Svojstva krila u obliku slova S. Profil krila zrakoplova: vrste, tehničke i aerodinamičke karakteristike, način proračuna i maksimalna sila dizanja. Ukupna aerodinamička sila i njezine projekcije

Predstavljam vam članak iz niza materijala koji će pomoći amaterskim dizajnerima ALS-a. Znanstveni savjetnik - profesor Odsjeka za zrakoplovno inženjerstvo Moskovskog zrakoplovnog instituta, doktor tehničkih znanosti, laureat Državne nagrade A.A. Badjagin. Članak je objavljen u časopisu "Krila domovine" broj 2 za 1987. godinu.

Zašto, pitate, trebamo članak o profilu za ultralake letjelice? Odgovaram - misli izražene u ovom članku izravno su primjenjive u modeliranju zrakoplova - brzine su usporedive, a prema tome i pristup dizajnu.

Najbolji profil

Dizajn zrakoplova obično počinje odabirom profila krila. Nakon što tjedan-dva sjedi nad knjigama i atlasima, a da ih nije u potpunosti razumio, po savjetu prijatelja odabere najprikladniji i napravi avion koji dobro leti. Odabrani profil se proglašava najboljim. Drugi amater na isti način bira sasvim drugi profil i njegov uređaj dobro leti. U trećem se avion jedva odiže od tla, a u početku se profil krila koji se činio najpovoljnijim smatra više neprikladnim.

Očito, ne ovisi sve o konfiguraciji profila. Pokušajmo ovo shvatiti. Usporedimo dva krila potpuno različitih profila, na primjer, sa simetričnim postavljenim na Yak-55 i asimetričnim Clark YH - Yak-50. Za usporedbu definiramo nekoliko uvjeta. Prvo: krila s različitim profilima moraju imati omjer stranica (l).

l=I2/S,
gdje je I raspon, S je površina.

Drugo, budući da je kut nultog podizanja simetričnog aeroprofila 00, pomaknut ćemo njegovu polarnu stranu (vidi sliku 1) ulijevo, što će fizički odgovarati ugradnji krila na zrakoplov s određenim pozitivnim kutom klina.

Sada, gledajući graf, lako se može izvući važan zaključak: u rasponu napadnih kutova leta karakteristike krila praktički su neovisne o obliku profila. Naravno, riječ je o aerodinamičnim profilima koji nemaju zone intenzivnog odvajanja strujanja u rasponu napadnih kutova leta. Na karakteristike krila, međutim, može značajno utjecati povećanje omjera stranica. Za usporedbu, na grafikonu 1 prikazani su polari krila s istim profilima, ali s omjerom širine i visine od 10. Kao što vidite, išli su mnogo strmiji, ili, kako kažu, derivacija CU u odnosu na a postala je veća (CU je koeficijent podizanja krila, a je napadni kut). To znači da se povećanjem istezanja pri istim napadnim kutovima s praktički istim koeficijentima otpora Cx mogu postići veća svojstva nosivosti.

Sada razgovarajmo o tome što ovisi o obliku profila.

Prvo, profili imaju različit maksimalni koeficijent dizanja CU max. Tako za simetrično krilo koeficijent uzgona iznosi 1,2 - 1,4, obični asimetrični s konveksnom donjom površinom može imati do 1,8, uz jaku konkavnost donje površine ponekad doseže 2. Međutim, treba imati na umu da profili s vrlo visokim CU max. obično imaju visok Cx, a mz je koeficijent uzdužnog momenta. Za balansiranje zrakoplova s ​​takvim profilom, repna jedinica mora razviti veliku silu. Kao rezultat, povećava se njegov aerodinamički otpor, a ukupni dobitak dobiven zbog visokog profila nosivosti značajno se smanjuje.

CU max bitno utječe samo na minimalnu brzinu zrakoplova – zastoj. To uvelike određuje jednostavnost tehnike upravljanja strojem. Međutim, utjecaj CS max na brzinu zaustavljanja vidljivo se očituje pri visokim specifičnim opterećenjima krila G/S (G je težina zrakoplova). Istodobno, pod opterećenjima tipičnim za amaterske zrakoplove, odnosno 30 - 40 kg / m2, veliki CS max nije značajan. Dakle, njegovo povećanje s 1,2 na 1,6 na amaterskom zrakoplovu može smanjiti brzinu zaustavljanja za najviše 10 km/h.

Drugo, oblik aeroprofila značajno utječe na ponašanje zrakoplova pri velikim napadnim kutovima, odnosno pri malim brzinama pri prilasku na slijetanje, uz slučajno "povlačenje ručke prema sebi". Istodobno, tanki profili s relativno oštrim nosom karakteriziraju oštri zastoj, što je popraćeno brzim gubitkom uzgona i oštrim zastojem zrakoplova u tailspin ili nos. Deblji s tupim nožnim prstom karakteriziraju "meki zastoj" s polaganim padom podizanja. Istovremeno, pilot uvijek uspijeva shvatiti da je u opasnom načinu rada i dovesti automobil do nižih kutova napada, dajući mu ručicu. Oštar zastoj posebno je opasan ako krilo ima uži plan i tanji profil na kraju krila. U ovom slučaju, zastoj se događa asimetrično, zrakoplov naglo pada na krilo i ulazi u okretanje. Upravo se taj lik pojavljuje u zrakoplovima Yak-50 i Yak-52, koji imaju vrlo tanak profil na kraju jako suženog krila (9% na kraju i 14,5% u korijenu) s vrlo oštrim prstom - Clark YH. Ovdje se otkriva važno svojstvo profila: tanji profili imaju manji Cy max i manje kritične kutove napada, odnosno kutove pri kojima se strujanje zaustavlja.

Krila s konstantnom relativnom debljinom profila duž raspona imaju puno bolje karakteristike stajanja. Na primjer, Yak-55 s umjereno suženim krilom s konstantnim profilom od 18% duž raspona s tupim nosom, pri ulasku u visoke napadne kutove, glatko spušta nos i ide u zaron, budući da se zastoj protoka događa u korijen krila, koji ne stvara momente nagiba. Za dobivanje korijena, bolje je da krilo uopće nema suženja u planu. Upravo su ta krila ugrađena na većinu zrakoplova za početni trening. Rano zastoj korijena može biti uzrokovan i ugradnjom priljeva na krilo, prikazano na sl. 2. U tom slučaju profil korijena dobiva manju relativnu debljinu i "manje nosivi oblik". Ugradnja takvog priljeva na eksperimentalni Yak-50 jednom je značajno promijenila prirodu zastoja zrakoplova: pri postizanju velikih kutova napada više nije padao na krilo, već je spustio nos i otišao u zaron.

Treći parametar, koji značajno ovisi o obliku profila, je koeficijent otpora Cx. Međutim, kako pokazuje praksa izrade amaterskih zrakoplova, njegovo smanjenje na amaterskom zrakoplovu sa specifičnim opterećenjem od 30-40 kg/m2 i maksimalnom brzinom od 200-250 km/h praktički nema utjecaja na performanse leta. U ovom rasponu brzina na podatke o letu praktički ne utječu stajni trap koji se ne može uvlačiti, podupirači, podupirači itd. Čak i aerodinamička kvaliteta jedrilice ovisi prvenstveno o omjeru širine i visine krila. I samo na razini aerodinamičke kvalitete od 20-25 i l više od 15 zbog odabira profila, kvaliteta se može povećati za 30-40%. Dok se na amaterskom zrakoplovu s kvalitetom 10-12 zbog najuspješnijeg profila kvaliteta može povećati za najviše 5-10%. Takvo povećanje, ako je potrebno, puno je lakše postići odabirom geometrije krila u planu. Napominjemo još jednu značajku: u rasponu brzina amaterskih zrakoplova povećanje relativne debljine aeroprofila do 18-20% praktički ne utječe na aerodinamički otpor krila, dok u isto vrijeme koeficijent uzgona krila osjetno se povećava.

Značajno povećanje nosivosti krila, kao što je poznato, može se postići korištenjem zakrilaca. Treba napomenuti jednu značajku krila s zakrilcima: kada su otklonjena, CU max ne ovisi puno o tome koji je CU max imao početni profil, već se u praksi određuje samo prema vrsti korištenog zakrilca. Najjednostavniji, najčešće korišteni na stranim lakim zrakoplovima i njegove karakteristike prikazani su na Sl. 3.

Isti zakrilci koriste se i na avionima našeg amatera P. Almurzina. Učinkovitiji su zaklopci s prorezima, dvostrukim prorezima i iznad glave. Na sl. 4 prikazuje najjednostavniji od njih i stoga najčešće korišteni.

CU max s preklopom s jednim prorezom može doseći 2,3-2,4, a s dvostrukim prorezom - 2,6 - 2,7. Mnogi udžbenici o aerodinamici pružaju metode za geometrijsku konstrukciju oblika utora. Ali praksa pokazuje da teoretski izračunati zazor još uvijek treba doraditi i fino ugoditi u aerotunelu, ovisno o specifičnoj geometriji profila, obliku krila itd. U ovom slučaju razmak ili radi, poboljšavajući karakteristike klapna, ili uopće ne radi, a vjerojatnost da je teoretski moguće izračunati i odabrati jedini mogući oblik zazora bez puhanja je iznimno mala. Rijetko u tome uspijevaju čak i profesionalni aerodinamičari, a još više amateri. Stoga, u većini slučajeva na amaterskim zrakoplovima, utori na zakrilcima i krilcima, čak i ako su prisutni, ne daju nikakav učinak, a složeni prorezni zakrilac radi kao jednostavan. Naravno, možete ih isprobati na amaterskim uređajima, ali prvo biste trebali pažljivo razmisliti, vagajući sve prednosti i nedostatke.

I još nekoliko praktični savjeti, što može biti korisno u konstrukciji amaterskih zrakoplova. Poželjno je vrlo precizno držati profil krila u području od prsta do točke maksimalne debljine. Pa, ako ovaj dio krila ima krutu kožu. Repni dio može se prekriti tkaninom i, kako bi se pojednostavila tehnologija, čak i izravnati "ispod ravnala", kao što je prikazano na sl.5. Zakrivljeni repni dio krila s tkaninom koja visi između rebara nema više smisla. Zadnji rub krila ne mora se svesti na oštar “nož”. Može imati debljinu od 10-15 mm, ali ne više od 1,5% tetive (vidi sliku 5). To nimalo ne utječe na aerodinamičke karakteristike krila, ali se učinkovitost krilaca donekle povećava, a tehnologija i dizajn su pojednostavljeni.

Važan element profila je oblik nosa krilca. Najčešće opcije prikazane su na slici 6.

Profil koji formira "parabola 100" koristi se na krilcima i kormilima koji imaju aksijalnu aerodinamičku kompenzaciju kada nožni prst ide u struju, na primjer, na Yak-55. takav "tupi" oblik vrha s vrlo velikom količinom aksijalne aerodinamičke kompenzacije (20% ili više) dovodi do nelinearnog povećanja napora na upravljačkoj palici kada se krilca ili kormila otklone. Najbolje u tom pogledu su "šiljaste" čarape, kao na Su-26.

Za rep se koriste simetrični profili krila. Kormila, poput krilaca, mogu se formirati od ravnih krakova s ​​tupim zadnjim rubom. Perje s tankim ravnim profilom ima dovoljnu učinkovitost, kao na američkim akrobatskim zrakoplovima "Pitts", "Laser" i drugima (vidi sliku 7).

Krutost i čvrstoću perja osiguravaju naramenice, ispada da je vrlo lagan i strukturno jednostavan. Relativna debljina profila je manja od 5%. Uz takvu debljinu, karakteristike perja uopće ne ovise o obliku profila.

Dajemo podatke o najprikladnijim profilima za amaterske zrakoplove. Naravno, moguće su i druge opcije, ali napominjemo da su najbolja svojstva u rasponu brzina amaterskih zrakoplova 15-18 posto s tupim prstom i s maksimalnom relativnom debljinom koja se nalazi unutar 25% tetive.

Preporučeni profili imaju sljedeće značajke: P-II i P-III razvijeni su u TsAGI. Imaju visoka svojstva nosivosti i dobre performanse pri velikim napadnim kutovima. Bili su naširoko korišteni 1930-ih i 1940-ih, a koriste se i danas.

NACA-23015 - posljednje dvije znamenke označavaju relativnu debljinu u postocima, prva - serijski broj. Profil ima prilično visok Cy max pri niskom Cx, nizak koeficijent uzdužnog momenta Mz, što određuje male gubitke balansiranja. Priroda zastoja u zrakoplovima s ovim profilom je "meka". NACA - 230 s relativnom debljinom od 12 - 18% koristi se na većini lakih motora, uključujući amaterske, američke zrakoplove.

NACA - 2418 - za brzine manje od 200 - 250 km / h smatra se isplativijim od NACA - 230. Koristi se na mnogim zrakoplovima, uključujući čehoslovački "Zlin".

GAW je superkritični zračni profil koji je dizajnirao američki aerodinamičar Whitcomb za lake zrakoplove. Povoljno pri brzinama preko 300 km/h. "Oštar" prst predodređuje oštar zastoj pri velikim napadnim kutovima, zadnji rub "savijen" prema dolje doprinosi povećanju Su max.

"Kri-Kri" je laminarizirani profil jedrilice koji je razvio zapadnonjemački aerodinamičar Wortman i donekle modificirao dizajner "Kri-Kri" Francuza Colombana. Relativna debljina profila iznosi 21,7%, zbog čega se postižu visoke nosivosti. Kao i GAW-1, ovaj profil zahtijeva vrlo visoku teorijsku točnost konture i Visoka kvaliteta završna obrada površine krila. Ovdje su koordinate profila u mm, koje je projektant preračunao na tetivu krila zrakoplova "Cree-Cree", jednake 480 mm.

P-52 je moderan profil razvijen u TsAGI za lake zrakoplove. Ima tup nožni prst i ravan rep.

Yak-55 - simetrični profil za akrobatski zrakoplov. Na krilu je relativna debljina 12-18%, na perju - 15%. Priroda zastoja zrakoplova je vrlo "meka" i glatka.

V-16 - francuski simetrični profil, ima visok Su max, koristi se na sportskim zrakoplovima KAP-21, "Extra-230" i drugima.

Su-26-18%, Su-26-12% - posebni profili za akrobatske zrakoplove. Su-26-18% se koristi u korijenu krila Su-26, Su-26-12% - u vrhu krila i na perju. Profil ima "oštar" prst, što donekle smanjuje svojstva ležaja, ali omogućuje postizanje vrlo osjetljivog odgovora stroja na otklon kormila. Iako je ovakvim zrakoplovom početnicima teško letjeti, iskusni sportaši dobivaju priliku izvoditi manevre nepristupačne zrakoplovima uz „meku“ sporu reakciju na pomicanje ručke, zbog tupog prsta profila. Zastoj zrakoplova s ​​profilom tipa Su-26 događa se brzo i naglo, što je neophodno pri izvođenju modernih figura vadičepa. Druga značajka je "stiskanje" u repnom dijelu, što povećava učinkovitost krilaca.

Krilo Su-26 ima velike krilce koji zauzimaju gotovo cijeli stražnji rub. Ako je neutralna točka krila (oba odjednom) "srušena" za 10°, Su max će se povećati za približno 0,2, približavajući se Su max dobrog asimetričnog profila. Istodobno, Cx se praktički ne povećava, a omjer uzgona i otpora se ne smanjuje, isto se opaža i na drugim simetričnim aeroprofilima. To je osnova za korištenje krilaca kinematički spojenih na elevator, koji istovremeno obavljaju funkcije i krilaca i zakrilaca, slično kao zakrilci na akrobatskom modelu s korpom.

Jedna od važnih faza u konstrukciji modela zrakoplova je proračun i projektiranje krila. Kako bi se pravilno projektiralo krilo, potrebno je uzeti u obzir nekoliko točaka: odabir pravog korijenskog i krajnjeg profila, njihov ispravan odabir na temelju opterećenja koje pružaju, kao i pravilno oblikovanje međuprofila.

Gdje počinje izgradnja krila?

Na početku projektiranja izrađena je idejna skica zrakoplova u punoj veličini na paus papiru. Tijekom ove faze odlučio sam se za veličinu modela i raspon krila.

Definicija raspona

Kada je odobren preliminarni raspon krila, došlo je vrijeme da se odredi težina. Ovaj dio proračuna bio je od posebne važnosti. Prvotni plan uključivao je raspon krila od 115 cm, međutim, preliminarni izračun je pokazao da bi opterećenje na krilima bilo preveliko. Stoga sam model skalirao na raspon od 147 cm bez uzimanja u obzir vrhova krila. Ovaj dizajn se pokazao prikladnijim s tehničke točke gledišta. Nakon izračuna, ostaje mi napraviti tablicu težine s vrijednostima težine. Također sam dodao prosječne težine kože u svoju tablicu, na primjer, težinu balsa kože zrakoplova odredio sam kao umnožak površine krila za dva (za dno i vrh krila) i težinu kvadratni metar balse. Isto je učinjeno za rep i dizala. Težina trupa dobivena je množenjem površine bočne strane, kao i vrha trupa, s dvostrukom gustoćom po kvadratnom metru balse.

Kao rezultat toga, dobio sam sljedeće podatke:

• Lipa, 24 oz po kubičnom inču
• Balsa 1/32'', 42 oz po kvadratnom inču
• Balsa 1/16'', 85 oz po kvadratnom inču

Održivost

Nakon određivanja težine, izračunati su parametri stabilnosti kako bi se osiguralo da će zrakoplov biti stabilan i da će svi dijelovi biti odgovarajuće veličine.

Za stabilan let bilo je potrebno osigurati nekoliko uvjeta:

1. Prvi kriterij je vrijednost srednje aerodinamičke tetive (MAC). Može se pronaći geometrijski dodavanjem krajnjeg akorda korijenskom akodu s obje strane, te korijenskog akorda završnom akodu s obje strane, a zatim povezivanjem ekstremne točke zajedno. Središte MAR-a će se nalaziti na raskrižju.
2. Vrijednost aerodinamičkog fokusa krila je 0,25 MAR vrijednosti.
3. Ovaj centar se mora pronaći i za krila i za dizala.
4. Zatim se određuje neutralna točka zrakoplova: pokazuje težište zrakoplova, a također se izračunava zajedno sa središtem pritiska (centrom dizanja).
5. Zatim se definira statička granica. Ovaj kriterij ocjenjuje stabilnost zrakoplova: što je veća, to je veća stabilnost. Međutim, što je zrakoplov stabilniji, to je upravljiviji i manje upravljiv. S druge strane, ne može se letjeti ni previše nestabilan zrakoplov. Prosječna vrijednost ovog parametra je od 5 do 15%
6. Također se izračunavaju koeficijenti perja. Ovi se koeficijenti koriste za usporedbu učinkovitosti aerodinamike dizala kroz omjer dimenzija i udaljenosti do krila.
7. Omjer vertikalnog repa obično je između 0,35 i 0,8
8. Horizontalni omjer repa je obično između 0,02 i 0,05

Odabir pravog aeroprofila

Odabir ispravnog profila određuje ispravno ponašanje zrakoplova u zraku. U nastavku donosim poveznicu na jednostavan i pristupačan alat za provjeru aeroprofila. Kao osnovu za odabir aeroprofila odabrao sam koncept da je duljina tetive na vrhu krila jednaka polovici duljine tetive u korijenu. Najbolje rješenje koje sam pronašao da izbjegnem zastoj na krilu bilo je oštro suziti krilo na vrhu, a da ne mogu zadržati kontrolu nad zrakoplovom dok se ne postigne dovoljna brzina. To sam postigao okretanjem krila na kraju prema dolje i pažljivim odabirom korijenskog i krajnjeg profila.

U korijenu sam odabrao aeroprofil S8036 s debljinom krila od 16% duljine tetive. Ova debljina omogućila je postavljanje nosača dovoljne čvrstoće, kao i uvlačivog stajnog trapa unutar krila. Za krajnji dio odabran je profil - S8037, koji također ima debljinu od 16% debljine tetive. Takvo krilo će zastati pri velikom koeficijentu uzgona i također pod većim napadnim kutom od S8036 pri istom Reynoldsovom broju (ovaj se izraz koristi za usporedbu profila različitih veličina: što je veći Reynoldsov broj, to je veća tetiva). To znači da će s istim Reynoldsovim brojem u korijenu krila doći do zastoja brže nego na vrhu, ali će kontrola nad kontrolom ostati. Međutim, čak i ako je duljina korijenskog akorda dvostruko veća od duljine vrha akorda, ima dvostruko veći Reynoldsov broj, a povećanje broja odgodit će zastoj. Zato sam vrh krila okrenuo prema dolje da se zastoj tek nakon korijena.

Resurs za određivanje aeroprofila: airfoiltools.com

Teorija o osnovama dizajna krila

Dizajn krila mora osigurati dovoljno podizanja za težinu zrakoplova i dodatna opterećenja povezana s manevriranjem. To se uglavnom postiže korištenjem središnje špage koja ima dva pojasa, gornji i donji, okvir, kao i tanku kožu. Iako je okvir krila tanak, krilima pruža dovoljnu čvrstoću na savijanje. Također, dizajn često uključuje dodatne letvice za smanjenje otpora ispred zadnjeg ruba. Oni su u stanju podnijeti i opterećenja savijanja i povećati torzijsku krutost. Konačno, prednji rub se može gurnuti natrag iza lamela kako bi se formirao zatvoreni poprečni okvir, nazvan D-okvir, koji služi za apsorpciju torzijskih opterećenja. Slika prikazuje najčešće profile.

1. Gornje krilo ima krak I-presjeka, u kojem se okvir nalazi u sredini, kao i prednji rub s oblogom, koji se naziva D-cijev. D - Cijev omogućuje povećanu torzijsku krutost i može se dodati bilo kojem drugom dizajnu lamela, a također se može produžiti do zadnjeg ruba kako bi se stvorilo potpuno obloženo krilo. U ovom je krilu stražnji krak jednostavno okomiti oslonac. Tu je i jednostavna upravljačka ravnina, drugim riječima, preklop na šarkama na vrhu. Ovaj dizajn je lako reproducirati.
2. Drugo krilo ima krak u obliku slova C, koji ima ojačani glavni krak, bolje prilagođen za apsorpciju frontalnih opterećenja. Krilo je opremljeno središnjom šarkom, što smanjuje razmak, kao i otpor u odnosu na gornji zglob.
3. Treći profil ima lopaticu u obliku cijevi, obično su izrađene od plastičnih cijevi, zgodne su za izradu, ali ako cijevi nisu ravne ili uvijene, onda uvijanje krila može biti problem. Djelomično se problem može riješiti korištenjem dodatne cijevi u obliku slova D. Osim toga, letvica je izrađena od C - profila, što značajno povećava krutost krila. Šarka je zaobljeni profil s točkom zakretanja u središtu zaobljenog prednjeg ruba za smanjen razmak između šarki i za čiste rubove.
4. Četvrti profil ima potpuno uokvireni krak s okvirom i sprijeda i straga. Razmak ima istu značajku kao prethodni profil i istu kontrolnu ravninu. Ali ima obloge na vrhu i dnu kako bi sakrili prazninu.

Svi ovi dizajni krila tipični su za krakove i za stvaranje montažnih petlji za radio-upravljane zrakoplove. Ove izvedbe, bez iznimke, jedini su način tehničke izvedbe zakrilaca i krilaca, a mogu im se prilagoditi i razna druga rješenja.

C-oblik ili kutijasta lopatica?

Za svoju letjelicu sam odabrao drvenu gredu C-profila s jakim prednjim rubom i jednostavnu vertikalnu gredu. Cijelo krilo je obloženo balzom radi torzijske krutosti i estetike.

Drvo je odabrano umjesto plastičnih cijevi jer je zrakoplov dizajniran s unutarnjim kutom od 2 stupnja, a spoj plastičnih cijevi u središtu krila ne bi mogao dugo odoljeti opterećenjima pri savijanju. Profil lopatice u obliku slova C također je povoljniji od I-profila, budući da se za ugradnju u rešetku mora prorezati cijelom dužinom. Ova dodatna složenost ne dolazi nauštrb zamjetnog povećanja omjera snage i težine šparta. Box spar je također odbijen jer dodaje veliku težinu, međutim, nije ga tako teško izgraditi i jedan je od najboljih u smislu snage. Jednostavan vertikalni krak u kombinaciji s radome bio je izbor dizajna krila kada je ostatak krila bio obložen i dovoljno čvrst bez ikakvog dodatnog oslonca.

• Spar. Nosač krila je dizajniran da apsorbira opterećenje savijanja od podizanja krila. Nije dizajniran da apsorbira torzijsku silu koju stvaraju aerodinamičke sile krila, već se opterećenje stavlja na kožu krila. Ovakva raspodjela opterećenja prikladna je za lagano i vrlo učinkovito utovar, jer svaki dio ima točno svoje mjesto.
• Krila krila su izrađena od lijevanog lipa dimenzija ¼ x ½ x 24''. Za materijal je odabrana lipa jer se lako obrađuje i ima dobru čvrstoću za svoju težinu. Osim toga, lakoća nabave šipki prave veličine u specijaliziranim prodavaonicama zadivljuje, jer nisam imao pri ruci stroj za obradu drveta za piljenje dasaka.
• Okvir krila je izrađen od 1/32" debelog vapnenog lima, koji je pričvršćen za krakove s gornje i donje strane. Takav okvir je neophodan jer dramatično poboljšava krutost i čvrstoću krila čak i pri vrlo maloj težini.
• Zadnji rub krila/stražnji krak izrađen je od 1/16” debelog balsa lima, koji pomaže u dodavanju torzijske krutosti, kao i ujednačavanju rebara krila i pričvršćivanju upravljačkih ravnina na stražnji dio rebara.

Dizajn rebra s AutoCAD-om

Ispada da izrada rebara za trapezoidno krilo može biti inspirativna. Postoji nekoliko metoda: prva metoda se temelji na izrezivanju profila krila na šabloni, prvo za dio korijena, a zatim za vrh krila. Sastoji se od spajanja oba profila vijcima i crtanja svega ostalog na njima. Ova metoda je posebno dobra za izradu ravnih krila. Glavno ograničenje metode je da je prikladna samo za krila s blagim suženjem. Problemi nastaju zbog naglog povećanja kuta između aeroprofila sa značajnom razlikom između tetive vrha krila i tetive korijena krila. U tom slučaju, tijekom montaže, mogu nastati poteškoće zbog velikog otpada drva, oštrih kutova i rubova rebara, koje će trebati ukloniti. Stoga sam koristio vlastitu metodu: napravio sam svoje šablone za svako rebro, a zatim ih obradio kako bih dobio savršen oblik krila. Zadatak se pokazao težim nego što sam očekivao, budući da se uzorak korijenskog dijela drastično razlikovao od kraja, a svi profili između njih bili su kombinacija prethodna dva, uz torziju i rastezanje. Koristio sam Autodesk AutoCAD 2012 Student Addition kao svoj softver za dizajn jer sam jeo psa na njemu prilikom modeliranja RC modela zrakoplova u prošlosti. Dizajn rebara odvija se u nekoliko faza.

Sve počinje uvozom podataka. Najbrži način koji sam pronašao za uvoz aeroprofila (profili se mogu naći u bazama podataka aeroprofila UIUC) u AutoCAD je stvaranje Excel datoteke proračunske tablice sa stupcima koordinata točaka profila x i y. Jedina stvar koju treba još jednom provjeriti je odgovaraju li prva i zadnja točka jedna drugoj: dobivate li zatvorenu konturu. Zatim kopirajte primljeni natrag u txt datoteku i spremite je. Nakon što to učinite, trebali biste se vratiti i istaknuti sve informacije o temi ako ste slučajno umetnuli naslove. AutoCAD zatim pokreće naredbu "spline" i "paste" kako bi označio prvu točku skice. Pritisnite "enter" do kraja procesa. Aeroprofil se uglavnom obrađuje na način da svaki akord postaje zaseban element, što je vrlo pogodno za promjenu ljestvice i geometrije.

Crtanje i međusobno slaganje profila u skladu s planom. Prednji rub i krakovi moraju biti pažljivo obrađeni na ispravnu veličinu, imajući na umu debljinu kože. Na crtežu, dakle, krakove treba nacrtati uže nego što zapravo jesu. Poželjno je da krakovi i prednji rub budu viši nego što zapravo jesu, kako bi uzorak legao ravnomjernije. Također, žljebovi na letvicama trebaju biti smješteni na način da preostali dio kraka stane u rebra, ali ostaje četvrtast.

Slika prikazuje glavne aeroprofile prije nego što se razdvoje na međuprofile.

Spar i spoj prednjeg ruba s njime su međusobno spojeni kako bi se kasnije mogli isključiti iz konstrukcije.

Aeroprofili su međusobno spojeni kako bi tvorili oblik krila s vidljivim krakom i prednjim rubom.

Spar i prednji rub uklanjaju se operacijom "oduzimanja", prikazan je ostatak krila.

Krilo je nacrtano pomoću funkcija "solidedit" i "shell". Zatim se redom izdvajaju ravnine korijenskog dijela krila i završetka, uklanjaju se i dobiva se koža krila. Stoga je unutarnji dio kože krila osnova za rebra.

Pomoću funkcije "presječna ravnina" formiraju se skice svakog profila.

Nakon toga, pod naredbom "presjek ravnina" odabire se izrada presjeka. Ovom naredbom mogu se prikazati kreirani profili na svim točkama profila. Kako biste lakše poravnali rebra krila, preporučujem stvaranje vodoravne linije na svakom dijelu od zadnjeg ruba krila do prednjeg ruba. Ovo će pravilno poravnati krilo, ako je izgrađeno s uvijanjem, kao i učiniti ga ravnim.

Budući da su ovi predlošci zapravo stvoreni imajući na umu kožu krila, unutarnja linija profila je ispravna linija za izgradnju rebara.

Sada kada su sva rebra označena naredbom "text", spremna su za ispis. Na svaku stranicu s rebrima postavio sam shematsku kutiju s platformom dostupnom za ispis na pisaču. Mala rebra mogu se ispisati na debelom papiru, dok se velika aeroprofila mogu tiskati na običnom papiru, koji se potom ojačava prije rezanja.

Kompletan set dijelova

Nakon projektiranja krila, analize i odabira svih dijelova potrebnih za izradu modela zrakoplova, napravljen je popis svega potrebnog za konstrukciju.

Cilj

Istražite strujanje oko profila krila ne uzimajući u obzir njegov raspon, t.j. krila beskonačnog raspona. Saznajte kako se uzorak strujanja oko profila mijenja s promjenom napadnog kuta. Studija se provodi za tri načina - podzvučno polijetanje i slijetanje, podzvučno krstarenje i nadzvučni letovi. Odredite silu uzgona i otpora koja djeluje na krilo. Konstruirajte polarno krilo.

kratka teorija

Profil krila- presjek krila ravninom paralelnom s ravninom simetrije zrakoplova (presjek A-A). Ponekad se pod profilom podrazumijeva presjek okomit na prednji ili zadnji rub krila (presjek B-B).

Akord profila b - segment koji povezuje najudaljenije točke profila.

Raspon krila l je udaljenost između ravnina paralelnih s ravninom simetrije i dodirujući krajeve krila.

Središnji (korijenski) akordb 0 je tetiva u ravnini simetrije.

krajnji akordb K - akord u završnom dijelu.

Kut zamaha prednjeg rubaχ PC je kut između tangente na liniju prednjeg ruba i ravnine okomite na središnju tetivu.

Kao što je navedeno u prethodnom radu, ukupna aerodinamička sila Rširi u silu dizanja Y i sila otpora x:

Sila dizanja i sila otpora određuju se sličnim formulama:

gdje C Y i S x su koeficijenti uzgona i otpora;

ρ – gustoća zraka;

V je brzina tijela u odnosu na zrak;

S je učinkovita površina tijela.

Istraživanja se obično ne odnose na same sile Y i x, te s njihovim koeficijentima C Y i C x .

Zamislite strujanje zraka oko tanke ploče:

Ako je ploča postavljena duž toka (napadni kut je nula), tada će protok biti simetričan. U tom slučaju ploča i sila dizanja ne odbijaju protok zraka Y jednaka nuli. Otpornost x minimalno, ali ne i nula. Nastat će ga sile trenja molekula zraka o površini ploče. Ukupna aerodinamička sila R minimalna je i podudara se sa silom otpora x.

Počnimo postupno skretati ploču. Zbog kosog toka odmah se pojavljuje lift Y. Otpornost x neznatno raste zbog povećanja poprečnog presjeka ploče u odnosu na protok.

Kako se napadni kut postupno povećava, a nagib protoka povećava, raste i sila podizanja. Očito, raste i otpor. Ovdje treba napomenuti da pri niskim napadnim kutovima, podizanje raste mnogo brže od otpora.

Kako se kut napada povećava, struji zraka postaje teže strujati oko ploče. Sila dizanja, iako nastavlja rasti, ali sporije nego prije. Ali otpor raste sve brže i brže, postupno prestižući rast podizanja. Kao rezultat, ukupna aerodinamička sila R počinje se nasloniti.

A onda se iznenada slika dramatično mijenja. Zračne struje ne mogu glatko teći oko gornje površine ploče. Iza ploče nastaje snažan vrtlog. Lift naglo pada, a otpor raste. Ovaj fenomen u aerodinamici naziva se STALL. "Očupano" krilo prestaje biti krilo. Prestaje letjeti i počinje padati

Pokažimo ovisnost koeficijenata sile uzgona S Y i snage otpora S x iz napadnog ugla α na grafikonima.

Spojimo dobivena dva grafikona u jedan. Na osi apscise ucrtavamo vrijednosti koeficijenta otpora S x, a po y-osi - koeficijent sile podizanja S Y .

Dobivena krivulja naziva se WING POLAR - glavni graf koji karakterizira svojstva leta krila. Ucrtavanje na koordinatne osi vrijednosti koeficijenata uzgona C Y i otpor C x, ovaj grafikon prikazuje veličinu i smjer ukupne aerodinamičke sile R.

Ako pretpostavimo da se strujanje zraka kreće duž osi C x s lijeva na desno, a središte pritiska (točka primjene ukupne aerodinamičke sile) nalazi se u središtu koordinata, tada će za svaki od prethodno analiziranih napadnih kutova vektor ukupne aerodinamičke sile ići od ishodište do polarne točke koja odgovara zadanom napadnom kutu. Na polarnom se lako mogu označiti tri karakteristične točke i njihovi odgovarajući kutovi napada: kritični, ekonomski i najpovoljniji.

Kritični kut napada je napadni kut iznad kojeg dolazi do zastoja protoka. Pri čemu S Y maksimum i zrakoplov se može držati u zraku pri najmanjoj mogućoj brzini. Ovo je korisno prilikom slijetanja. Vidi točku (3) na crtežima.

Ekonomski kut napada je napadni kut pri kojem je aerodinamički otpor krila minimalan. Ako postavite krilo na ekonomski kut napada, tada će se moći kretati maksimalnom brzinom.

Najbolji napadni kut je napadni kut pri kojem je omjer koeficijenata uzgona i otpora C Y /C x maksimum. U ovom slučaju, kut odstupanja aerodinamičke sile od smjera strujanja zraka je maksimalan. Kada je krilo postavljeno na najpovoljniji kut napada, ono će letjeti najdalje.

Aerodinamička kvaliteta krila je omjer koeficijenata C Y /C x pri postavljanju krila na najpovoljniji napadni kut.

Radni nalog

Izbor profila krila:

Opsežna biblioteka profila zrakoplovstva nalazi se na web stranici Sveučilišta Illinois: http://aerospace.illinois.edu/m-selig/ads/coord_database.html

Ovdje je sastavljena baza od oko 1600 različitih profila krila. Svaki profil ima svoju sliku (u *.gif formatu) i tablicu koordinata za gornji i donji dio profila (u *.dat formatu). Baza podataka je slobodno dostupna i stalno se ažurira. Osim toga, ova stranica ima veze na druge biblioteke profila.

Odaberite bilo koji profil i preuzmite *.dat datoteku na svoje računalo.

Uređivanje *.dat datoteke s koordinatama profila:

Prije uvoza datoteke s koordinatama profila u SW, mora se ispraviti Microsoft Excel. Ali ako izravno otvorite ovu datoteku u Excelu, tada će sve koordinate biti u jednom stupcu.

Trebaju nam koordinate x i Y profili su bili u različitim stupcima.

Stoga prvo pokrećemo Excel, a zatim iz njega otvaramo našu *.dat datoteku. Na padajućem popisu odaberite "Sve datoteke". U čarobnjaku za tekst navodimo format podataka - znakom za razdvajanje "Razmak".

Sada x i Y koordinate svaka u svom stupcu:

Sada brišemo redak 1 s tekstom, redak 2 sa stranim podacima i prazan redak 3. Zatim gledamo sve koordinate i također brišemo prazne retke, ako ih ima.

Dodamo i treći stupac za koordinate Z. U ovom stupcu sve ćelije su ispunjene nulama.

I cijeli stol pomičemo ulijevo.

Uređena *.dat datoteka trebala bi izgledati otprilike ovako:

Spremite ovu datoteku kao tekstualnu datoteku (ograničeno tabulatorom).

Izrada profila u SW:

Kreirajte novi dio u SW.

Pokrenite naredbu "Krivulja kroz XYZ točke" na kartici "Elementi".

Otvorit će se prozor:

Kliknite OK i zalijepite krivulju profila krila u dokument.

Ako se pojavi upozorenje da se krivulja samopresijeca (to je moguće za neke profile), tada morate ručno urediti datoteku u Excelu kako biste eliminirali samopresijecanje.

Sada ovu krivulju treba pretvoriti u skicu. Da biste to učinili, stvorite skicu na prednjoj ravnini:

Pokrećemo naredbu "Transform Objects" na kartici "Sketch" i specificiramo našu krivulju profila kao element za transformaciju.

Budući da je izvorna krivulja vrlo mala (tetiva profila je samo 1 mm!), tada pomoću naredbe "Scale objects" povećavamo profil za tisuću puta tako da vrijednosti aerodinamičkih sila manje-više odgovaraju prave.

Zatvorite skicu i upotrijebite naredbu Extruded Boss/Base za ekstrudiranje skice u čvrsti model duljine 1000 mm. Možete zapravo ekstrudirati na bilo koju duljinu, u svakom slučaju, riješit ćemo problem dvodimenzionalnog strujanja.

Puhanje profila u modulu simulacije protoka:

Dobiveni aeroprofil potrebno je puhati u tri brzine: podzvučno uzlijetanje i slijetanje (50 m/s), podzvučno krstarenje (250 m/s) i nadzvučno (500 m/s) pod različitim kutovima napada: -5°, 0°, 10°, 20°, 30°, 40°.

U tom slučaju potrebno je izraditi slike presjeka za svaki slučaj i odrediti sile podizanja i otpora koje djeluju na aeroprofil.

Stoga je potrebno 18 puta izvršiti izračun u Simulaciji protoka i popuniti sljedeću tablicu:

Rotacija krila u SW vrši se pomoću naredbe Premjesti/Kopiraj tijela.

Uobičajeni parametri projekta su: vrsta problema (vanjski bez uzimanja u obzir zatvorenih šupljina), vrsta fluidnog medija (zrak, laminarno i turbulentno strujanje, visoki Machovi brojevi za nadzvučni način), brzina u smjeru osi x V x= 50, 250 i 500 m/s. Ostali parametri su ostavljeni kao zadani.

U svojstvima računske domene navedite vrstu problema - 2D modeliranje.

Navedite svrha obračuna- površno, stavljamo oznake za prosječne brzine prema x i Y, kao i za snage x i Y.

Zaključno, izgrađeno je 6 grafova - ovisnosti sile dizanja Y i snage otpora x iz napadnog ugla α , kao i 3 krilna polara.

Kontrolna pitanja

Što je profil krila?

Koliki je kut napada?

Što je raspon krila?

Koja je razlika između krila konačnog raspona i krila beskonačnog raspona?

Što je krilni akord?

Koji su akordi na krilu?

Kako odrediti silu dizanja i otpora (formule)?

Kako izgledaju grafovi ovisnosti C Y i C x iz napadnog ugla α ?

Što je polarno krilo?

Koje su karakteristične točke na polari?

Koja je aerodinamička kvaliteta krila?

Ukupna aerodinamička sila i njezine projekcije

Prilikom proračuna glavne letne performanse zrakoplova, kao i njegove stabilnosti i upravljivosti, potrebno je poznavati sile i momente koji djeluju na zrakoplov.

Aerodinamičke sile koje djeluju na površinu zrakoplova (tlak i trenje) mogu se svesti na glavni vektor aerodinamičkih sila primijenjenih u središtu pritiska (slika 1.) i par sila čiji je moment jednak glavni moment aerodinamičkih sila u odnosu na središte mase zrakoplova.

Riža. 1. Ukupna aerodinamička sila i njezine projekcije u dvodimenzionalnom (planarnom) slučaju

Aerodinamička sila obično se postavlja projekcijama na osi koordinatnog sustava brzine (GOST 20058-80). U ovom slučaju, projekcija na os , uzet sa suprotnim predznakom zove se sila povlačenja , projekcija na os - aerodinamičko podizanje , projekcija osi - aerodinamička bočna sila . Te se sile mogu izraziti u vidu bezdimenzijskih koeficijenata otpora , sila dizanja i bočna sila , odnosno:

; ; ,

gdje je - glava brzine, N / m 2; - brzina zraka, m/s; r - gustoća mase zraka, kg/m 3 ; S- Površina krila zrakoplova, m 2. Glavne aerodinamičke karakteristike također uključuju aerodinamičku kvalitetu

.

Aerodinamičke karakteristike krila , , ovise o geometrijskim parametrima aeroprofila i krila, orijentaciji krila u strujanju (napadni kut a i proklizavanje b), parametrima sličnosti (Reynoldsovi brojevi Re i Mach ), visini leta H, kao i drugi parametri . Machovi i Reynoldsovi brojevi su bezdimenzionalne veličine i definirani su izrazima

gdje a brzina zvuka, n kinematički koeficijent viskoznosti zraka u m 2 /s, karakteristična veličina (u pravilu, , gdje je prosječna aerodinamička tetiva krila). Ponekad se koriste jednostavnije, približne metode za određivanje aerodinamičke karakteristike zrakoplova. Zrakoplov se smatra skupom zasebnih dijelova: krila, trup, perje, gondole motora itd. Određuju se sile i momenti koji djeluju na svaki pojedini dio. U ovom slučaju koriste se dobro poznati rezultati analitičkih, numeričkih i eksperimentalnih studija. Sile i momenti koji djeluju na zrakoplov nalaze se kao zbroj odgovarajućih sila i momenata koji djeluju na svaki njegov dio, uzimajući u obzir njihov međusobni utjecaj.

Prema predloženoj metodi, proračun aerodinamičkih karakteristika krila provodi se ako se daju neke geometrijske i aerodinamičke karakteristike profila krila.

Izbor profila krila

Glavne geometrijske karakteristike profila postavljaju sljedeći parametri. Tetiva profila je odsječak ravne linije spojen dvjema najudaljenijim točkama profila. Akord dijeli profil na dva dijela: gornji i donji. Najveći segment okomit na tetivu, zatvoren između gornje i donje konture profila, naziva se debljina profila c (slika 2). Linija koja povezuje središnje točke segmenata okomitih na tetivu i zatvorena između gornje i donje konture profila naziva se srednja linija . Najveći segment okomit na tetivu, zatvoren između tetive i srednje linije profila, naziva se zakrivljenost profila f . Ako je , tada se profil poziva simetrično .

Riža. 2. Profil krila

b- akord profila; c- debljina profila; f- zakrivljenost profila; - koordinata maksimalne debljine; - koordinata maksimalne zakrivljenosti

Debljina c i zakrivljenost profila f, kao i koordinate i , u pravilu se mjere u relativnim jedinicama , , , ili kao postotak , , , .

Izbor profila krila vezan je uz zadovoljstvo različite zahtjeve nametnuti zrakoplovu (osiguranje potrebnog dometa leta, visoke učinkovitosti goriva, brzine krstarenja, osiguranja sigurnih uvjeta za polijetanje i slijetanje i sl.). Dakle, kod lakih zrakoplova s ​​pojednostavljenom mehanizacijom krila posebnu pozornost treba posvetiti osiguravanju maksimalne vrijednosti koeficijenta uzgona, posebno tijekom polijetanja i slijetanja. U pravilu takvi zrakoplovi imaju krilo s velikom relativnom debljinom profila % = 12 ¸ 15 %.

Za zrakoplove velikog dometa s velikim podzvučnim brzinama leta, kod kojih se povećanje režima polijetanja i slijetanja postiže mehanizacijom krila, naglasak je na postizanju najbolja izvedba u načinu krstarenja, posebno za osiguranje načina rada.

Za spore zrakoplove izbor profila vrši se iz serije standardnih (konvencionalnih) NACA ili TsAGI aeroprofila, koji se po potrebi mogu modificirati u fazi idejnog projekta zrakoplova.

Tako se NACA profili s četveroznamenkastim oznakama mogu koristiti na lakim trenažnim zrakoplovima, odnosno za krajnje dijelove krila i repa. Na primjer, profili NACA2412 (relativna debljina % = 12 %, koordinata maksimalne debljine % = 30 %, relativna zakrivljenost % = 2 %, koordinata maksimalne zakrivljenosti % = 40 %) i NACA4412 ( % = 12 %, % = 30 %, % = 4%, % = 40%) imaju prilično visoku vrijednost i glatke karakteristike zastoja u području kritičnog kuta napada.

Petocifreni NACA profili (serija 230) imaju najveći porast od svih standardnih serija, ali su njihove karakteristike stajanja manje povoljne.

NACA profili sa šesteroznamenkastim oznakama ("laminarni") imaju niski otpor profila u uskom rasponu vrijednosti koeficijenta. Ovi profili su vrlo osjetljivi na hrapavost površine, prljavštinu, nakupljanje.

Klasični (konvencionalni) aeroprofili koji se koriste na zrakoplovima s malim podzvučnim brzinama odlikuju se dovoljno velikim lokalnim perturbacijama (pražnjenjima) na gornjoj površini i, sukladno tome, malim vrijednostima kritičnog Machovog broja. Kritični Machov broj je važan parametar koji određuje veličinu otpora zrakoplova (pri >, na površini zrakoplova pojavljuju se područja lokalnih nadzvučnih struja i dodatnog otpora valova).

Aktivna potraga za načinima povećanja brzine krstarenja (bez povećanja otpora zrakoplova) dovela je do potrebe iznalaženja načina za daljnje povećanje u usporedbi s klasičnim profilima brzine. Ovaj način povećanja je smanjenje zakrivljenosti gornje plohe, što dovodi do smanjenja smetnji na značajnom dijelu gornje površine. S malom zakrivljenošću gornje površine superkritičnog aeroprofila, udio sile podizanja koju stvara opada. Kako bi se kompenzirala ova pojava, repni dio profila se podrezuje glatkim savijanjem prema dolje (efekt "zaklopa"). U tom smislu, prosječna linija superkritičnih profila ima karakteristiku S- figurativni pogled, sa prema dolje zavoj repnog dijela. Za superkritične profile u pravilu je tipična prisutnost negativne zakrivljenosti u nosu profila. Konkretno, na aeromitingu MAKS 2007, izložba Tupoljev OJSC predstavila je maketu zrakoplova TU-204-100SM sa skraćenim krilom, što omogućuje dobivanje predodžbe o geometrijskim karakteristikama profila u korijenskom dijelu krila. Na donjoj fotografiji (Sl. 3.) možete vidjeti da profil ima “trbuh” i prilično ravan gornji dio, karakterističan za superkritične profile. Superkritični profili, u usporedbi s konvencionalnim profilima brzine, dopuštaju povećanje od približno = 0,05 ¸ 0,12 ili povećanje debljine za % = 2,5 ¸ 5%. Korištenje zadebljanih profila omogućuje povećanje produljenja l krila za = 2,5 ¸ 3 ili smanjenje kuta zamaha c krila za približno = 5 ¸ 10° uz zadržavanje vrijednosti .

Riža. 3. Profil krila zrakoplova TU-204-100SM

Korištenje superkritičnih aeroprofila u rasporedu zakretnih krila jedan je od glavnih pravaca za poboljšanje aerodinamike suvremenog transporta i putnički zrakoplov.

Treba napomenuti da su uz nedvojbenu prednost superkritičnih aeroprofila u odnosu na konvencionalne aeroprofile, neki od njihovih nedostataka povećanje koeficijenta momenta zarona i tanak rep aeroprofila.

Osnovne geometrijske i aerodinamičke karakteristike krila konačnog raspona

Tijekom posljednjih 30 ¸ 40 godina, glavni tip krila za podzvučne zrakoplove na duge udaljenosti bio je zamašeno (c = 30 ¸ 35°) krilo s produžetkom, izrađeno od h = 3 ¸ 4. Obećavajući putnički zrakoplov predstavljen na zrakoplovnom sajmu ²MAKS - 2007² (Tu - 334, Sukhoy Superjet 100) imao je omjer širine i visine od . Napredak u povećanju omjera krila postignut je uglavnom korištenjem kompozitnih materijala u strukturi krila.

Riža. 4. Jednostruko krilo

Presjek krila u ravnini simetrije naziva se korijenski profil , a njezin akord je korijen ; na krajevima krila, tj. krajnji profil i terminalni akord . Udaljenost od jednog krajnjeg profila do drugog naziva se raspon krila . Profil tetive krila može varirati duž njegovog raspona. Omjer korijenskog i završnog akorda naziva se sužavanje krila h. Relacija se zove produžetak krila . Ovdje S- površina projekcije krila na ravninu okomitu na ravninu simetrije krila i koja sadrži korijensku tetivu. Ako se tijekom leta krajevi otklone u odnosu na korijenski dio, govore o tome zamah krila . Na sl. 4 prikazuje kut između okomice na ravninu simetrije i prednjeg ruba krila koji definira pomesti duž prednjeg ruba . Također govore o kutu trailing edge sweep , ali najvažniji je kut (ili samo c) povucite duž linije fokusa , tj. duž linije koja povezuje žarišta profila krila duž njegovog raspona. S nultim zamahom duž linije žarišta krila s nenultim konusom, rubovi krila nisu okomiti na ravninu simetrije krila. Međutim, općenito je prihvaćeno da se radi o ravnom, a ne zamašenom krilu. Ako su krajevi krila odmaknuti natrag u odnosu na korijenski dio, onda kažu o pozitivnom zamahu , ako naprijed - o negativan . Ako vodeći i zadnji rub krila nemaju pregibe, tada se zamah ne mijenja duž raspona. Inače, sweep može promijeniti svoje značenje, pa čak i znak.

Moderna zakretna krila s kutom zamaha c= 35° podzvučnog zrakoplova na duge udaljenosti dizajnirana za brzine krstarenja koje odgovaraju = 0,83 ¸ 0,85, imaju prosječnu relativnu debljinu krila % = 10 ¸ 11%, a superkritična krila s kutom zamaha c = 28 ¸ 30° (za napredne zrakoplove) oko % = 11 ¸ 12%. Raspodjela debljine duž raspona krila određuje se iz uvjeta za realizaciju zadanog korisnog volumena i minimalnog valnog otpora. Kako bi se ostvario učinak klizanja u bočnim dijelovima zakretnih krila, koriste se profili s "prednjijim" položajem točke najveće debljine u odnosu na ostatak krila.

Ako se ne nalaze u istoj ravnini, tada krilo ima geometrijski zavoj (slika 6.), koji karakterizira kut j.

Riža. 6. Završni i korijenski profili krila u prisutnosti geometrijskog uvijanja

Studije aerodinamičkih modela zrakoplova pokazale su da korištenje superkritičnih aeroprofila u kombinaciji s geometrijskim uvijanjem omogućuje postizanje . U ovom radu koristimo se aproksimativnom metodom za određivanje aerodinamičkih karakteristika krila temeljenom na korištenju eksperimentalnih podataka. Proračun aerodinamičkih koeficijenata i krila provodi se u nekoliko faza. Početni podaci za proračun su neke geometrijske i aerodinamičke karakteristike profila. Ti se podaci mogu uzeti, posebice, iz atlasa profila.

Na temelju rezultata izračuna aerodinamičkih koeficijenata konstruira se ovisnost i polarna ovisnost . Tipičan oblik ovih ovisnosti za male podzvučne brzine prikazan je na sl. 7 i sl. osam.

Klasični profil krila izgleda ovako

Najveća debljina nalazi se na oko 40% tetive.

Srednja linija se mijenja na ovaj način otprilike.

Takvi profili počeli su se nazivati ​​superkritičnim (superkritičnim). Vrlo brzo su evoluirali u superkritične profile 2. generacije - prednji dio se približavao simetričnoj, a podrezivanje je pojačano.

Pomicanje srednjeg dijela profila prema dolje donijelo bi dodatni napredak u brzini.

ali daljnji razvoj zastao u tom smjeru - još jače podrezivanje učinilo je zadnji rub pretanak u smislu čvrstoće. Još jedan nedostatak superkritičnog krila 2. generacije bio je trenutak zarona, kojemu je trebalo parirati opterećenjem na horizontalnom repu.

Odlučili smo: budući da ne možete rezati odostraga, morate rezati s prednje strane.

Rezultat je napisan:

"Kao što razumijete, ovaj zadatak je bio briljantno riješen. A rješenje je bilo genijalno koliko i jednostavno - primijenili su obrezivanje u prednjem donjem dijelu krila i smanjili ga u stražnjem dijelu. Ova ideja je otklonila oba problema odjednom (zaron i čvrstoća), uz zadržavanje svih prednosti nadkritičnog profila.

Sada inženjeri imaju izravnu priliku povećati brzinu leta za više od 10% bez povećanja snage motora, ili povećati snagu krila bez povećanja njegove mase.