Свойства на s-образния профил на крилото. Профил на крилото на самолета: типове, технически и аеродинамични характеристики, метод на изчисление и максимална подемна сила. Обща аеродинамична сила и нейните проекции

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 аеродинамически 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, става дума за аеродинамични 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 полярните крила със същите профили, но със съотношение на страните 10. Както можете да видите, те тръгнаха много по-стръмно или, както се казва, производната на CU по отношение на a стана по-висока (CU е коефициент на повдигане на крилото, a 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 max. 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. Въпреки това трябва да бъде не забравяйте, 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 на крилото G / S (G е теглото на самолета). В същото време при натоварвания, типични за любителски самолети, тоест 30 - 40 kg / m2, големият 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.

На второ място, формата на профила значително влияе върху поведението на самолета при големи ъгли на атака, тоест при ниски скорости по време на подхода за кацане, в случай на 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.

Третият параметър, който по същество 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 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.

Както знаете, чрез използването на клапи може да се постигне значително увеличение на носещите характеристики на крилото. Трябва да се отбележи, че една специфична характеристика на оборудваните с клапи крила е, че при отклонение CU max зависи малко от това кой CU max е имал първоначален профил и на практика се определя само от типа на използвания капак. Най-простият, най-широко използван в чуждестранни самолети с леки двигатели и неговите характеристики са показани на фиг. 3.

Същите клапи се използват и на самолета на нашия любител П. Алмурзин. По-ефективни са прорезните, двупрорезните и окачените клапи. На фиг. 4 показва най-простите от тях и затова се използват по-често.

CU max с клапа с един прорез може да достигне 2,3-2,4, а с двупрорезен капак - 2,6 - 2,7. В много учебници по аеродинамика са дадени методи за геометрично изграждане на формата на слота. Но практиката показва, че теоретично изчислената междина все още трябва да бъде фина и фина настройка в аеродинамичния тунел, в зависимост от специфичната геометрия на профила, формата на крилото и т.н. В този случай слотът или работи, подобрявайки характеристиките на клапата, или изобщо не работи, а вероятността, теоретично, без издухване, е възможно да се изчисли и избере единствената възможна форма на слота, е изключително малка . Дори професионалната аеродинамика, и още повече аматьорите, рядко успяват в това. Следователно, в повечето случаи на любителски самолети, прорезите на клапите и елероните, дори и да са, не дават никакъв ефект, а сложната прорезна клапа работи като най-простата. Разбира се, можете да ги изпробвате на любителски устройства, но първо трябва да го обмислите внимателно, като претеглите всички плюсове и минуси.

И още няколко практически съвети, които могат да бъдат полезни при конструирането на любителски самолети. Желателно е профилът на крилото да се поддържа много точно от носа до точката на максимална дебелина. Добре е тази част от крилото да е с твърда кожа. Опашната секция може да се увие около платното и, за да се опрости технологията, дори да се изправи "под линийката", както е показано на фиг.5. Извитата опашна част на крилото с провиснала между ребрата ленена покривка няма повече смисъл. Задният ръб на крилото не трябва да се свежда до остър "нож". Може да има дебелина 10-15 мм, но не повече от 1,5% от хордата (виж фиг. 5). Това изобщо не се отразява на аеродинамичните характеристики на крилото, но ефективността на елероните донякъде се увеличава и опростява технологията и дизайна.

Важен елемент от профила е формата на пръста на елерона. Най-често срещаните опции са показани на фигура 6.

Профилът, образуван от "парабола 100", се използва на елерони и кормила, които имат аксиална аеродинамична компенсация, когато носът навлиза в потока, например на Як-55. Такава "тъпа" форма на пръста с много голяма стойност на аксиална аеродинамична компенсация (20% и повече) води до нелинейно увеличаване на усилията върху лоста за управление при отклонение на елероните или кормилата. Най-добрите в това отношение са "заострените" чорапи, като на Су-26.

За оперението се използват симетрични профили на крилата. Кормилата, подобно на елероните, могат да бъдат оформени от прави лъкове с тъп заден ръб. Опашката с тънък плосък профил, както на американските пилотажни самолети "Питс", "Лазер" и други, има достатъчна ефективност (виж фиг. 7).

Твърдостта и здравината на оперението се осигуряват от скобите, оказва се, че е много лек и конструктивно прост. Относителната дебелина на профила е по-малка от 5%. При такава дебелина характеристиките на оперението изобщо не зависят от формата на профила.

Ето данните за профилите, които са най-подходящи за любителски летящи машини. Разбира се, възможни са и други опции, но имайте предвид, че най-добрите свойства в диапазона на скоростта на любителските самолети са 15-18 процента с тъп пръст и с максимална относителна дебелина, разположена в рамките на 25% от хордата.

Препоръчаните профили имат следните характеристики: P-II и P-III са разработени в TsAGI. Те имат високи носещи свойства и добри характеристикипри високи ъгли на атака. Те са били широко използвани през 30-те-40-те години и все още се използват днес.

NACA-23015 - последните две цифри показват относителната дебелина в проценти, първата е номерът на партидата. Профилът има доста висок Cy max при ниско Cx, нисък коефициент на надлъжен момент Mz, който определя малки загуби при балансиране. Моделът на срива за самолети с този профил е "мек". NACA - 230 с относителна дебелина 12 - 18% се използва при повечето леки двигатели, включително любителски, американски самолети.

NACA - 2418 - за скорости под 200 - 250 км/ч се счита за по-изгоден от NACA - 230. Използва се на много самолети, включително чехословашките Zlins.

GAW е свръхкритичен профил, проектиран от американския аеродинамикист Уиткомб за леки самолети. Печеливш при скорости над 300 км/ч. "Остър" пръст предопределя рязко прекъсване при големи ъгли на атака, задният ръб, "извит" надолу, допринася за увеличаване на Cy max.

"Kri-Kri" - ламиниран планер профил, разработен от западногерманския аеродинамикист Wortman и леко модифициран от дизайнера на "Kri-Kri" френския Коломбан. Относителната дебелина на профила е 21,7%, поради което се постигат високи носещи характеристики. Подобно на GAW-1, този профил изисква много висока теоретична точност на контура и Високо качествозавършване на повърхността на крилото. Даваме координатите на профила в mm, преизчислени от конструктора към хордата на крилото на самолета Kri-Kri, равна на 480 mm.

P-52 е модерен профил, разработен в ЦАГИ за лекомоторни самолети. Има тъп пръст и права опашка.

Як-55 е симетричен профил за пилотажни спортни самолети. На крилото относителната дебелина е 12-18%, на оперението - 15%. Моделът на срива на самолета е много "мек" и гладък.

V-16 - френски симетричен профил, има висок Su max, използва се на спортни самолети KAP-21, "Extra-230" и др.

Су-26 - 18%, Су-26 - 12% - специални профили за спортни и висши самолети. Су-26-18% се използва в основата на крилото на Су-26, Су-26 - 12% - във върха на крилото и на опашката. Профилът има "остър" пръст, което донякъде намалява свойствата на лагера, но ви позволява да постигнете много чувствителен отговор на машината към отклонението на кормилата. Въпреки че такъв самолет е труден за летене за начинаещи, опитните спортисти придобиват способността да изпълняват фигури, които са недостъпни за самолети с "мека" забавена реакция на движението на дръжката поради тъпия пръст на профила. Разпадането на самолет с профил от типа Су-26 става бързо и рязко, което е необходимо при изпълнение на съвременни фигури с тирбушон. Втората особеност е "компресията" в опашната част, което повишава ефективността на елероните.

Крилото на Су-26 има големи елерони, които заемат почти целия заден ръб. Ако "съборим" неутралата на елерона (и двата наведнъж) надолу с 10°, Su max ще се увеличи с около 0,2, приближавайки се до Su max на добър асиметричен профил. В същото време Cx практически не се увеличава и аеродинамичното качество не намалява, същото се наблюдава и при други симетрични аеродинамични профили. Това е в основата на използването на елерони, кинематично свързани с елеватора, изпълняващи функциите както на елерон, така и на клапи едновременно, като клапи на линейния модел.

Един от важните етапи в изграждането на модел на самолет е изчисляването и проектирането на крилата. За да се проектира правилно крило, трябва да се вземат предвид няколко точки: да се изберат правилните коренни и крайни профили, да се изберат правилно въз основа на натоварванията, които осигуряват, както и да се проектират правилно междинните аеродинамични профили.

Откъде започва дизайнът на крилата?

В началото на конструкцията е направена предварителна пълноразмерна скица на самолета върху паус. През този етап реших мащаба на модела и размаха на крилата.

Определяне на обхвата

След като предварителният размах на крилата беше одобрен, дойде време да се определи теглото. Тази част от изчислението беше от особено значение. Първоначалният план включваше размах на крилата от 115 см, но предварителните изчисления показват, че натоварването на крилата ще бъде твърде голямо. Затова намалих модела до обхват от 147 см, с изключение на върховете на крилата. Този дизайн се оказа по-подходящ от техническа гледна точка. След изчислението остава да направя таблица с теглото със стойностите на теглата. Добавих и средните стойности на теглото на кожата към моята таблица, например теглото на балсовата кожа на самолета беше определено от мен като произведение на площта на крилото с две (за долната и горната част на крилото ) от теглото на квадратен метър балса. Същото беше направено и за опашката и елеваторите. Теглото на фюзелажа се получава чрез умножаване на площта на страната и горната част на фюзелажа по две и по плътността на квадратен метър балса.

В резултат на това получих следните данни:

• Липа, 24 унции на кубичен инч
• Балса 1/32 '', 42 унции на квадратен инч
• Балса 1/16 '' 85 унции на квадратен инч

устойчивост

След определяне на теглото бяха изчислени параметрите на стабилност, за да се гарантира, че самолетът ще бъде стабилен и че всички части ще бъдат с подходящ размер.

За стабилен полет беше необходимо да се осигурят няколко условия:

1. Първият критерий е средната стойност на аеродинамичната хорда (MAX). Може да се намери геометрично, като добавите крайния акорд към основния акорд от двете страни и основния акорд към крайния акорд от двете страни и след това свържете екстремни точкизаедно. В точката на пресичане ще бъде разположен центърът на MAR.
2. Аеродинамичният фокус на крилото е 0,25 от стойността на MAC.
3. Този център трябва да се намери както за крилата, така и за асансьорите.
4. След това се определя неутралната точка на самолета: тя показва центъра на тежестта на самолета и също се изчислява заедно с центъра на налягането (центъра на повдигане).
5. След това се дефинира статична граница. Този критерий оценява стабилността на самолета: колкото по-висока е тя, толкова по-голяма е стабилността. Въпреки това, колкото по-стабилен е самолетът, толкова по-маневрен и по-малко управляем. От друга страна, не можете да летите на самолет, който е твърде нестабилен. Средната стойност на този параметър е от 5 до 15%
6. Изчисляват се и съотношенията на оперението. Тези коефициенти се използват за сравняване на аеродинамичната ефективност на асансьора по отношение на аспектното съотношение и разстоянието до крилото.
7. Коефициентът на вертикалната опашка обикновено е между 0,35 и 0,8
8. Хоризонталното съотношение на опашката обикновено е между 0,02 и 0,05

Изборът на правилния профил

Изборът на правилния профил определя правилното поведение на самолета във въздуха. По-долу е дадена връзка към прост и достъпен инструмент за проверка на профили. Като основа при избора на аерофолиа, аз избрах концепцията, че хордата на върха на крилото е половината от хордата в основата. Най-доброто решение, което намерих, за да избегна спирането на крилото, беше рязко свиване на крилото на върха, без да мога да поддържам контрол над самолета, докато достигне достатъчна скорост. Постигнах това чрез обръщане на крилото надолу на върха и чрез внимателен избор на корен и крайни профили.

В основата си избрах аерофола S8036 с дебелина на крилото 16% от дължината на хордата. Тази дебелина направи възможно поставянето на лонжерона с достатъчна здравина, както и прибиращ се колесник вътре в крилото. За крайната част е избран профилът - S8037, който също е с дебелина 16% от дебелината на хордата. Такова крило ще спре при висок коефициент на повдигане, както и при по-висок ъгъл на атака от S8036 със същото число на Рейнолдс (този термин се използва за сравняване на профили с различни размери: колкото по-голямо е числото на Рейнолдс, толкова по-голям е акордът ). Това означава, че със същото число на Рейнолдс в основата на крилото, спирането ще се случи по-бързо, отколкото на върха, но контролът върху контрола ще остане. Въпреки това, дори ако дължината на акорда на корена е два пъти по-голяма от дължината на крайния акорд, той има два пъти числото на Рейнолдс и увеличаването на числото ще забави спирането. Затова обърнах върхът на крилото надолу, така че да се застоя чак след кореновата част.

Ресурс за Airfoil: airfoiltools.com

Теория за основите на дизайна на крилото

Конструкцията на крилото трябва да осигурява достатъчно подемна сила за тежестта на самолета и допълнителните напрежения, свързани с маневрирането. Това се постига главно чрез използването на централен лонжерон, който има два колана, горен и долен, рамка и тънка кожа. Въпреки факта, че рамката на крилото е тънка, тя осигурява на крилата достатъчна якост на огъване. Също така, дизайнът често включва допълнителни странични елементи за намаляване на съпротивлението в предната част на задния ръб. Те са в състояние да поемат както натоварвания на огъване, така и да увеличат коравина на усукване. И накрая, предният ръб може да се избута назад зад лонжерона, за да образува затворена напречна рамка, наречена D-образна рамка, и служи за поемане на усукващи натоварвания. Фигурата показва най-често срещаните профили.

1. Горното крило има I-образна греда с рамка в центъра и преден ръб с кожа, наречена D-тръба. D-тръбата позволява повишена твърдост на усукване и може да бъде добавена към всякакви други конструкции на страничните елементи, а също така може да бъде удължена до задния ръб, за да се създаде напълно оградено крило. За това крило задният лонжерон е просто вертикална опора. Има и проста контролна равнина, с други думи, капак, който е шарнирно закрепен в горната част. Този дизайн е лесен за възпроизвеждане.
2. Второто крило има C-образен лонжерон, който има подсилен главен лонжерон, който е по-подходящ за поемане на челни товари. Крилото е оборудвано с централен шарнир, който намалява пролуката, както и съпротивлението в сравнение с горния шарнир.
3. Третият профил има лонжерон под формата на тръба, те обикновено са направени от пластмасови тръби, удобни са за изработка, но ако тръбите са индиректни или усукани, тогава усукването на крилото може да се превърне в проблем. Част от проблема може да бъде решен с помощта на допълнителна D-образна тръба. Освен това лонжеронът е изработен от С-образен профил, което значително увеличава твърдостта на крилото. Пантата е заоблен профил с точка на въртене в центъра на заобления преден ръб за намаляване на пролуката на илици и за прави ръбове.
4. Четвъртият профил има пълен лонжерон с кутия отпред и отзад. Просветът има същата характеристика като предишния профил и същата контролна равнина. Но има обтекатели отгоре и отдолу, за да скрие пролуката.

Всички тези конструкции на крилата са типични за страничните елементи и за създаване на анкерни бримки за RC самолети. Тези дизайни, без изключение, са единственият начин за техническо изпълнение на закрилките и елероните, като към тях могат да бъдат съобразени различни други решения.

C - лонжерона или кутия лонжерона?

За моя самолет избрах дървен C-лонжер със здрав преден ръб и обикновен вертикален лонжерон. Цялото крило е обшито с балса за устойчивост на усукване и естетика.

Дървото е избрано да замени пластмасовата тръба, тъй като самолетът е проектиран с вътрешен ъгъл от 2 градуса и връзката с пластмасова тръба в центъра на крилото няма да може да издържи дълго време на натоварвания при огъване. С-профилът на лонжерона също е по-благоприятен от I-лъча, тъй като цялата дължина на процепа трябва да бъде направена в лонжерона, за да влезе в решетката. Тази допълнителна сложност не е за сметка на забележимо увеличение на силата и съотношението на теглото на лонжерона. Кутийният шпагат също беше отхвърлен, тъй като добавя много тегло, но не е толкова труден за изграждане и е един от най-добрите по отношение на здравината. Прост вертикален лонжерон, комбиниран с обтекател с примка, беше изборът на дизайн на крилото, когато останалата част от крилото беше обшита и достатъчно здрава без допълнителна опора.

• Spar. Лонжерът на крилото е проектиран да поема натоварването на огъване от повдигането на крилото. Той не е проектиран да поема силата на усукване, създадена от аеродинамичните сили на крилото, но натоварването се поставя върху обвивката на крилото. Това разпределение на натоварването е подходящо за леко и много ефективно натоварване, тъй като всяка част заема своето място.
• Рафтовете за крила са изработени от лята липа с размери ¼ x ½ x 24 ''. Липата е избрана като материал, защото се справя добре и има добра здравина за теглото си. Освен това, лекотата на придобиване на блокове с правилния размер в специализирани магазини е завладяваща, тъй като нямах под ръка дървообработваща машина за рязане на дъски.
• Рамката на крилото е направена от 1/32 ”дебел лист липа, който се прикрепя към фланците на страничните елементи отгоре и отдолу. Такава рамка е необходимост, защото драстично подобрява твърдостта и здравината на крилата, дори при много ниско тегло.
• Задният ръб/задният лонжерон е изработен от 1/16 ”балсов лист, за да помогне за добавяне на твърдост на усукване, както и за обединяване на ребрата на крилото и закрепване на контролните равнини към задната част на ребрата.

Проектиране на ребра с AutoCAD

Оказва се, че правенето на ребра за трапецовидно крило може да бъде вдъхновяващо преживяване. Има няколко метода: първият метод се основава на изрязване на профила на крилото с помощта на шаблон, първо за кореновата част и след това за върха на крилото. Състои се в съединяване на двата профила заедно с помощта на болтове и изтегляне на всички останали по тях. Този метод е особено добър за правене на прави крила. Основното ограничение на метода е, че е подходящ само за крила с леко стесняване. Проблеми възникват от рязкото увеличаване на ъгъла между аеропластите със значителна разлика между хордата на върха и хордата на корена на крилото. В този случай по време на монтажа могат да възникнат трудности поради големи отпадъци от дърво, остри ъгли и ръбове на ребрата, които ще трябва да бъдат премахнати. Затова използвах собствен метод: направих свои собствени шаблони за всяко ребро и след това ги обработих, за да получа перфектната форма на крилото. Задачата се оказа по-трудна, отколкото очаквах, тъй като моделът на кореновата част беше коренно различен от върха, а всички профили между тях бяха комбинация от двата предишни, заедно с усукване и разтягане. Използвах Autodesk AutoCAD 2012 Student Addition като моя програма за проектиране, докато изядох куче на нея, когато моделирах RC самолети в миналото. Проектирането на ребрата се извършва на няколко етапа.

Всичко започва с импортиране на данни. Най-бързият начин за импортиране на аерофол (профили могат да бъдат намерени в базите данни на UIUC профили) в AutoCAD, който открих, е да създам файл с електронна таблица в Excel като таблица с колони с координати на точките на x и y профил. Единственото нещо, което трябва да проверите отново, е дали първата и последната точки съответстват една на друга: дали получавате затворен цикъл. След това копирайте полученото обратно в txt файл и го запазете. След като това е направено, трябва да се върнете и да подчертаете цялата информация по темата, ако случайно сте вмъкнали заглавията. След това AutoCAD изпълнява сплайн и поставяне, за да маркира първата точка в скицата. Натискаме "enter" до края на процеса. Профилът е основно обработен по такъв начин, че всеки акорд се превръща в отделен елемент, което е много удобно за промяна на мащаба и геометрията.

Чертеж и взаимното разположение на профилите в съответствие с плана. Предният ръб и страничните елементи трябва внимателно да бъдат доведени до желания размер, като същевременно се помни дебелината на кожата. Следователно на чертежа страничните елементи трябва да бъдат начертани по-тесни, отколкото са в действителност. Препоръчително е страничните елементи и предният ръб да бъдат направени по-високи, отколкото са в действителност, за да направите чертежа по-гладък. Също така, жлебовете на страничните елементи трябва да бъдат разположени по такъв начин, че останалата част от страничната част да се вписва в ребрата, но да остане квадратна.

Фигурата показва основните профили, преди да бъдат разделени на междинни.

Лонжерът и фугата на предния ръб с него са свързани заедно, за да могат по-късно да бъдат изключени от конструкцията.

Профилите са съединени заедно, за да образуват формата на крилото с видими лонжерона и преден ръб.

Лонжерът и предният ръб са премахнати с помощта на операцията "изваждане", показана е останалата част от крилото.

Крилото се удължава с помощта на функциите "solidedit" и "shell". Освен това равнините на кореновата част на крилото и върха се избират последователно, отстраняват се и се получава кожата на крилото. Следователно вътрешната част на кожата на крилото е основата за ребрата.

Функцията Section Plane генерира скици на всеки профил.

След това под командата "секционна равнина" се избира създаването на разрез. С тази команда могат да се покажат създадените профили във всички точки на профила. За да помогнете за подравняването на ребрата на крилото, силно препоръчвам да създадете хоризонтална линия на всяка секция от задния ръб на крилото до предния ръб. Това ще позволи на крилото да бъде правилно подравнено, ако е изградено с усукване, както и да го направи изправен.

Тъй като тези шаблони всъщност са създадени с оглед на обвивките на крилата, вътрешната профилна линия е правилната линия за ребрата.

Сега, когато всички ребра са маркирани с командата "текст", те са готови за печат. На всяка страница с ребра поставих схематична кутия с платформа, достъпна за печат на принтер. Малките ребра могат да бъдат отпечатани върху дебела хартия, докато за големи аерофоли ще работи обикновена хартия, която след това се подсилва преди рязане.

Пълен комплект части

След проектиране на крилото, анализиране и избор на всички части, необходими за направата на модел на самолет, беше направен списък на всичко необходимо за конструкцията.

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 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:

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?

Обща аеродинамична сила и нейните проекции

При изчисляване на основните полетни характеристики на самолета, както и неговата стабилност и управляемост, е необходимо да се познават силите и моментите, действащи върху самолета.

Аеродинамичните сили, действащи върху повърхността на самолета (налягане и триене), могат да се сведат до основния вектор на аеродинамичните сили, приложени в центъра на налягането (фиг. 1), и двойка сили, чийто момент е равен на основният момент на аеродинамичните сили спрямо центъра на масата на самолета.

Ориз. 1. Обща аеродинамична сила и нейните проекции в двуизмерния (плоския) случай

Аеродинамичната сила обикновено се задава чрез проекции върху осите на скоростната координатна система (GOST 20058-80). В този случай проекцията върху оста , взето с противоположен знак се нарича сила на теглене , проекцията върху оста - аеродинамично повдигане , проекция на оста - аеродинамична странична сила . Тези сили могат да бъдат изразени чрез безразмерни коефициенти на съпротивление , повдигаща и странична сила , съответно:

; ; ,

където е високоскоростната глава, N / m 2; - скорост на въздуха, m / s; r е масовата плътност на въздуха, kg / m 3; С -площ на крилото на самолета, m 2. Основните аеродинамични характеристики включват и аеродинамично качество.

.

Аеродинамичните характеристики на крилото зависят от геометричните параметри на аеродинамичния профил и крилото, ориентацията на крилото в потока (ъгъл на атака a и приплъзване b), параметрите на сходство (числа на Рейнолдс Re и Mach), височина на полета Х, както и от други параметри . Числата на Мах и Рейнолдс са безразмерни и се определят от изразите

където аЕ скоростта на звука, n е кинематичният коефициент на вискозитет на въздуха в m 2 / s, е характерният размер (като правило се приема, където е средната аеродинамична хорда на крилото). За да се определят аеродинамичните характеристики на самолет, понякога се използват по-прости, приблизителни методи. Самолетът се разглежда като съвкупност от отделни части: крило, фюзелаж, оперение, гондоли на двигателя и др. Определят се силите и моментите, действащи върху всяка от отделните части. В този случай се използват известните резултати от аналитични, числени и експериментални изследвания. Силите и моментите, действащи върху равнината, се намират като сбор от съответните сили и моменти, действащи върху всяка от нейните части, като се отчита тяхното взаимно влияние.

Съгласно предложения метод, изчисляването на аеродинамичните характеристики на крилото се извършва, ако са посочени някои геометрични и аеродинамични характеристики на профила на крилото.

Избор на профил на крилото

Основните геометрични характеристики на профила се задават от следните параметри. Хордата на профил е отсечка от права линия, свързана с двете най-отдалечени точки на профила. Акордът разделя профила на две части: горна и долна. Най-големият сегмент, перпендикулярен на хордата, затворен между горния и долния контур на профила, се нарича дебелина на профила c (фиг. 2). Линията, свързваща средните точки на сегментите, перпендикулярна на хордата и затворена между горния и долния контур на профила, се нарича средна линия ... Най-големият сегмент, перпендикулярен на хордата, затворен между хордата и средната линия на профила, се нарича кривина на профила f ... Ако, тогава профилът се извиква симетрични .

Ориз. 2. Профил на крилото

б- акорд на профила; ° С- дебелина на профила; е- кривина на профила; - координата на максималната дебелина; - координата на максимална кривина

Дебелина ° Си кривината на профила е, както и координати и, като правило, измерени в относителни единици,,, или проценти , , , .

Изборът на профила на крилото е свързан с удовлетворяването на различни изисквания към самолета (осигуряване на необходимата далечина на полета, висока горивна ефективност, крейсерска скорост, осигуряване на безопасни условия за излитане и кацане и др.). Така че за леки самолети с опростена механизация на крилата трябва да се обърне специално внимание на осигуряването на максимална стойност на коефициента на подемна сила, особено по време на излитане и кацане. По правило такива самолети имат крило с голяма стойност на относителната дебелина на аерофила % = 12 ¸ 15 %.

За далечни самолети с висока дозвукова скорост на полет, при които се постига увеличаване на режимите на излитане и кацане поради механизация на крилата, акцентът е върху постигането на по-добри показатели в режим на круиз, по-специално върху осигуряването на режими.

За нискоскоростни самолети изборът на профили се извършва от серия от стандартни (конвенционални) профили NACA или TsAGI, които, ако е необходимо, могат да бъдат модифицирани на етапа на планирането на самолета.

Например, профилите на NACA с четирицифрени обозначения могат да се използват на леки учебни самолети, а именно за секции на крилото и опашката. Например, профили NACA2412 (относителна дебелина% = 12%, координата на максимална дебелина% = 30%, относителна кривина% = 2%, координата на максимална кривина% = 40%) и NACA4412 (% = 12%,% = 30% ,% = 4%,% = 40%) имат доста висока стойност и плавни характеристики на застой в областта на критичния ъгъл на атака.

5-цифрените профили на NACA (серия 230) имат най-високо повдигане от всички стандартни серии, но тяхната производителност на пробив е по-неблагоприятна.

NACA профилите с шестцифрено обозначение ("ламинарни") имат ниско съпротивление на профила в тесен диапазон от стойности на коефициента. Тези профили са много чувствителни към грапавост на повърхността, замърсяване, натрупване.

Класическите (конвенционални) профили, използвани в самолети с ниски дозвукови скорости, се отличават с доста големи локални смущения (разряди) на горната повърхност и съответно с малки стойности на критичното число на Мах. Критичното число на Мах е важен параметър, който определя съпротивлението на самолета (за> на повърхността на самолета се появяват области на локални свръхзвукови течения и допълнително вълново съпротивление).

Активното търсене на начини за увеличаване на крейсерската скорост на полета (без увеличаване на съпротивлението на самолета) доведе до необходимостта от намиране на начини за по-нататъшно увеличаване в сравнение с класическите профили на скоростта. Този начин на увеличаване е да се намали кривината на горната повърхност, което води до намаляване на смущенията върху значителна част от горната повърхност. При малка кривина на горната повърхност на свръхкритичния аерофол, частта от подемната сила, генерирана от него, намалява. За да се компенсира това явление, опашната част на профила се подрязва чрез плавно огъване надолу (ефект на "клапа"). В това отношение средната линия на свръхкритичните профили има характеристика С -фигуративен изглед, със сгъване надолу на опашната част. Свръхкритичните профили обикновено се характеризират с отрицателна кривина в носа на крилото. По-специално, на авиошоуто MAKS 2007 в експозицията на JSC Tupolev беше представен модел на самолет TU-204-100SM с пресечено крило, което дава възможност да се получи представа за геометричните характеристики на крилото коренна секция. Снимката по-долу (фиг. 3.) показва наличието на профил „корем” и доста плоска горна част, характерна за свръхкритичните профили. Свръхкритичните профили, в сравнение с конвенционалните профили на скоростта, могат да се увеличат приблизително с = 0,05 ¸ 0,12 или да увеличат дебелината с% = 2,5 ¸ 5%. Използването на удебелени профили позволява увеличаване на съотношението на крилото с = 2,5 ¸ 3 или намаляване на ъгъла на замах от крилото с приблизително = 5 ¸ 10 ° при запаметяване на стойността .

Ориз. 3. Профил на крилото на самолет Ту-204-100СМ

Използването на свръхкритични аеродинамики при подреждането на стреловидните крила е една от основните насоки за подобряване на аеродинамиката на съвременния транспорт и пътнически самолет.

Трябва да се отбележи, че с несъмненото предимство на свръхкритичните профили, в сравнение с обикновените, някои от техните недостатъци са увеличаване на стойността на коефициента на въртящия момент на гмуркане и тънка опашка на аерофола.

Основни геометрични и аеродинамични характеристики на крило с краен размах

През последните 30 ¸ 40 години основният тип крило за дозвукови самолети на дълги разстояния е стреловидно (c = 30 ¸ 35 °) крило със съотношение на страните, направено със стесняване h = 3 ¸ 4. Обещаващият пътнически самолет, представен на авиошоуто MAKS - 20072 (Tu - 334, Sukhoy Superjet 100), имаше съотношение на страните. Напредъкът в увеличаването на съотношението на крилото е постигнат главно чрез използването на композитни материали в конструкцията на крилото.

Ориз. 4. Еднопанелно крило

Секцията на крилото в равнината на симетрия се нарича коренен профил , а акордът му е корен ; в краищата на крилото, респ. краен профил и терминален акорд ... Разстоянието от един краен профил до друг се нарича размах на крилата ... Хордата на профила на крилото може да варира по дължината на неговия размах. Съотношението на основния хорд към задния хорд се нарича стесняване на крилото з. Връзката се нарича удължаване на крилата ... Тук Се проекционната площ на крилото върху равнината, перпендикулярна на равнината на симетрия на крилото и съдържаща коренната хорда. Ако по време на полета краищата се отклоняват спрямо кореновата част, те говорят за размах на крилото ... На фиг. 4 показва ъгъла между перпендикуляра на равнината на симетрия и предния ръб на крилото, който определя размах на предния ръб ... Говорят и за въглища преместете задния ръб , но най-важното - ъгълът (или просто c) фокусна линия , т.е. по линия, свързваща фокусите на профилите на крилото по неговия размах. При нулев размах по фокалната линия за крило с ненулево стеснение, ръбовете на крилото не са перпендикулярни на равнината на симетрия на крилото. Въпреки това, обикновено се счита за право крило, а не за размахано крило. Ако краищата на крилото са отклонени назад спрямо кореновата част, тогава те казват за положителен размах ако напред - около отрицателен ... Ако предният и задният ръбове на крилото нямат изкривявания, тогава размахът не се променя по дължината на размаха. В противен случай Sweep може да промени значението си и дори знака си.

Модерни стреловидни крила с ъгъл на замах c = 35 ° на дозвуков главен самолет, проектиран за крейсерски скорости, съответстващи на = 0,83 ¸ 0,85, имат средна относителна дебелина на крилото% = 10 ¸ 11%, а свръхкритичните крила с ъгъл на размах c = 28 ¸ 30 ° (за перспективни самолети) около% = 11 ¸ 12%. Разпределението на дебелината по размаха на крилата се определя от условията за реализиране на даден полезен обем и минималното съпротивление на вълната. За да се реализира ефектът на плъзгане в страничните участъци на стреловидните крила, се използват профили с „по-предно” разположение на точката с максимална дебелина в сравнение с останалата част на крилото.

Не са разположени в една и съща равнина, тогава крилото има геометричен обрат (фиг. 6), който характеризира ъгъла j.

Ориз. 6. Профили на крайни и коренни крила при наличие на геометрично усукване

Изследванията на аеродинамичните модели на самолети показват, че използването на свръхкритични аеродинамически профили в комбинация с геометрично усукване прави възможно осигуряването. В тази работа използваме приблизителна техника за определяне на аеродинамичните характеристики на крилото, базирана на използването на експериментални данни. Изчисляването на аеродинамичните коефициенти и крилото се извършва на няколко етапа. Изходните данни за изчислението са някои геометрични и аеродинамични характеристики на аеродинамичния профил. Тези данни могат да бъдат взети по-специално от атласа на профилите.

Според резултатите от изчисляването на аеродинамичните коефициенти се конструира зависимост и полярна зависимост . Типична форма на тези зависимости за ниски дозвукови скорости е показана съответно на фиг. 7 и фиг. осем.

Класическият профил на крилото е както следва

Най-голямата дебелина се намира на около 40% от хордата.

В този случай средната линия се променя приблизително по същия начин.

Такива профили бяха наречени свръхкритични (суперкритични). Те бързо се превърнаха в свръхкритични профили от 2-ро поколение - предният край се приближаваше към симетричен и подрязването се увеличи.

Преместването на средната част на профила надолу би довело до допълнителен напредък в скоростта.

но по-нататъчно развитиеспря в тази посока - още по-силното подрязване направи задния ръб твърде тънък като здравина. Друг недостатък на свръхкритичното крило от 2-ро поколение беше моментът на пикиране, който трябваше да бъде париран от натоварването на хоризонталната опашка.

Решихме: тъй като не можете да изрежете отзад, трябва да изрежете отпред.

Пишат за резултата:

„Както можете да си представите, тази задача беше брилянтно решена. И решението беше също толкова гениално, колкото и просто – приложихме изрязване в предната долна част на крилото и го намалихме в задната. Предимства на свръхкритичния профил.

Сега инженерите имат директна възможност да увеличат скоростта на полета с повече от 10%, без да увеличават мощността на двигателя, или да увеличат здравината на крилото, без да увеличават неговата маса.