша с термини като "число на Рейнолдс" - който се интересува, може да чете в свободното си време.
И така, ние се съгласихме - само най-необходимото за нас - моделисти.)))
Сили, действащи върху самолет в полет.
По време на полет самолетът се влияе от много сили поради наличието на въздух, но всички те могат да бъдат представени под формата на четири основни сили: гравитация, повдигане, тяга на витлото и въздушно съпротивление (съпротивление). Силата на гравитацията винаги остава постоянна, с изключение на нейното намаляване с разхода на гориво. Повдигането се противопоставя на тежестта на самолета и може да бъде повече или по-малко, в зависимост от количеството енергия, необходимо за движение напред. Силата на тягата на витлото се противодейства от силата на въздушното съпротивление (известна още като съпротивление).
При прав и хоризонтален полет тези сили са взаимно балансирани: тягата на витлото е равна на съпротивлението на въздуха, а подемната сила е равна на теглото на самолета. При никакво друго съотношение на тези четири основни сили прави и хоризонтален полет е невъзможен.
Всяка промяна в някоя от тези сили ще повлияе на схемата на полета на самолета. Ако подемната сила, генерирана от крилата, се увеличи спрямо гравитацията, резултатът ще бъде повдигане на самолет. Напротив, намаляването на подемната сила срещу гравитацията би причинило намаляване на самолета, т.е. загуба на височина.
Ако балансът на силите не се спазва, самолетът ще извие пътя си на полета към преобладаващата сила.
Относно крилото.
Размах на крилата- разстоянието между равнините, успоредни на равнината на симетрия на крилото и докосващи крайните му точки. Космическият апарат на самолета е важна геометрична характеристика на въздухоплавателното средство, влияеща върху неговите аеродинамични и летателни характеристики, а също така е един от основните габаритни размери на самолета.
Удължаване на крилотое съотношението на размаха на крилата към неговата средна аеродинамична хорда. За неправоъгълно крило, съотношението на страните = (размах на квадрат) / площ. Това може да се разбере, ако вземем за основа правоъгълно крило, формулата ще бъде по-проста: съотношение на страните = обхват / акорд. Тези. ако крилото има размах 10 метра и хордата = 1 метър, тогава съотношението на страните ще бъде = 10.
Колкото по-голямо е удължението, толкова по-ниско е индуктивното съпротивление на крилото, свързано с въздушния поток от долната повърхност на крилото към горното крило през върха с образуването на крайни вихри.Като първо приближение може да се приеме, че характерният размер на такъв вихър е равен на хордата и с увеличаване на размаха вихърът става все по-малък и по-малък в сравнение с размаха на крилото. Естествено, колкото по-ниско е индуктивното съпротивление, толкова по-ниско е общото съпротивление на системата, толкова по-високо е аеродинамичното качество. Естествено, дизайнерите се изкушават да направят удължението възможно най-голямо. И тук започват проблемите: заедно с използването на високи съотношения на страните, дизайнерите трябва да увеличат здравината и твърдостта на крилото, което води до непропорционално увеличаване на масата на крилото.
От гледна точка на аеродинамиката, най-изгодното крило ще бъде такова крило, което има способността да създава възможно най-голямо повдигане с възможно най-малко челно съпротивление. За да се оцени аеродинамичното съвършенство на крилото, се въвежда концепцията за аеродинамичното качество на крилото.
Аеродинамично качество на крилотонаречено отношението на подемната сила към силата на съпротивление на крилото.
Най-добрият аеродинамичен аспект е елипсовидна форма, но такова крило е трудно за производство, поради което се използва рядко. Правоъгълното крило е по-малко изгодно по отношение на аеродинамиката, но много по-лесно за производство. Аеродинамичните характеристики на трапецовидно крило са по-добри от правоъгълното крило, но са малко по-трудни за производство.
Аеродинамично стреловидните и триъгълни крила при дозвукови скорости са по-ниски от трапецовидни и правоъгълни, но при трансзвукови и свръхзвукови имат значителни предимства. Следователно такива крила се използват на самолети, летящи с трансзвукова и свръхзвукова скорост.
Елиптично крилопо отношение на това има най-високо аеродинамично качество - възможно най-ниско съпротивление при максимално повдигане. За съжаление, крило с тази форма не се използва често поради сложността на дизайна, ниската технологичност и лошите характеристики на пробив. Въпреки това, съпротивлението при големи ъгли на атака на крила с различна форма в план винаги се оценява по отношение на елипсовидно крило. Най-добрият пример за този тип крило приложение е британският изтребител Spitfire.
Правоъгълно крило в планима най-висока устойчивост при големи ъгли на атака. Въпреки това, такова крило, като правило, има опростен дизайн, технологично е напреднало и има много добри характеристики на срива.
В план трапецовидно крилопо отношение на въздушното съпротивление се доближава до елиптична. Той беше широко използван при проектирането на производствени самолети. Производителността е по-ниска от тази на правоъгълно крило. Постигането на приемлива производителност на разбивката също изисква някои промени в дизайна. Въпреки това, трапецовидно крило с правилен дизайн осигурява минималната маса на крилото, при равни други условия. Изтребителите от ранната серия Bf-109 имаха трапецовидно крило с прави върхове:
Крилото има комбинирана форма в план.По правило формата на такова крило в план се формира от няколко трапеца. Ефективната конструкция на такова крило включва множество продухвания, печалбата на производителността е няколко процента в сравнение с трапецовидно крило.
Размах на крилото- ъгълът на отклонение на крилото от нормата към оста на симетрия на самолета, в проекция върху основната равнина на самолета. В този случай посоката към опашката се счита за положителна. Има размах по предния ръб на крилото, по задния ръб и по линията на четвъртакордите.
Крило с завъртане назад (KOS)- крило с отрицателен размах.
Предимства:
Подобрено управление при ниски скорости на полет.
-Повишава аеродинамичната ефективност във всички области на режимите на полет.
- Подредбата на крилото с обратна замах оптимизира разпределението на налягането върху крилото и предната хоризонтална опашка
Недостатъци:
-KOS е особено податлив на аеродинамична дивергенция (загуба на статична стабилност), когато се достигнат определени стойности на скорост и ъгли на атака.
-Изисква строителни материали и технологии, които осигуряват достатъчна конструктивна твърдост.
Су-47 "Беркут" с преден замах:
Чехословашки планер LET L-13 с стреловидно напред крило:
По прост начин, колкото по-малко е натоварването, толкова по-малка скорост е необходима за полет, следователно, толкова по-малко е необходима мощност на двигателя.
Средна аеродинамична хорда на крилото (MAR)се нарича хорда на такова правоъгълно крило, което има еднаква площ с даденото крило, големината на общата аеродинамична сила и позицията на центъра на натиск (CP) при равни ъгли на атака. Или, по-просто, хордата е отсечка от права линия, свързваща две точки от профил, които са най-отдалечени една от друга.
Големината и координатите на MAR за всяко въздухоплавателно средство се определят в процеса на проектиране и са посочени в техническото описание.
Ако величината и позицията на MAR на дадено въздухоплавателно средство са неизвестни, тогава те могат да бъдат определени.
За крило, правоъгълно в план, MAR е равно на хордата на крилото.
За трапецовидно крило MAR се определя от геометрична конструкция.За това крилото на самолета е начертано в план (и в определен мащаб). Върху продължението на коренната хорда се полага сегмент, равен по размер на крайната хорда, а върху продължението на крайната хорда (напред) се полага сегмент, равен на коренната хорда. Краищата на сегментите са свързани с права линия. След това се изчертава средната линия на крилото, свързваща правата среда на корена и крайните акорди. Средната аеродинамична хорда (MAP) ще премине през точката на пресичане на тези две линии.
Форма на крилото в напречно сечение наречен профил на крилото... Профилът на крилото оказва най-силно влияние върху всички аеродинамични характеристики на крилото при всички режими на полет. Съответно изборът на профила на крилото е важна и отговорна задача. Въпреки това, в наше време само самостоятелно направени хора се занимават с избора на профила на крилото от съществуващите.
Профилът на крилото е един от основните компоненти, които формират самолета и в частност самолета, тъй като крилото все още е неразделна част от него. Набор от няколко аерофолиа съставлява цяло крило и те могат да бъдат различни в целия размах на крилото. А какви ще бъдат те зависи от предназначението на самолета и как ще лети. Има много видове профили, но тяхната форма по принцип винаги е с форма на сълза. Един вид силно удължена хоризонтална капка. Този спад обаче обикновено далеч не е идеален, тъй като кривината на горната и долната повърхност е различна за различните видове, както и дебелината на самия профил. Класически - това е, когато дъното е близо до равнината, а горната част е изпъкнала според определен закон. Това е така нареченият асиметричен профил, но има и симетрични, когато горната и долната част имат еднаква кривина.
Разработването на аеродинамични профили се извършва почти от началото на историята на авиацията и все още се извършва в специализирани институции. Най-яркият представител на този вид институции в Русия е ЦАГИ - Централният аерохидродинамичен институт на името на професор Н.Е. Жуковски. А в САЩ – такива функции изпълнява Изследователският център в Ленгли (подразделение на НАСА).
КРАЙ?
Следва продължение.....
цел на работа
Изследвайте потока около профила на крилото, без да вземете предвид неговия размах, т.е. крила с безкраен размах. Разберете как се променя моделът на потока на аерофолиото, когато се промени ъгълът на атака. Изследването трябва да се проведе за три режима - дозвуково излитане и кацане, дозвуков крейсерски и свръхзвуков полети. Определете силата на повдигане и съпротивление, действаща върху крилото. Изградете полярно крило.
КРАТКА ТЕОРИЯ
Профил на крилото- сечение на крилото с равнина, успоредна на равнината на симетрия на самолета (сечение A-A). Понякога под профил се разбира сечение, перпендикулярно на предния или задния ръб на крилото (сечение BB).
Профилен акорд б - сегмент, свързващ най-отдалечените точки от профила.
Размах на крилата л - разстоянието между равнините, успоредни на равнината на симетрия и докосващи краищата на крилото.
Централен (корен) акордб 0 - хорда в равнината на симетрия.
Краен акордб К - акорд в крайната част.
Ъгъл на изместване на предния ръбχ настолен компютър - ъгълът между допирателната към линията на предния ръб и равнината, перпендикулярна на централната хорда.
Както беше посочено в предишната работа, общата аеродинамична сила е Рсе разлага на повдигаща сила Йи силата на съпротивата х:
Силата на повдигане и силата на съпротивление се определят по подобни формули:
където ° С Йи С NS- коефициенти на повдигане и съпротивление, съответно;
ρ - плътност на въздуха;
V- скоростта на тялото спрямо въздуха;
С- ефективна площ на тялото.
С изследванията обикновено не се занимават самите сили. Йи NS, и с техните коефициенти ° С Йи ° С х .
Помислете за въздушния поток около тънка плоча: 
Ако плочата е монтирана по протежение на потока (ъгълът на атака е нула), тогава потокът ще бъде симетричен. В този случай въздушният поток не се отклонява от плочата и повдигащата сила Йе равно на нула. Съпротива хминимална, но не нула. Той ще бъде създаден от силите на триене на въздушните молекули по повърхността на плочата. Пълна аеродинамична сила Ре минимална и съвпада със силата на съпротивление х.
Нека започнем да отклоняваме плочата малко по малко. Поради косенето на потока, повдигащата сила се появява веднага. Й... Съпротива хлеко се увеличава поради увеличаването на напречното сечение на плочата по отношение на потока. 
Тъй като ъгълът на атака постепенно се увеличава и наклонът на потока се увеличава, подемната сила се увеличава. Очевидно съпротивата също нараства. Тук трябва да се отбележи, че при ниски ъгли на атака подемната сила нараства значително по-бързо от съпротивлението.
С увеличаване на ъгъла на атака става по-трудно за въздушния поток да тече около плочата. Подемната сила, въпреки че продължава да се увеличава, е по-бавна от преди. Но съпротивлението нараства все по-бързо, като постепенно изпреварва растежа на повдигането. В резултат на това общата аеродинамична сила Рзапочва да се навежда назад.
И тогава изведнъж картината се променя драстично. Въздушните струи не могат да текат плавно около горната повърхност на плочата. Зад плочата се образува мощен вихър. Повдигането пада рязко и съпротивлението се увеличава. Това явление се нарича STOP в аеродинамиката. „Откъсаното” крило престава да бъде крило. Спира да лети и започва да пада
Нека покажем зависимостта на коефициентите на повдигане С Й и силите на съпротива С NS от ъгъла на атака α на класациите.
Нека комбинираме получените две графики в една. По абсцисата ще отложим стойностите на коефициента на съпротивление С NS, а ординатата е коефициентът на повдигане С Й .
Получената крива се нарича WING POLARA - основната графика, която характеризира летателните характеристики на крилото. Нанасяне върху координатните оси на стойностите на коефициентите на повдигане ° С Йи съпротива ° С х, тази графика показва големината и посоката на действие на общата аеродинамична сила Р.
Ако приемем, че въздушният поток се движи по оста ° С хотляво надясно, а центърът на налягането (точката на приложение на общата аеродинамична сила) е в центъра на координатите, тогава за всеки от предварително анализираните ъгли на атака, векторът на общата аеродинамична сила ще върви от начало до полярната точка, съответстваща на дадения ъгъл на атака. Три характерни точки и съответните ъгли на атака могат лесно да бъдат отбелязани на полюса: критична, икономическа и най-изгодна.
Критичен ъгъл на атака- това е ъгълът на атака, при превишаване настъпва спиране на потока. При което С Ймаксимум и самолетът може да се държи във въздуха с възможно най-ниската скорост. Това е полезно, когато правите подход. Вижте точка (3) на фигурите.
Икономически ъгъл на атакаТова е ъгълът на атака, при който аеродинамичното съпротивление на крилото е минимално. Ако настроите крилото на икономически ъгъл на атака, то ще може да се движи с максимална скорост.
Най-добрият ъгъл на атакаТова е ъгълът на атака, при който е съотношението на коефициентите на повдигане и съпротивление ° С Й /° С хмаксимум. В този случай ъгълът на отклонение на аеродинамичната сила от посоката на движение на въздушния поток е максимален. Когато крилото е настроено на най-изгодния ъгъл на атака, то ще лети най-далеч.
Аеродинамично качество на крилотоЕ съотношението на коефициентите ° С Й /° С хпри настройване на крилото на най-изгодния ъгъл на атака.
Работна поръчка
Избор на профил на крилото:
Обширна библиотека от авиационни профили може да бъде намерена на уебсайта на Университета на Илинойс: http://aerospace.illinois.edu/m-selig/ads/coord_database.html
Ето база от приблизително 1600 различни профила на крилата. Всеки профил има своя снимка (в * .gif формат) и таблица с координати на горната и долната част на профила (във формат * .dat). Базата данни е свободно достъпна и постоянно се актуализира. В допълнение, този сайт съдържа връзки към други библиотеки с профили.
Изберете произволен профил и изтеглете файла * .dat на вашия компютър.
Редактиране на * .dat файл с координати на профила:
Преди да импортирате файл с координати на профила в SW, той трябва да бъде коригиран в Microsoft Excel. Но ако отворите директно този файл в Excel, тогава всички координати ще бъдат в една колона.
Трябват ни координатите хи Йпрофилите бяха в различни колони.
Затова първо стартираме Excel и след това отваряме нашия * .dat файл от него. В падащия списък посочете „Всички файлове“. В текстовия съветник посочваме формата на данните - със знака за разделител „Интервал“.
Сега хи Йкоординати всеки в своя колона:
Сега изтриваме ред 1 с текст, ред 2 с външни данни и празен ред 3. След това разглеждаме всички координати и също изтриваме празни редове, ако има такива.
Добавяме и трета колона за координатите З... В тази колона попълнете всички клетки с нули.
И преместваме цялата маса наляво.
Редактираният * .dat файл трябва да изглежда така:
Запазете този файл като текстов файл (разделен с табулатор).
Създаване на профил в SW:
Създайте нова част в SW.
Изпълнете командата "Крива през точки XYZ" в раздела "Елементи".
Ще се отвори прозорец:
Щракнете върху OK и вмъкнете кривата на профила на крилото в документа.
Ако получите предупреждение, че кривата се пресича самостоятелно (това е възможно за някои профили), тогава трябва ръчно да редактирате файла в Excel, за да премахнете самопресичането.
Сега тази крива трябва да се преобразува в скица. За да направите това, създайте скица в предната равнина:
Изпълнете командата "Transform Objects" в раздела "Sketch" и посочете нашата профилна крива като елемент за трансформация.
Тъй като първоначалната крива е много малка (хордата на профила е само 1 мм!), След това с помощта на командата "Мащабни обекти" увеличаваме профила хиляда пъти, така че стойностите на аеродинамичните сили повече или по-малко да съответстват на истински.
Затворете скицата и използвайте командата Extruded Boss / Base, за да екструдирате скицата в солидна 1000 mm дължина. Всъщност можете да екструдирате до всякаква дължина, така или иначе ще решим проблема с двуизмерния поток.
Раздуване на профил в модула Симулация на поток:
Необходимо е полученият профил да се издуха в три скоростни режима: дозвуково излитане и кацане (50 m / s), дозвуково круизиране (250 m / s) и свръхзвуково (500 m / s) при различни ъгли на атака: –5 °, 0°, 10°, 20°, 30°, 40°.
В този случай е необходимо да се изградят снимки в напречно сечение за всеки отделен случай и да се определи повдигащата сила и силата на съпротивление, действащи върху профила.
По този начин е необходимо да се извърши изчислението 18 пъти в Flow Simulation и да се попълни следната таблица:
|
Режим на скорост |
Ъгли на атака, градуси |
||||||
|
Дозвуков излитане и кацане, | |||||||
|
Дозвуков круиз, | |||||||
|
свръхзвуков, | |||||||
Завъртането на крилото в SW се извършва с командата Move / Copy Bodies.
Общи параметрина проекта са както следва: вид на проблема (външен без отчитане на затворени кухини), вид флуидна среда (въздушен, ламинарен и турбулентен поток, големи числа на Мах за свръхзвуков режим), скорост по посока на оста NS V NS= 50, 250 и 500 m/s. Останалите параметри оставете по подразбиране.
В свойствата на изчислителния домейн посочете вида на проблема - 2D моделиране.
Посочваме цел на изчислението- повърхностно, поставяме оценки за средни скорости хи Й, както и за сили на хи Й.
В заключение се изграждат 6 графики - зависимостта на подемната сила Йи силите на съпротива хот ъгъла на атака α както и 3 полярни крила.
Контролни въпроси
Какво е профил на крилото?
Какъв е ъгълът на атака?
Какво е Wingspan?
По какво се различава поток около крило с краен размах от поток около крило с безкраен размах?
Какво е акорд на крилото?
Какви са акордите на крилата?
Как да определим силата на повдигане и съпротивление (формули)?
Как изглеждат графиките на зависимостите ° С Йи ° С хот ъгъла на атака α ?
Какво е полярно крило?
Кои са характерните точки на полярното?
Какво е аеродинамичното качество на крилото?
Предлагам на вашето внимание статия от цикъла материали в помощ на любители дизайнери на ALS. Научен консултант - професор в катедрата по самолетостроене на Московския авиационен институт, доктор на техническите науки, лауреат на Държавната награда A.A. Бадягин. Статията е публикувана в сп. „Крилата на Родината“ № 2 за 1987 г.
Защо, питате, ни трябва статия за профил за свръхлеки самолети? Отговарям - мислите, изразени в тази статия, са пряко приложими в моделирането на самолети - скоростите са сравними, и съответно подходът към дизайна.
Най-добрият профил.
Дизайнът на самолета обикновено започва с избора на профила на крилото. След като седи седмица-две над справочниците и атласите, без да ги разбере напълно, по съвет на приятел избира най-подходящия и конструира самолет, който лети добре. Избраният профил е обявен за най-добър. Друг аматьор избира по същия начин съвсем различен профил и самолетът му лети добре. При третия самолетът едва излита от земята и отначало привидно най-изгодният профил на крилото се смята, че вече не е подходящ.
Очевидно не всичко зависи от конфигурацията на профила. Нека се опитаме да го разберем. Нека сравним две крила с напълно различни профили, например със симетричния Yak-55 и асиметричния Clark YH - Yak-50. Нека дефинираме няколко условия за сравнение. Първо: крилата с различни профили трябва да имат съотношение на страните (l).
L = I2 / S,
където I е обхватът, S е площта.
Второ: тъй като ъгълът на нулева повдигане за симетричния профил е равен на 00, ние ще изместим неговия полюс (виж фиг. 1) наляво, което физически ще съответства на инсталирането на крилото на самолет с някакъв положителен ъгъл на заклинание .
Сега, гледайки графиката, можете лесно да направите важно заключение: в диапазона на ъглите на атака на полета характеристиките на крилото са практически независими от формата на профила. Разбира се идваза обтекаеми аеродинамически профили, които нямат зони на интензивно разделяне на потока в диапазона на ъглите на атака на полета. Характеристиките на крилото обаче могат да бъдат значително повлияни чрез увеличаване на съотношението на страните. За сравнение, графика 1 показва поляри на крилата със същите профили, но със съотношение на страните 10. Както можете да видите, те тръгнаха много по-стръмно или, както се казва, CU производната по отношение на a стана по-висока (CU е крилото коефициент на повдигане, а е ъгълът на атака). Това означава, че с увеличаване на удължението при същите ъгли на атака с практически същите коефициенти на съпротивление Cx могат да се получат по-високи носещи свойства.
Сега нека поговорим за това какво зависи от формата на профила..
Първо, профилите имат различен максимален коефициент на повдигане CU макс. Така че за симетричните крила коефициентът на повдигане на крилото е 1,2 - 1,4, обикновените асиметрични с изпъкнала долна повърхност могат да имат до 1,8, със силна вдлъбнатина на долната повърхност понякога достига 2. Трябва обаче да се помни че профилите с много висок CU max обикновено имат високи Cx и mz - коефициент на надлъжен момент. За да балансира самолет с такъв профил, опашното устройство трябва да развие много сила. В резултат на това аеродинамичното му съпротивление се увеличава и общото усилване, получено поради високия профил на лагера, е значително намалено.
CU max значително влияе само на минималната скорост на самолета - срив. Това до голяма степен определя простотата на техниката на пилотиране на автомобила. Въпреки това, влиянието на CU max върху скоростта на сваливане се проявява забележимо при високи специфични натоварвания върху крилото G / S (G е теглото на самолета). В същото време при натоварвания, типични за любителски самолети, тоест 30 - 40 kg / m2, голям CU max не е значителен. Така че увеличението му от 1,2 на 1,6 на любителски самолет може да намали скоростта на сриване с не повече от 10 km / h.
Второ, формата на профила оказва значително влияние върху поведението на самолета при големи ъгли на атака, тоест при ниски скорости по време на подход за кацане, при случайно „дърпане на дръжката към себе си“. В същото време за тънки профили с относително остър пръст е характерно рязко спиране на потока, което е придружено от бърза загуба на повдигане и рязко спиране на самолета в завъртане или на носа. По-дебелите с тъп пръст на крака се характеризират с "меко прекъсване" с бавен спад на повдигането. В същото време пилотът винаги успява да разбере, че е в опасен режим и да доведе колата до по-ниски ъгли на атака, като отдалечава дръжката от него. Острото сриване е особено опасно, ако крилото има заострен план и по-тънък профил в края на крилото. В този случай спирането на потока става асиметрично, самолетът рязко пада върху крилото и се завърта. Именно този характер се появява в самолетите Як-50 и Як-52, които имат много тънък профил в края на силно заострящо се крило (9% в края и 14,5% в основата) с много остър пръст - Кларк Ю.Х. Тук се разкрива важно свойство на профилите: по-тънките имат по-нисък Cy max и по-ниски критични ъгли на атака, тоест ъглите, при които възниква спирането на потока.
Крилата с постоянна относителна дебелина на профила по дължината на участъка имат много по-добри характеристики на срива. Например Як-55 с умерено стеснено крило с постоянен профил от 18% по дължината на размаха с тъп пръст, при достигане на високи ъгли на атака, плавно спуска носа и се спуска в гмуркане, тъй като спирането на потока се получава при корен на крилото, който не създава наклонни моменти. За да се получи коренно стягане, по-добре е крилото да няма никаква конусност. Именно тези крила са инсталирани на повечето самолети от първоначалното обучение. Ранно застояване на корена може да бъде причинено и от инсталиране на преливник на крилото, показано на фиг. 2. в този случай кореновият профил получава по-малка относителна дебелина и "по-малко носеща форма". Инсталирането на такъв приток върху експерименталния Як-50 веднъж промени значително естеството на срива на самолета: при достигане на високи ъгли на атака той вече не падаше върху крилото, а спускаше носа си и се спускаше в гмуркане.
Трети параметър, което значително зависи от формата на профила, е коефициентът на съпротивление Cx. Въпреки това, както показва практиката на любителското самолетостроене, намаляването му на любителски самолет със специфично натоварване от 30-40 kg / m2, с максимална скорост от 200-250 km / h, практически не влияе на летателните характеристики. В този диапазон на скоростта полетните характеристики практически не се влияят от неприбираемите колесници, подпори, скоби и др. Дори аеродинамичното качество на планера зависи преди всичко от удължаването на крилото. И само при ниво на аеродинамично качество от 20-25 и l повече от 15 поради избора на профила, качеството може да се увеличи с 30-40%. Докато на любителски самолет с качество 10-12, поради най-успешния профил, качеството може да се увеличи с не повече от 5-10%. Много по-лесно е да се постигне такова увеличение, ако е необходимо, като се избере геометрията на крилото в плана. Обърнете внимание на още една особеност: в диапазона от скорости на любителските самолети увеличаването на относителната дебелина на аеродинамиката до 18-20% практически няма ефект върху аеродинамичното съпротивление на крилото, в същото време коефициентът на подемна сила на крилото се увеличава значително.
За ниски скорости
След като се запознаем с основните понятия, нека разгледаме особеностите на аеродинамиката на аеродинамиката на крилото при различни изчислени стойности на Re.
Най-бавно летящите модели са вътрешните модели от клас F1D. Скоростите им на полет са толкова ниски, че аеродинамиката им изобщо не е проучена. Освен в този клас такива числа не се използват никъде другаде. Профилът на крилото всъщност го няма. По-точно, той се изражда в най-тънкия извит филм с дебелина няколко микрона. Освен това няма да говорим за такива модели - те са твърде специфични.
Следващите бавно движещи се модели са свободно летящите модели от клас F1. Както знаете, за тези модели основната задача е да увеличат максимално времето за реене във въздуха. Тъй като правилата са ограничени до минимум (съотношението на теглото на модела към площта на крилото му), тогава се постига увеличаване на продължителността на полета поради максимално възможната стойност на Su. В същото време аеродинамичното качество в никакъв случай не е най-голямото, но не е важно. Дори в класа F1 се използват различни профили, нека се опитаме да разберем защо?
На свободно летящи планери - клас F1A се използват профили с много голяма кривина. Те ви позволяват да летите с възможно най-ниската скорост с много висока стойност на Su. Често се използват профили Benedek, леко модифицирани. Сега профилът на Макаров-Кочкарев е популярен сред националните спортисти - изтъкнати московски спортисти:
Такива профили имат особеност - работят при ниски стойности на Re. В този случай скоростният напор е малък, а допустимият спад на налягането по горната дъга на профила също е малък. Работата при ъгли на атака, близки до критичните, представлява заплаха за срив на потока и повреда на модела. Използват се специални мерки за оптимизиране на потока. По-специално, за да се увеличи дебелината на граничния слой (дебелият граничен слой е по-стабилен), се използва материал с повишена грапавост за покриване на крилото. По-грубата повърхност има повече сили на триене срещу въздуха от гладката. Това, разбира се, понижава аеродинамичното качество, но позволява използването на големи ъгли на атака и по-високи Su, което е важно за увеличаване на продължителността на полета. Сега се използва специален двуслоен филм с грапава повърхност. В миналото микалентни дълговлакнести хартия.
По-горе вече споменахме два режима на потока - ламинарен и турбулентен. Предимството на ламинарния поток около аерофола е ниското триене на крилото във въздуха и в резултат на това по-ниското му съпротивление на аерофола. Но ламинарният поток в граничния слой намалява съпротивлението му при отделяне от аерофола с увеличаване на ъгъла на атака. Турбулентният граничен слой се откъсва по-късно от ламинарния, при големи ъгли на атака и високи Su. За повишаване на носещите свойства на профила на крилата на планерите F1A, специален турбулатор, което създава вихри в граничния слой и повишава устойчивостта му на отделяне. Най-често турбулаторът е тънка нишка, залепена на няколко милиметра от носа на профила върху горната повърхност на крилото. За да не провокира преждевременно спиране на потока, понякога се залепва на зигзаг. Профилът на планерите F1A е оптимизиран само за един режим на полет - виене, тъй като аеродинамичните му свойства играят второстепенна роля при затягането на релсата.
В допълнение към висене, гумените модели от клас F1B имат и двигателен режим на полет. Тъй като скоростите на полета на мотора са ниски, тези модели често използват същите профили като F1A. Някои моделисти използват профили с по-малка кривина. Факт е, че голямата стойност на кривината на профила определя и значителното профилно съпротивление на крилото. В моторния режим няма нужда от висока стойност на Cy, а увеличеното съпротивление на профила при ниски ъгли на атака намалява скоростта на изкачване.
Някои спортисти от този клас успешно използватконтрол на граничния слой ... За това се правят два реда дупки в горната обвивка на крилото - в зоната на максимален вакуум и недалеч от задния ръб на крилото, където вакуумът е нисък:
Поради разликата в налягането част от въздуха през втория ред отвори се изсмуква и се подава вътре в кухината на крилото към предния ред, в зоната на максимален вакуум. Подаването на допълнителен въздух към тази зона забавя спирането на потока до големи ъгли на атака, поради което се постига по-висока стойност на Su. По пътя отбелязваме, че продухването и засмукването на граничния слой се използва широко при големи самолети (изтребители) по време на режими на излитане и кацане. Там обаче съвсем различни Re числа.
Особено важна е двурежимната работа на крилото при модели с таймер от клас F1C. Тук времето за полет на двигателя е строго ограничено до пет секунди и при еднаква мощност на двигателя височината на излитане се определя от крилото Cx. Ако зададете профила с F1A на таймера, тогава височината на излитане ще намалее, което не се компенсира от по-високото Su на етапа на висене. Следователно профилът за модели с таймер е избран като компромис между ниска стойност на Cx при нулево повдигане (таймерите излитат вертикално) и висока стойност на Cx.
На интереси техническо решение, която спокойно може да се нарече безкомпромисна. Шампионът на Русия и Европа в клас F1C Леонид Фузеев от Саратов направи крилото на таймера сгъваемо три пъти. На етапа на излитане на двигателя конзолите на крилата се сгъват, образувайки симетричен профил на крилото 2,5 пъти по-малък:
След изкачване и спиране на двигателя, крилото се разгъва в пълен ход. Според наблюденията на автора на финала на последното първенство на Русия, моделът на Фузеев излита не по-високо от другите призьори. Влияе се от високата дебелина на профила на сгънато крило. Въпреки това, на етапа на висене, той не оставя надежда за други модели, тъй като Леонид използва чисто профил на планер Макаров-Кочкарев с голяма кривина.
Така се разглеждат детайлно профилите на свободно летящите модели, тъй като дългогодишната история на развитие е формирала тяхното много високо техническо съвършенство. Моделистите понякога се изкушават да заимстват готови решения от класа F1 за радиоуправляеми модели. Авторът се запозна с едно от тези решения - класическия шампионски планер F1A, превърнат в радиоуправляем за изпълнение в класа на кроспланерите, на миналогодишното международно състезание на предприятията за производство на самолети в Орел MAP-2003. Този дизайн е донесен от млад спортист от Запорожие. От гледна точка на забавлението това е интересно решение. По отношение на летателните качества за спортни цели обаче не представлява интерес. Профилът с висока кривина е добър само за летене на модела с въздушен поток при минимални относителни скорости. Опитът да се насочи такъв планер дори срещу слаб вятър показа неговата непригодност за контролиран полет - планерът или беше отнесен от вятъра, или просто падна от високо.
За високи скорости
Самолетите от тази група са оптимизирани за еднорежимен полет с максимална скорост. От спортните класове това включва двигателите за линейна скорост F2A и състезателна група D, автомобилите за линейна скорост F2C, F3D радио ICE и F5D радиовлакове. Както и множество експериментални и рекордни самолети. Тъй като скоростта на полета на тези самолети е много висока, много малко хора се интересуват от характера на поведението на Су. Напорът на скоростта е много голям и полетът се извършва при ниски ъгли на атака и ниски стойности на Su. Основното за профила на тези модели е минималната възможна стойност на Cx при крейсерска скорост на полета. Стойността му често определя съпротивлението на целия самолет. Тази оптимизация се постига чрез намаляване на дебелината на аеродинамиката до стойности, при които определящ фактор вече не е аеродинамиката на потока, а структурната здравина и твърдостта на усукване на крилото. Използването на съвременни високоякостни и високомодулни композитни материали направи възможно намаляването на дебелината на профила на състезателните модели до 5 - 7%. Кривината на профила е използвана около 1 - 2% за възможност за крейсерски полет с нулев ъгъл на атака, а Cx е минимален. Заедно с остър нос, типичен състезателен профил изглежда така:
Такива профили не работят добре в режими на излитане и кацане, когато скоростта на полета е ниска. Самолет с такъв профил има лоши характеристики на въртене и малък критичен ъгъл на атака. Остър нос и почти плоска горна повърхност на профила лесно провокират разрушаване на линията на обтекателството. Следователно на такива самолети трябва да се кацат високи скорости, което изисква високо ниво на пилотски умения. Типичните Re номера за тази група профили могат лесно да надхвърлят 1 000 000.
Пилотажен самолет
За висшия пилотаж, наред с другите изисквания, е важна симетрията на летателните характеристики за изправен и обърнат полет. Поради това в крилата им се използват само симетрични профили. Относителната дебелина на профила се определя въз основа на приетите Re числа при изпълнение на фигурите. За класически висш пилотаж типичната дебелина на профила е 12-15%. За да се осигури висококачествено изпълнение на откъсващи се фигури, като "тирбушон" и "тирбушон", носът на профила има достатъчно малък радиус на закръгляване.
Вентилаторите също са предназначени за пилотажни маневри, но при много по-ниски скорости. За тях е важен гладкият, а не рязък режим на спиране. Дебелината на профила тук е до 20% и максималният радиус на заобляне на носа на профила. Защо радиусът на закръгляне влияе толкова на характеристиките на разбивка? Нека се обърнем към картината на потока около дебел аеропласт с тъп нос при ниски и високи ъгли на атака
Ясно се вижда, че точката на разделяне на горния и долния гранични слоеве, с промяна в ъгъла на атака, се движи по протежение на генератрисата на носа. Следователно преходът към спиране с увеличаване на ъгъла на атака става тук по-късно и по-плавно.
При остър нос такова движение води до локално рязко увеличаване на скоростта на потока на мястото на голяма стръмност на носа. Такова увеличение провокира по-ранно отделяне на граничния слой непосредствено от носа на профила. На графиките Cy = f (a) това се изразява по следния начин:
Специален случай на висшия пилотаж е учебният самолет. Като цяло съчетаването на тези имена в една равнина не е съвсем правилно. Плосък изпъкнал профил ClarkY с относителна дебелина 15-18% е много подходящ за учебно-тренировъчен самолет. Предоставя, при други условия, още ниска скоростзастой на крилото, което е много важно за тренировка. Въпреки това е неудобно да се тренират уменията за изпълнение на висш пилотаж върху него, тъй като има изразена асиметрия на характеристиките. Тренировъчният модел трябва да има същия профил и същото натоварване на крилото като висшия пилотаж, който пилотът ще използва в състезанието.
Безопашат
В допълнение към конвенционалните самолети с оперение, има самолети без оперение. Най-често килът все още е запазен под една или друга форма, но изобщо няма стабилизатор. Тук няма да говорим за предимствата и недостатъците на такава аеродинамична схема. Балансирането и надлъжната стабилност на такива самолети се постигат чрез различни дизайнерски настройки. Но ако безопашното крило не е с форма на стрела, а право, тогава единствения начиносигурете баланс и надлъжна стабилност на самолета - нанесете самобалансиращ се профил на крилото:
Както можете да видите, за такива профили кривината променя знака си по акорда. В предната част на профила е изпъкнала нагоре, в задната - надолу. Такива профили се наричат още S-образни, тъй като средната линия на профила наподобява латинската буква S. С какво са забележителни тези профили? При конвенционален асиметричен аеродинамичен профил, с увеличаване на ъгъла на атака, точката на приложение на аеродинамичната сила R се измества напред по протежение на хордата на аеродинамичния профил. В този случай моментът на крилото, допринасящ за издигането на носа на самолета, се увеличава с увеличаване на ъгъла на атака. Крило с такъв профил само по себе си, без оперение, не може да бъде стабилно. Обратното е вярно за S-профилите. В диапазона на ъглите на атака на полета увеличаването на този ъгъл води до изместване назад на точката на приложение на аеродинамичната сила по протежение на аеродинамичния профил. В резултат на това има момент за гмуркане, като се стремите да върнете ъгъла на атака към първоначалната му стойност.
За съжаление никога в живота не се случва муха в мехлема да не се добави в буре с мед. Така е тук. Тежка муха в мехлема: S-профилите имат значително по-ниски Cy граници. Това кара конструктора на самолета, при скорост на полета, равна на тази на конвенционалната аеродинамична конструкция, да направи много по-ниско натоварване на крилото върху безопашното, тоест значително да увеличи площта на крилото с еднакво тегло с конвенционалния самолет.
копие
По силата на предназначението си, копиращите модели трябва да копират всички геометрични форми на оригинала. Включително и профила на крилото, иначе какво копие е. Ре броят на копията обаче е много по-нисък от този на оригинала. Как ще лети такъв модел?
С мащабно намаляване и намаляване на числата Re, аеродинамичното качество намалява. Немоторизираните копия летят по-зле от оригиналите си. За моделите вискозитетът на въздуха играе много по-голяма роля. Спадът в полетните характеристики обаче не е никак катастрофален. Копията, като правило, не изискват изключителни аеродинамични характеристики. Освен това, моделите на двигатели са склонни да имат по-високо съотношение мощност/тегло от копираните оригинали. В резултат на това техните летателни свойства с точно копиране на профила на крилото са доста задоволителни. Има дори примери за обратна връзка. При бипланите по време на Първата световна война широко се използват тънки, силно извити профили на крилата. Съвсем не защото са оптимални за полетни номера Re, а по конструктивни и технологични причини - беше по-лесно да се направят за подпорни крила на дървено-платнена конструкция. При преминаване към намалени копия такъв профил се оказва по-оптимален от този на оригинала.
При моделите на съвременните свръхзвукови самолети е необходимо да се отклони от копирането на профила на крилото, тъй като много тънките профили на оригиналите с остър нос определят изключително незадоволителното откъсване на копията. Трябва да се примирим с непълни копия.
Радиопланер
Както бе споменато по-горе, този или онзи профил на крилото е оптимален само за съвсем определени числа Re. Колкото по-широк е диапазонът на скоростта на полета на модела, толкова по-трудно е да се оптимизира профила му на крилото. От всички модели с крила, F3B има един от най-големите диапазони на скорости на полета. При продължително упражнение е полезно този планер да лети възможно най-бавно, особено при атермално време. Скоростта на полета не надвишава 7 - 8 m / s. В упражнението за скорост на планера те ускоряват до скорости от 40 - 45 m / s. За разширяване на обхвата на Re числата, механизацията на крилата се използва широко. На кръстосаните планери механизацията е разположена по целия заден ръб на крилото, - на основната половина на конзолите - закрилки, на крайната половина - елерони, смесени, като правило, с клапи. В резултат на това пилотът има способността по време на полет да променя ефективната кривина на профила на крилото с помощта на механизация, като го оптимизира за необходимия режим на полет. Като правило се използват три, по-рядко четири режима, предварително зададени по време на процеса на настройка и превключвани по време на полет от пилота. В стартов режим кривината е максимална. Това се прави, за да се увеличи максимално възможната стойност на Cy, която определя скоростта на затягане на линията на корпуса спрямо линията за теглене. В крайна сметка това определя височината на старта, като се има предвид дължината на линията, ограничена от правилата. В същото време Cx е значителен, а аеродинамичното качество е ниско. Но това не е важно, тъй като енергията идва отвън - от теглещото превозно средство. Готините пилоти използват два предварително зададени режима в началото - в началото и в края с различни криви на профила. В режим на висене, механизацията връща кривината на аеродинамичния профил към първоначалната, при която аеродинамичното му качество е максимално. При високоскоростни режими механизацията леко повдига задния ръб на крилото, създавайки минимална еквивалентна кривина на профила. Cx придобива най-ниската си стойност.
Сега най-често срещаните профили за кръстосани планери са профилите от серията MH, RG и HQ. Техните разработчици при оптимизиране на геометрията на аеродинамичния профил отчитат поведението на аеродинамичните характеристики по време на работа на механизацията на крилото. За справка могат да се цитират профилите на 16-те типа модели на финалистите от Световното първенство F3B от 2001 г. Шест модела имаха профил MH-32, по два модела използваха профилите HQW-3.0, RG-15 и SD7037. При останалите модели, които не взеха награди, бяха използвани оригиналните профили. Но на Европейското първенство през 2004 г. само един от десетте най-добри спортисти имаше MH-32. Наградите са на SD7032 и RG-15.
Опростени профили
В някои случаи, най-често по съображения за проектиране, контурите на профила се опростяват до примитив, когато неговите генератори са прави линии. Понякога те са оправдани, в други случаи не. За по-голяма яснота ще дадем един пример за такива случаи.
През последните няколко години, нов классамолетни модели - F3AI (аз тук от Indoor - indoor) вътрешен пилотаж. Самолетите от този клас имат много ниско натоварване на крилата и летят при изключително ниски числа на Рейнолдс. Много от тях имат крило под формата на тънка права депронова плоча с въглеродни предни и задни ръбове. Такъв профил има малка стойност на максималната Su. При изключително ниски натоварвания на крилата обаче това не е важно. Разрушителните характеристики на профила също са ужасни. Полетът на самолет прилича повече на пърхане на водно конче, отколкото на полет на щъркел. Въпреки това такива самолети по-скоро показват 3D полет високо ниво... Това е пример за оправдано опростяване.
Някои начинаещи, в стремежа си да опростят производството на крило на тренировъчен модел, намаляват профила му до примитивен триъгълник, където двата върха са остри преден и заден ръб, а третият е горният фланец на лонжерона. Долният рафт лежи върху плоската долна страна на крилото. Какво може да бъде по-лесно? Летенето на такова крило обаче не е интересно. Миналото лято, гледайки мъките на такъв кандидат-дизайнер, ми стана жал не за него, а за самолета - за пет излитания - две кацания. Останалите кацания са "тухли". До края на полетния ден от модела останаха само мизерни дърва за огрев и между другото - моторът. Такъв профил има ниска стойност на Cy при граничните ъгли на атака и освен това провокира лавинообразно спиране на потока. Моделът просто лети с глава до земята. Това е пример за ненужно опростяване.
Резюме
Тъй като разнообразието от видове крилати модели е много голямо, няма да разглеждаме подробно характеристиките на използваните в тях профили на крилата. Нека обобщим под формата на описание на естеството на влиянието на геометричните параметри на аеродинамичния профил върху неговите аеродинамични свойства. Така:
1. Дебелина на профила - влияе върху стойността на плъзгане. Увеличаването на дебелината увеличава съпротивлението, включително при нулево повдигане. Косвено, увеличаването на дебелината води до разрушаване на линията на обтека при по-високи ъгли на атака, отколкото при тънки профили. Увеличаването на дебелината от малки стойности до 12-15% увеличава максималната стойност на Cy. По-нататъшното увеличаване на дебелината го намалява. След 20% Cx се повишава рязко.
2. Радиусът на закръгляне на носа на профила е свързан с дебелината на профила. Влияе предимно върху поведението на профила при критични ъгли на атака. Косвено засяга плъзгането на профила. Големи стойностирадиусите са приемливи само при ниски Re числа.
3. Кривината на профила - засяга асиметрията на свойствата. Увеличаването на кривината води до увеличаване на Cy при относително малки числа Re. С увеличаване на Re, кривината на профила трябва да намалее, за да се поддържат приемливи стойности на съпротивлението.
4. Да предоставя висока ефективностпрофил в широк диапазон от скорости на крилото, е необходимо да се използва механизация, която променя ефективната кривина на аеродинамиката при полет за различни скорости.
5. Свойствата на профила на крилото влияят върху ефективността на хоризонталната опашка, необходима за балансиране и надлъжна стабилност на самолета, което трябва да се вземе предвид при проектирането на модела като цяло.
Характеристиките на основното крило зависят не само от използвания профил, но и от редица други геометрични параметри. Тяхното определение и естеството на тяхното влияние върху аеродинамиката на крилото ще бъдат разгледани във втората част на статията.
