Те се определят от формата на профила, формата на плана и изгледа отпред на крилото.
Крилен профилсе нарича формата (контура) на сечението на крилото, получено от пресичането на крилото с равнина, успоредна на равнината на симетрия на самолета. Фигура 3.2 показва формите на профилите на крилата.
Ориз. 3.2 Форми на крилни профили
1 - симетрично; 2 - не симетрични; 3 - плоско -изпъкнал; 4 - двойно изпъкнал; 5 - S -образна; 6 - ламинирана; 7 - лещовидни; 8 - ромбовидна форма; 9 - D видно
Крилата на първия самолет бяха тънки, извити плочи.
През 1910 - 1912г. НЕ. Жуковски е теоретично разработен вдлъбнатпрофил на крило 4 с висока носеща способност.
По -късно преминахме към плоско-изпъкнали двойно изпъкналипрофили 2,3.
S-образна формапрофилите 5 имат най -добрите характеристики на стабилност. Ламинаризиранпрофили 6 имат намалено съпротивление при полет с максимална скорост.
За свръхзвукови самолети са разработени лещовидникрилни профили 7, образувани от пресичането на кръгови дъги.
За хиперзвукови полети се използват с ромбовидна формаи клиновиднипрофили 8.9, предложени от К.Е. 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 ръба на атаката и точката на ръба на потока с крайните точки на профила.
Относителна дебелина Съотношението на максималната дебелина на профила към неговата хорда, измерено като процент от дължината на акорд:
.
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 е в рамките 10 – 15%, и свръхзвуков - вътре 2,5 – 5%. Колкото по -тънък е профилът, толкова по -ниско е плъзгането на крилото. Но с такъв профил носещите свойства и якостните характеристики на крилото се влошават.
Координата на максималната дебелинапрофил ... Измерва се 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(вдлъбнатината) на профила е съотношението стрелкиотклонението на средната линия на профила към неговата хорда, измерено като процент:
.
Тук: f max -максимална кривина (стрелка на отклонение).
Отклонение на стрелкатасе нарича максимално отклонение средна линияпрофил от неговия акорд.
средна линияпрофил е линия, преминаваща през средните точки на отсечки, свързващи точки със същата координата върху горния и долния контур на профила.
Относителната кривина на профилите на крилата на съвременните самолети варира в рамките на обхвата от 0%преди 2%.
Относителната дебелина и относителната кривина на профилите на крилата са важни характеристики, които влияят върху повдигането на крилото.
Въз основа на изискванията за аеродинамика и от конструктивни съображения, крилото се набира от профили с различна относителна дебелина. По съображения за здравина се използват по -дебели профили в кореновите участъци на крилото, а по -тънки в краищата на крилото.
Получавам желаните характеристикистабилност, кривината на профилите се увеличава от корена до краищата на крилото. Такива крила се наричат аеродинамично усукана.
Хордите на профилите, които изграждат крилото, могат да имат различни ъгли по отношение на оста на фюзелажа, които са по -големи в корена на крилото и по -малки в края. Такива крила се наричат геометрично завихрено... 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 инсталиране се избира от условията на най -малко съпротивление на самолета при полет с максимална скорости е приблизително 0 - 3 °.
Форма на крилото в план
План на крилотоПроекцията на крилото върху хоризонталната равнина.
Крилата на съвременните самолети в план могат да бъдат:
Елипсовидно (а),
Правоъгълна (b),
За съжаление, не съм намерил нито една статия за аеродинамиката „за моделиста“. Нито по форумите, нито в дневниците, нито в блоговете, нито където има необходимото "изстискване" по тази тема. И има много въпроси, особено за начинаещи, а тези, които се смятат за „вече не начинаещи“, често не се притесняват да изучават теория. Но ние ще го поправим!)))
Трябва веднага 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 такива термини като „номер на Рейнолдс“ - на кого ще му е интересно, можете да прочетете в свободното си време.
Така че, съгласихме се - само най -необходимото за нас - моделистите.)))
Сили, действащи на самолет по време на 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 (плъзгане). Силата на тежестта винаги остава постоянна, с изключение на намаляването й с разхода на гориво. Лифт се противопоставя на теглото на самолета и може да бъде повече или по -малко тегло, в зависимост от количеството енергия, необходимо за придвижване напред. Силата на тягата на витлото се противодейства на силата на въздушното съпротивление (известен още като плъзгане).
По време на прав и хоризонтален полет тези сили са взаимно балансирани: тягата на витлото е равна на въздушното съпротивление, повдигането е равно на теглото на самолета. При друго съотношение на тези четири основни сили, прав и хоризонтален полет е невъзможен.
Всяка промяна в някоя от тези сили ще повлияе на модела на полет на самолета. Ако повдигането, генерирано от крилата, се увеличи в сравнение с гравитацията, резултатът ще бъде самолетен асансьор. Напротив, намаляването на повдигането спрямо гравитацията би довело до намаляване на самолета, т.е. загуба на височина.
Ако балансът на силите не се спазва, самолетът ще огъне траекторията на полета към преобладаващата сила.
Относно крилото.
Размах на крилата- разстоянието между равнините, успоредни на равнината на симетрия на крилото, и докосване на крайните му точки. Космическият кораб на въздухоплавателното средство е важна геометрична характеристика на въздухоплавателното средство, влияеща върху неговите аеродинамични и летателни характеристики, а също така е един от основните габаритни размери на самолет.
Удължаване на крилотое съотношението на размах на крилата към средната му аеродинамична хорда. За неправоъгълно крило, съотношение = (размах на квадрат) / площ. Това може да се разбере, ако вземем правоъгълно крило като основа, формулата ще бъде по -проста: съотношение на страните = размах / акорд. Тези. ако крилото има размах от 10 метра, а акордът = 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 разстоянието вихърът става все по -малък и по -малък в сравнение с размаха на крилата. 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 пропорции, 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 -голям подем с възможно най -ниско съпротивление. За да се оцени аеродинамичното съвършенство на крилото, се въвежда концепцията за аеродинамичното качество на крилото.
Аеродинамично качество на крилотонаречено съотношение на повдигане към сила на съпротивление на крилото.
Най -добрият аеродинамичен аспект е елипсовидната форма, но такова крило е трудно за производство, поради което се използва рядко. Правоъгълното крило е по -малко изгодно по отношение на аеродинамиката, но е много по -лесно за производство. Аеродинамичните характеристики на трапецовидно крило са по -добри от правоъгълното крило, но са малко по -трудни за производство.
Аеродинамично изместените и триъгълни крила при дозвукови скорости отстъпват на трапецовидните и правоъгълните, но при трансзвукови и свръхзвукови имат значителни предимства. Следователно такива крила се използват на самолети, летящи с трансзвукови и свръхзвукови скорости.
Елиптично крилоот гледна точка на това има най -високо аеродинамично качество - възможно най -ниското 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. Съпротивлението при високи ъгли на атака на крила с различна форма в план винаги се оценява във връзка с елиптично крило. Най -добрият пример за този тип приложение на крило е британският изтребител Spitfire.
Правоъгълно крило в планима най -висока устойчивост при високи ъгли на атака. Въпреки това, такова крило, като правило, има прост дизайн, е технологично напреднало и има много добри стойки.
Трапецовидно крило в планпо отношение на въздушното съпротивление, той се доближава до елиптичен. Той е широко използван при проектирането на самолети за производство. Производителността е по -ниска от тази на правоъгълно крило. Постигането на приемлива производителност при разбивка също изисква някои промени в дизайна. Въпреки това, крилото с трапецовидна форма и правилен дизайн гарантира минималната маса на крилото, при равни други условия. Изтребителите Bf-109 от ранната серия 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. Ефективният дизайн на такова крило включва множество продухвания, увеличаването на производителността е няколко процента в сравнение с трапецовидно крило.
Крилопочистване- ъгълът на отклонение на крилото от нормалата към оста на симетрия на въздухоплавателното средство, в проекция върху основната равнина на самолета. В този случай посоката към опашката се счита за положителна. Има размахване по предния ръб на крилото, по задния ръб и по линията на четвърт акордите.
Крило назад (KOS)- крило с отрицателен размах.
Предимства:
Подобрено управление при ниски скорости на полета.
-Увеличава аеродинамичната ефективност във всички области на режимите на полет.
- Обратното разположение на крилото оптимизира разпределението на налягането върху крилото и хоризонталната опашка напред
Недостатъци:
-KOS е особено податлив на аеродинамични разминавания (загуба на статична стабилност), когато се достигнат определени стойности на скоростта и ъглите на атака.
-Изисква строителни материали и технологии, които осигуряват достатъчна структурна твърдост.
Су-47 "Беркут" с преместване напред:
Чехословашки планер LET L-13 с крило за обратно размахване:
По прост начин, колкото по -малко е натоварването, толкова по -малка скорост е необходима за полет, следователно, толкова по -малка мощност на двигателя е необходима.
Средна аеродинамична хорда на крилото (MAR)се нарича хорда на такова правоъгълно крило, което има същата площ с даденото крило, величината на общата аеродинамична сила и позицията на центъра на натиск (CP) при равни ъгли на атака. Или по -просто, акордът е отсечка от права линия, свързваща две точки на профил, които са най -отдалечени една от друга.
Величината и координатите на MAR за всеки самолет се определят по време на процеса на проектиране и са посочени в техническото описание.
Ако величината и позицията на MAR на даден самолет са неизвестни, 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 изчертано в план (и в определен мащаб). На продължението на кореновия акорд се полага сегмент, равен по размер на крайния акорд, а на продължението на крайния акорд (напред) се полага сегмент, равен на кореновия акорд. Краищата на сегментите са свързани с права линия. След това се очертава средната линия на крилото, свързваща правия център на корена и крайните хорди. Средният аеродинамичен акорд (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 във всички режими на полет. Съответно изборът на профил на крилото е важна и отговорна задача. В наше време обаче 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 по -специално самолета, тъй като крилото все още е неразделна част от него. Комплект от няколко профила образуват цяло крило и те могат да бъдат различни по целия размах на крилата. И 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 разкъсване. Един вид силно удължена хоризонтална капка. Този спад обаче обикновено е далеч от перфектния, тъй като кривината на горната и долната повърхност на различни видоверазлични, както и дебелината на самия профил. Класически 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 се изпълняват от изследователския център в Лангли (подразделение на НАСА).
КРАЙ?
Следва продължение.....
целта на работата
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 профила при промяна на ъгъла на атака. Изследването трябва да се проведе за три режима - дозвуково излитане и кацане, дозвукови круизи и свръхзвукови полети. Определете силата на повдигане и плъзгане, действаща върху крилото. Изградете полярно крило.
КРАТКА ТЕОРИЯ
Крилен профил- разрез на крилото с равнина, успоредна на равнината на симетрия на въздухоплавателното средство (раздел А-А). Понякога под профил се разбира сечение, перпендикулярно на предния или задния ръб на крилото (участък ВВ).
Профилен акорд б - сегмент, свързващ най -отдалечените точки на профила.
Размах на крилата л - разстоянието между равнините, успоредни на равнината на симетрия и докосващи краищата на крилото.
Централен (корен) акордб 0 - акорд в равнината на симетрия.
Краен акордб К - акорд в крайния раздел.
Ъгъл на почистване на предния ръбχ настолен компютър - ъгълът между допирателната към линията на предния ръб и равнината, перпендикулярна на централната хорда.
Както е посочено в предишната работа, общата аеродинамична сила е Rсе разлага на повдигаща сила Yи силата на съпротива х:
Силата на повдигане и съпротивлението се определят по сходни формули:
където ° С Yи С NS- коефициенти на силите на повдигане и съпротивление съответно;
ρ - плътност на въздуха;
V- скоростта на тялото спрямо въздуха;
С- ефективна зона на тялото.
Обикновено изследванията не се занимават от самите сили. Yи NS, и с техните коефициенти ° С Yи ° С х .
Помислете за въздушния поток около тънка плоча: 
Ако плочата е монтирана по течението (ъгълът на атака е нула), тогава потокът ще бъде симетричен. В този случай въздушният поток не се отклонява от плочата и повдигащата сила Yе нула. Съпротивление хминимален, но не нулев. Той ще бъде създаден от силите на триене на въздушните молекули по повърхността на плочата. Пълна аеродинамична сила Rе минимален и съвпада със силата на съпротивлението х.
Нека започнем да отклоняваме плочата малко по малко. Поради косенето на потока, повдигащата сила се появява веднага. Y... Съпротивление хлеко се увеличава поради увеличаване на напречното сечение на плочата по отношение на потока. 
Тъй като ъгълът на атака постепенно се увеличава и наклонът на потока се увеличава, повдигането се увеличава. Очевидно съпротивата също расте. Тук трябва да се отбележи, че при ниски ъгли на атака повдигането се увеличава значително по -бързо от плъзгането.
С увеличаването на ъгъла на атака въздушният поток става все по -труден около плочата. Силата на повдигане, въпреки че продължава да се увеличава, е по -бавна от преди. Но съпротивлението нараства все по -бързо и постепенно изпреварва растежа на лифта. В резултат на това общата аеродинамична сила Rзапочва да се обляга назад.
И тогава изведнъж картината се променя драстично. Въздушните струи не могат да преминават плавно около горната повърхност на плочата. Мощен вихър се образува зад плочата. Повдигането рязко спада и плъзгането се увеличава. Това явление се нарича STOP в аеродинамиката. „Откъснатото“ крило престава да бъде крило. Спира да лети и започва да пада
Нека покажем зависимостта на коефициентите на повдигане С Y и силите на съпротива С NS от ъгъла на атака α на класациите.
Нека комбинираме получените две графики в една. По протежение на абсцисата отлагаме стойностите на коефициента на съпротивление С NS, а ордината е коефициентът на повдигане С Y .
Получената крива се нарича WING POLARA - основната графика, характеризираща летателните свойства на крилото. Начертаване на координатните оси на стойностите на коефициентите на повдигане ° С Yи съпротива ° С х, тази графика показва величината и посоката на действие на общата аеродинамична сила R.
Ако приемем, че въздушният поток се движи по оста ° С хотляво надясно, а центърът на натиск (точката на приложение на общата аеродинамична сила) е в центъра на координатите, след това за всеки от анализираните по -рано ъгли на атака, векторът на общата аеродинамична сила ще отиде от произход до полярната точка, съответстваща на дадения ъгъл на атака. Три характерни точки и съответните ъгли на атака могат лесно да бъдат маркирани на полярите: критична, икономическа и най -изгодна.
Критичен ъгъл на атака- това е ъгълът на атака, когато се надвишава, възниква застой на потока. При което С Yмаксимум 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 то ще може да се движи с максимална скорост.
Най -добрият ъгъл на атакаТова е ъгълът на атака, при който съотношението на коефициентите на повдигане и съпротивление ° С Y /° 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 крилотоТова е съотношението на коефициентите ° С Y /° С хпри настройване на крилото на най -изгодния ъгъл на атака.
Работна поръчка
Избор на профил на крило:
Обширна библиотека с 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 крилото. Всеки профил има своя снимка (във формат * .gif) и таблица с координати на горната и долната част на профила (във формат * .dat). Базата данни е свободно достъпна и постоянно се актуализира. Освен това този сайт съдържа връзки към други библиотеки с профили.
Изберете всеки профил и изтеглете * .dat файла 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 директно отворите този файл в Excel, тогава всички координати ще бъдат в една колона.
Трябват ни координати хи Yпрофилите 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 ние посочваме формата на данните - с разделителния знак „Space“.
Сега хи Yкоординира 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 така изтриваме празни редове, ако има такива.
Добавяме и трета колона за координатата Z... 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 раздели).
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 самопресича (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 на предната равнина:
Изпълнете командата "Transform Objects" в раздела "Sketch" и посочете нашата крива на профила като елемент за трансформация.
Тъй като първоначалната крива е много малка (акордът на профила е само 1 мм!), След това с помощта на командата "Мащабиране на обекти" увеличаваме профила хиляда пъти, така че стойностите на аеродинамичните сили повече или по -малко съответстват на истински такива.
Затворете скицата и използвайте командата Extruded Boss / Base, за да екструдирате скицата в плътна дължина от 1000 mm. Всъщност можете да екструдирате до всякаква дължина, все пак ще решим проблема с двуизмерния поток.
Издухване на профил в модула за симулация на потока:
Необходимо е да се взриви полученият профил в три режима на скорост: дозвуково излитане и кацане (50 m / s), дозвуково плаване (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 картини в напречно сечение за всеки случай и да се определят силите на повдигане и съпротивление, действащи върху профила.
По този начин е необходимо да се извърши изчислението 18 пъти в симулация на потока и да се попълни следната таблица:
|
Скоростен режим |
Ъгли на атака, градуси |
||||||
|
Дозвукова излитане и кацане, | |||||||
|
Дозвукова круиз, | |||||||
|
Свръхзвуков, | |||||||
Завъртането на крилото в SW се извършва с помощта на командата Move / Copy Bodies.
Общи параметрина проекта са както следва: вид проблем (външен, без да се вземат предвид затворените кухини), тип течност (въздух, ламинарен и турбулентен поток, големи числа на Мах за свръхзвуков режим), скорост по посоката на оста NS V NS= 50, 250 и 500 m / s. Оставете останалите параметри по подразбиране.
В свойствата на изчислителния домейн посочете вида на проблема - 2D моделиране.
Ние посочваме целта на изчислението- повърхностно, поставяме оценки за средни скорости хи Y, както и за силите на хи Y.
В заключение се изграждат 6 графики - зависимостта на асансьора Yи силите на съпротива хот ъгъла на атака α както и 3 крила поляри.
Контролни въпроси
Какво представлява профилът на крилото?
Какъв е ъгълът на атака?
Какво е размах на крилата?
По какво се различава поток около крило с краен размах от поток около крило с безкраен размах?
Какво е акорд на крило?
Какви са акордите на крилата?
Как да определим силата на повдигане и плъзгане (формули)?
Как изглеждат графиките на зависимостите ° С Yи ° С хот ъгъла на атака α ?
Какво е полярно крило?
Какви са характерните точки на полярите?
Какво е аеродинамичното качество на крилото?
Предлагам на вашето внимание статия от цикъла на материалите в помощ на любителите дизайнери на ALS. Научен консултант - професор от катедрата по авиационна техника на Московския авиационен институт, доктор на техническите науки, лауреат на държавната награда А.А. Бадягин. Статията е публикувана в списание "Крила на родината" # 2 за 1987 г.
Защо, питате, имаме нужда от статия за профил за свръхлеки самолети? Отговарям - мислите, изразени в тази статия, са пряко приложими при моделирането на самолети - скоростите са сравними и съответно подходът към проектирането.
Най -добрият профил.
Дизайнът на самолета обикновено започва с избора на профила на крилото. След като седи седмица -две над директории и атласи, без да ги разбира напълно, по съвет на приятел, той избира най -подходящия и изгражда самолет, който лети добре. Избраният профил е обявен за най -добър. Друг аматьор избира напълно различен профил по същия начин и самолетът му лети добре. На третия самолетът едва излита от земята и първоначално на пръв поглед най -изгодният профил на крилото се смята за вече неподходящ.
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 Як-55 и асиметричния Кларк YH-Як-50. Нека определим 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 нулево повдигане за симетричния профил е равен на 00, ще изместим неговия полярен (виж фиг. 1) наляво, което физически ще съответства на инсталирането на крилото на самолет с някакъв положителен ъгъл на заклинание .
Сега, разглеждайки графиката, лесно може да се направи важен извод: в обхвата на ъглите на полет на атаката характеристиките на крилото са практически независими от формата на профила. Разбира се идваза опростени 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 полярни крила със същите профили, но със съотношение на страните 10. Както можете да видите, те станаха много по -стръмни или, както се казва, дериватите на CU по отношение на a станаха по -високи (CU е коефициент на повдигане на крилото, 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 какво зависи от формата на профила..
Първо, профилите имат различен максимален коефициент на повдигане CU макс. Така че за симетрични 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. Въпреки това трябва да бъде помня, че профилите с много висок CU max обикновено имат високи Cx и mz - коефициент на надлъжен момент. За да балансира самолет с такъв профил, опашката трябва да развие много сила. В резултат на това аеродинамичното му съпротивление се увеличава, а общата печалба, получена поради високия профил на лагера, е значително намалена.
CU max влияе значително само на минималната скорост на самолета - застой. Той до голяма степен определя простотата на техниката на пилотиране на колата. Влиянието на CU max върху скоростта на спиране обаче се забелязва забележимо при високи специфични натоварвания на крилото G / S (G е теглото на самолета). В същото време при натоварвания, характерни за аматьорски самолети, тоест 30 - 40 kg / m2, голям CU max не е значителен. Така че увеличаването му от 1,2 на 1,6 на самолет -любител може да намали скоростта на спиране с не повече от 10 км / ч.
Второ, формата на профила влияе значително върху характера на поведението на самолета при високи ъгли на атака, тоест при ниски скорости по време на подхода за кацане, в случай на случайно „издърпване на дръжката към себе си“. В същото време за тънки профили със сравнително 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 се характеризират с „мека почивка“ 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, отдавайки дръжката далеч от него. Остър застой е особено опасен, ако крилото има стеснен план и по -тънък профил в края на крилото. В този случай застояването на потока възниква асиметрично, самолетът рязко пада върху крилото и се върти в завъртане. Именно този герой се появява в самолетите Як-50 и Як-52, които имат много тънък профил в края на силно стеснено крило (9% в края и 14,5% в корена) с много остър пръст- Кларк YH. 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 потокът се задържа.
Крилата с постоянна относителна дебелина на профила по разстоянието имат много по -добри стойки. Например, Як-55 с умерено стеснено крило с постоянен профил от 18% по протежение на размах с тъп пръст, при достигане на високи ъгли на атака, плавно спуска носа и отива в гмуркане, тъй като застойът на потока възниква при корен на крилото, което не създава моменти на наклон. За да получите корен, ще е по -добре, ако крилото изобщо няма конус. Именно тези крила са инсталирани на повечето самолети от първоначалното обучение. Ранният застой на корени може също да бъде причинен от инсталирането 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 значително промени характера на стойката на самолета: когато достигна високи ъгли на атака, той вече не падаше на крилото, а спусна носа си и се потопи.
Трети параметър, който значително зависи от формата на профила, е коефициентът на съпротивление Cx. Въпреки това, както показва практиката на аматьорско самолетостроене, намаляването му на самолет аматьор със специфично натоварване 30-40 кг / м2, с максимална скорост 200-250 км / ч, практически не влияе на летателните характеристики. В този диапазон на скоростта летателните характеристики практически не се влияят от неподвижните шасита, подпори, скоби и др. Дори аеродинамичното качество на планера зависи преди всичко от удължението на крилото. И само при ниво на аеродинамично качество 20-25 и l повече от 15 поради избора на профил, качеството може да се увеличи с 30-40%. Докато на самолет-любител 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 на скоростите на любителските самолети увеличаването на относителната дебелина на профила до 18-20% практически няма ефект върху аеродинамичното съпротивление на крилото, в същото време коефициентът на повдигане на крилото се увеличава забележимо.
За ниски скорости
След като се запознахме с основните понятия, нека разгледаме характеристиките на аеродинамиката на профила на крилото при различни изчислени стойности на Re.
Най -бавно летящите модели са вътрешни модели от клас F1D. Скоростите им на полет са толкова ниски, че аеродинамиката им изобщо не е проучена. Освен този клас, такива номера 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 се увеличи максимално времето на извисяване във въздуха. Тъй като правилата са ограничени до минимум (съотношението на теглото на модела към площта на крилото му), след това 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 и не е важно. Дори в клас 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 -ниска скорост с много висока стойност на Su. Често се използват профили на Benedek, леко модифицирани. Сега профилът на Макаров -Кочкарев е популярен сред националните спортисти - изтъкнати московски спортисти:
Такива профили имат специална функция - работят при ниски Re стойности. В този случай скоростта на напора е малка, а допустимият спад на налягането по горната дъга на профила също е малък. Работата при ъгли на атака, близки до критичните, създава заплаха за разбиването на потока и повреда на модела. За оптимизиране на потока се използват специални мерки. По -специално, за да се увеличи дебелината на граничния слой (дебелият граничен слой е по -стабилен), за покриване на крилото се използва материал с повишена грапавост. По -грубата повърхност има по -голяма сила на триене срещу въздуха, отколкото гладка. Това, разбира се, намалява аеродинамичното качество, но позволява използването на по -големи ъгли на атака и по -висок Su, което е важно за увеличаване на продължителността на полета. Сега се използва специален двуслоен филм с грапава повърхност. В миналото слюдената хартия е била с дълги влакна.
По -горе вече споменахме два режима на потока - ламинарен и турбулентен. Предимството на ламинарния поток около профила е ниското триене на крилото срещу въздуха и в резултат на това неговото по -ниско съпротивление на профила. Но ламинарният поток в граничния слой намалява устойчивостта му към отделяне от профила с увеличаване на ъгъла на атака. Турбулентният граничен слой се откъсва по -късно от ламинарния, при високи ъгли на атака и висок Su. За да се увеличат носещите свойства на профила на крилата на F1A планери, е създаден специален турбулатор, който създава вихри в граничния слой и увеличава устойчивостта му към отделяне. Най -често турбулаторът е тънка нишка, залепена на няколко милиметра от носа на профила върху горната повърхност на крилото. За да не предизвика преждевременно спиране на потока, понякога се залепва по зигзаг. Профилът на планерите F1A е оптимизиран само за един режим на полет - висене, тъй като неговите аеродинамични свойства играят второстепенна роля по време на затягането на релсата.
В допълнение към висенето, каучуковите модели от клас F1B имат и моторен режим на полет. Тъй като скоростта на полета на двигателя е ниска, тези модели често използват същите профили като F1A. Някои моделисти използват профили с по -малка кривина. Факт е, че голямата стойност на профилната кривина определя и значителното съпротивление на профила на крилото. В моторния режим няма нужда от висока стойност на Cy, а повишеното съпротивление на профила при ниски ъгли на атака намалява скоростта на изкачване.
Някои спортисти от този клас успешно използватконтрол на граничния слой ... За това в горната обвивка на крилото са направени два реда отвори - 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 подава вътре в кухината на крилото към предния ред, в зоната на максимален вакуум. Подаването на допълнителен въздух към тази зона забавя забавянето на потока до големи ъгли на атака, поради което се постига по -висока стойност на Su. По пътя отбелязваме, че издухването и засмукването на граничния слой се използва широко на големи самолети (изтребители) по време на излитане и кацане. Съществуват обаче напълно различни числа Re.
Особено значима 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-високата Su на етапа на зависване. Следователно профилът за моделите на таймера е избран като компромис между ниска стойност на Cx при нулево повдигане (таймерите излитат вертикално) и висока стойност на Cy.
На интереси техническо решение, което спокойно може да се нарече безкомпромисно. Шампионът на Русия и Европа в клас F1C Леонид Фузеев от Саратов направи крилото на таймера сгънато 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 с пълна сила. Според наблюденията на автора на финала на последното руско първенство, моделът на Фузеев излита не по-високо от останалите носители на награди. Засегнат от високата дебелина на профила на сгънатото крило. Въпреки това, на етапа на ховър, той не оставя надежда за други модели, тъй като Леонид използва чисто профил на планер Макаров-Кочкарев с голяма кривина.
По този начин профилите на свободно летящите модели се разглеждат подробно, тъй като дългосрочната история на развитието е формирала тяхното много високо техническо съвършенство. Моделите понякога се изкушават да заемат готови решения от клас F1 за радиоуправляеми модели. Авторът се запозна с едно от тези решения-класическият шампионатен планер F1A, преобразуван в радиоуправляем за изпълнение в класа на кросопланери, на миналогодишното международно състезание на самолетостроителни предприятия в Орол 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 това 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 срещу дори слаб вятър показа неговата непригодност за контролиран полет - планерът или беше издухан от вятъра, или просто заваля от височина.
За високи скорости
Самолетите от тази група са оптимизирани за еднорежимни полети с максимална скорост. От спортните класове това включва скоростта на линията F2A и състезателната група D, линия F2C, F3D радио ICE и F5D радиовлаковете. Както и множество експериментални и рекордни самолети. Тъй като скоростта на полет на тези самолети е много висока, много малко хора се интересуват от естеството на поведението на Су. Скоростта на движение е много висока 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 профила до стойности, при които определянето става не аеродинамиката на потока, а структурната якост 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 се прилага около 1 - 2% за възможността за круизен 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 равна горна повърхност на профила лесно провокират разрушаване на потока. Следователно трябва да се кацнат такива самолети високи скорости, което изисква високи умения на пилота. Типичните номера на Re за тази група профили могат лесно да надхвърлят 1 000 000.
Пилотажни самолети
За пилотажен самолет, наред с другите изисквания, симетрията на летателните характеристики за изправен и обърнат полет е важна. Затова в крилата им се използват само симетрични профили. Относителната дебелина на профила се определя въз основа на предполагаемите числа Re при извършване на фигурите. За класически пилотаж типичната дебелина на профила е 12-15%. За да се осигури висококачествено изпълнение на откъснати фигури, като "тирбушон" и "тирбушон", профилната носа има достатъчно малък радиус на закръгляване.
Фен-мухите също са предназначени за пилотажни маневри, но при много по-ниски скорости. За тях е важен плавен, а не рязък режим на застой. Дебелината на профила тук е до 20%, а максималният радиус на носа на профила е заоблен. Защо радиусът на закръгляване влияе толкова на характеристиките на разбивка? Нека се обърнем към картината на потока около дебел профил с тъп нос при ниски и високи ъгли на атака
Ясно се вижда, че точката на разделяне на горния и долния граничен слой, с промяна в ъгъла на атака, се движи по образуващата на носа. Следователно преходът към застой на потока с увеличаване на ъгъла на атака се случва тук по -късно и по -плавно.
При остър нос това движение води до локално рязко увеличаване на скоростта на потока на мястото на голяма стръмност на носа. Подобно увеличение провокира по -ранно отделяне на граничния слой непосредствено от носа на профила. На графиките Cy = f (a) това се изразява, както следва:
Специален случай на висшия пилотаж е учебен самолет. Като цяло комбинацията от тези имена в една равнина не е напълно правилна. Плоско-изпъкналият профил ClarkY, с относителна дебелина 15-18%, е много подходящ за тренировъчен самолет. Той предоставя, четирите пари, още ниска скоростсергии на крилото, което е много важно за тренировка. Въпреки това е неудобно да се обучават уменията за извършване на висш пилотаж, тъй като той има изразена асиметрия на характеристиките. Моделът за обучение трябва да има същия профил и същото натоварване на крилото като пилотажа, който пилотът ще използва в състезанието.
Без опашка
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 ощипвания. Но, ако без опашката крило не е с форма на стрела, а право, тогава единствения начиносигурете баланс и надлъжна стабилност на самолета - приложете самобалансиращ се профил на крилото:
Както може да се види, при такива профили кривината променя знака си по хорд. В предната част на профила той е изпъкнал нагоре, в задната - надолу. Такива профили се наричат още S-образни, тъй като средната линия на профила наподобява латинската буква S. За какво са забележителни тези профили? В конвенционален асиметричен профил, с увеличаване на ъгъла на атака, точката на приложение на аеродинамичната сила R се измества напред по хордът на профила. 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 обхвата на ъглите на атака на увеличение, увеличаването на този ъгъл води до изместване назад на точката на прилагане на аеродинамичната сила по хорд на профила. В резултат на това има момент за гмуркане, който се стреми да върне ъгъла на атака към първоначалната му стойност.
За съжаление, никога в живота не се случва муха в мехлема да не се добавя към бъчва с мед. Така е тук. Тежка муха в мехлема: S профилите имат значително по -ниски граници на Cy. Това принуждава конструктора на самолета със скорост на полет, равна на тази на конвенционалната аеродинамична конструкция, да направи много по -ниско натоварване на крилото върху безхвостия, тоест значително да увеличи площта на крилата с еднакво тегло с самолета от конвенционалната конструкция .
копие
По силата на предназначението си копиращите модели трябва да копират всички геометрични форми на оригинала. Включително профила на крилото, иначе какъв вид копие е. Но броят на копията Re 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-лошо от оригиналите си. За моделите вискозитетът на въздуха играе много по -голяма роля. Намаляването на летателните характеристики обаче съвсем не е катастрофално. Копията, като правило, не изискват изключителни аеродинамични характеристики. В допълнение, моделите на моторите са склонни да имат по-високо съотношение мощност към тегло от копираните оригинали. В резултат на това техните полетни свойства с точно копиране на профила на крилото са напълно задоволителни. Има дори примери за обратна зависимост. В биплана на Първата световна война широко се използват тънки, силно извити профили на крила. Изобщо не защото са оптимални за полетни номера Re, а по конструктивни и технологични причини - беше по -лесно да се направят за укрепване на крила на конструкция от дърво. При преминаване към намалени копия такъв профил се оказва по -оптимален от този на оригинала.
За моделите на съвременни свръхзвукови самолети е необходимо да се отклоните от копирането на профила на крилото, тъй като много тънките профили на оригиналите с остър нос определят изключително незадоволителните свойства на откъсване на копията. Трябва да търпим 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 полет на модела, толкова по -трудно е да се оптимизира профилът на крилото му. От всички крилати модели, F3B има един от най -дългите диапазони на скоростите 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 скоростта на планера те ускоряват до скорости 40 - 45 м / сек. За да се разшири обхватът на числата Re, широко се използва механизация на крилата. На напречни плъзгачи механизацията се поставя по целия заден ръб на крилото, - в кореновата половина на конзолите - клапи, в крайната половина - елерони, смесени, като правило, с клапи. В резултат на това пилотът има възможност по време на полет да промени ефективната кривина на профила на крилото, използвайки механизация, оптимизирайки го за необходимия режим на полет. Като правило се използват три, по -рядко четири режима, предварително зададени по време на процеса на настройка и включени по време на полет от пилота. В началния режим кривината е максимална. Това се прави, за да се увеличи максималната възможна стойност на Cy, която определя скоростта на затягане на релсата на корпуса спрямо теглича. В крайна сметка това определя височината на старта с ограничената дължина на релсата. 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. Cool пилотите използват два предварително зададени режима в началото - в началото и в края с различна кривина на профила. В режим на завиване механизацията връща кривината на профила към първоначалната, където 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 профили от серията MH, RG и HQ. Техните разработчици, когато оптимизират геометрията на профила, вземат под внимание поведението на аеродинамичните характеристики по време на работа на механизацията на крилото. За справка могат да бъдат цитирани профилите на 16 -те моделни типа на финалистите на Световното първенство през 2001 г. Шест модела са с профил MH-32, като по два модела са използвали профилите HQW-3.0, RG-15 и SD7037. За останалите модели, които не заеха награди, бяха използвани оригиналните профили. Но на европейското първенство през 2004 г. само един от десетте най-добри спортисти имаше MH-32. Наградите са в SD7032 и RG-15.
Опростени профили
В някои случаи, най -често поради конструктивни причини, контурите на профила се опростяват до примитив, когато неговите генератори са прави линии. Понякога те са оправдани, в други случаи не са. За по -голяма яснота ще дадем един пример за такива случаи.
През последните няколко години, нов класмодели на самолети - F3AI (аз тук от Indoor - закрит) вътрешен висш 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. Въпреки това, при изключително ниски натоварвания на крилата, това не е важно. Характеристиките на разбивка на профила също са ужасни. Полетът на самолет прилича повече на пърхането на водно конче, отколкото на полета на щъркел. Въпреки това такива самолети показват по -скоро 3D полет високо ниво... Това е пример за оправдано опростяване.
Някои начинаещи, в опит да опростят производството на крило за тренировъчен модел, намаляват профила му до примитивен триъгълник, където двата върха са остри предни и задни ръбове, а третият е горният фланец на лостчето. Долният рафт лежи върху плоската долна страна на крилото. Какво би могло да бъде по -лесно? Летенето на такова крило обаче не е интересно. Миналото лято, наблюдавайки мъките на такъв потенциален дизайнер, ми стана жал не за него, а за самолета - за пет излитания - две кацания. Останалите кацания са „тухлени“. До края на полетния ден от модела останаха само мизерни дърва за огрев и между другото - мотора. Такъв профил има ниска стойност на Cy при ограничаващите ъгли на атака и освен това провокира лавинообразен застой 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 крилни профили. Нека обобщим под формата на описание на естеството на влиянието на геометричните параметри на профила върху неговите аеродинамични свойства. Така:
1. Дебелина на профила - влияе върху стойността на плъзгане. Увеличаването на дебелината увеличава съпротивлението, включително при нулево повдигане. Непряко увеличаването на дебелината води до разрушаване на потока 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 рязко се повишава.
2. Радиусът на закръгляването на носа на профила е свързан с дебелината на профила. Влияе главно върху поведението на профила при критични ъгли на атака. Косвено влияе върху плъзгането на профила. Големи стойностирадиусите са приемливи само при ниски числа Re.
3. Изкривяване на профила - влияе върху асиметрията на свойствата. Увеличаването на кривината води до увеличаване на Cy при относително малки Re числа. 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 профила 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 негови геометрични параметри. Тяхното определение и естеството на тяхното влияние върху аеродинамиката на крилото ще бъдат разгледани във втората част на статията.
