Eigenschaften des S-förmigen Flügelprofils. Flugzeugflügelprofil: Typen, technische und aerodynamische Eigenschaften, Berechnungsmethode und maximaler Auftrieb. Aerodynamische Gesamtkraft und ihre Projektionen

Ich mache Sie auf einen Artikel aus dem Materialkreislauf aufmerksam, um Amateurdesignern der ALS zu helfen. Wissenschaftlicher Berater - Professor der Abteilung für Flugzeugtechnik des Moskauer Luftfahrtinstituts, Doktor der Technischen Wissenschaften, Träger des Staatspreises A.A. Badyagin. Der Artikel wurde 1987 in der Zeitschrift "Wings of the Motherland" #2 veröffentlicht.

Warum, fragen Sie, brauchen wir einen Artikel über ein Profil für Ultraleichtflugzeuge? Ich antworte - die in diesem Artikel geäußerten Gedanken sind direkt auf die Flugzeugmodellierung anwendbar - die Geschwindigkeiten sind vergleichbar und dementsprechend der Ansatz beim Design.

Das beste Profil

Das Flugzeugdesign beginnt normalerweise mit der Auswahl des Flügelprofils. Nachdem er ein oder zwei Wochen über Verzeichnissen und Atlanten gesessen hat, ohne sie vollständig zu verstehen, wählt er auf Anraten eines Freundes das am besten geeignete aus und baut ein Flugzeug, das gut fliegt. Das ausgewählte Profil wird zum besten erklärt. Ein anderer Amateur wählt auf die gleiche Weise ein ganz anderes Profil und sein Flugzeug fliegt gut. Beim dritten hebt das Flugzeug kaum vom Boden ab und das scheinbar günstigste Flügelprofil gilt zunächst als nicht mehr geeignet.

Natürlich hängt nicht alles von der Profilkonfiguration ab. Versuchen wir es herauszufinden. Vergleichen wir zwei Flügel mit völlig unterschiedlichen Profilen, zum Beispiel mit dem symmetrischen Yak-55 und dem asymmetrischen Clark YH - Yak-50. Lassen Sie uns mehrere Vergleichsbedingungen definieren. Erstens: Flügel mit unterschiedlichen Profilen müssen ein Seitenverhältnis (l) haben.

l = I2 / S,
wobei I die Spanne ist, S ist die Fläche.

Zweitens: Da der Nullauftriebswinkel für das symmetrische Flügelprofil gleich 00 ist, verschieben wir seine Polare (siehe Abb. 1) nach links, was physikalisch der Installation des Flügels an einem Flugzeug mit einem positiven Zauberwinkel entspricht .

Wenn man sich nun die Grafik anschaut, kann man leicht eine wichtige Schlussfolgerung ziehen: Im Bereich der Fluganstellwinkel sind die Eigenschaften des Flügels praktisch unabhängig von der Profilform. Natürlich sprechen wir von stromlinienförmigen Tragflächen, die keine Zonen starker Strömungsablösung im Bereich der Anstellwinkel aufweisen. Die Eigenschaften des Flügels können jedoch durch die Erhöhung des Streckungsverhältnisses maßgeblich beeinflusst werden. Zum Vergleich zeigt Graph 1 Flügelpolaren mit den gleichen Profilen, aber mit einem Seitenverhältnis von 10. Wie Sie sehen, sind sie viel steiler geworden, oder, wie es heißt, die CU-Ableitung in Bezug auf a wurde höher (CU ist die Flügelauftriebsbeiwert, a ist der Anstellwinkel). Dies bedeutet, dass bei einer Erhöhung der Dehnung bei gleichen Anstellwinkeln bei praktisch gleichen Luftwiderstandsbeiwerten Cx höhere Lagereigenschaften erzielt werden können.

Lassen Sie uns nun darüber sprechen, was von der Form des Profils abhängt.

Erstens haben die Profile unterschiedliche maximale Auftriebsbeiwerte CU max. Bei symmetrischen Flügeln beträgt der Auftriebskoeffizient des Flügels 1,2 - 1,4, normale asymmetrische mit einer konvexen Unterseite können bis zu 1,8 haben, bei einer starken Konkavität der Unterseite erreicht er manchmal 2. Es muss jedoch sein daran erinnert, dass Profile mit einem sehr hohen CU max normalerweise einen hohen Cx- und mz-Längsmomentbeiwert haben. Um ein Flugzeug mit einem solchen Profil auszubalancieren, muss das Leitwerk viel Kraft entwickeln. Dadurch erhöht sich sein aerodynamischer Widerstand und der durch das hohe Tragprofil erzielte Gesamtgewinn wird deutlich reduziert.

CU max beeinflusst nur die minimale Flugzeuggeschwindigkeit signifikant - Stall. Es bestimmt weitgehend die Einfachheit der Technik, das Auto zu steuern. Der Einfluss von CU max auf die Strömungsabrissgeschwindigkeit macht sich jedoch bei hohen spezifischen Belastungen des Flügels G/S (G ist das Gewicht des Flugzeugs) deutlich bemerkbar. Gleichzeitig ist bei für Amateurflugzeuge typischen Lasten, dh 30 - 40 kg / m2, eine große CU max nicht von Bedeutung. So kann seine Erhöhung von 1,2 auf 1,6 bei einem Amateurflugzeug die Überziehgeschwindigkeit um nicht mehr als 10 km / h reduzieren.

Zweitens beeinflusst die Form des Profils das Verhalten des Flugzeugs bei großen Anstellwinkeln, dh bei niedrigen Geschwindigkeiten beim Landeanflug, im Falle eines versehentlichen "Ziehens des Griffs zu sich selbst" erheblich. Gleichzeitig ist bei dünnen Profilen mit relativ scharfer Spitze ein scharfer Strömungsabriss charakteristisch, der mit einem schnellen Auftriebsverlust und einem scharfen Strömungsabriss des Flugzeugs ins Trudeln oder auf die Nase einhergeht. Dickere mit einem stumpfen Zeh zeichnen sich durch einen "weichen Bruch" mit einem langsamen Abfall des Auftriebs aus. Gleichzeitig gelingt es dem Piloten immer zu verstehen, dass er sich in einem gefährlichen Modus befindet, und das Auto in niedrigere Anstellwinkel zu bringen, indem er den Griff von ihm weggibt. Ein scharfer Strömungsabriss ist besonders gefährlich, wenn der Flügel eine Verjüngung im Grundriss und ein dünneres Profil am Flügelende hat. In diesem Fall tritt der Strömungsabriss asymmetrisch auf, das Flugzeug fällt schlagartig auf die Tragfläche und gerät ins Trudeln. Es ist dieser Charakter, der in den Flugzeugen Yak-50 und Yak-52 vorkommt, die ein sehr dünnes Profil am Ende eines sich stark verjüngenden Flügels (9% am Ende und 14,5% an der Wurzel) mit einer sehr scharfen Spitze haben - Clark YH. Hier zeigt sich eine wichtige Eigenschaft der Profile: Die dünneren haben einen geringeren Cy max und niedrigere kritische Anstellwinkel, also die Winkel, bei denen der Strömungsabriss auftritt.

Flügel mit konstanter relativer Profildicke entlang der Spannweite haben viel bessere Strömungsabrisseigenschaften. Zum Beispiel senkt die Yak-55 mit einem mäßig verengten Flügel mit einem konstanten 18%-Profil entlang der Spannweite mit stumpfer Spitze beim Erreichen hoher Anstellwinkel die Nase sanft und geht in einen Tauchgang, da der Strömungsabriss am Flügelwurzel, die keine Krängungsmomente erzeugt. Um einen Wurzelstall zu erhalten, ist es besser, wenn der Flügel überhaupt keine Verjüngung hat. Es sind diese Flügel, die in den meisten Flugzeugen der Erstausbildung installiert sind. Ein früher Wurzelstall kann auch durch die Installation eines Überlaufs am Flügel verursacht werden, wie in Abb. 2. In diesem Fall erhält das Wurzelprofil eine geringere relative Dicke und "weniger tragende Form". Die Installation eines solchen Zuflusses bei der experimentellen Yak-50 änderte einmal die Art des Strömungsabrisses des Flugzeugs: Beim Erreichen hoher Anstellwinkel fiel es nicht mehr auf den Flügel, sondern senkte die Nase und ging in einen Sturzflug.

Der dritte Parameter, der im Wesentlichen von der Profilform abhängt, ist der Widerstandsbeiwert Cx. Wie die Praxis des Amateurflugzeugbaus jedoch zeigt, beeinflusst seine Reduzierung bei einem Amateurflugzeug mit einer spezifischen Last von 30-40 kg / m2 und einer Höchstgeschwindigkeit von 200-250 km / h die Flugeigenschaften praktisch nicht. In diesem Geschwindigkeitsbereich wird die Flugleistung praktisch unbeeinflusst von nicht einziehbaren Fahrwerken, Streben, Streben etc. Auch die aerodynamische Qualität eines Segelflugzeugs hängt in erster Linie von der Flügelverlängerung ab. Und nur bei der aerodynamischen Qualität von 20-25 und l mehr als 15 aufgrund der Auswahl des Profils kann die Qualität um 30-40% gesteigert werden. Bei einem Amateurflugzeug mit einer Qualität von 10-12 kann die Qualität aufgrund des erfolgreichsten Profils um nicht mehr als 5-10% gesteigert werden. Wesentlich einfacher ist eine solche Erhöhung ggf. durch die Auswahl der Flügelgeometrie im Plan zu erreichen. Beachten Sie ein weiteres Merkmal: Im Geschwindigkeitsbereich von Amateurflugzeugen hat eine Erhöhung der relativen Dicke des Tragflügels bis zu 18-20% praktisch keinen Einfluss auf den Luftwiderstand des Flügels, gleichzeitig auf den Auftriebskoeffizienten des Flügels nimmt deutlich zu.

Wie Sie wissen, kann durch den Einsatz von Klappen eine deutliche Steigerung der Tragfähigkeit der Tragflächen erreicht werden. Es sollte beachtet werden, dass ein spezifisches Merkmal der mit Klappen ausgestatteten Flügel darin besteht, dass die CU max bei Auslenkung wenig davon abhängt, welche CU max das anfängliche Profil hatte, und in der Praxis nur durch den verwendeten Klappentyp bestimmt wird. Die einfachste und am häufigsten verwendete bei ausländischen Leichtmotorflugzeugen und ihre Eigenschaften sind in Abb. 3.

Die gleichen Klappen werden bei den Flugzeugen unseres Amateurs P. Almurzin verwendet. Geschlitzte, doppelt geschlitzte und hängende Klappen sind effizienter. In Abb. 4 zeigt die einfachsten von ihnen und wird daher häufiger verwendet.

CU max mit einer einschlitzigen Klappe kann 2,3-2,4 erreichen und mit einer zweischlitzigen Klappe - 2,6 - 2,7. In vielen Lehrbüchern der Aerodynamik werden Methoden zur geometrischen Konstruktion der Form des Schlitzes angegeben. Die Praxis zeigt jedoch, dass der theoretisch berechnete Spalt noch im Windkanal verfeinert und verfeinert werden muss, je nach spezifischer Geometrie des Profils, Flügelform etc. In diesem Fall funktioniert der Schlitz entweder, wodurch die Eigenschaften der Klappe verbessert werden, oder funktioniert überhaupt nicht, und die Wahrscheinlichkeit, dass theoretisch ohne Blasen die einzig mögliche Form des Schlitzes berechnet und ausgewählt werden kann, ist äußerst gering . Das gelingt selbst professionellen Aerodynamikern und erst recht Amateuren selten. Daher haben die Schlitze an den Klappen und Querrudern in den meisten Fällen bei Amateurflugzeugen keine Wirkung, selbst wenn sie es sind, und eine komplexe geschlitzte Klappe funktioniert wie die einfachste. Natürlich können Sie sie auf Amateurgeräten ausprobieren, aber zuerst sollten Sie es sich gut überlegen und alle Vor- und Nachteile abwägen.

Und noch ein paar praktische Ratschläge, die beim Bau von Amateurflugzeugen nützlich sein kann. Es ist wünschenswert, das Flügelprofil von der Nase bis zum Punkt der maximalen Dicke sehr genau beizubehalten. Es ist gut, wenn dieser Teil des Flügels eine harte Haut hat. Das Heckteil lässt sich um die Leinwand wickeln und zur Vereinfachung der Technik sogar „unter dem Lineal“ aufrichten, wie in Abb. 5 gezeigt. Die geschwungene Heckpartie des Flügels mit der zwischen den Rippen durchhängenden Leinenbespannung macht keinen Sinn mehr. Die Flügelhinterkante muss nicht auf ein scharfes „Messer“ reduziert werden. Es kann eine Dicke von 10-15 mm haben, jedoch nicht mehr als 1,5% der Sehne (siehe Abb. 5). Dies beeinflusst die aerodynamischen Eigenschaften des Flügels überhaupt nicht, aber die Effizienz der Querruder erhöht sich etwas und vereinfacht die Technik und das Design.

Ein wichtiges Element des Profils ist die Form der Querruderspitze. Die gängigsten Optionen sind in Abbildung 6 dargestellt.

Das von der "Parabel 100" gebildete Profil wird bei Quer- und Seitenrudern verwendet, die einen axialen aerodynamischen Ausgleich beim Eintauchen der Nase in den Strom haben, zum Beispiel bei der Yak-55. Eine solche "stumpfe" Zehenform mit einem sehr großen Wert der axialen aerodynamischen Kompensation (20% und mehr) führt zu einem nichtlinearen Kraftanstieg am Steuerknüppel, wenn die Querruder oder Seitenruder ausgelenkt werden. Am besten in dieser Hinsicht sind die "spitzen" Socken, wie bei der Su-26.

Für das Leitwerk werden symmetrische Flügelprofile verwendet. Ruder können wie Querruder durch gerade Bugs mit stumpfer Hinterkante gebildet werden. Das Heck mit dünnem, flachem Profil, wie bei den amerikanischen Kunstflugzeugen "Pitts", "Laser" und anderen, hat einen ausreichenden Wirkungsgrad (siehe Abb. 7).

Die Steifheit und Festigkeit des Gefieders wird durch die Streben gewährleistet, es erweist sich als sehr leicht und strukturell einfach. Die relative Dicke des Profils beträgt weniger als 5%. Bei einer solchen Dicke hängen die Eigenschaften des Gefieders überhaupt nicht von der Form des Profils ab.

Hier sind die Daten zu den Profilen, die für Amateurflugmaschinen am besten geeignet sind. Natürlich sind auch andere Optionen möglich, aber beachten Sie, dass die besten Eigenschaften im Geschwindigkeitsbereich von Amateurflugzeugen 15-18 Prozent mit einer stumpfen Zehe und einer maximalen relativen Dicke innerhalb von 25 % der Sehne liegen.

Die empfohlenen Profile weisen folgende Merkmale auf: P-II und P-III wurden am TsAGI entwickelt. Sie haben eine hohe Tragfähigkeit und gute Eigenschaften bei hohen Anstellwinkeln. Sie waren in den 30er bis 40er Jahren weit verbreitet und werden auch heute noch verwendet.

NACA-23015 - die letzten beiden Ziffern geben die relative Dicke in Prozent an, die erste ist die Chargennummer. Das Profil hat ein ziemlich hohes Cy max bei niedrigem Cx, einen niedrigen Längsmomentbeiwert Mz, der kleine Wuchtverluste bestimmt. Das Strömungsabrissmuster für Flugzeuge mit dieser Tragfläche ist "weich". NACA - 230 mit einer relativen Dicke von 12 - 18% wird auf den meisten leichten Triebwerken, einschließlich Amateur-US-Flugzeugen, verwendet.

NACA - 2418 - für Geschwindigkeiten unter 200 - 250 km / h gilt als rentabler als NACA - 230. Es wird in vielen Flugzeugen verwendet, einschließlich der tschechoslowakischen Zlins.

GAW ist ein überkritisches Tragflügelprofil, das vom amerikanischen Aerodynamiker Whitcomb für Leichtflugzeuge entwickelt wurde. Profitabel bei Geschwindigkeiten über 300 km/h. Eine "scharfe" Zehe gibt einen scharfen Bruch bei hohen Anstellwinkeln vor, eine nach unten "gebogene" Hinterkante trägt zu einer Erhöhung des Cy max bei.

"Kri-Kri" - laminiertes Gleiterprofil, entwickelt vom westdeutschen Aerodynamiker Wortman und leicht modifiziert vom Designer des "Kri-Kri" Französisch Colomban. Die relative Dicke des Profils beträgt 21,7%, wodurch hohe Trageigenschaften erreicht werden. Wie beim GAW-1 erfordert dieses Profil eine sehr hohe theoretische Konturgenauigkeit und Hohe Qualität Oberflächenbehandlung der Flügel. Wir geben die Koordinaten des Profils in mm an, die vom Konstrukteur auf die Flügelsehne des Kri-Kri-Flugzeugs umgerechnet wurden, gleich 480 mm.

P-52 ist ein modernes Profil, das bei TsAGI für Leichtmotorflugzeuge entwickelt wurde. Hat einen stumpfen Zeh und einen geraden Schwanz.

Yak-55 ist ein symmetrisches Profil für Kunstflugsportflugzeuge. Am Flügel beträgt die relative Dicke 12-18%, am Gefieder - 15%. Das Strömungsabrissmuster des Flugzeugs ist sehr "weich" und glatt.

V-16 - Französisches symmetrisches Profil, hat eine hohe Su max, wird in Sportflugzeugen KAP-21, "Extra-230" und anderen verwendet.

Su-26 - 18%, Su-26 - 12% - Spezialprofile für Sport- und Kunstflugzeuge. Su-26-18% wird an der Flügelwurzel der Su-26 verwendet, Su-26 - 12% - in der Flügelspitze und am Schwanz. Das Profil hat eine "scharfe" Spitze, was die Lagereigenschaften etwas reduziert, aber ein sehr sensibles Ansprechen der Maschine auf die Auslenkung der Ruder ermöglicht. Obwohl ein solches Flugzeug für Anfänger schwer zu fliegen ist, erhalten erfahrene Athleten die Fähigkeit, Figuren, die für Flugzeuge unzugänglich sind, mit einer "weichen" verzögerten Reaktion auf die Bewegung des Griffs aufgrund der stumpfen Spitze des Profils auszuführen. Der Ausfall eines Flugzeugs mit einem Profil des Typs Su-26 erfolgt schnell und abrupt, was bei der Ausführung moderner Korkenzieherfiguren erforderlich ist. Das zweite Merkmal ist die „Kompression“ im Heckbereich, die die Effizienz der Querruder erhöht.

Der Flügel der Su-26 hat große Querruder, die fast die gesamte Hinterkante einnehmen. Wenn wir den Neutralpunkt der Querruder (beide gleichzeitig) um 10° nach unten "klopfen", erhöht sich die Su max um etwa 0,2 und nähert sich der Su max eines guten asymmetrischen Profils. Gleichzeitig steigt Cx praktisch nicht an und die aerodynamische Qualität nimmt nicht ab, dasselbe wird bei anderen symmetrischen Tragflächen beobachtet. Dies ist die Grundlage für den Einsatz von Querrudern, die kinematisch mit dem Höhenruder verbunden sind und gleichzeitig die Funktionen von Querruder und Klappen erfüllen, wie die Klappen bei einem Leinenmodell.

Einer der wichtigsten Schritte beim Bau eines Flugzeugmodells ist die Berechnung und Konstruktion der Tragflächen. Um einen Flügel richtig zu konstruieren, müssen mehrere Punkte berücksichtigt werden: Wählen Sie die richtigen Wurzel- und Endprofile, wählen Sie sie entsprechend der Belastungen richtig aus und konstruieren Sie auch die Zwischenprofile richtig.

Wo fängt Flügeldesign an?

Zu Beginn des Baus wurde eine Vorskizze des Flugzeugs in Originalgröße auf Transparentpapier angefertigt. In dieser Phase habe ich mich für den Maßstab des Modells und die Flügelspannweite entschieden.

Bestimmung des Umfangs

Nachdem die vorläufige Spannweite genehmigt war, war es an der Zeit, das Gewicht zu bestimmen. Dieser Teil der Berechnung war von besonderer Bedeutung. Der ursprüngliche Plan sah eine Spannweite von 115 cm vor, eine vorläufige Berechnung ergab jedoch, dass die Tragflächenbelastung zu hoch wäre. Also habe ich das Modell auf eine Spannweite von 147 cm verkleinert, ohne die Flügelspitzen. Dieses Design erwies sich aus technischer Sicht als geeigneter. Nach der Berechnung bleibt mir noch eine Gewichtstabelle mit den Werten der Gewichte zu erstellen. Ich habe auch die Durchschnittswerte des Hautgewichts zu meiner Tabelle hinzugefügt, zum Beispiel wurde das Gewicht der Balsahaut des Flugzeugs von mir als Produkt der Flügelfläche zu zwei bestimmt (für die Unterseite und Oberseite des Flügels) ) durch das Gewicht eines Quadratmeters Balsa. Das gleiche wurde für das Heck und die Höhenruder gemacht. Das Gewicht des Rumpfes wurde durch Multiplikation der Fläche der Seite und der Oberseite des Rumpfes mit zwei und der Dichte pro Quadratmeter Balsa erhalten.

Als Ergebnis habe ich folgende Daten erhalten:

• Linden, 24 oz pro Kubikzoll
• Balsa 1/32 '', 42 oz pro Quadratzoll
• Balsa 1/16 '' 85 oz pro Quadratzoll

Nachhaltigkeit

Nach der Gewichtsbestimmung wurden Stabilitätsparameter berechnet, um sicherzustellen, dass das Flugzeug stabil steht und alle Teile eine ausreichende Größe haben.

Für einen stabilen Flug mussten mehrere Bedingungen erfüllt werden:

1. Das erste Kriterium ist der mittlere aerodynamische Sehnenwert (MAX). Es kann geometrisch gefunden werden, indem man den Endakkord auf beiden Seiten zum Grundakkord und den Grundakkord zum Endakkord auf beiden Seiten hinzufügt und dann verbindet Extrempunkte zusammen. Am Kreuzungspunkt befindet sich das Zentrum des MAR.
2. Der aerodynamische Schwerpunkt des Flügels liegt bei 0,25 des MAC-Wertes.
3. Dieses Zentrum muss sowohl für die Flügel als auch für die Aufzüge gefunden werden.
4. Als nächstes wird der neutrale Punkt des Flugzeugs bestimmt: Er zeigt den Schwerpunkt des Flugzeugs an und wird auch zusammen mit dem Druckzentrum (Mitte des Auftriebs) berechnet.
5. Als nächstes wird eine statische Grenze definiert. Dieses Kriterium bewertet die Stabilität eines Flugzeugs: Je höher es ist, desto größer ist die Stabilität. Je stabiler das Flugzeug ist, desto wendiger und weniger kontrollierbar ist es jedoch. Auf der anderen Seite können Sie nicht mit einem zu instabilen Flugzeug fliegen. Der Durchschnittswert dieses Parameters liegt zwischen 5 und 15 %
6. Gefiederverhältnisse werden ebenfalls berechnet. Diese Koeffizienten werden verwendet, um die aerodynamische Effizienz des Höhenruders in Bezug auf Streckung und Abstand zum Flügel zu vergleichen.
7. Das Seitenleitwerksverhältnis liegt normalerweise zwischen 0,35 und 0,8
8. Das Höhenleitwerksverhältnis liegt normalerweise zwischen 0,02 und 0,05

Auswahl des richtigen Profils

Die Auswahl des richtigen Profils bestimmt das richtige Flugzeugverhalten in der Luft. Unten finden Sie einen Link zu einem einfachen und kostengünstigen Tool zur Überprüfung von Tragflächen. Als Grundlage für die Auswahl der Tragflächen habe ich das Konzept gewählt, dass die Sehne an der Flügelspitze die halbe Sehne an der Wurzel ist. Die beste Lösung, die ich fand, um ein Abreißen des Flügels zu vermeiden, bestand darin, den Flügel an der Spitze abrupt zu verjüngen, ohne die Kontrolle über das Flugzeug behalten zu können, bis es eine ausreichende Geschwindigkeit erreicht hatte. Dies erreichte ich durch das Herunterdrehen des Flügels an der Spitze und durch sorgfältige Auswahl von Wurzel- und Endprofilen.

An der Wurzel habe ich das S8036-Profil mit einer Flügeldicke von 16% der Sehnenlänge gewählt. Diese Dicke ermöglichte es, einen ausreichend starken Holm sowie ein Einziehfahrwerk innerhalb des Flügels zu verlegen. Für das Endteil wurde das Profil S8037 gewählt, das ebenfalls eine Dicke von 16% der Sehnendicke hat. Ein solcher Flügel wird bei einem hohen Auftriebskoeffizienten sowie bei einem höheren Anstellwinkel als der S8036 mit der gleichen Reynolds-Zahl abwürgen (dieser Begriff wird verwendet, um Profile unterschiedlicher Größe zu vergleichen: je größer die Reynolds-Zahl, desto größer die Sehne ). Dies bedeutet, dass bei gleicher Reynolds-Zahl an der Flügelwurzel der Strömungsabriss schneller auftritt als an der Spitze, aber die Kontrolle über die Steuerung bleibt erhalten. Aber selbst wenn die Akkordlänge des Grundtons doppelt so lang ist wie die Länge des Endakkords, hat er eine doppelte Reynolds-Zahl, und eine Erhöhung der Zahl verzögert den Stall. Deshalb habe ich die Flügelspitze nach unten gedreht, damit sie erst nach dem Wurzelteil in den Strömungsabriss geht.

Airfoil-Ressource: airfoiltools.com

Theorie zu den Grundlagen des Flügeldesigns

Die Tragflächenstruktur muss für das Gewicht des Flugzeugs und die mit dem Manövrieren verbundenen zusätzlichen Belastungen ausreichend Auftrieb bieten. Dies wird hauptsächlich durch die Verwendung eines Mittelholms erreicht, der zwei Gurte, einen oberen und einen unteren, einen Rahmen und eine dünne Haut aufweist. Trotz der Tatsache, dass der Rahmen des Flügels dünn ist, verleiht er den Flügeln eine ausreichende Biegefestigkeit. Außerdem umfasst das Design häufig zusätzliche Längsträger, um den Luftwiderstand an der Vorderseite der Hinterkante zu reduzieren. Sie sind in der Lage, sowohl Biegebelastungen aufzunehmen als auch die Torsionssteifigkeit zu erhöhen. Schließlich kann die Vorderkante hinter den Holm zurückgeschoben werden, um einen geschlossenen Querrahmen, einen sogenannten D-förmigen Rahmen, zu bilden und dient zur Aufnahme von Torsionsbelastungen. Die Abbildung zeigt die gängigsten Profile.

1. Der obere Flügel hat einen I-Träger mit dem Rahmen in der Mitte und eine Vorderkante mit einer Haut, die als D-Rohr bezeichnet wird. Das D-Rohr ermöglicht eine erhöhte Torsionssteifigkeit und kann zu jedem anderen Längsträgerdesign hinzugefügt werden und kann auch bis zur Hinterkante verlängert werden, um einen vollständig ummauerten Flügel zu schaffen. Bei diesem Flügel ist der hintere Holm einfach eine vertikale Stütze. Außerdem gibt es eine einfache Bedienebene, also eine Klappe, die oben angelenkt ist. Dieses Design ist leicht zu reproduzieren.
2. Der zweite Flügel hat einen C-Holm, der einen verstärkten Hauptholm hat, der besser geeignet ist, Frontlasten aufzunehmen. Der Flügel ist mit einem zentralen Drehpunkt ausgestattet, der den Abstand sowie den Luftwiderstand im Vergleich zum oberen Drehpunkt verringert.
3. Das dritte Profil hat einen Holm in Form eines Rohres, diese bestehen normalerweise aus Kunststoffrohren, sie sind bequem herzustellen, aber wenn die Rohre indirekt oder verdreht sind, kann das Verdrehen des Flügels zum Problem werden. Ein Teil des Problems kann durch die Verwendung eines zusätzlichen D-förmigen Rohres gelöst werden. Außerdem besteht der Holm aus einem C-förmigen Profil, was die Steifigkeit des Flügels deutlich erhöht. Das Scharnier ist ein abgerundetes Profil mit einem Drehpunkt in der Mitte der abgerundeten Vorderkante zur Reduzierung des Knopflochspaltes und für gerade Kanten.
4. Das vierte Profil hat einen vollen Kastenholm mit Rahmen vorne und hinten. Der Abstand hat dieselbe Funktion wie das vorherige Profil und dieselbe Steuerebene. Aber es hat oben und unten Verkleidungen, um die Lücke zu verbergen.

All diese Flügelkonstruktionen sind typisch für Längsträger und zum Erstellen von Ankerschlaufen für RC-Flugzeuge. Ausnahmslos nur mit diesen Konstruktionen lassen sich Wölbklappen und Querruder technisch umsetzen, und verschiedene andere Lösungen können darauf zugeschnitten werden.

C - Holm oder Kastenholm?

Bei meinem Flugzeug habe ich mich für einen hölzernen C-Holm mit einer starken Vorderkante und einem einfachen vertikalen Holm entschieden. Der gesamte Flügel ist für Torsionssteifigkeit und Ästhetik mit Balsa ummantelt.

Als Ersatz für das Kunststoffrohr wurde Holz gewählt, da das Flugzeug mit einem Innenwinkel von 2 Grad konstruiert ist und die Kunststoffrohrverbindung in der Flügelmitte Biegebelastungen nicht lange standhalten kann. Das C-Profil des Holms ist auch günstiger als der I-Träger, da der Schlitz in voller Länge in den Holm eingebracht werden muss, um in das Gitter zu passen. Diese zusätzliche Komplexität geht nicht zu Lasten einer merklichen Erhöhung der Festigkeit und des Gewichtsverhältnisses der Holme. Der Kastenholm wurde ebenfalls abgelehnt, da er viel Gewicht hinzufügt, jedoch nicht so schwer zu bauen ist und in Bezug auf die Festigkeit zu den besten gehört. Ein einfacher vertikaler Holm in Kombination mit einer geschlungenen Verkleidung war die Wahl des Flügeldesigns, wenn der Rest des Flügels ummantelt und ohne zusätzliche Unterstützung stark genug war.

• Spar. Der Flügelholm soll die Biegebelastung aus dem Flügelauftrieb aufnehmen. Es ist nicht darauf ausgelegt, die durch die aerodynamischen Kräfte des Flügels erzeugten Verwindungskräfte aufzunehmen, sondern die Last wird auf die Flügelhaut aufgebracht. Diese Lastverteilung eignet sich für eine leichte und sehr effektive Belastung, da jedes Teil seinen Platz einnimmt.
• Die Flügelholmböden sind aus Lindenguss mit den Maßen ¼ x ½ x 24 ’’. Linden wurde als Material gewählt, weil es sich gut verarbeiten lässt und für sein Gewicht eine gute Festigkeit hat. Außerdem fasziniert mich die einfache Beschaffung von Blöcken in der richtigen Größe im Fachhandel, da ich keine Holzbearbeitungsmaschine zum Sägen von Brettern zur Hand hatte.
• Der Flügelrahmen besteht aus einem 1/32“ dicken Lindenblatt, das oben und unten an den Längsträgerflanschen befestigt wird. Ein solcher Rahmen ist eine Notwendigkeit, da er die Steifigkeit und Festigkeit der Flügel selbst bei sehr geringem Gewicht dramatisch verbessert.
• Die Hinterkante / der hintere Holm besteht aus 1/16 "Balsablech, um die Torsionssteifigkeit zu erhöhen sowie die Flügelrippen zu vereinheitlichen und die Steuerebenen an der Rückseite der Rippen zu befestigen.

Rippenkonstruktion mit AutoCAD

Es stellt sich heraus, dass die Herstellung von Rippen für einen trapezförmigen Flügel eine inspirierende Erfahrung sein kann. Es gibt mehrere Methoden: Die erste Methode basiert auf dem Schneiden des Flügelprofils mit einer Schablone, zuerst für den Wurzelteil und dann für die Flügelspitze. Es besteht darin, beide Profile mit Schrauben zu verbinden und alle anderen entlang zu ziehen. Diese Methode eignet sich besonders gut für die Herstellung von geraden Flügeln. Die Haupteinschränkung der Methode besteht darin, dass sie nur für Flügel mit einer leichten Verjüngung geeignet ist. Probleme ergeben sich aus dem starken Anstieg des Winkels zwischen den Tragflächen mit einem signifikanten Unterschied zwischen der Spitzensehne und der Flügelwurzelsehne. In diesem Fall kann es bei der Montage zu Schwierigkeiten durch großen Holzabfall, scharfe Ecken und Kanten der Rippen kommen, die entfernt werden müssen. Also habe ich meine eigene Methode verwendet: Ich habe für jede Rippe meine eigenen Schablonen erstellt und sie dann bearbeitet, um die perfekte Flügelform zu erhalten. Die Aufgabe stellte sich als schwieriger heraus als ich erwartet hatte, da sich das Muster des Wurzelteils grundlegend von der Spitze unterschied und alle Profile dazwischen eine Kombination der beiden vorherigen waren, zusammen mit Verdrehen und Strecken. Ich habe Autodesk AutoCAD 2012 Student Addition als mein Designprogramm verwendet, da ich beim Modellieren von RC-Flugzeugen in der Vergangenheit einen Hund darauf gefressen habe. Die Gestaltung von Rippen erfolgt in mehreren Stufen.

Alles beginnt mit dem Importieren von Daten. Der schnellste Weg zum Importieren eines Profils (Profile finden Sie in den UIUC-Profildatenbanken) in AutoCAD, das ich gefunden habe, besteht darin, eine Excel-Tabellendatei als Tabelle mit Spalten mit x- und y-Profilpunktkoordinaten zu erstellen. Das einzige, was Sie überprüfen müssen, ist, ob der erste und der letzte Punkt miteinander übereinstimmen: ob Sie eine geschlossene Schleife erhalten. Kopieren Sie dann die empfangene Datei zurück in eine txt-Datei und speichern Sie sie. Danach sollten Sie zurückgehen und alle Informationen zum Thema hervorheben, wenn Sie die Überschriften versehentlich eingefügt haben. Dann führt AutoCAD Spline und Paste aus, um den ersten Punkt in der Skizze zu markieren. Wir drücken "Enter" bis zum Ende des Vorgangs. Das Flügelprofil ist grundsätzlich so verarbeitet, dass jeder Akkord zu einem separaten Element wird, was sehr praktisch ist, um die Skala und die Geometrie zu ändern.

Zeichnung und relative Lage der Profile gemäß Plan. Die Vorderkante und die Seitenteile müssen sorgfältig auf die gewünschte Größe gebracht werden, wobei die Dicke des Fells zu beachten ist. In der Zeichnung sollten daher die Längsträger schmaler gezeichnet sein, als sie wirklich sind. Es ist ratsam, die Längsträger und die Vorderkante höher zu machen, als sie tatsächlich sind, um die Zeichnung glatter zu machen. Außerdem sollten die Nuten an den Längsträgern so angeordnet sein, dass der restliche Teil des Längsträgers in die Rippen passt, aber quadratisch bleibt.

Die Abbildung zeigt die Hauptprofile, bevor sie in Zwischenprofile unterteilt werden.

Der Holm und das damit verbundene Vorderkantengelenk werden miteinander verbunden, damit sie später von der Konstruktion ausgeschlossen werden können.

Die Tragflächen werden zusammengefügt, um die Flügelform zu bilden, wobei der Holm und die Vorderkante sichtbar sind.

Der Holm und die Vorderkante wurden mit der Operation "subtract" entfernt, der Rest des Flügels wird angezeigt.

Mit den Funktionen "solidedit" und "shell" wird der Flügel verlängert. Außerdem werden die Ebenen des Wurzelteils des Flügels und der Spitze abwechselnd ausgewählt, entfernt, und es wird die Flügelhaut erhalten. Daher ist der innere Teil der Flügelhaut die Basis für die Rippen.

Die Funktion Schnittebene erzeugt Skizzen jedes Profils.

Danach wird unter dem Befehl "Schnittebene" die Erstellung eines Schnitts ausgewählt. Mit diesem Befehl können die erstellten Profile an allen Stellen des Profils angezeigt werden. Um die Ausrichtung der Flügelrippen zu erleichtern, empfehle ich dringend, in jedem Abschnitt von der Hinterkante des Flügels zur Vorderkante eine horizontale Linie zu erstellen. Dadurch kann der Flügel richtig ausgerichtet werden, wenn er mit Torsion gebaut wird, und auch, um ihn gerade zu machen.

Da diese Schablonen eigentlich unter Berücksichtigung der Flügelhäute erstellt wurden, ist die innere Profillinie die richtige Linie für die Rippen.

Nachdem alle Rippen mit dem Befehl "text" markiert wurden, können sie gedruckt werden. Auf jeder Seite mit Rippen habe ich eine schematische Box mit einer Plattform zum Drucken auf einem Drucker platziert. Kleine Rippen können auf dickem Papier gedruckt werden, während für große Tragflächen Normalpapier funktioniert, das dann vor dem Schneiden verstärkt wird.

Kompletter Teilesatz

Nach dem Entwurf des Flügels, der Analyse und Auswahl aller für den Bau eines Flugzeugmodells notwendigen Teile wurde eine Liste mit allem erstellt, was für den Bau benötigt wird.

Zweck der Arbeit

Untersuchen Sie die Umströmung des Flügelprofils ohne Berücksichtigung seiner Spannweite, d.h. Flügel von unendlicher Spannweite. Finden Sie heraus, wie sich das Strömungsmuster der Tragflächenströmung ändert, wenn sich der Anstellwinkel ändert. Die Studie sollte für drei Modi durchgeführt werden - Unterschall-Start und -Landung, Unterschall-Kreuzfahrt und Überschallflüge. Bestimmen Sie die Auftriebs- und Widerstandskraft, die auf den Flügel wirken. Baue eine Flügelpolare.

KURZE THEORIE

Flügelprofil- Flügelquerschnitt mit einer Ebene parallel zur Symmetrieebene des Flugzeugs (Schnitt A-A). Manchmal wird ein Profil als ein Abschnitt senkrecht zur Vorder- oder Hinterkante des Flügels (Schnitt BB) verstanden.

Profil-Akkord B - ein Segment, das die am weitesten entfernten Punkte des Profils verbindet.

Spannweite l - der Abstand zwischen den Ebenen, die parallel zur Symmetrieebene sind und die Enden des Flügels berühren.

Zentral-(Grund-)AkkordB 0 - Akkord in der Symmetrieebene.

EndakkordB K - Akkord am Ende.

Sweep-Winkel an der Vorderkanteχ PC - der Winkel zwischen der Tangente an die Vorderkantenlinie und der Ebene senkrecht zur Mittelsehne.

Wie in früheren Arbeiten angegeben, beträgt die aerodynamische Gesamtkraft R zerfällt in Hubkraft Ja und die Kraft des Widerstands x:

Auftriebskraft und Widerstandskraft werden nach ähnlichen Formeln bestimmt:

wo C Ja und MIT NS- Auftriebs- bzw. Widerstandskoeffizienten;

ρ - Luftdichte;

V- die Geschwindigkeit des Körpers relativ zur Luft;

S- effektiver Körperbereich.

Forschung wird in der Regel nicht von den Streitkräften selbst betrieben. Ja und NS, und mit ihren Koeffizienten C Ja und C x .

Betrachten Sie den Luftstrom um eine dünne Platte:

Wenn die Platte entlang der Strömung installiert wird (Anstellwinkel ist Null), ist die Strömung symmetrisch. In diesem Fall wird der Luftstrom nicht von der Platte und der Auftriebskraft abgelenkt Ja ist gleich Null. Widerstand x minimal, aber nicht null. Es wird durch die Reibungskräfte von Luftmolekülen auf der Oberfläche der Platte erzeugt. Volle aerodynamische Kraft R ist minimal und fällt mit der Widerstandskraft zusammen x.

Fangen wir an, die Platte nach und nach abzulenken. Durch das Mähen des Stromes tritt die Hubkraft sofort auf. Ja... Widerstand x aufgrund der Querschnittsvergrößerung der Platte gegenüber der Strömung leicht ansteigt.

Wenn der Anstellwinkel allmählich zunimmt und die Fließneigung zunimmt, nimmt der Auftrieb zu. Offensichtlich wächst auch der Widerstand. Hier ist zu beachten, dass bei niedrigen Anstellwinkeln steigt der Auftrieb deutlich schneller als der Widerstand.

Mit zunehmendem Anstellwinkel wird es für den Luftstrom schwieriger, die Platte zu umströmen. Die Hubkraft nimmt zwar weiter zu, ist aber langsamer als zuvor. Aber der Widerstand wächst immer schneller und überholt allmählich das Wachstum des Auftriebs. Daraus ergibt sich die aerodynamische Gesamtkraft R beginnt sich zurückzulehnen.

Und plötzlich ändert sich das Bild dramatisch. Luftstrahlen können die obere Oberfläche der Platte nicht glatt umströmen. Hinter der Platte bildet sich ein mächtiger Wirbel. Der Auftrieb fällt stark ab und der Widerstand nimmt zu. Dieses Phänomen wird in der Aerodynamik STOP genannt. Der „abgerissene“ Flügel ist kein Flügel mehr. Es hört auf zu fliegen und beginnt zu fallen

Zeigen wir die Abhängigkeit der Auftriebsbeiwerte MIT Ja und die Kräfte des Widerstands MIT NS vom Anstellwinkel α auf den Charts.

Lassen Sie uns die beiden resultierenden Diagramme zu einem kombinieren. Entlang der Abszisse verschieben wir die Werte des Widerstandskoeffizienten MIT NS, und die Ordinate ist der Auftriebsbeiwert MIT Ja .

Die resultierende Kurve wird WING POLARA genannt - die Hauptkurve, die die Flugeigenschaften des Flügels charakterisiert. Auf den Koordinatenachsen die Werte der Auftriebsbeiwerte auftragen C Ja und Widerstand C x, zeigt dieses Diagramm Betrag und Wirkungsrichtung der aerodynamischen Gesamtkraft R.

Wenn wir annehmen, dass sich der Luftstrom entlang der Achse bewegt C x von links nach rechts, und der Druckmittelpunkt (der Angriffspunkt der gesamten aerodynamischen Kraft) liegt im Koordinatenzentrum, dann wird für jeden der zuvor analysierten Anstellwinkel der Vektor der aerodynamischen Gesamtkraft vom Ursprung zum Polarpunkt entsprechend dem gegebenen Anstellwinkel. Drei charakteristische Punkte und die entsprechenden Anstellwinkel lassen sich auf der Polare leicht markieren: kritisch, wirtschaftlich und am vorteilhaftesten.

Kritischer Anstellwinkel- Dies ist der Anstellwinkel, bei dessen Überschreitung der Strömungsabriss auftritt. Dabei MIT Ja maximal und das Flugzeug kann mit der geringstmöglichen Geschwindigkeit in der Luft gehalten werden. Dies ist nützlich, wenn Sie eine Annäherung vornehmen. Siehe Punkt (3) in den Abbildungen.

Wirtschaftlicher Angriffswinkel Ist der Anstellwinkel, bei dem der Luftwiderstand des Flügels minimal ist. Wenn Sie den Flügel auf einen wirtschaftlichen Anstellwinkel einstellen, kann er sich mit maximaler Geschwindigkeit bewegen.

Bester Anstellwinkel Ist der Anstellwinkel, bei dem das Verhältnis von Auftriebs- und Widerstandsbeiwert C Ja /C x maximal. In diesem Fall ist der Umlenkwinkel der aerodynamischen Kraft aus der Bewegungsrichtung des Luftstroms maximal. Wenn der Flügel auf den günstigsten Anstellwinkel eingestellt ist, fliegt er am weitesten.

Flügel aerodynamische Qualität Ist das Verhältnis der Koeffizienten C Ja /C x beim Einstellen des Flügels auf den günstigsten Anstellwinkel.

Arbeitsauftrag

Flügelprofilauswahl:

Eine umfangreiche Bibliothek mit Luftfahrtprofilen finden Sie auf der Website der University of Illinois: http://aerospace.illinois.edu/m-selig/ads/coord_database.html

Hier ist eine Basis von ca. 1600 verschiedenen Flügelprofilen. Jedes Profil hat sein Bild (im *.gif-Format) und eine Koordinatentabelle des oberen und unteren Teils des Profils (im *.dat-Format). Die Datenbank ist frei verfügbar und wird ständig aktualisiert. Darüber hinaus enthält diese Site Links zu anderen Profilbibliotheken.

Wählen Sie ein beliebiges Profil und laden Sie die *.dat-Datei auf Ihren Computer herunter.

Bearbeiten einer *.dat-Datei mit Profilkoordinaten:

Vor dem Importieren einer Datei mit Profilkoordinaten in SW muss diese korrigiert werden in Microsoft Excel... Wenn Sie diese Datei jedoch direkt in Excel öffnen, befinden sich alle Koordinaten in einer Spalte.

Wir brauchen die Koordinaten x und Ja Profile waren in verschiedenen Spalten.

Daher starten wir zuerst Excel und öffnen dann daraus unsere *.dat-Datei. Geben Sie in der Dropdown-Liste "Alle Dateien" an. Im Textassistenten legen wir das Datenformat fest – mit dem Trennzeichen „Leerzeichen“.

Jetzt x und Ja Koordinaten jeweils in einer eigenen Spalte:

Jetzt löschen wir Zeile 1 mit Text, Zeile 2 mit Fremddaten und Leerzeile 3. Als nächstes schauen wir alle Koordinaten durch und löschen ggf. auch Leerzeilen.

Wir fügen auch eine dritte Spalte für die Koordinate hinzu Z... Füllen Sie in dieser Spalte alle Zellen mit Nullen.

Und wir verschieben die gesamte Tabelle nach links.

Die bearbeitete *.dat-Datei sollte etwa so aussehen:

Speichern Sie diese Datei als Textdatei (tabulatorgetrennt).

Profil in SW erstellen:

Erstellen Sie ein neues Teil in SW.

Führen Sie auf der Registerkarte "Elemente" den Befehl "Kurve durch XYZ-Punkte" aus.

Es öffnet sich ein Fenster:

Klicken Sie auf OK und fügen Sie die Flügelprofilkurve in das Dokument ein.

Wenn Sie eine Warnung erhalten, dass die Kurve sich selbst schneidet (dies ist bei einigen Profilen möglich), müssen Sie die Datei manuell in Excel bearbeiten, um die Selbstschneide zu beseitigen.

Nun muss diese Kurve in eine Skizze umgewandelt werden. Erstellen Sie dazu eine Skizze auf der vorderen Ebene:

Führen Sie auf der Registerkarte "Skizze" den Befehl "Objekte transformieren" aus und geben Sie unsere Profilkurve als Element für die Transformation an.

Da die Anfangskurve sehr klein ist (die Sehne des Profils beträgt nur 1 mm!), erhöhen wir dann mit dem Befehl "Objekte skalieren" das Profil um das Tausendfache, damit die Werte der aerodynamischen Kräfte mehr oder weniger den echte.

Schließen Sie die Skizze und verwenden Sie den Befehl Extrudierter Boss / Basis, um die Skizze in einen Volumenkörper von 1000 mm Länge zu extrudieren. Sie können tatsächlich auf jede beliebige Länge extrudieren, trotzdem lösen wir das Problem des zweidimensionalen Fließens.

Profilblasen im Modul Flow Simulation:

Das resultierende Profil muss in drei Geschwindigkeitsmodi geblasen werden: Unterschallstart und -landung (50 m / s), Unterschallflug (250 m / s) und Überschall (500 m / s) bei verschiedenen Anstellwinkeln: –5°, 0°, 10°, 20°, 30°, 40°.

In diesem Fall müssen für jeden Fall Bilder im Querschnitt erstellt und die auf das Profil wirkende Auftriebs- und Widerstandskraft ermittelt werden.

Daher ist es notwendig, die Berechnung 18 Mal in Flow Simulation durchzuführen und die folgende Tabelle auszufüllen:

Die Drehung des Flügels in SW wird mit dem Befehl Körper verschieben / kopieren ausgeführt.

Gemeinsame Parameter des Projektes sind wie folgt: Art des Problems (extern ohne Berücksichtigung geschlossener Hohlräume), Art des fluiden Mediums (Luft, laminare und turbulente Strömung, große Machzahlen für Überschallbetrieb), Geschwindigkeit in Richtung der Achse NS V NS= 50, 250 und 500 m/s. Belassen Sie die restlichen Parameter standardmäßig.

Geben Sie in den Eigenschaften des Berechnungsbereichs die Art des Problems an - 2D-Modellierung.

Wir weisen darauf hin Berechnungszweck- oberflächlich, wir setzen Noten für Durchschnittsgeschwindigkeiten an x und Ja, sowie für Kräfte auf x und Ja.

Zusammenfassend werden 6 Diagramme erstellt - die Abhängigkeit des Auftriebs Ja und die Kräfte des Widerstands x vom Anstellwinkel α sowie 3 Flügelpolaren.

Kontrollfragen

Was ist ein Flügelprofil?

Was ist der Anstellwinkel?

Was ist Flügelspannweite?

Wie unterscheidet sich eine Umströmung eines Flügels mit endlicher Spannweite von einer Umströmung eines Flügels mit unendlicher Spannweite?

Was ist ein Flügelakkord?

Was sind die Flügelakkorde?

Wie bestimme ich Auftriebs- und Widerstandskraft (Formeln)?

So sehen die Abhängigkeitsgraphen aus C Ja und C x vom Anstellwinkel α ?

Was ist Flügelpolar?

Was sind die charakteristischen Punkte auf der Polare?

Wie ist die aerodynamische Qualität eines Flügels?

Aerodynamische Gesamtkraft und ihre Projektionen

Bei der Berechnung der Hauptflugleistung eines Flugzeugs sowie seiner Stabilität und Steuerbarkeit ist es erforderlich, die auf das Flugzeug wirkenden Kräfte und Momente zu kennen.

Auf die Oberfläche des Flugzeugs wirkende aerodynamische Kräfte (Druck und Reibung) können auf den Hauptvektor der aerodynamischen Kräfte, die im Druckzentrum wirken (Abb. 1), und ein Kräftepaar reduziert werden, dessen Moment gleich dem Hauptmoment der aerodynamischen Kräfte relativ zum Schwerpunkt des Flugzeugs.

Reis. 1. Aerodynamische Gesamtkraft und ihre Projektionen im zweidimensionalen (ebenen) Fall

Die aerodynamische Kraft wird normalerweise durch Projektionen auf die Achsen des Geeingestellt (GOST 20058-80). In diesem Fall ist die Projektion auf die Achse , mit dem entgegengesetzten Vorzeichen genommen heißt Zugkraft , die Projektion auf die Achse - aerodynamischer Auftrieb , Projektion auf die Achse - aerodynamische Seitenkraft . Diese Kräfte können in dimensionslosen Widerstandsbeiwerten ausgedrückt werden , Auftrieb und Seitenkraft , bzw:

; ; ,

wo ist der Hochgeschwindigkeitskopf, N / m 2; - Luftgeschwindigkeit, m / s; r ist die Massendichte von Luft, kg / m 3; S - Flugzeugflügelfläche, m 2. Zu den wichtigsten aerodynamischen Eigenschaften gehört auch die aerodynamische Qualität.

.

Die aerodynamischen Eigenschaften des Flügels sind abhängig von den geometrischen Parametern des Tragflügels und des Flügels, der Ausrichtung des Flügels in der Strömung (Anstellwinkel a und Schlupf b), Ähnlichkeitsparametern (Reynolds-Zahlen Re und Mach), Flughöhe h, sowie von anderen Parametern . Die Mach- und Reynolds-Zahlen sind dimensionslos und werden durch die Ausdrücke

wo ein Ist die Schallgeschwindigkeit, n ist der kinematische Koeffizient der Luftviskosität in m 2 / s, ist die charakteristische Größe (in der Regel wird angenommen, wo die durchschnittliche aerodynamische Sehne des Flügels ist). B. eines Flugzeugs, werden manchmal einfachere Näherungsmethoden verwendet. Ein Flugzeug wird als ein Satz separater Teile betrachtet: Flügel, Rumpf, Leitwerk, Triebwerksgondeln usw. Die auf die einzelnen Teile wirkenden Kräfte und Momente werden ermittelt. Dabei werden die bekannten Ergebnisse analytischer, numerischer und experimenteller Studien verwendet. Die auf die Ebene wirkenden Kräfte und Momente ergeben sich als Summe der entsprechenden auf jedes ihrer Teile wirkenden Kräfte und Momente unter Berücksichtigung ihrer gegenseitigen Beeinflussung.

Gemäß dem vorgeschlagenen Verfahren wird die Berechnung der aerodynamischen Eigenschaften des Flügels durchgeführt, wenn einige geometrische und aerodynamische Eigenschaften des Flügelprofils spezifiziert sind.

Flügelprofilauswahl

Die wichtigsten geometrischen Eigenschaften des Profils werden durch die folgenden Parameter festgelegt. Die Sehne eines Profils ist ein gerades Liniensegment, das mit den beiden am weitesten entfernten Punkten des Profils verbunden ist. Die Sehne teilt das Profil in zwei Teile: Ober- und Unterteil. Das größte Segment senkrecht zur Sehne, das zwischen der oberen und unteren Kontur des Profils eingeschlossen ist, heißt Profildicke c (Abb. 2). Die Linie, die die Mittelpunkte der Segmente senkrecht zur Sehne verbindet und zwischen der oberen und unteren Kontur des Profils eingeschlossen ist, heißt Mittellinie ... Das größte Segment senkrecht zur Sehne, das zwischen der Sehne und der Mittellinie des Profils eingeschlossen ist, heißt Profilkrümmung f ... Wenn, dann heißt das Profil symmetrisch .

Reis. 2. Flügelprofil

B- Akkord des Profils; C- Profildicke; F- Krümmung des Profils; - Koordinate der maximalen Dicke; - Koordinate der maximalen Krümmung

Dicke C und die Krümmung des Profils F, sowie Koordinaten und in der Regel in relativen Einheiten gemessen,, oder Prozent , , , .

Die Wahl des Flügelprofils ist mit der Erfüllung verschiedener Anforderungen an das Flugzeug verbunden (Gewährleistung der erforderlichen Flugreichweite, hohe Treibstoffeffizienz, Reisegeschwindigkeit, Gewährleistung sicherer Start- und Landebedingungen usw.). Bei Leichtflugzeugen mit vereinfachter Tragflächenmechanisierung ist daher besonders bei Start und Landung auf den maximalen Wert des Auftriebskoeffizienten zu achten. In der Regel haben solche Flugzeuge einen Flügel mit einem großen Wert der relativen Tragflächendicke% = 12 ¸ 15%.

Bei Langstreckenflugzeugen mit hoher Unterschallfluggeschwindigkeit, bei denen durch die Flügelmechanisierung eine Erhöhung der Start- und Landemodi erreicht wird, liegt der Schwerpunkt auf der Erzielung einer besseren Leistung im Reiseflugmodus, insbesondere auf der Bereitstellung von Modi.

Für langsame Flugzeuge wird die Auswahl der Profile aus einer Reihe von Standard- (konventionellen) NACA- oder TsAGI-Profilen getroffen, die bei Bedarf in der Phase des Flugzeugentwurfs modifiziert werden können.

Beispielsweise können NACA-Profile mit vierstelligen Bezeichnungen an leichten Trainingsflugzeugen verwendet werden, nämlich für Tragflächen- und Heckpartien. Zum Beispiel die Profile NACA2412 (relative Dicke% = 12%, Koordinate der maximalen Dicke% = 30%, relative Krümmung% = 2%, Koordinate der maximalen Krümmung% = 40%) und NACA4412 (% = 12%,% = 30% ,% = 4%,% = 40%) haben einen recht hohen Wert und ein sanftes Stallverhalten im Bereich des kritischen Anstellwinkels.

NACA 5-stellige Profile (230er Serie) haben den höchsten Hub aller Standardserien, aber ihre Breakout-Performance ist weniger günstig.

NACA-Profile mit einer sechsstelligen Bezeichnung ("laminar") haben einen geringen Profilwiderstand in einem engen Bereich von Koeffizientenwerten. Diese Profile sind sehr empfindlich gegenüber Oberflächenrauheit, Schmutz, Anhaftungen.

Die klassischen (konventionellen) Profile, die bei Flugzeugen mit niedrigen Unterschallgeschwindigkeiten verwendet werden, zeichnen sich durch ziemlich große lokale Störungen (Entladungen) an der Oberseite und dementsprechend durch kleine Werte der kritischen Machzahl aus. Die kritische Machzahl ist ein wichtiger Parameter, der den Luftwiderstand des Flugzeugs bestimmt (für> treten Bereiche lokaler Überschallströmungen und zusätzlicher Wellenwiderstand auf der Oberfläche des Flugzeugs auf).

Eine aktive Suche nach Möglichkeiten, die Reisefluggeschwindigkeit (ohne den Widerstand des Flugzeugs zu erhöhen) zu erhöhen, hat dazu geführt, dass Wege gefunden werden müssen, um im Vergleich zu den klassischen Geschwindigkeitsprofilen weiter zu erhöhen. Diese Art der Erhöhung besteht darin, die Krümmung der Oberseite zu verringern, was zu einer Verringerung der Störungen auf einem erheblichen Teil der Oberseite führt. Bei einer kleinen Krümmung der oberen Oberfläche des überkritischen Strömungsprofils nimmt der Anteil des dadurch erzeugten Auftriebs ab. Um dieses Phänomen zu kompensieren, wird der Endbereich des Profils durch sanftes Biegen nach unten ("Flap"-Effekt) getrimmt. In dieser Hinsicht hat die Mittellinie überkritischer Profile eine Charakteristik S - figürliche Ansicht, mit umgeklapptem Heckteil. Überkritische Tragflächen zeichnen sich normalerweise durch eine negative Krümmung in der Nase der Tragfläche aus. Insbesondere auf der Flugschau MAKS 2007 in der Ausstellung von JSC Tupolev wurde ein Modell des Flugzeugs TU-204-100SM mit abgestumpftem Flügel präsentiert, das es ermöglicht, sich ein Bild von den geometrischen Eigenschaften des Flügels zu machen Wurzelabschnitt. Das Foto unten (Abb. 3.) zeigt das Vorhandensein des „Abdomen“-Profils und eines eher flachen oberen Teils, der für überkritische Profile charakteristisch ist. Überkritische Profile können im Vergleich zu konventionellen Geschwindigkeitsprofilen um ca. = 0,05 0,12 zunehmen oder die Dicke um % = 2,5 ¸ 5 % erhöhen. Die Verwendung von verdickten Profilen ermöglicht eine Erhöhung des Flügelseitenverhältnisses um = 2,5 ¸ 3 oder eine Verringerung des Pfeilungswinkels vom Flügel um ungefähr = 5 ¸ 10 ° beim Speichern des Wertes .

Reis. 3. Flügelprofil von Tu-204-100SM-Flugzeugen

Die Verwendung überkritischer Tragflächen bei der Anordnung von Pfeilflügeln ist eine der Hauptrichtungen zur Verbesserung der Aerodynamik des modernen Verkehrs und Passagierflugzeug.

Es sollte beachtet werden, dass mit dem unbestrittenen Vorteil überkritischer Tragflächen im Vergleich zu den üblichen einige der Nachteile eine Erhöhung des Wertes des Tauchdrehmomentkoeffizienten und ein dünner Heckabschnitt des Tragflügels sind.

Grundlegende geometrische und aerodynamische Eigenschaften eines Flügels mit endlicher Spannweite

In den letzten 30 ¸ 40 Jahren war der Hauptflügeltyp für Unterschall-Langstreckenflugzeuge ein gepfeilter (c = 30 ¸ 35 °) Flügel mit einer Streckung, hergestellt mit einem sich verjüngenden h = 3 ¸ 4. Das auf der Flugschau MAKS - 20072 vorgestellte vielversprechende Passagierflugzeug (Tu - 334, Sukhoy Superjet 100) hatte ein Seitenverhältnis. Fortschritte bei der Erhöhung des Flügelseitenverhältnisses wurden hauptsächlich durch die Verwendung von Verbundmaterialien in der Flügelstruktur erreicht.

Reis. 4. Einflügeliger Flügel

Der Flügelabschnitt in der Symmetrieebene heißt Wurzelprofil , und sein Akkord ist Wurzel ; an den Flügelenden bzw. Abschlussprofil und Endakkord ... Der Abstand von einem Endprofil zum anderen heißt Spannweite ... Die Sehne des Flügelprofils kann entlang seiner Spannweite variieren. Das Verhältnis des Grundakkords zum Schlussakkord heißt Verjüngung des Flügels h. Die Beziehung heißt Flügelverlängerung ... Hier S ist die Projektionsfläche des Flügels auf die Ebene senkrecht zur Symmetrieebene des Flügels und enthält den Grundton. Werden die Enden während des Fluges gegenüber dem Wurzelabschnitt ausgelenkt, spricht man von Flügelschwung ... In Abb. 4 zeigt den Winkel zwischen der Senkrechten auf die Symmetrieebene und der Flügelvorderkante, der bestimmt Vorderkanten-Sweep ... Sie reden auch über Kohle Hinterkante fegen , aber am wichtigsten - der Winkel (oder nur c) Fokuslinie , d.h. entlang einer Linie, die die Brennpunkte der Flügelprofile entlang seiner Spannweite verbindet. Bei Null-Sweep entlang der Brennlinie für einen Flügel mit einer Verjüngung ungleich Null stehen die Flügelkanten nicht senkrecht zur Symmetrieebene des Flügels. Es wird jedoch im Allgemeinen eher als gerader Flügel als als gepfeilter Flügel angesehen. Wenn die Flügelenden relativ zum Wurzelabschnitt nach hinten ausgelenkt sind, dann heißt es über positiven Sweep wenn vorwärts - ungefähr Negativ ... Wenn die Vorder- und Hinterkante des Flügels keine Knicke aufweisen, ändert sich die Pfeilung entlang der Spannweite nicht. Andernfalls kann Sweep seine Bedeutung und sogar das Vorzeichen ändern.

Moderne Pfeilflügel mit einem Pfeilungswinkel c = 35 ° von Unterschall-Hauptlinienflugzeugen, ausgelegt für Reisegeschwindigkeiten entsprechend = 0,83 ¸ 0,85, haben eine durchschnittliche relative Flügeldicke% = 10 ¸ 11% und überkritische Flügel mit einem Pfeilungswinkel c = 28 ¸ 30° (für vielversprechende Flugzeuge) etwa% = 11 ¸ 12%. Die Dickenverteilung über die Spannweite wird aus den Bedingungen zur Realisierung eines gegebenen Nutzvolumens und dem minimalen Wellenwiderstand bestimmt. Um den Gleiteffekt in den Seitenteilen von gepfeilten Flügeln zu realisieren, werden Profile mit einer "weiteren" Lage der Stelle der maximalen Dicke im Vergleich zum Rest des Flügels verwendet.

Befinden sich nicht in derselben Ebene, dann hat der Flügel eine geometrische Verdrehung (Abb. 6), die den Winkel j charakterisiert.

Reis. 6. End- und Wurzelflügelprofile bei geometrischer Verwindung

Untersuchungen an aerodynamischen Modellen von Flugzeugen haben gezeigt, dass die Verwendung von überkritischen Tragflächen in Kombination mit geometrischer Verwindung dies ermöglicht. In dieser Arbeit verwenden wir eine Näherungstechnik zur Bestimmung der aerodynamischen Eigenschaften des Flügels, basierend auf der Verwendung experimenteller Daten. Die Berechnung der aerodynamischen Beiwerte und des Flügels erfolgt in mehreren Schritten. Die Ausgangsdaten für die Berechnung sind einige geometrische und aerodynamische Eigenschaften des Profils. Diese Daten können insbesondere dem Profilatlas entnommen werden.

Nach den Ergebnissen der Berechnung der aerodynamischen Koeffizienten wird eine Abhängigkeit konstruiert und eine Polar - Abhängigkeit . Eine typische Form dieser Abhängigkeiten für niedrige Unterschallgeschwindigkeiten ist jeweils in Abb. 7 und Abb. acht.

Das klassische Flügelprofil ist wie folgt

Die größte Dicke befindet sich bei etwa 40% der Sehne.

In diesem Fall ändert sich die Mittellinie ungefähr gleich.

Solche Profile wurden als überkritisch (überkritisch) bezeichnet. Sie entwickelten sich schnell zu überkritischen Profilen der 2. Generation - das Vorderende näherte sich der Symmetrie und die Unterschneidung nahm zu.

Das Verschieben des mittleren Teils des Profils nach unten würde einen zusätzlichen Geschwindigkeitsvorsprung bringen.

aber weitere Entwicklung in dieser Richtung gestoppt - noch stärkerer Unterschnitt machte die Hinterkante in Bezug auf die Festigkeit zu dünn. Ein weiterer Nachteil des überkritischen Flügels der 2. Generation war das Tauchmoment, das durch die Last am Höhenleitwerk abgewehrt werden musste.

Wir haben uns entschieden: Da hinten nicht beschnitten werden kann, müssen Sie vorne beschneiden.

Über das Ergebnis schreiben sie:

"Wie Sie sich vorstellen können, wurde diese Aufgabe hervorragend gelöst. Und die Lösung war ebenso genial wie einfach - wir haben im vorderen unteren Teil des Flügels eine Verkürzung angebracht und im hinteren Bereich reduziert. Vorteile des überkritischen Profils."

Ingenieure haben jetzt die direkte Möglichkeit, die Fluggeschwindigkeit um mehr als 10 % zu erhöhen, ohne die Triebwerksleistung zu erhöhen, oder die Festigkeit des Flügels zu erhöhen, ohne seine Masse zu erhöhen.