Egenskaper hos den s-formade vingprofilen. Flygplansvingprofil: typer, tekniska och aerodynamiska egenskaper, beräkningsmetod och maximal lyftkraft. Total aerodynamisk kraft och dess projektioner

Jag uppmärksammar dig på en artikel från materialcykeln för att hjälpa amatördesigners av ALS. Vetenskaplig konsult - Professor vid avdelningen för flygteknik vid Moskvas luftfartsinstitut, doktor i tekniska vetenskaper, pristagare av statens pris A.A. Badyagin. Artikeln publicerades i tidskriften "Wings of the Motherland" #2 för 1987.

Varför, frågar du, behöver vi en artikel om en profil för ultralätta flygplan? Jag svarar - tankarna som uttrycks i den här artikeln är direkt tillämpliga i flygplansmodellering - hastigheterna är jämförbara, och följaktligen inställningen till design.

Den bästa profilen

Flygplansdesign börjar vanligtvis med valet av vingprofilen. Efter att ha suttit i en vecka eller två över kataloger och atlaser, utan att helt förstå dem, på inrådan av en vän, väljer han den lämpligaste och bygger ett flygplan som flyger bra. Den valda profilen deklareras som den bästa. En annan amatör väljer en helt annan profil på samma sätt och hans flygplan flyger bra. Vid den tredje lyfter planet knappt från marken, och till en början anses den till synes mest fördelaktiga vingprofilen inte längre vara lämplig.

Uppenbarligen beror inte allt på profilkonfigurationen. Låt oss försöka lista ut det. Låt oss jämföra två vingar med helt olika profiler, till exempel med den symmetriska Yak-55 och asymmetriska Clark YH - Yak-50. Låt oss definiera flera villkor för jämförelse. För det första: vingar med olika profiler måste ha ett bildförhållande (l).

l = I2/S,
där I är spännvidden, S är området.

För det andra: eftersom vinkeln för nolllyft vid den symmetriska bärytan är lika med 00, kommer vi att förskjuta dess polar (se fig. 1) till vänster, vilket fysiskt kommer att motsvara installationen av vingen på ett flygplan med någon positiv stavningsvinkel .

När man nu tittar på grafen kan man enkelt dra en viktig slutsats: i intervallet för anfallsvinklarna är vingens egenskaper praktiskt taget oberoende av profilformen. Naturligtvis pratar vi om strömlinjeformade bärplan som inte har zoner med intensiv flödesseparation i intervallet för flygvinklar för attack. Vingens egenskaper kan dock påverkas avsevärt genom att öka bildförhållandet. Som jämförelse visar graf 1 vingpolärer med samma profiler, men med ett bildförhållande på 10. Som du kan se gick de mycket brantare eller, som man säger, CU-derivatan med avseende på a blev högre (CU är vingen lyftkoefficient, a är anfallsvinkeln). Detta innebär att med en ökning av töjningen vid samma anfallsvinklar med praktiskt taget samma luftmotståndskoefficienter Cx kan högre lageregenskaper erhållas.

Låt oss nu prata om vad som beror på profilens form.

För det första har profilerna olika maximal lyftkoefficient CU max. Så för symmetriska vingar är vingens lyftkoefficient 1,2 - 1,4, vanliga asymmetriska med en konvex nedre yta kan ha - upp till 1,8, med en stark konkavitet av den nedre ytan når den ibland 2. Det måste dock kom ihåg att profiler med mycket hög CU max vanligtvis har hög Cx och mz - longitudinell momentkoefficient. För att balansera ett flygplan med en sådan profil måste stjärtenheten utveckla mycket kraft. Som ett resultat ökar dess aerodynamiska motstånd, och den totala vinsten som erhålls på grund av den höga lagerprofilen reduceras avsevärt.

CU max påverkar endast den lägsta flyghastigheten - stall. Det avgör till stor del enkelheten i tekniken för att styra bilen. Men påverkan av CU max på stallhastigheten manifesteras märkbart vid höga specifika belastningar på vingen G/S (G är flygplanets vikt). Samtidigt, under belastningar som är typiska för amatörflygplan, det vill säga 30 - 40 kg / m2, är en stor CU max inte signifikant. Så ökningen från 1,2 till 1,6 på ett amatörflygplan kan minska stallhastigheten med högst 10 km/h.

För det andra påverkar profilens form avsevärt flygplanets beteende vid höga anfallsvinklar, det vill säga vid låga hastigheter under landningsinflygning, i händelse av oavsiktlig "dra handtaget mot sig självt". Samtidigt, för tunna profiler med en relativt vass tå, är ett skarpt stopp av flödet karakteristiskt, vilket åtföljs av en snabb förlust av lyft och ett skarpt stall av flygplanet i en snurr eller på näsan. Tjockare med trubbig tå kännetecknas av ett "mjukt avbrott" med ett långsamt fall i lyftet. Samtidigt har piloten alltid tid att förstå att han är i ett farligt läge och föra bilen till lägre anfallsvinklar och ge handtaget bort från honom. Ett skarpt stall är särskilt farligt om vingen har en avsmalning i plan och en tunnare profil i änden av vingen. I det här fallet uppstår flödesstoppet asymmetriskt, flygplanet faller plötsligt på vingen och går i en snurr. Det är denna karaktär som dyker upp i Yak-50 och Yak-52 flygplan, som har en mycket tunn profil i slutet av en kraftigt avsmalnande vinge (9% i slutet och 14,5% vid roten) med en mycket vass tå - Clark YH. Här avslöjas en viktig egenskap hos profilerna: de tunnare har lägre Cy max och lägre kritiska anfallsvinklar, det vill säga vinklarna vid vilka flödet stannar.

Vingar med konstant relativ profiltjocklek längs spännvidden har mycket bättre stallegenskaper. Till exempel sänker Yak-55 med en måttligt avsmalnande vinge med en konstant 18 % profil längs spännvidden med en trubbig tå, när den når höga anfallsvinklar, mjukt näsan och går in i ett dyk, eftersom flödesstoppet inträffar vid vingens rot, vilket inte skapar krängningsmoment. För att få ett rotstall är det bättre om vingen inte har någon avsmalning alls. Det är dessa vingar som är installerade på de flesta flygplan i den inledande utbildningen. Ett tidigt rotstopp kan också orsakas av att man installerar ett bräddavlopp på vingen, visat i fig. 2. I detta fall får rotprofilen en mindre relativ tjocklek och "mindre bärande form". Installationen av ett sådant tillflöde på den experimentella Yak-50 förändrade en gång avsevärt karaktären på planets stall: när det nådde höga anfallsvinklar föll det inte längre på vingen, utan sänkte näsan och gick in i ett dyk.

Den tredje parametern, som i huvudsak beror på profilens form, är motståndskoefficienten Cx. Men som praktiken av amatörflygplanskonstruktion visar, påverkar dess minskning på ett amatörflygplan med en specifik belastning på 30-40 kg / m2, med en maximal hastighet på 200-250 km / h, praktiskt taget inte flygegenskaperna. I detta hastighetsområde påverkas flygdata praktiskt taget inte av icke-infällbara landningsställ, fjäderben, hängslen etc. Även den aerodynamiska kvaliteten hos ett segelflygplan beror främst på vingförlängningen. Och endast på nivån av aerodynamisk kvalitet på 20-25 och l mer än 15 på grund av valet av profilen, kan kvaliteten ökas med 30-40%. På ett amatörflygplan med en kvalitet på 10-12, på grund av den mest framgångsrika profilen, kan kvaliteten ökas med högst 5-10%. Det är mycket lättare att uppnå en sådan ökning, om det behövs, genom att välja vinggeometrin i planen. Notera ytterligare en funktion: i hastighetsintervallet för amatörflygplan har en ökning av den relativa tjockleken på bärytan upp till 18-20% praktiskt taget ingen effekt på vingens aerodynamiska motstånd, samtidigt som lyftkoefficienten av vingen ökar märkbart.

Som ni vet kan en betydande ökning av vinglageregenskaperna uppnås genom användning av klaffar. Det bör noteras en egenskap hos vingar med klaffar: när de avböjs beror CU max lite på vilken CU max som hade den ursprungliga profilen, och bestäms i praktiken endast av typen av klaff som används. Det enklaste, mest använda på utländska lättmotorflygplan och dess egenskaper visas i fig. 3.

Samma klaffar används på vår amatör P. Almurzins flygplan. Slitsade, dubbelslitsade och upphängda flikar är mer effektiva. I fig. 4 visar den enklaste av dem och används därför oftare.

CU max med enkelslits klaff kan nå 2,3-2,4 och med dubbelslits klaff - 2,6 - 2,7. I många läroböcker i aerodynamik ges metoder för geometrisk konstruktion av formen på slitsen. Men praxis visar att det teoretiskt beräknade gapet fortfarande behöver finjusteras och finjusteras i vindtunneln, beroende på profilens specifika geometri, vingform etc. I det här fallet fungerar spåret antingen, vilket förbättrar klaffegenskaperna, eller fungerar inte alls, och sannolikheten att det teoretiskt sett, utan att blåsa, är möjligt att beräkna och välja den enda möjliga spårformen är extremt liten. Även professionell aerodynamik, och ännu mer amatörer, lyckas sällan med detta. Därför, i de flesta fall på amatörflygplan, har slitsarna på klaffarna och skevroden, även om de är det, ingen effekt, och en komplex slitsad klaff fungerar som den enklaste. Naturligtvis kan du prova dem på amatörenheter, men först bör du tänka igenom det noggrant och väga alla fördelar och nackdelar.

Och några till praktiskt råd, vilket kan vara användbart vid konstruktion av amatörflygplan. Det är önskvärt att bibehålla vingprofilen mycket noggrant från nosen till punkten med maximal tjocklek. Det är bra om denna del av vingen har en hård hud. Svansdelen kan täckas med en duk och, för att förenkla tekniken, till och med räta ut "under linjalen", som visas i fig. 5. Vingens böjda stjärtparti med ett linneöverdrag som hänger mellan revbenen är inte mer meningsfullt. Vingens bakkant behöver inte reduceras till en vass "kniv". Den kan ha en tjocklek på 10-15 mm, men inte mer än 1,5 % av kordan (se fig. 5). Detta påverkar inte vingens aerodynamiska egenskaper alls, men skevrornas effektivitet ökar något och förenklar tekniken och designen.

En viktig del av profilen är formen på skevstån. De vanligaste alternativen visas i figur 6.

Profilen som bildas av "parabola 100" används på skevroder och roder som har axiell aerodynamisk kompensation när nosen kommer in i strömmen, till exempel på Yak-55. En sådan "trubbad" form på nosen med ett mycket stort värde på axiell aerodynamisk kompensation (20% och mer) leder till en olinjär ökning av ansträngningarna på styrspaken när skevroder eller roder avböjs. Bäst i detta avseende är de "spetsiga" strumpor, som på Su-26.

Symmetriska vingprofiler används för impennaget. Roder, som skevroder, kan bildas av raka pilbågar med en trubbig bakkant. Svansen med en tunn platt profil, som på det amerikanska aerobatiska flygplanet "Pitts", "Laser" och andra, har tillräcklig effektivitet (se fig. 7).

Fjäderdräktens styvhet och styrka tillhandahålls av hängslen, det visar sig vara mycket lätt och strukturellt enkelt. Profilens relativa tjocklek är mindre än 5%. Med en sådan tjocklek beror fjäderdräktens egenskaper inte alls på profilens form.

Här är data om profilerna som är mest lämpade för amatörflygmaskiner. Naturligtvis är andra alternativ möjliga, men observera att de bästa egenskaperna i hastighetsområdet för amatörflygplan är 15-18% med en trubbig tå och med en maximal relativ tjocklek inom 25% av ackordet.

De rekommenderade profilerna har följande egenskaper: P-II och P-III utvecklades vid TsAGI. De har höga bärande egenskaper och bra egenskaper vid höga anfallsvinklar. De användes flitigt på 30-40-talet och används fortfarande idag.

NACA-23015 - de två sista siffrorna anger den relativa tjockleken i procent, den första är batchnumret. Profilen har ett tillräckligt högt Cy max vid lågt Cx, en låg longitudinell momentkoefficient Mz, som bestämmer små balanseringsförluster. Stallmönstret för flygplan med denna bäryta är "mjukt". NACA - 230 med en relativ tjocklek på 12 - 18% används på de flesta lätta motorer, inklusive amerikanska amatörflygplan.

NACA - 2418 - för hastigheter mindre än 200 - 250 km / h anses mer lönsamt än NACA - 230. Den används på många flygplan, inklusive den tjeckoslovakiska Zlins.

GAW är en superkritisk bäryta designad av den amerikanske aerodynamikern Whitcomb för lätta flygplan. Lönsam i hastigheter över 300 km/h. Den "skarpa" tån förutbestämmer ett skarpt avbrott vid höga anfallsvinklar, bakkanten "böjd" nedåt bidrar till en ökning av Su max.

"Kri-Kri" - laminerad glidplansprofil, utvecklad av den västtyska aerodynamikern Wortman och något modifierad av designern av "Kri-Kri" franska Colomban. Profilens relativa tjocklek är 21,7 %, vilket gör att höga lageregenskaper uppnås. Liksom GAW-1 kräver denna profil mycket hög teoretisk konturnoggrannhet och Hög kvalitet ytfinish på vingarna. Vi ger profilens koordinater i mm, omräknade av konstruktören till ackordet på vingen på Kri-Kri-flygplanet, lika med 480 mm.

P-52 är en modern profil utvecklad på TsAGI för lättmotoriga flygplan. Har en trubbig tå och en rak svans.

Yak-55 är en symmetrisk profil för aerobatiska sportflygplan. På vingen är den relativa tjockleken 12-18%, på fjäderdräkten - 15%. Flygplanets stallmönster är mycket "mjukt" och smidigt.

V-16 - fransk symmetrisk profil, har en hög Su max, används på sportflygplan KAP-21, "Extra-230" och andra.

Su-26 - 18%, Su-26 - 12% - speciella profiler för sport- och aerobatiska flygplan. Su-26-18% används i vingroten på Su-26, Su-26 - 12% - i vingspetsen och på svansen. Profilen har en "vass" tå, vilket minskar bäregenskaperna något, men gör att du kan uppnå en mycket känslig reaktion av maskinen på rodrens avböjning. Även om ett sådant flygplan är svårt att flyga för nybörjare, får erfarna idrottare förmågan att utföra figurer som är otillgängliga för flygplan med ett "mjukt" fördröjt svar på handtagets rörelse på grund av profilens trubbiga tå. Nedbrytningen av ett flygplan med en profil av typen Su-26 sker snabbt och abrupt, vilket är nödvändigt när man utför moderna korkskruvsfigurer. Den andra egenskapen är "kompressionen" i stjärtsektionen, vilket ökar skevrodens effektivitet.

Vingen på Su-26 har stora skevroder som upptar nästan hela bakkanten. Om vi ​​"slår" ner skevrons neutralläge (båda på en gång) med 10°, kommer Su max att öka med cirka 0,2, närmar sig Su max för en bra asymmetrisk profil. Samtidigt ökar Cx praktiskt taget inte, och den aerodynamiska kvaliteten minskar inte, detsamma observeras på andra symmetriska bärytor. Detta är grunden för användningen av skevroder, kinematiskt kopplade till hissen, som utför funktionerna för både skevroder och klaffar samtidigt, som klaffarna på en linjemodell.

Ett av de viktiga stegen i konstruktionen av en flygplansmodell är beräkningen och designen av vingarna. För att korrekt designa en vinge måste flera punkter beaktas: välj rätt rot- och ändprofiler, välj dem korrekt baserat på de belastningar som de ger, och designa också de mellanliggande bärytorna korrekt.

Var börjar vingdesignen?

I början av bygget gjordes en preliminär skiss i full storlek av flygplanet på kalkerpapper. Under detta skede bestämde jag mig för modellens skala och vingspann.

Bestämning av omfattning

När det preliminära vingspannet väl var godkänt var det dags att bestämma vikten. Denna del av beräkningen var av särskild betydelse. Den ursprungliga planen inkluderade ett vingspann på 115 cm, men preliminära beräkningar tydde på att belastningen på vingarna skulle bli för hög. Så jag skalade ner modellen till en spännvidd på 147 cm, exklusive vingspetsarna. Denna design visade sig vara mer lämplig ur teknisk synvinkel. Efter beräkningen återstår det för mig att göra en vikttabell med vikternas värden. Jag lade också till medelvärdena för hudvikten i min tabell, till exempel bestämdes vikten av flygplanets balsaskinn av mig som produkten av vingområdet med två (för botten och toppen av vingen ) med vikten av en kvadratmeter balsa. Detsamma gjordes för svansen och hissarna. Flygkroppsvikten erhölls genom att multiplicera arean på sidan och toppen av flygkroppen med två och med densiteten av en kvadratmeter balsa.

Som ett resultat fick jag följande data:

• Linden, 24 oz per kubiktum
• Balsa 1/32 '', 42 oz per kvadrattum
• Balsa 1/16 '' 85 oz per kvadrattum

Hållbarhet

Efter att ha bestämt vikten beräknades stabilitetsparametrar för att säkerställa att flygplanet skulle vara stabilt och att alla delar skulle vara av tillräcklig storlek.

För en stabil flygning var det nödvändigt att tillhandahålla flera villkor:

1. Det första kriteriet är medelvärdet för aerodynamisk korda (MAX). Det kan hittas geometriskt genom att lägga till slutackordet till grundackordet på båda sidor och grundackordet till slutackordet på båda sidor, och sedan ansluta extrema punkter tillsammans. Vid skärningspunkten kommer mitten av MAR att finnas.
2. Vingens aerodynamiska fokus är 0,25 av MAR-värdet.
3. Detta centrum måste finnas för både flyglarna och hissarna.
4. Därefter bestäms flygplanets neutralpunkt: den visar flygplanets tyngdpunkt och beräknas även tillsammans med tryckcentrum (lyftcentrum).
5. Därefter definieras en statisk gräns. Detta kriterium utvärderar ett flygplans stabilitet: ju högre det är, desto större stabilitet. Men ju stabilare flygplanet är, desto mer manövrerbart och mindre kontrollerbart är det. Å andra sidan kan man inte flyga på ett plan som är för instabilt. Medelvärdet för denna parameter är från 5 till 15 %
6. Även fjäderdräktsförhållanden beräknas. Dessa koefficienter används för att jämföra hissens aerodynamiska effektivitet genom förhållandet mellan dimensioner och avstånd till vingen.
7. Det vertikala svansförhållandet är vanligtvis mellan 0,35 och 0,8
8. Det horisontella svansförhållandet är vanligtvis mellan 0,02 och 0,05

Att välja rätt bäryta

Att välja rätt profil avgör det korrekta flygplanets beteende i luften. Nedan finns en länk till ett enkelt och prisvärt verktyg för att kontrollera bärytor. Som utgångspunkt för val av aerofoils valde jag konceptet att kordalängden vid vingspetsen är halva kordans längd vid roten. Den bästa lösningen jag hittade för att undvika att vingen stannade var att avsmalna vingen abrupt vid spetsen utan att kunna behålla kontrollen över flygplanet tills det nådde en tillräcklig hastighet. Detta uppnådde jag genom att vrida ner vingen i spetsen och genom noggrant val av rot- och ändprofiler.

Vid roten valde jag S8036 aerofoil med en vingtjocklek på 16% av kordlängden. Denna tjocklek gjorde det möjligt att lägga en runda med tillräcklig styrka, såväl som ett infällbart landställ inuti vingen. För änddelen valdes profilen - S8037, som också har en tjocklek på 16% av kordans tjocklek. En sådan vinge kommer att stanna vid en hög lyftkoefficient, såväl som vid en högre anfallsvinkel än S8036 med samma Reynolds-nummer (denna term används för att jämföra profiler av olika storlekar: ju större Reynolds-tal, desto större ackord ). Det betyder att med samma Reynolds-nummer vid roten av vingen kommer stallningen att ske snabbare än vid spetsen, men kontrollen över kontrollen kommer att finnas kvar. Men även om grundens ackordslängd är dubbelt så lång som slutackordet, har den ett Reynoldsnummer två gånger, och en ökning av numret kommer att fördröja stallningen. Därför vände jag ner vingspetsen, så att den bara går i stall efter roten.

Airfoil Resurs: airfoiltools.com

Teori om grunderna i vingdesign

Vingstrukturen måste ge tillräcklig lyftkraft för flygplanets vikt och de extra påfrestningar som är förknippade med manövrering. Detta uppnås främst genom användning av en mittbalk som har två bälten, en övre och en nedre, en ram och en tunn hud. Trots att vingens ram är tunn ger den vingarna tillräcklig böjhållfasthet. Dessutom inkluderar konstruktionen ofta ytterligare sidobalkar för att minska motståndet i framkanten av bakkanten. De klarar av både böjbelastningar och ökad vridstyvhet. Slutligen kan den främre kanten skjutas tillbaka bakom rundan för att bilda en sluten tvärgående ram, kallad D-formad, och tjänar till att absorbera vridningsbelastningar. Figuren visar de vanligaste profilerna.

1. Den övre vingen har en I-balk med ramen i mitten och en framkant med ett skinn som kallas D-rör. D-rör möjliggör ökad vridstyvhet och kan läggas till alla andra sidobalkskonstruktioner, och kan även förlängas till bakkanten för att skapa en helväggig vinge. För denna vinge är den bakre rundbalken helt enkelt ett vertikalt stöd. Det finns även ett enkelt styrplan, med andra ord en klaff som är gångjärnsförsedd upptill. Denna design är lätt att reproducera.
2. Den andra vingen har en C-spar, som har en förstärkt huvudbalk som är bättre lämpad för frontal belastning. Vingen är utrustad med en central pivot som minskar gapet samt drag jämfört med den övre pivoten.
3. Den tredje profilen har en ring i form av ett rör, dessa är vanligtvis gjorda av plaströr, de är bekväma att göra, men om rören är indirekta eller vridna, kan vridning av vingen bli ett problem. En del av problemet kan lösas genom att använda ett extra D-format rör. Dessutom är sparren gjord av en C-formad profil, vilket avsevärt ökar vingens styvhet. Gångjärnet är en rundad profil med en vridpunkt i mitten av den rundade framkanten för att minska knapphålsavståndet och för raka kanter.
4. Den fjärde profilen har en helbox med ram både fram och bak. Frigången har samma egenskap som den tidigare profilen och samma kontrollplan. Men den har kåpor upptill och nedtill för att dölja gapet.

Alla dessa vingdesigner är typiska för sidobalkar och för att skapa ankarslingor för RC-flygplan. Dessa konstruktioner, utan undantag, är det enda sättet att tekniskt implementera klaffar och skevroder, och olika andra lösningar kan skräddarsys för dem.

C - spar eller box spar?

Till mitt flygplan valde jag en C-spar i trä med en stark framkant och en enkel vertikal balk. Hela vingen är mantlad i balsa för vridstyvhet och estetik.

Trä valdes för att ersätta plaströret då flygplanet är konstruerat med 2 graders inre vinkel och plaströrsanslutningen i mitten av vingen inte kommer att kunna motstå böjbelastningar länge. Spetsens C-profil är också gynnsammare än I-balken, eftersom spårets fulla längd måste göras i rundan för att passa in i gallret. Denna extra komplexitet sker inte på bekostnad av en märkbar ökning av styrka och sparviktsförhållande. Även boxsparren avvisades då den tillför en hel del vikt, dock är den inte så svår att bygga och är en av de bästa vad gäller styrka. En enkel vertikal balk i kombination med en öglad kåpa var valet av vingdesign när resten av vingen var mantlad och tillräckligt stark utan något extra stöd.

• Mast. Vingbalken är utformad för att absorbera böjbelastningen från vingens lyft. Den är inte konstruerad för att absorbera vridkraften som skapas av vingens aerodynamiska krafter, utan belastningen placeras på vinghuden. Denna lastfördelning är lämplig för lätt och mycket effektiv lastning, då varje del tar sin plats.
• Vingsparhyllorna är gjorda av gjuten lind med måtten ¼ x ½ x 24’’. Linden valdes som material eftersom det hanterar bra och har bra styrka för sin vikt. Dessutom är lättheten att skaffa block i rätt storlek i specialaffärer fängslande, eftersom jag inte hade en träbearbetningsmaskin för att såga brädor till hands.
• Vingramen är gjord av en 1/32” tjock lindplåt som fästs i sidobalkens flänsar upptill och nedtill. En sådan ram är en nödvändighet eftersom den dramatiskt förbättrar vingarnas styvhet och styrka, även vid mycket låg vikt.
• Bakkanten/bakkanten är gjord av 1/16” balsa för att hjälpa till att öka vridstyvheten samt förena vingribborna och fästa kontrollplan på baksidan av ribborna.

Ribbdesign med AutoCAD

Det visar sig att det kan vara en inspirerande upplevelse att göra revben för en trapetsformad vinge. Det finns flera metoder: den första metoden går ut på att klippa vingprofilen med en stencil, först för rotdelen och sedan för vingspetsen. Det består i att sammanfoga båda profilerna med bultar och dra alla de andra längs dem. Denna metod är särskilt bra för att göra raka vingar. Metodens huvudsakliga begränsning är att den endast är lämplig för vingar med lätt avsmalning. Problem uppstår på grund av den kraftiga ökningen av vinkeln mellan vingarna med en betydande skillnad mellan spetskordan och vingrotkordan. I det här fallet kan svårigheter uppstå under monteringen på grund av det stora slöseriet med trä, skarpa hörn och kanter på revbenen, som måste tas bort. Så jag använde min egen metod: jag gjorde mina egna mallar för varje revben och bearbetade dem sedan för att få den perfekta vingformen. Uppgiften visade sig vara svårare än jag förväntat mig, eftersom mönstret på rotdelen skilde sig fundamentalt från spetsen, och alla profiler däremellan var en kombination av de två föregående, tillsammans med vridning och sträckning. Jag använde Autodesk AutoCAD 2012 Student Addition som mitt designprogram eftersom jag åt en hund på det när jag modellerade RC-flygplan tidigare. Utformningen av revben sker i flera steg.

Allt börjar med att importera data. Det snabbaste sättet att importera en bäryta (profiler kan hittas i UIUC:s aeroplansdatabaser) till AutoCAD som jag har hittat är att skapa en Excel-kalkylbladsfil som en tabell med kolumner med x- och y-profilpunktkoordinater. Det enda som bör dubbelkollas är om första och sista punkten överensstämmer med varandra: om du får en sluten slinga. Kopiera sedan tillbaka det mottagna till en txt-fil och spara den. Efter att detta är gjort bör du gå tillbaka och markera all information om ämnet om du av misstag infogat rubriker. Sedan kör AutoCAD spline och paste för att markera den första punkten i skissen. Vi trycker på "enter" till slutet av processen. Aerofoilen är i princip bearbetad på ett sådant sätt att varje ackord blir ett separat element, vilket är mycket bekvämt för att ändra skala och geometri.

Ritning och profilernas relativa läge i enlighet med planen. Framkanten och sidobalkarna måste noggrant justeras till önskad storlek, samtidigt som man kommer ihåg tjockleken på huden. På ritningen bör därför sidobalkarna dras smalare än de egentligen är. Det är lämpligt att göra sidobalkarna och framkanten högre än de faktiskt är för att göra ritningen jämnare. Dessutom bör spåren på sidobalkarna placeras på ett sådant sätt att den återstående delen av sidobalken passar in i ribborna, men förblir kvadratisk.

Figuren visar de viktigaste bärytorna innan de delas upp i mellanliggande.

Spartan och framkantskarven med den är sammankopplade så att de senare kan uteslutas från konstruktionen.

Vingarna är ihopkopplade för att bilda vingformen med rundkanten och framkanten synliga.

Spartan och framkanten har tagits bort med "subtrahera"-operationen, resten av vingen visas.

Vingen förlängs med funktionerna "solidedit" och "shell". Vidare väljs vingrotens plan och spetsarna växelvis, tas bort, och det som erhålls är vinghuden. Därför är den inre delen av vinghuden grunden för revbenen.

Funktionen Sektionsplan genererar skisser av varje profil.

Efter det, under kommandot "sektionsplan", väljs skapandet av en sektion. Med detta kommando kan de skapade profilerna på alla punkter i profilen visas. För att hjälpa till att rikta in vingribborna rekommenderar jag starkt att du skapar en horisontell linje i varje sektion från vingens bakkant till framkanten. Detta gör att vingen kan vara korrekt inriktad om den är byggd med vridning, samt att göra den rak.

Eftersom dessa mallar faktiskt är skapade med vingskinnen i åtanke, är den inre profillinjen den korrekta linjen för revbenen.

Nu när alla revben har markerats med kommandot "text" är de redo att skrivas ut. På varje sida med ribbor placerade jag en schematisk ruta med en plattform tillgänglig för utskrift på skrivare. Små ribbor kan tryckas på tjockt papper, medan stora aerofoils kan tryckas på vanligt papper, som sedan förstärks innan skärning.

Komplett uppsättning delar

Efter att ha designat vingen, analyserat och valt alla delar som behövs för tillverkning av en flygplansmodell, gjordes en lista över allt som behövs för konstruktion.

syftet med arbetet

Undersök flödet runt vingprofilen utan att ta hänsyn till dess spännvidd, d.v.s. vingar av oändlig spännvidd. Ta reda på hur mönstret för aerofoilflödet förändras när attackvinkeln ändras. Studien bör utföras för tre lägen - subsonisk start och landning, subsonisk cruising och överljudsflyg. Bestäm lyft- och dragkraften som verkar på vingen. Bygg en vingpolare.

KORT TEORI

Vingprofil- sektion av vingen genom ett plan parallellt med flygplanets symmetriplan (sektion A-A). Ibland förstås en profil som en sektion vinkelrätt mot vingens fram- eller bakkant (sektion BB).

Profilackord b - ett segment som förbinder de mest avlägsna punkterna i profilen.

Vingspann l - avståndet mellan planen parallella med symmetriplanet och vidrör ändarna av vingen.

Central (grund)ackordb 0 - ackord i symmetriplanet.

Slutackordb K - ackord i slutet avsnitt.

Svepvinkel på framkantχ PC - vinkeln mellan tangenten till den främre kantlinjen och planet vinkelrätt mot den centrala kordan.

Som indikerat i tidigare arbete är den totala aerodynamiska kraften R sönderfaller till lyftkraft Y och motståndets kraft X:

Lyftkraft och dragkraft bestäms med liknande formler:

var C Y och MED NS- lyft- och motståndskoefficienter;

ρ - luftdensitet;

V- kroppens hastighet i förhållande till luften;

S- effektivt kroppsområde.

Forskningen sköts vanligtvis inte av krafterna själva. Y och NS och med deras koefficienter C Y och C X .

Tänk på luftflödet runt en tunn platta:

Om plattan är installerad längs flödet (anfallsvinkeln är noll), kommer flödet att vara symmetriskt. I detta fall avleds inte luftflödet av plattan och lyftkraften Yär noll. Motstånd X minimal, men inte noll. Det kommer att skapas av friktionskrafterna från luftmolekyler på plattans yta. Full aerodynamisk kraft Rär minimal och sammanfaller med motståndskraften X.

Låt oss börja böja plattan lite i taget. På grund av klippningen av flödet uppträder lyftkraften omedelbart. Y... Motstånd X något ökar på grund av en ökning av plattans tvärsnitt i förhållande till flödet.

När anfallsvinkeln gradvis ökar och flödeslutningen ökar, ökar lyftet. Uppenbarligen växer också motståndet. Det bör här noteras att vid låga anfallsvinklar ökar lyftet betydligt snabbare än motståndet.

När anfallsvinkeln ökar blir det svårare för luftströmmen att strömma runt plattan. Lyftkraften är, även om den fortsätter att öka, långsammare än tidigare. Men motståndet växer snabbare och snabbare och går gradvis om lyftets tillväxt. Som ett resultat, den totala aerodynamiska kraften R börjar luta sig tillbaka.

Och så plötsligt förändras bilden dramatiskt. Luftstrålar kan inte flyta jämnt runt plåtens övre yta. En kraftfull virvel bildas bakom plattan. Lyften sjunker kraftigt och motståndet ökar. Detta fenomen kallas STOP inom aerodynamik. Den "avrivna" vingen upphör att vara en vinge. Den slutar flyga och börjar falla

Låt oss visa beroendet av lyftkoefficienterna MED Y och motståndets krafter MED NS från anfallsvinkeln α på listorna.

Låt oss kombinera de resulterande två graferna till en. Längs abskissan skjuter vi upp värdena för motståndskoefficienten MED NS, och ordinatan är lyftkoefficienten MED Y .

Den resulterande kurvan kallas WING POLARA - huvudgrafen som kännetecknar vingens flygegenskaper. Plotta värdena för lyftkoefficienterna på koordinataxlarna C Y och motstånd C X, visar denna graf storleken och verkningsriktningen för den totala aerodynamiska kraften R.

Om vi ​​antar att luftflödet rör sig längs axeln C X från vänster till höger, och tryckcentrum (punkten för applicering av den totala aerodynamiska kraften) är i mitten av koordinaterna, så kommer vektorn för den totala aerodynamiska kraften för var och en av de tidigare analyserade anfallsvinklarna att gå från ursprunget till den polära punkten som motsvarar den givna anfallsvinkeln. Tre karakteristiska punkter och motsvarande anfallsvinklar kan enkelt markeras på polaren: kritisk, ekonomisk och den mest fördelaktiga.

Kritisk anfallsvinkel- detta är anfallsvinkeln, när den överskrids uppstår flödesstoppet. Vart i MED Y maximalt och flygplanet kan hållas i luften i lägsta möjliga hastighet. Detta är användbart när man gör ett tillvägagångssätt. Se punkt (3) i figurerna.

Ekonomisk anfallsvinkelÄr anfallsvinkeln där vingens aerodynamiska motstånd är minimalt. Om du ställer in vingen till en ekonomisk anfallsvinkel, kommer den att kunna röra sig med maximal hastighet.

Bästa anfallsvinkelnÄr anfallsvinkeln vid vilken förhållandet mellan lyft- och motståndskoefficienterna C Y /C X maximal. I detta fall är avböjningsvinkeln för den aerodynamiska kraften från luftflödets rörelseriktning maximal. När vingen är inställd på den mest fördelaktiga anfallsvinkeln kommer den att flyga längst.

Vinge aerodynamisk kvalitetÄr förhållandet mellan koefficienterna C Y /C X när vingen ställs till den mest fördelaktiga anfallsvinkeln.

Arbetsorder

Val av vingprofil:

Ett omfattande bibliotek med flygprofiler finns på University of Illinoiss webbplats: http://aerospace.illinois.edu/m-selig/ads/coord_database.html

Här finns en bas på cirka 1600 olika vingprofiler. Varje profil har sin bild (i * .gif-format) och en tabell med koordinater för de övre och nedre delarna av profilen (i * .dat-format). Databasen är fritt tillgänglig och uppdateras ständigt. Dessutom innehåller den här sidan länkar till andra profilbibliotek.

Välj valfri profil och ladda ner *.dat-filen till din dator.

Redigera * .dat-fil med profilkoordinater:

Innan du importerar en fil med profilkoordinater till SW måste den korrigeras i Microsoft excel... Men om du direkt öppnar den här filen i Excel, kommer alla koordinaterna att finnas i en kolumn.

Vi behöver koordinaterna X och Y profiler fanns i olika kolumner.

Därför startar vi först Excel och öppnar sedan vår * .dat-fil från den. Ange "Alla filer" i rullgardinsmenyn. I textguiden anger vi dataformatet - med avgränsningstecknet "mellanslag".

Nu X och Y koordinater var och en i sin egen kolumn:

Nu raderar vi rad 1 med text, rad 2 med ovidkommande data och tom rad 3. Därefter tittar vi igenom alla koordinater och raderar även tomma rader, om några.

Vi lägger också till en tredje kolumn för koordinaten Z... I den här kolumnen fyller du alla celler med nollor.

Och vi flyttar hela bordet till vänster.

Den redigerade *.dat-filen bör se ut ungefär så här:

Spara den här filen som en textfil (tabbavgränsad).

Skapa en profil i SW:

Skapa en ny del i SW.

Kör kommandot "Curve through XYZ points" på fliken "Elements".

Ett fönster öppnas:

Klicka på OK och infoga vingprofilkurvan i dokumentet.

Om du får en varning om att kurvan är självskärande (detta är möjligt för vissa profiler), måste du manuellt redigera filen i Excel för att eliminera självkorsning.

Nu måste denna kurva omvandlas till en skiss. För att göra detta, skapa en skiss på det främre planet:

Kör kommandot "Transform Objects" på fliken "Sketch" och ange vår profilkurva som ett element för transformation.

Eftersom den initiala kurvan är mycket liten (profilens korda är bara 1 mm!), med hjälp av kommandot "Scale Objects" ökar vi profilen tusen gånger så att värdena för aerodynamiska krafter mer eller mindre motsvarar riktiga.

Stäng skissen och använd kommandot Extruded Boss / Base för att extrudera skissen till en solid 1000 mm lång. Du kan faktiskt extrudera till vilken längd som helst, samtidigt kommer vi att lösa problemet med tvådimensionellt flöde.

Profil som blåser i flödessimuleringsmodulen:

Det är nödvändigt att blåsa den resulterande profilen i tre hastighetslägen: subsonisk start och landning (50 m / s), subsonisk cruising (250 m / s) och överljud (500 m / s) vid olika anfallsvinklar: -5 °, 0 °, 10 °, 20 °, 30 °, 40 °.

I detta fall är det nödvändigt att bygga bilder i tvärsnitt för varje fall och bestämma lyftkraften och motståndskraften som verkar på profilen.

Därför är det nödvändigt att utföra beräkningen 18 gånger i flödessimulering och fylla i följande tabell:

Rotation av vingen i SW utförs med kommandot Move / Copy Bodies.

Vanliga parametrar av projektet är följande: typ av problem (extern utan att ta hänsyn till slutna kaviteter), typ av vätska (luft, laminärt och turbulent flöde, stora Mach-tal för överljudsläge), hastighet i axelns riktning NS V NS= 50, 250 och 500 m/s. Lämna resten av parametrarna som standard.

I egenskaperna för beräkningsdomänen, ange typen av problem - 2D-modellering.

Vi indikerar syftet med beräkningen- ytligt sätter vi märken för medelhastigheter på X och Y, samt för krafter på X och Y.

Sammanfattningsvis byggs 6 grafer - beroendet av hissen Y och motståndets krafter X från anfallsvinkeln α samt 3 vingpolare.

Kontrollfrågor

Vad är en vingprofil?

Vilken är attackvinkeln?

Vad är Wingspan?

Hur skiljer sig ett flöde runt en vinge med ett ändligt spann från ett flöde runt en vinge med ett oändligt spann?

Vad är ett vingackord?

Vilka är vingackorden?

Hur bestämmer man lyft- och dragkraft (formler)?

Hur beroendegraferna ser ut C Y och C X från anfallsvinkeln α ?

Vad är vingpolär?

Vilka är de karakteristiska punkterna på polaren?

Vad är den aerodynamiska kvaliteten på en vinge?

Total aerodynamisk kraft och dess projektioner

Vid beräkning av ett flygplans huvudsakliga flygprestanda, såväl som dess stabilitet och kontrollerbarhet, är det nödvändigt att känna till krafterna och momenten som verkar på flygplanet.

Aerodynamiska krafter som verkar på flygplanets yta (tryck och friktion) kan reduceras till huvudvektorn av aerodynamiska krafter som appliceras i tryckets centrum (fig. 1) och ett kraftpar, vars moment är lika med huvudkraften moment av aerodynamiska krafter i förhållande till flygplanets massacentrum.

Ris. 1. Total aerodynamisk kraft och dess projektioner i det tvådimensionella (plana) fallet

Aerodynamisk kraft sätts vanligtvis av projektioner på hastighetskoordinatsystemets axlar (GOST 20058-80). I detta fall projektionen på axeln , taget med motsatt tecken kallas dragningskraft , projektionen på axeln - aerodynamisk lyft , projektion på axeln - aerodynamisk sidokraft . Dessa krafter kan uttryckas i termer av dimensionslösa motståndskoefficienter , lyftkraft och sidokraft , respektive:

; ; ,

där är hastighetshuvudet, N/m 2; - lufthastighet, m / s; r är luftens masstäthet, kg / m 3; S - flygplanets vingarea, m 2. De viktigaste aerodynamiska egenskaperna inkluderar även aerodynamisk kvalitet.

.

De aerodynamiska egenskaperna hos vingen,, beror på de geometriska parametrarna för bärytan och vingen, orienteringen av vingen i flödet (anfallsvinkel a och glid b), likhetsparametrar (Reynolds siffror Re och Mach), flyghöjd H, såväl som från andra parametrar . Mach- och Reynoldstalen är dimensionslösa och bestäms av uttrycken

var aÄr ljudets hastighet, n är den kinematiska koefficienten för luftens viskositet i m 2 / s, är den karakteristiska storleken (som regel antas det, var är det genomsnittliga aerodynamiska ackordet för vingen). För att bestämma de aerodynamiska egenskaperna för vingen. ett flygplan, ibland enklare, ungefärliga metoder används. Flygplanet betraktas som en uppsättning separata delar: vinge, flygkropp, empennage, motorgondoler, etc. De krafter och moment som verkar på var och en av de individuella delarna bestäms. I detta fall används de kända resultaten från analytiska, numeriska och experimentella studier. De krafter och moment som verkar på planet återfinns som summan av motsvarande krafter och moment som verkar på var och en av dess delar, med hänsyn till deras ömsesidiga inflytande.

Enligt den föreslagna tekniken utförs beräkningen av vingens aerodynamiska egenskaper om vissa geometriska och aerodynamiska egenskaper hos vingprofilen specificeras.

Val av vingprofil

Profilens huvudsakliga geometriska egenskaper ställs in av följande parametrar. En profils korda är ett rakt linjesegment kopplat till de två mest avlägsna punkterna i profilen. Ackordet delar profilen i två delar: övre och nedre. Det största segmentet vinkelrätt mot kordan, inneslutet mellan profilens övre och nedre konturer, kallas profiltjocklek c (fig. 2). Linjen som förbinder segmentens mittpunkter vinkelrät mot kordan och innesluten mellan profilens övre och nedre konturer kallas mittlinje ... Det största segmentet vinkelrätt mot ackordet, inneslutet mellan ackordet och profilens mittlinje, kallas profilkrökning f ... Om, då anropas profilen symmetrisk .

Ris. 2. Vingprofil

b- profilens ackord; c- profiltjocklek; f- profilens krökning; - koordinat för maximal tjocklek; - koordinat för maximal krökning

Tjocklek c och profilens krökning f, samt koordinater och, som regel, mätt i relativa enheter,,, eller i procent , , , .

Valet av vingprofil är förknippat med tillfredsställelsen av olika krav på flygplanet (säkerställande av erforderlig flygräckvidd, hög bränsleeffektivitet, marschhastighet, säkerställande av säkra start- och landningsförhållanden, etc.). Så för lätta flygplan med förenklad vingmekanisering bör särskild uppmärksamhet ägnas åt att säkerställa det maximala värdet på lyftkoefficienten, särskilt under start och landning. Som regel har sådana flygplan en vinge med ett stort värde på den relativa vingtjockleken % = 12 ¸ 15 %.

För långdistansflygplan med hög subsonisk flyghastighet, där en ökning av start- och landningslägen uppnås på grund av vingmekanisering, ligger tonvikten på att uppnå bättre prestanda i cruising-läge, i synnerhet på att tillhandahålla lägen.

För låghastighetsflygplan görs valet av profiler från en serie standard (konventionella) NACA- eller TsAGI-profiler, som vid behov kan modifieras vid planeringen av flygplanet.

Således kan NACA-profiler med fyrsiffriga beteckningar användas på lätta träningsflygplan, nämligen för ving- och bakändsektioner. Till exempel profilerna NACA2412 (relativ tjocklek% = 12%, koordinat för maximal tjocklek% = 30%, relativ krökning% = 2%, koordinat för maximal krökning% = 40%) och NACA4412 (% = 12%,% = 30% ,% = 4%,% = 40%) har ett ganska högt värde och jämna stallegenskaper i området för den kritiska attackvinkeln.

NACA 5-siffriga profiler (230-serien) har det högsta lyftet av alla standardserier, men deras breakout-prestanda är mindre gynnsam.

NACA-profiler med en sexsiffrig beteckning ("laminar") har en låg profilresistans inom ett smalt område av koefficientvärden. Dessa profiler är mycket känsliga för ytjämnhet, smuts, uppbyggnad.

Klassiska (konventionella) profiler som används på flygplan med låga subsoniska hastigheter kännetecknas av ganska stora lokala störningar (urladdningar) på den övre ytan och följaktligen små värden på det kritiska Mach-talet. Det kritiska Mach-talet är en viktig parameter som bestämmer flygplanets motstånd (för>, regioner med lokala överljudsströmmar och ytterligare vågmotstånd uppträder på flygplanets yta).

Ett aktivt sökande efter sätt att öka flygfartens marschhastighet (utan att öka flygplanets motstånd) har lett till behovet av att hitta sätt att ytterligare öka i jämförelse med klassiska hastighetsprofiler. Detta sätt att öka är att minska krökningen på överytan, vilket leder till att störningar på en betydande del av överytan minskar. Med en liten krökning av den övre ytan av den superkritiska bärytan minskar den del av lyftet som genereras av den. För att kompensera för detta fenomen trimmas svansdelen av bärytan genom att mjukt böja den nedåt ("flikeffekt"). I detta avseende har mittlinjen av superkritiska profiler en egenskap S - figurativ vy, med nedfällning av stjärtsektionen. För superkritiska bärytor finns som regel en negativ krökning i nosen på bärytan. I synnerhet vid MAKS 2007-flygmässan i utställningen av JSC Tupolev presenterades en modell av TU-204-100SM-flygplanet med en stympad vinge, vilket gör det möjligt att få en uppfattning om vingens geometriska egenskaper rotsektion. Bilden nedan (Fig. 3.) visar närvaron av "buk"-profilen och en ganska platt övre del, typisk för superkritiska profiler. Superkritiska profiler, i jämförelse med konventionella hastighetsprofiler, kan öka med ungefär = 0,05 ¸ 0,12 eller öka tjockleken med % = 2,5 ¸ 5%. Användningen av förtjockade profiler gör det möjligt att öka vingens bildförhållande med = 2,5 ¸ 3 eller minska svepvinkeln från vingen med ungefär = 5 ¸ 10 ° medan du lagrar värdet .

Ris. 3. Vingeprofil för Tu-204-100SM flygplan

Användningen av superkritiska bärytor i arrangemanget av svepande vingar är en av huvudriktningarna för att förbättra aerodynamiken hos modern transport och passagerarflygplan.

Det bör noteras att med den otvivelaktiga fördelen med superkritiska bärytor, i jämförelse med de vanliga, är några av deras nackdelar en ökning av värdet på dykmomentkoefficienten och en tunn svanssektion av bärytan.

Grundläggande geometriska och aerodynamiska egenskaper hos en vinge med ändlig spännvidd

Under de senaste 30 ¸ 40 åren har huvudvingtypen för subsoniska långdistansflygplan varit en svept (c = 30 ¸ 35 °) vinge med ett bildförhållande, gjord med ett avsmalnande h = 3 ¸ 4. Lovande passagerarflygplan som presenterades på flygmässan MAKS - 20072 (Tu - 334, Sukhoy Superjet 100) hade ett bildförhållande. Framsteg med att öka vingstorleksförhållandet har uppnåtts främst genom användning av kompositmaterial i vingstrukturen.

Ris. 4. Enpanelsvinge

Vingsektionen i symmetriplanet kallas rotprofil , och dess ackord är rot ; vid ändarna av vingen, respektive, ändprofil och terminalackord ... Avståndet från en ändprofil till en annan kallas vingspann ... Vingeprofilens ackord kan variera längs dess spännvidd. Förhållandet mellan grundtonen och slutackordet kallas avsmalning av vingen h. Relationen kallas vingförlängning ... Här Sär vingens projektionsområde på planet vinkelrätt mot vingens symmetriplan och som innehåller grundsträngen. Om ändarna under flygningen böjs i förhållande till rotsektionen talar de om vingsvep ... I fig. 4 visar vinkeln mellan vinkelrät mot symmetriplanet och vingens framkant, vilket bestämmer framkantssvep ... De pratar också om kol svepa bakkant men viktigast av allt vinkeln (eller bara c) fokuslinje , dvs. längs en linje som förbinder vingprofilernas fokus längs dess spännvidd. Vid nollsvep längs fokallinjen för en vinge med avsmalning som inte är noll, är vingkanterna inte vinkelräta mot vingens symmetriplan. Det anses dock generellt vara en rak vinge snarare än en svept vinge. Om ändarna på vingen böjs tillbaka i förhållande till rotsektionen, säger de om positiv svep om framåt - om negativ ... Om vingens främre och bakre kanter inte har kinks, ändras inte svepet längs spännvidden. Annars kan svep ändra dess betydelse och till och med tecken.

Moderna svepade vingar med en svepvinkel c = 35° av subsoniska huvudlinjeflygplan konstruerade för marschhastigheter motsvarande = 0,83 ¸ 0,85, har en genomsnittlig relativ vingtjocklek% = 10 ¸ 11%, och superkritiska vingar med en svepvinkel c = 28 ¸ 30 ° (för lovande flygplan) ca% = 11 ¸ 12%. Fördelningen av tjockleken över vingspannet bestäms utifrån förutsättningarna för att realisera en given användbar volym och det minsta vågmotståndet. För att förverkliga glideffekten i sidopartierna av svepande vingar, används profiler med en "mer framåt" placering av punkten med maximal tjocklek i jämförelse med resten av vingen.

Är inte placerade i samma plan, har vingen en geometrisk vridning (fig. 6), som kännetecknar vinkeln j.

Ris. 6. Änd- och rotvingeprofiler i närvaro av geometrisk vridning

Studier av aerodynamiska modeller av flygplan har visat att användningen av superkritiska bärytor i kombination med geometrisk vridning gör det möjligt att tillhandahålla. I detta arbete använder vi en ungefärlig teknik för att bestämma vingens aerodynamiska egenskaper, baserat på användningen av experimentella data. Beräkningen av de aerodynamiska koefficienterna och vingen utförs i flera steg. De initiala uppgifterna för beräkningen är några geometriska och aerodynamiska egenskaper hos bärytan. Dessa data kan i synnerhet hämtas från profilatlasen.

Baserat på resultaten av beräkningen av de aerodynamiska koefficienterna, konstrueras beroendet och det polära - beroendet . En typisk form av dessa beroenden för låga subsoniska hastigheter visas i fig. 7 och fig. åtta.

Den klassiska vingprofilen är som följer

Den största tjockleken ligger vid cirka 40 % av kordan.

I detta fall ändras mittlinjen på ungefär samma sätt.

Sådana profiler kallades superkritiska (superkritiska). De utvecklades snabbt till 2:a generationens superkritiska profiler - frontänden närmade sig symmetrisk och underskärningen ökade.

Att flytta ner den mellersta delen av profilen skulle ge ytterligare framsteg i hastighet.

men ytterligare utveckling stannade i denna riktning - ännu kraftigare underskärning gjorde bakkanten för tunn vad gäller styrka. En annan nackdel med den 2:a generationens superkritiska vingen var dykmomentet, som måste pareras av belastningen på den horisontella svansen.

Vi bestämde oss: eftersom du inte kan trimma bakifrån, måste du trimma framifrån.

De skriver om resultatet:

"Som du kan föreställa dig löstes denna uppgift briljant. Och lösningen var lika genial som den var enkel - vi applicerade en beskärning i den främre nedre delen av vingen och minskade den baktill. fördelarna med den superkritiska profilen.

Nu har ingenjörer en direkt möjlighet att öka flyghastigheten med mer än 10% utan att öka motoreffekten, eller att öka styrkan på vingen utan att öka dess massa.