Властивості s образний профіль крила. Профіль крила літака: види, технічні та аеродинамічні характеристики, метод розрахунку та найбільша підйомна сила. Повна аеродинамічна сила та її проекції

Пропоную вашій увазі статтю із циклу матеріалів на допомогу самодіяльним конструкторам СЛА. Науковий консультант – професор кафедри літакобудування Московського авіаційного інституту, доктор технічних наук, лауреат Державної премії О.О. Бадягін. Статтю було опубліковано у журналі "Крила Батьківщини" №2 за 1987 рік.

Навіщо, запитаєте ви, нам стаття про профіль для надлегких літальних апаратів? Відповідаю - думки виражені в цій статті безпосередньо застосовні в авіамоделізм - швидкості зіставні, а відповідно і підхід до конструювання.

Найкращий профіль

Проектування літака зазвичай починається з вибору профілю крила. Посидівши тиждень-другий над довідниками та атласами, до кінця в них не розібравшись, за порадою товариша обирає найпридатніший і будує літак, який непогано літає. Вибраний профіль оголошується найкращим. Інший любитель так само вибирає зовсім несхожий профіль і його апарат літає добре. У третього літак ледве відривається від землі, і найвигідніший профіль крила, що здавався, здається, вважається вже не придатним.

Очевидно, далеко не все залежить від конфігурації профілю. Спробуємо розібратися у цьому. Порівняємо два крила з різними профілями, наприклад з симетричним, встановленим на Як-55 і несиметричним Clark YH - Як-50. Для порівняння визначимо декілька умов. Перше: крила з різними профілями повинні мати подовження (l).

l=I2/S,
де I – розмах, S – площа.

Друге: оскільки кут нульової підйомної сили у симетричного профілю дорівнює 00, його поляру (див. рис. 1) змістимо вліво, що фізично відповідатиме установці крила на літаку з деяким позитивним кутом заклинення.

Тепер, глянувши на графік, можна легко зробити важливий висновок: у діапазоні льотних кутів атаки характеристики крила практично не залежать від форми профілю. Зрозуміло, йдеться про профілі, що зручно обтікають, не мають зон інтенсивного зриву потоків діапазоні льотних кутів атаки. На характеристики крила, однак, можна суттєво вплинути, збільшивши подовження. На графіці 1 для порівняння показані поляри крил з тими ж профілями, але з подовженням 10. Як бачимо, вони пішли набагато крутіше або, як кажуть, похідна CУ a стала вищою (CУ - коефіцієнт підйомної сили крила, a - кут атаки). Це означає, що при збільшенні подовження на одних і тих же кутах атаки при практично одних і тих же коефіцієнтах опору Cx можна отримати більш високі несучі властивості.

Тепер поговоримо про те, що залежить від форми профілю.

По-перше, профілі мають різний максимальний коефіцієнт підйомної сили CУ max. Так, у симетричних коефіцієнт підйомної сили крила дорівнює 1.2 - 1.4, звичайні несиметричні з опуклою нижньою поверхнею можуть мати - до 1.8, з сильною увігнутістю нижньої поверхні він іноді досягає 2. Однак треба пам'ятати, що профілі з дуже високим CУ max зазвичай мають високі Cx і mz – коефіцієнт поздовжнього моменту. Для балансування літака з таким профілем хвостове оперення має розвивати більшу силу. В результаті зростає його аеродинамічний опір, і загальний виграш, отриманий за рахунок профілю, що несе високо, істотно знижується.

CУ max суттєво впливає лише на мінімальну швидкість літака – звалювання. Вона багато в чому визначає простоту техніки пілотування машини. Однак вплив CУ max на швидкість звалювання помітно проявляється при великих питомих навантаженнях на крило G/S (G – вага літака). У той самий час при навантаженнях, притаманних аматорських літаків, тобто у 30 - 40 кг/м2, великий CУ max немає істотного значення. Так його збільшення з 1.2 до 1.6 на аматорському літаку здатне знизити швидкість звалювання лише на 10 км/год.

По-друге, форма профілю істотно впливає характер поведінки літака на великих кутах атаки, тобто на малих швидкостях при заході на посадку, при випадковому "перетягуванні ручки на себе". При цьому для тонких профілів з відносно гострим носком характерний різкий зрив потоку, що супроводжується швидкою втратою підйомної сили та різким звалюванням літака на штопор або на ніс. Для товстіших із тупим носком характерний "м'який зрив" із повільним падінням підйомної сили. При цьому льотчик завжди встигає зрозуміти, що потрапив у небезпечний режим і вивести машину на менші кути атаки, віддавши ручку від себе. Особливо небезпечний різкий зрив, якщо крило має звуження у плані і тонший профіль на кінці крила. І тут зрив потоку настає несиметрично, літак різко звалюється на крило і перетворюється на штопор. Саме такий характер з'являється у літаків Як-50 і Як-52, що мають на кінці крила, що сильно звужується, дуже тонкий профіль (9% на кінці і 14.5% біля кореня) з дуже гострим носком - Clark YH. Тут виявляється важлива властивість профілів: більш тонкі мають менший Cy max і менші критичні кути атаки, тобто кути, де відбувається зрив потоку.

Набагато кращими характеристиками звалювання мають крила з постійною відносною товщиною профілю вздовж розмаху. Наприклад, Як-55 з крилом помірного звуження з постійним вздовж розмаху 18-процентним профілем з тупим носком при виході на великі кути атаки плавно опускає ніс і переходить у пікірування, так як зрив потоку настає в кореневій частині крила, що не створює моментів, що кренять. Для отримання кореневого зриву потоку краще, якщо крило взагалі не має звуження у плані. Саме такі крила встановлені на більшості літаків початкового навчання. Ранній кореневий зрив можна спричинити також установкою на крилі напливу, показаного на рис. 2. при цьому кореневий профіль отримує меншу відносну товщину і "менш несучу форму". Установка такого напливу на експериментальному Як-50 колись суттєво змінила характер звалювання літака: при виході на великі кути атаки він уже не валився на крило, а опускав носа і переходив у пікірування.

Третій параметр, що істотно залежить від форми профілю, - коефіцієнт опору Cx. Однак, як показує практика аматорського літакобудування, його зниження на аматорському літаку з питомим навантаженням 30-40 кг/м2, що має максимальну швидкість 200-250 км/год, практично не впливає на льотні характеристики. У цьому швидкісному діапазоні на льотні дані практично не впливають і шасі, підкоси, розчалки і т.д. Навіть аеродинамічна якість планера залежить насамперед від подовження крила. І тільки при рівні аеродинамічної якості 20-25 і більше 15 за рахунок підбору профілю якість можна підвищити на 30-40%. У той час, як на аматорському літаку з якістю 10-12 за рахунок найвдалішого профілю, якість можна підвищити не більше, ніж на 5-10%. Набагато простіше таке збільшення за потреби досягається підбором геометрії крила в плані. Зазначимо ще одну особливість: в діапазоні швидкостей аматорських літаків збільшення відносної товщини профілю аж до 18-20% не має ніякого впливу на аеродинамічний опір крила, в той же час коефіцієнт підйомної сили крила помітно зростає.

Істотне збільшення несучих характеристик крила, як відомо, може бути досягнуто за рахунок застосування закрилків. Слід зазначити одну особливість крил із закрилками: CУ max при їх відхиленні мало залежить від того, який CУ max мав вихідний профіль, а визначається практично лише типом застосовуваного закрилка. Найпростіший, який набув найбільшого поширення на зарубіжних легкомоторних літаках та його характеристики показані на рис. 3.

Такі ж закрилки використовуються літаками нашого любителя П. Альмурзіна. Більш ефективними є щілинні, двощілинні та підвісні закрилки. На рис. 4 показані найбільш прості з них і тому використовуються чаші.

CУ max з одно-щілинним закрилком може досягати 2.3-2.4 та з двощілинним - 2.6 - 2.7. Багато підручниках аеродинаміки наводяться методики геометричного побудови форми щілини. Але практика показує, що теоретично обчислена щілина все одно потребує доведення та тонкого настроювання в аеродинамічній трубі в залежності від конкретної геометрії профілю, форми крила і т.д. При цьому щілина або працює, покращуючи характеристики закрилка, або не працює взагалі, а ймовірність того, що теоретично без продувок вдається розрахувати і вибрати єдину можливу форму щілини, вкрай мала. Нечасто це вдається навіть професійним аеродинамікам, а тим більше аматорам. Тому в більшості випадків на аматорських літаках щілини на закрилках та елеронах, навіть якщо вони є, не дають жодного ефекту, і складний щілинний закрилок працює як найпростіший. Звичайно, їх можна пробувати на аматорських апаратах, але перш за все варто добре продумати, зваживши всі "за" і "проти".

І ще кілька практичних порад, які можуть бути корисними при побудові аматорських літаків. Профіль крила бажано дуже точно витримувати на ділянці від носка до точки максимальної товщини. Добре, якщо ця частина крила має тверду обшивку. Хвостова частина може обтягуватися полотном і для спрощення технології навіть спрямовуватись "під лінійку", як показано на рис.5. Лекальна хвостова частина крила при полотняній обшивці, що провисає між нервюрами, більшого сенсу не має. Задній край крила необов'язково зводити на гострий "ніж". Вона може мати товщину 10-15 мм, але не більше ніж 1.5% хорди (див. рис. 5). На аеродинамічних характеристиках крила це зовсім не відбивається, але ефективність елеронів дещо підвищує, а технологію та конструкцію спрощує.

Важливий елемент профілю - форма шкарпетки елерону. Найбільш поширені варіанти показано на рис.6.

Профіль, утворений "параболою 100", використовується на елеронах і кермах, що мають осьову аеродинамічну компенсацію, коли шкарпетка виходить у потік, наприклад на Як-55. така "затуплена" форма носіння при дуже великій величині осьової аеродинамічної компенсації (20% і вище) призводить до нелінійного зростання зусиль на ручці управління при відхиленні елеронів або кермів. Найкращими у цьому плані є " загострені " шкарпетки, як у Су-26.

Для хвостового оперення використовуються симетричні крилові профілі. Рулі, як елерони, можуть бути утворені прямолінійними дужками із затупленою задньою кромкою. Достатню ефективність має оперення з тонким плоским профілем, як у американських спортивно-пилотажных літаках " Піттс " , " Лазер " та інших (див. рис. 7).

Жорсткість та міцність оперення забезпечується розчалками, воно виходить дуже легким та конструктивно простим. Відносна товщина профілю не більше 5%. За такої товщини характеристики оперення взагалі не залежать від форми профілю.

Наводимо дані по найбільш придатним для аматорських літальних апаратах профілям. Звичайно, можливі й інші варіанти, але відзначимо, що найкращими властивостями в діапазоні швидкостей аматорських літаків мають 15-18-відсоткові з тупим носком і максимальною відносною товщиною, розташованою в межах 25% хорди.

Рекомендовані профілі мають такі особливості: P-II та P-III розроблені в ЦАГІ. У них високі несучі властивості та хороші характеристикина великих кутах атаки. Широко використовувалися в 30-40-х роках, знаходять застосування і в наші дні.

NACA-23015 – останні дві цифри означають відносну товщину у відсотках, перші – номер серії. Профіль має досить високий Cy max при низькому Cx, невисокий коефіцієнт поздовжнього моменту Mz, що визначає невеликі втрати на балансування. Характер звалювання у літаків із цим профілем "м'який". NACA – 230 з відносною товщиною 12 – 18% використовується на більшості легкомоторних, у тому числі й аматорських, літаків США.

NACA – 2418 – для швидкостей менше 200 – 250 км/год вважається більш вигідним, ніж NACA – 230. Застосовується на багатьох літаках, у тому числі на чехословацьких "Злинах".

GAW - суперкритичний профіль розроблений американським аеродинаміком Уіткомб для легких літаків. Вигідний при швидкостях понад 300 км/год. "Гострий" носок визначає різкий зрив на великих кутах атаки, "відігнута" вниз задня кромка сприяє підвищенню Су max.

"Крі-Крі" - ламінаризований планерний профіль, розроблений західнонімецьким аеродинаміком Вортманом та дещо змінений конструктором "Крі-Крі" французом Коломбаном. Відносна товщина профілю - 21,7%, за рахунок чого досягаються високі характеристики. Як і GAW-1, цей профіль вимагає дуже високої точності дотримання теоретичного контуру та високої якостіобробки поверхні крила. Наводимо координати профілю мм, перераховані конструктором на хорду крила літака "Крі-Крі", рівну 480 мм.

П-52 – сучасний профіль, розроблений у ЦАГІ для легкомоторних літаків. Має тупий носок і спрямовану хвостову частину.

Як-55 – симетричний профіль для спортивно-пілотажного літака. На крилі відносна товщина 12-18%, на оперенні – 15%. Характер звалювання літака дуже "м'який" та плавний.

V-16 – французький симетричний профіль, має високий Су max, використовується на спортивних літаках КАП-21, "Екстра-230" та інших.

Су-26-18%, Су-26-12% – спеціальні профілі для спортивно-пілотажних літаків. Су-26-18% використаний в корені крила Су-26, Су-26-12% - в кінцевій частині крила та на оперенні. Профіль має "гострий" носок, що дещо знижує несучі властивості, але дозволяє досягти дуже чуйної реакції машини на відхилення кермів. Хоча для новачків такий літак складний у пілотуванні, досвідчені спортсмени отримують можливість виконувати фігури, недоступні літакам з "м'якою" уповільненою реакцією на рух ручки, зумовленою тупим шкарпеткою профілю. Зрив літака з профілем типу Су-26 відбувається швидко та різко, що необхідно при виконанні сучасних штопорних фігур. Друга особливість - "підібування" в хвостовій частині, що підвищує ефективність елеронів.

Крило Су-26 має великі елерони, що займають майже всю задню кромку. Якщо "збити" нейтраль елеронів (обох відразу) вниз на 10 °, Су max збільшиться приблизно на 0,2, наближаючись до Су max хорошого несиметричного профілю. При цьому Сх практично не зростає, а аеродинамічна якість не падає, так само спостерігається і на інших симетричних профілях. На цьому засновано використання елеронів, кінематично пов'язаних з кермом висоти, що виконують функції і елеронів, і закрилків одночасно, подібно до закрилок на кордовій пілотажній моделі.

Одним із важливих етапів будівництва авіамоделі є розрахунок та проектування крил. Для того, щоб правильно спроектувати крило, необхідно врахувати кілька моментів: правильно вибрати кореневий і кінцевий профілі, правильно вибрати їх виходячи з навантажень, які вони забезпечують, а також правильно спроектувати проміжні аеродинамічні профілю.

З чого починається конструювання крил

На початку конструювання на кальці було зроблено попередній ескіз літака у натуральну величину. У ході цього етапу я визначився з масштабом моделі та з розмахом крил.

Визначення розмаху

Коли попередній розмах крила було затверджено, настав час визначення ваги. Ця частина розрахунку мала особливе значення. Початковий план включав розмах крил в 115 см, однак, попередній розрахунок показав, що навантаження на крилах буде занадто високим. Тому я масштабував модель до розмаху 147 см без урахування законцівок крил. Така конструкція виявилася більш відповідною з технічного погляду. Після розрахунку мені залишилося зробити вагову таблицю зі значеннями ваги. У свою таблицю я також додав усереднені значення ваги обшивок, наприклад, вага бальзової обшивки літака була визначена мною, як добуток площі крила на два (для низу та верху крила) на вагу квадратного метра бальзи. Те саме було зроблено для хвостового оперення та кермів висоти. Вага фюзеляжу була отримана шляхом множення площі бокової сторони, а також верху фюзеляжу на два і щільність квадратного метра бальзи.

В результаті я отримав такі дані:

• Липа, 24 унції на кубічний дюйм
• Бальза 1/32'', 42 унції на квадратний дюйм
• Бальза 1/16'', 85 унцій на квадратний дюйм

Стійкість

Після визначення ваги розрахували параметри стійкості для того, щоб переконатися, що літак буде стійким і всі деталі будуть адекватного розміру.

Для стійкого польоту необхідно забезпечити кілька умов:

1. Перший критерій - значення середньої аеродинамічної хорди (САХ). Його можна знайти геометричним шляхом, якщо додати до кореневої хорди з двох сторін кінцеву, а до кінцевої хорди з двох сторін кореневу, а потім з'єднати крайні точкиразом. У точці перетину і буде центр САХ.
2. Значення аеродинамічного фокусу крила становить 0,25 значення САХ.
3. Цей центр необхідно знайти як для крил, так і для керма висоти.
4. Далі визначається нейтральна точка літака: вона показує центр тяжкості літака, а також обчислюється разом із центром тиску (центром підйомної сили).
5. Далі визначається статичний кордон. Цей критерій оцінює стійкість літака: що він вище, то більше вписувалося стійкість. Однак, чим стійкіший літак, тим він більш маневрений і менш керований. З іншого боку, на занадто нестійкому літаку теж не можна літати. Середнє значення цього параметра – від 5 до 15%
6. Також розраховуються коефіцієнти оперення. Ці коефіцієнти використовуються для порівняння ефективності аеродинаміки керма висоти через співвідношення розмірів та відстані до крила.
7. Коефіцієнт вертикального оперення зазвичай знаходиться між 0,35 та 0,8
8. Коефіцієнт горизонтального оперення зазвичай між 0,02 та 0,05

Вибір правильного аеродинамічного профілю

Вибір правильного профілю визначає правильну поведінку літака у повітрі. Нижче наведено посилання на простий і доступний інструмент для перевірки аеродинамічних профілів. Як основу для вибору профілів я вибрав концепцію, згідно з якою довжина хорди на закінченні крила дорівнює половині довжини хорди в кореневій частині. Найкраще рішення того, щоб не допустити зриву потоку на крилі, яке я знайшов, полягало в різкому звуженні крила на кінцівці без можливості збереження керування літаком до набору достатньої швидкості. Я досяг цього за допомогою розвороту крила вниз на кінці і через ретельний підбір кореневих і кінцевих профілів.

У корені я вибрав аеродинамічний профіль S8036 з товщиною крила 16% від довжини хорди. Така товщина дозволила закласти лонжерон достатньої міцності, а також висувні шасі усередині крила. Для кінцевої частини було обрано профіль – S8037, який також має товщину 16% від товщини хорди. Таке крило йтиме в зрив при великому коефіцієнті підйомної сили, а також при більшому куті атаки, ніж S8036 при тому ж числі Рейнольдса (цей термін служить для порівняння профілів різного розміру: чим більше число Рейнольдса, тим більше хорда). Це означає, що при тому числі Рейнольдса в кореневій частині крила зрив відбудеться швидше, ніж на закінченні, але контроль за управлінням збережеться. Однак, навіть якщо довжина хорди кореня вдвічі більша за довжину хорди закінчування, вона має число Рейнольдса вдвічі більше, а збільшення числа призведе до затримки звалювання. Саме тому я розгорнув законцювання крила вниз, так що воно перейде у звалювання тільки після кореневої частини.

Ресурс для визначення аеродинамічних профілів: airfoiltools.com

Теорія з основ конструювання крил

Конструкція крила повинна забезпечувати достатню підйомну силу для ваги літака та додаткових навантажень, пов'язаних із маневруванням. В основному це досягається за допомогою використання центрального лонжерону, який має два пояси, верхній та нижній, каркаса, а також тонку обшивку. Незважаючи на те, що каркас крила тонкий, він забезпечує крила достатньою міцністю на вигин. Також у конструкцію часто входять додаткові лонжерони для зменшення лобового опору передньої частини задньої кромки. Вони здатні сприймати як навантаження, що згинають, так і збільшувати жорсткість при крученні. Нарешті передня кромка може бути відсунута назад за лонжерон для отримання закритого поперечного каркаса, який називається D-подібним і служить для сприйняття крутильних навантажень. На малюнку найчастіше зустрічаються профілю.

1. Верхнє крило має лонжерон двотаврового перерізу, у якого каркас розташовується в центрі, а також передню кромку з обшивкою, яка називається D – трубкою. D – трубка дозволяє збільшити жорсткість під час кручення, і може бути додана до будь-яких інших конструкцій лонжеронів, а також може бути розширена до задньої кромки для створення повністю обшитого крила. У даного крила задній лонжерон легко є вертикальною опорою. Також є звичайна площина управління, простіше кажучи, закрилок, підвішений шарнірно вгорі. Таку конструкцію легко відтворити.
2. Друге крило має C – образний лонжерон, який має посилений основний лонжерон, який краще пристосований для сприйняття лобових навантажень. Крило забезпечене центральним шарніром, який зменшує щілину, а також лобовий опір у порівнянні з верхнім шарніром.
3. У третього профілю лонжерон у вигляді труби, зазвичай робляться з пластикових трубок, їх зручно виготовляти, але якщо трубки непрямі або скручені, то скрутити крило може стати проблемою. Частково проблему можна вирішити, використовуючи додатково D-подібну трубку. Крім того, лонжерон зроблений із С – образного профілю, що значно збільшує жорсткість крила. Петля являє собою округлений профіль з точкою розвороту в центрі передньої закругленої кромки для зменшення петельної щілини і для рівних країв.
4. Четвертий профіль має повністю коробчатий лонжерон із каркасом як спереду, так і ззаду. Зазор має ту ж особливість, що і попередній профіль, і ту саму площину управління. Але у нього є обтічники зверху та знизу для приховання щілини.

Всі ці конструкції крил є типовими для лонжеронів і для створення петель кріплення у радіокерованих літаків. Ці конструкції без винятку є єдиним способом технічної реалізації закрилків та елеронів, а інші різні рішення можна підігнати до них.

C – образний чи коробчатий лонжерон?

Для свого літака я вибрав дерев'яний C-подібний профіль лонжерона з міцною передньою кромкою та простим вертикальним лонжероном. Повністю крило обшито бальзою для створення жорсткості при крученні та для естетики.

Дерево було вибрано замість пластикової трубки оскільки літак спроектований з 2 градусним внутрішнім кутом, а з'єднання у вигляді пластикової трубки в центрі крила не зможе довго чинити опір згинальним навантаженням. C – подібний профіль лонжерону є також більш сприятливим у порівнянні з двотавровим профілем, оскільки в лонжероні має бути зроблений слот на всю його довжину для встановлення у ґрати. Ця додана складність не за рахунок помітного збільшення міцності та співвідношення ваги лонжерону. Коробчастий лонжерон також був відкинутий, оскільки він сильно збільшує вагу, однак його не так складно побудувати, а за міцністю він один з кращих. Простий вертикальний лонжерон, поєднаний з петльовим обтічником, ось таким був вибір конструкції крила, коли решта крила обшита і досить міцна без додаткових опор.

• Лонжерон. Лонжерон крила спроектований для сприйняття згинального навантаження від підйомної сили крила. Він не призначений для сприйняття сили, що скручує, створеної аеродинамічними силами крила, а навантаження лягає на обшивку крила. Цей розподіл навантаження підходить для легкого та дуже ефективного навантаження, оскільки кожна деталь займає саме своє місце.
• Полиці лонжеронів крила виконані з кидка липи розмірами ¼ x ½ x 24''. Липа була обрана як матеріал, оскільки добре обробляється і має хорошу міцність для своєї ваги. Крім того, підкуповує простота придбання брусків відповідного розміру в спеціалізованих магазинах, оскільки я не мав під рукою деревообробного верстата для розпилювання дощок.
• Каркас крила зроблений з липового листа, товщиною 1/32”, який кріпиться до полиць лонжеронів зверху та знизу. Подібний каркас є необхідністю, оскільки він кардинально покращує жорсткість і міцність крил навіть при дуже малій вазі.
• Задня кромка крила/задній лонжерон виконана з бальзового листа товщиною 1/16”, що допомагає додати жорсткість при крученні, а також уніфікувати нерви крила та кріпити площини управління до задньої частини нервюр.

Проектування нервюр за допомогою AutoСAD

Виявляється, виготовлення нервюр для трапецієподібного крила може стати надихаючим заняттям. Є кілька методів: перший метод заснований на вирізуванні профілю крила трафаретом спочатку для кореневої частини, а потім для закінчування крила. Він полягає в зчленуванні обох профілів разом за допомогою болтів і креслення по них всіх інших. Цей метод особливо добрий для виготовлення прямих крил. Основне обмеження методу – він підходить лише для крил із незначним звуженням. Проблеми виникають через різке зростання кута між профілями при значній різниці між хордою законцювання і хордою кореня крила. У цьому випадку під час складання можуть складності через великий відхід дерева, гострі кути та краї нервюр, які треба буде видалити. Тому я скористався своїм методом: зробив власні шаблони для кожної нервюри, а потім обробив їх так, щоб отримати ідеальну форму крила. Завдання виявилося складнішим, ніж я очікував, оскільки шаблон кореневої частини відрізнявся від законцювання кардинально, а всі профілю між ними були комбінацією двох попередніх, разом із крученням та розтягуванням. Як програму проектування я використав Autodesk AutoCAD 2012 Student Addition, оскільки з'їв на цьому собаку при моделюванні RC моделей літаків у минулому. Проектування нервюр відбувається у кілька етапів.

Все починається з імпорту даних. Найшвидший спосіб імпорту аеродинамічного профілю (профілі можна знайти в базах даних UIUC аеродинамічних профілів) в AutoCAD, який я знайшов, полягає у створенні табличного файлу у форматі excel у вигляді таблиці з колонками координат точок профілю x та y. Єдине, що слід перевірити ще раз — чи відповідають перша і остання точка один одному: чи виходить у вас замкнутий контур. Потім скопіювати отримане назад у файл txt і зберегти його. Після того, як це зроблено, слід повернутися назад і виділити всю інформацію на предмет, якщо ви випадково вставили заголовки. Потім AutoCAD запускається команда «spline» і «paste» для позначення першої точки ескізу. Тиснемо «enter» до кінця виконання процесу. Аеродинамічний профіль переважно обробляється таким чином, що кожна хорда стає окремим елементом, це дуже зручно для зміни масштабу та геометрії.

Малювання та взаємне розташування профілів у відповідність до плану. Передня кромка та лонжерони повинні бути ретельно доведені до потрібного розміру, при цьому треба пам'ятати про товщину обшивки. На кресленні, отже, лонжерони мають бути намальовані вже, чим вони є насправді. Бажано зробити лонжерони і передню кромку вище, ніж вони є насправді, щоб малюнок ліг рівніше. Також пази на лонжеронах повинні бути розташовані таким чином, щоб частина лонжерону, що залишилася, вмістилася в нервюрах, але залишилася при цьому квадратною.

На малюнку показані основні аеродинамічні профілі перед тим, як вони будуть розбиті на проміжні.

Лонжерон та спільна з ним передня кромка з'єднані разом, щоб потім їх можна було виключити з побудови.

Аеродинамічні профілі пов'язані разом і утворюють форму крила при видимому лонжероні та передній кромці.

Лонжерон та передня кромка видалені за допомогою операції «subtract», інші частини крила показані.

Крило витягується за допомогою функції "solidedit" та "shell". Далі виділяються по черзі площини кореневої частини крила та закінчування, видаляються, а те, що виходить і є обшивка крила. Тому внутрішня частина обшивки крила є основою для нервюр.

За допомогою функції "площина перерізу" формуються ескізи кожного профілю.

Після цього під командою "площина перерізу" вибирається створення розділу. За допомогою цієї команди створені профілі у всіх точках профілю можуть відображатися. Для допомоги у вирівнюванні нервюр крил я суворо рекомендую створити на кожному перерізі горизонтальну лінію від задньої кромки крила до передньої. Це дозволить правильно вирівняти крило, якщо воно збудоване з крученням, а також зробити його прямим.

Оскільки ці шаблони створені з урахуванням обшивки крил, внутрішня лінія профілів є правильною лінією для побудови нервюр.

Тепер, коли всі нерви промарковані за допомогою команди «text», вони готові до друку. На кожній сторінці з нервюрами я розмістив схематично коробку з майданчиком, доступним для друку на принтері. Маленькі нервюри можна друкувати на товстому папері, а для великих аеродинамічних профілів підійде звичайний папір, який потім посилюється перед вирізуванням.

Комплектація деталей

Після конструювання крила, аналізу та підбору всіх необхідних для виготовлення авіамоделі деталей, було зроблено список всього необхідного для будівництва.

Мета роботи

Дослідити обтікання профілю крила не враховуючи його розмаху, тобто. крила нескінченного розмаху. З'ясувати, як змінюється картина обтікання профілю при зміні кута атаки. Дослідження провести для трьох режимів – дозвукового злітно-посадкового, дозвукового крейсерського та надзвукового польотів. Визначити підйомну силу та силу опору, що діють на крило. Побудувати поляру крила.

Коротка теорія

Профіль крила- Перетин крила площиною, паралельної площині симетрії літака (перетин А-А). Іноді під профілем розуміють переріз, перпендикулярний передній або задній кромці крила (переріз Б-Б).

Хорда профілю b – відрізок, що з'єднує найвіддаленіші точки профілю.

Розмах крила l – відстань між площинами, паралельними площині симетрії і кінчиками кінців крила.

Центральна (коренева) хордаb 0 – хорда у площині симетрії.

Кінцева хордаb K - хорда в кінцевому перерізі.

Кут стріловидності по передній кромціχ ПК - Кут між дотичної до лінії передньої кромки і площиною, перпендикулярної центральній хорді.

Як було зазначено у попередній роботі, повна аеродинамічна сила Rрозкладається на підйомну силу Yта силу опору X:

Підйомна сила та сила опору визначаються за схожими формулами:

де C Yі З Х– коефіцієнти підйомної сили та сили опору відповідно;

ρ - Щільність повітря;

V– швидкість тіла щодо повітря;

S- Ефективна площа тіла.

У дослідженнях зазвичай мають справу не самотужки Yі Х, а з їх коефіцієнтами C Yі C X .

Розглянемо обтікання повітряним потоком тонкої пластини:

Якщо встановити пластину вздовж потоку (кут атаки дорівнює нулю), обтікання буде симетричним. В цьому випадку потік повітря пластиною не відхиляється і підйомна сила Yдорівнює нулю. Опір Xмінімально, але не нуль. Воно буде створюватися силами тертя молекул повітря поверхню пластини. Повна аеродинамічна сила Rмінімальна та збігається з силою опору X.

Почнемо потроху відхиляти пластину. Через скошування потоку відразу з'являється підйомна сила Y. Опір Xтрохи збільшується через збільшення поперечного перерізу пластини по відношенню до потоку.

У міру поступового збільшення кута атаки та збільшення скосу потоку підйомна сила збільшується. Очевидно, що опір також зростає. Тут слід зазначити, що на малих кутах атаки підйомна сила зростає значно швидше, ніж опір.

У міру збільшення кута атаки повітряному потоку стає все важче обтікати пластину. Підйомна сила хоч і продовжує збільшуватися, але повільніша, ніж раніше. А ось опір зростає все швидше та швидше, поступово обганяючи зростання підйомної сили. В результаті повна аеродинамічна сила Rпочинає відхиляється назад.

І тут раптом картина різко змінюється. Повітряні струмки виявляються не в змозі плавно обтікати верхню поверхню пластини. За пластиною утворюється потужний вихор. Підйомна сила різко знижується, а опір збільшується. Це явище в аеродинаміці називають зрив потоку. "Зірване" крило перестає бути крилом. Воно перестає летіти і починає падати

Покажемо залежність коефіцієнтів підйомної сили З Y та сили опору З Х від кута атаки α на графіках.

Об'єднаємо два графіки в один. По осі абсцис відкладемо значення коефіцієнта опору З Х, а по осі ординат – коефіцієнт підйомної сили З Y .

Крива, що вийшла, називається ПОЛЯРА КРИЛА - основний графік, що характеризує льотні властивості крила. Відкладаючи на осях координат значення коефіцієнтів підйомної сили C Yта опору C X, цей графік показує величину та напрямок дії повної аеродинамічної сили R.

Якщо вважати, що повітряний потік рухається вздовж осі C Xзліва направо, а центр тиску (точка докладання повної аеродинамічної сили) знаходиться в центрі координат, то для кожного з розібраних раніше кутів атаки вектор повної аеродинамічної сили йтиме з початку координат в точку поляри, що відповідає заданому куту атаки. На полярі можна легко відзначити три характерні точки та відповідні їм кути атаки: критичний, економічний та найвигідніший.

Критичний кут атаки- Це кут атаки, при перевищенні якого відбувається зрив потоку. При цьому З Yмаксимально і ЛА може утримуватись у повітрі на мінімально можливій швидкості. Це корисно під час заходу на посадку. Дивись точку (3) на малюнках.

Економічний кут атаки– це кут атаки, у якому аеродинамічний опір крила мінімально. Якщо встановити крило на економічний кут атаки, воно зможе рухатися з максимальною швидкістю.

Найвигідніший кут атаки– це кут атаки, на якому відношення коефіцієнтів підйомної сили та опору C Y /C Xмаксимально. В цьому випадку кут відхилення аеродинамічної сили від напрямку руху повітряного потоку є максимальним. При встановленні крила на найвигідніший кут атаки воно полетить далі.

Аеродинамічна якість крила- Це відношення коефіцієнтів C Y /C Xпри установці крила на найвигідніший кут атаки.

Порядок виконання роботи

Підбір профілю крила:

Велика бібліотека авіаційних профілів знаходиться на сайті Іллінойського університету: http://aerospace.illinois.edu/m-selig/ads/coord_database.html

Тут зібрано базу з приблизно 1600 різноманітних профілів крила. Для кожного профілю є його малюнок (у форматі *.gif) та таблиця координат верхньої та нижньої частини профілю (у форматі *.dat). База знаходиться у вільному доступі, постійно оновлюється. Крім того, на цьому сайті є посилання на інші бібліотеки профілів.

Вибираємо будь-який профіль та завантажуємо *.dat файл до себе на комп'ютер.

Редагування файлу *.dat з координатами профілю:

Перед тим, як імпортувати файл з координатами профілю до SW, його необхідно підкоригувати в Microsoft Excel. Але якщо відкрити цей файл в Excel, то всі координати виявляться в одному стовпці.

А нам необхідно, щоб координати Xі Yпрофілю були у різних стовпцях.

Тому ми спочатку запускаємо Excel, а потім відкриваємо із нього наш *.dat файл. У списку вказуємо «Всі файли». У майстрі текстів формат даних вказуємо – із символом-розділювачем «Пробіл».

Тепер Xі Yкоординати кожна у своєму стовпці:

Тепер видаляємо рядок 1 з текстом, рядок 2 із сторонніми даними та порожній рядок 3. Далі переглядаємо всі координати і також видаляємо порожні рядки, якщо вони є.

Ще додаємо третій стовпець для координати Z. У цьому стовпці всі осередки заповнюємо нулями.

І зміщуємо всю таблицю вліво.

Відредагований файл *.dat повинен виглядати приблизно так:

Зберігаємо цей файл як текстовий файл (з роздільниками табуляції).

Створення профілю у SW:

У SW створюємо нову деталь.

Запускаємо команду "Крива через точки XYZ" на вкладці "Елементи".

Відкриється вікно:

Натискаємо ОК та вставляємо в документ криву профілю крила.

Якщо видається попередження, що крива самоперетинається (це можливо для деяких профілів), то потрібно вручну Excel відредагувати файл, щоб усунути самоперетин.

Тепер цю криву потрібно перетворити на ескіз. Для цього створюємо на передній площині ескіз:

Запускаємо команду "Перетворення об'єктів" на вкладці "Ескіз" і як елемент для перетворення вказуємо нашу криву профілю.

Оскільки вихідна крива дуже маленького розміру (хорда профілю всього 1 мм!), то за допомогою команди «Масштабувати об'єкти» збільшуємо профіль у тисячу разів, щоб значення аеродинамічних сил більш-менш відповідали реальним.

Закриваємо ескіз та за допомогою команди «Витягнута бобишка/основа» видавлюємо ескіз у твердотільну модель завдовжки 1000 мм. Видавлювати можна насправді на будь-яку довжину, все одно ми вирішуватимемо завдання двовимірного обтікання.

Обдування профілю в модулі Flow Simulation:

На необхідно виконати обдування отриманого профілю в трьох швидкісних режимах: дозвуковому злітно-посадковому (50 м/с), дозвуковому крейсерському (250 м/с) і надзвуковому (500 м/с) при різних кутах атаки: -5°, 0°, 10 °, 20 °, 30 °, 40 °.

При цьому необхідно побудувати картини у перерізі для кожного випадку та визначити підйомну силу та силу опору, що діють на профіль.

Таким чином, необхідно 18 разів виконати розрахунок у Flow Simulation та заповнити таку таблицю:

Повертання крила у SW виконується за допомогою команди «Перемістити/копіювати тіла» .

Загальні параметрипроекту такі: тип завдання (зовнішня без урахування замкнутих порожнин), тип текучого середовища (повітря, ламінарний та турбулентний перебіг, великі числа Маху для надзвукового режиму), швидкість у напрямку осі Х V Х= 50, 250 та 500 м/с. Інші параметри залишаємо за замовчуванням.

У властивостях розрахункової області вказуємо тип завдання – 2D моделювання.

Вказуємо мета розрахунку- Поверхнева, ставимо мітки для середніх швидкостей по Xі Y, а також для сил по Xі Y.

На закінчення, будуються 6 графіків – залежність підйомної сили Yта сили опору Xвід кута атаки α , а також 3 поляри крила.

Контрольні питання

Що таке профіль крила?

Що таке кут атаки?

Що таке розмах крила?

Чим обтікання крила кінцевого розмаху відрізняється від обтікання крила з нескінченним розмахом?

Що таке хорда крила?

Які бувають хорди у крила?

Як визначити підйомну силу та силу опору (формули)?

Як виглядають графіки залежності C Yі C Xвід кута атаки α ?

Що таке поляра крила?

Які характерні точки є на полярі?

Що таке аеродинамічна якість крила?

Повна аеродинамічна сила та її проекції

При розрахунку основних льотно-технічних характеристик літака, а також його стійкості та керованості необхідно знати сили та моменти, що діють на літак.

Аеродинамічні сили, що діють на поверхню літака (тиск і тертя), можна привести до головного вектора аеродинамічних сил, прикладеного в центрі тиску (рис. 1), і парі сил, момент яких дорівнює головному моменту аеродинамічних сил щодо центру мас літального апарату.

Мал. 1. Повна аеродинамічна сила та її проекції у двовимірному (плоському) випадку

Аеродинамічну силу зазвичай задають проекціями на осі швидкісної системи координат (ГОСТ 20058-80). При цьому проекцію на вісь , взяту зі зворотним знаком, називають силою лобового опору , проекцію на вісь - аеродинамічною підйомною силою , проекцію на вісь - аеродинамічною бічною силою . Ці сили можуть бути виражені через безрозмірні коефіцієнти лобового опору , підйомної сили та бічної сили , відповідно:

; ; ,

де - швидкісний напір, Н/м 2; - Повітряна швидкість, м/с; r - масова щільність повітря, кг/м 3; S -площа крила літака, м2. До основних аеродинамічних характеристик відносять також аеродинамічна якість

.

Аеродинамічні характеристики крила , , залежать від геометричних параметрів профілю та крила, орієнтації крила в потоці (кута атаки a та ковзання b), параметрів подібності (чисел Рейнольдса Re та Маха ), висоти польоту H, а також від інших параметрів . Числа Маха та Рейнольдса є безрозмірними величинами та визначаються виразами

де a- Швидкість звуку, n - кінематичний коефіцієнт в'язкості повітря в м 2 / с, - характерний розмір (як правило вважають, де - середня аеродинамічна хорда крила). Для визначення аеродинамічних характеристик літака іноді використовуються простіші, наближені методи. Літак сприймається як сукупність окремих частин: крила, фюзеляжу, оперення, гондол двигунів тощо. Визначаються сили та моменти, що діють на кожну з окремих частин. При цьому використовуються відомі результати аналітичних, чисельних та експериментальних досліджень. Сили та моменти, що діють на літак, знаходяться як сума відповідних сил та моментів, що діють на кожну з його частин, з урахуванням їхнього взаємного впливу.

Відповідно до запропонованої методики, розрахунок аеродинамічних характеристик крила проводиться, якщо задані деякі геометричні та аеродинамічні характеристики профілю крила.

Вибір профілю крила

Основні геометричні характеристики профілю задаються такими параметрами. Хордою профілю називається відрізок прямої, з'єднаної дві найвіддаленіші точки профілю. Хорда ділить профіль на дві частини: верхню та нижню. Найбільший перпендикулярний хорді відрізок, укладений між верхнім та нижнім обводами профілю, називається товщиною профілю c (Рис. 2). Лінія, що з'єднує середини відрізків, перпендикулярних хорді та укладених між верхнім та нижнім обводами профілю, називається середньою лінією . Найбільший перпендикулярний хорді відрізок, укладений між хордою та середньою лінією профілю, називається кривизною профілю f . Якщо , то профіль називається симетричним .

Мал. 2. Профіль крила

b- хорда профілю; c- Товщина профілю; f- кривизна профілю; - Координата максимальної товщини; - координата максимальної кривизни

Товщину cта кривизну профілю f, а також координати і , як правило вимірюють у відносних одиницях , , , або у відсотках , , , .

Вибір профілю крила пов'язаний із задоволенням різних вимог, що пред'являються до літака (забезпечення необхідної дальності польоту, високої паливної ефективності, крейсерської швидкості, забезпечення безпечних умов зльоту та посадки та ін.). Так, для легких літаків із спрощеною механізацією крила слід звертати особливу увагу на забезпечення максимального значення коефіцієнта підйомної сили, особливо на режимі зльоту та посадки. Як правило, такі літаки мають крило з великим значенням відносної товщини профілю % = 12 15%.

Для далеких літаків з високою дозвуковою швидкістю польоту, у яких збільшення на злітно-посадкових режимах досягається завдяки механізації крила, акцент робиться на досягнення кращих характеристик на крейсерському режимі, зокрема, на забезпечення режимів.

Для нешвидкісних літаків вибір профілів здійснюється із серії стандартних (звичайних) профілів NACA або ЦАГІ, які за необхідності можуть бути модифіковані на етапі ескізного проектування літака.

Так, профілі NACA з чотиризначними позначеннями можуть бути використані на легких тренувальних літаках, а саме для кінцевих перерізів крила та хвостового оперення. Наприклад, профілі NACA2412 (відносна товщина % = 12%, координата максимальної товщини % = 30%, відносна кривизна % = 2%, координата максимальної кривизни % = 40%) та NACA4412 ( % = 12%, % = 30%, % = 4%, % = 40%) мають досить високе значення і плавні зривні характеристики в районі критичного кута атаки.

П'ятизначні профілі NACA (серії 230) мають найбільшу підйомну силу всіх стандартних серій, але їх зривні характеристики менш сприятливі.

Профілі NACA із шестизначним позначенням ("ламінарні") мають низький профільний опір у вузькому діапазоні значень коефіцієнта . Ці профілі дуже чутливі до шорсткості поверхні, забруднення, нарости.

Класичні (звичайні) профілі, які використовуються на літаках з малими дозвуковими швидкостями, відрізняються досить великими місцевими збуреннями (розрядженнями) на верхній поверхні і, відповідно, невеликими значеннями критичного числа Маха. Критичне число Маха є важливим параметром, що визначає величину лобового опору літака (при > на поверхні літального апарату з'являються області місцевих надзвукових течій та додатковий хвильовий опір).

Активний пошук шляхів підвищення крейсерської швидкості польоту (без збільшення опору літака) спричинив необхідність знайти способи подальшого підвищення порівняно з класичними швидкісними профілями. Таким способом підвищення є зменшення кривизни верхньої поверхні, що призводить до зниження збурень на значній частині верхньої поверхні. При малій викривленості верхньої поверхні надкритичного профілю зменшується частка створюваної ним підйомної сили. Для компенсації цього явища проводиться підрізування хвостової ділянки профілю шляхом плавного згинання його вниз (ефект "закрилка"). У зв'язку з цим, середня лінія суперкритичних профілів має характерний S -образний вигляд, з відгином униз хвостової ділянки. Для суперкритичних профілів, як правило, характерна наявність негативної кривизни носової частини профілю. Зокрема, на авіасалоні МАКС 2007 в експозиції ВАТ «Туполь» було представлено макет літака ТУ-204-100СМ з усіченим крилом, що дозволяє отримати уявлення про геометричні характеристики профілю в кореневій частині крила. З наведеного нижче фото (рис. 3.) видно наявність у профілю брюшка і досить плоскої верхньої частини, характерних для суперкритичних профілів. Надкритичні профілі в порівнянні зі звичайними швидкісними профілями дозволяють підвищити приблизно на = 0,05 0,12 або збільшити товщину на % = 2,5 5%. Застосування потовщених профілів дозволяє збільшити подовження lкрила на = 2,5 3 або зменшити кут стріловидності c крила приблизно на = 5 10° при збереженні значення .

Мал. 3. Профіль крила літака ТУ-204-100СМ

Використання надкритичних профілів у компонуванні стрілоподібних крил є одним з основних напрямків удосконалення аеродинаміки сучасних транспортних та пасажирських літаків.

Слід зазначити, що при безперечній перевагі надкритичних профілів, порівняно із звичайними, деякими недоліками, їх є підвищення значення коефіцієнта моменту на пікірування і тонка хвостова частина профілю.

Основні геометричні та аеродинамічні характеристики крила кінцевого розмаху

Протягом останніх 30 40 років основним типом крила для дозвукових магістральних літаків було стрілоподібне (c = 30 35 °) крило з подовженням , виконане з звуженням h = 3 4. Перспективні пасажирські літаки, представлені на авіасалоні МАКС - 2007 (Ту - 334, Sukhoy Superjet 100) мали подовження . Прогрес у збільшенні подовження крила досягнуто в основному за рахунок використання композиційних матеріалів у конструкції крила.

Мал. 4. Однопанельне крило

Перетин крила в площині симетрії називається кореневим профілем , а його хорда - кореневий ; на кінцях крила, відповідно, кінцевий профіль і кінцева хорда . Відстань від одного кінцевого профілю до іншого називається розмахом крила . Хорда профілю крила може змінюватися вздовж його розмаху. Ставлення кореневої хорди до кінцевої називається звуженням крила h. Ставлення називається подовженням крила . Тут S- площа проекції крила на площину, перпендикулярну до площини симетрії крила і містить кореневу хорду. Якщо під час польоту кінці відхилені щодо кореневого перерізу, говорять про стріловидність крила . На рис. 4 показаний кут між перпендикуляром до площини симетрії та передньою кромкою крила визначальний стрілоподібність по передній кромці . Говорять також про вугілля стріловидність по задній кромці , але найважливіше - кут (або просто c) стріловидність по лінії фокусів , тобто. по лінії, що з'єднує фокуси профілів крила вздовж його розмаху. При нульовій стріловидності по лінії фокусів у крила з ненульовим звуженням кромки крила не перпендикулярні площині симетрії крила. Проте прийнято вважати його прямим, а не стрілоподібним крилом. Якщо кінці крила відхилені щодо кореневого перерізу назад, то кажуть про позитивну стрілоподібність якщо вперед - про негативною . Якщо передня та задня кромки крила не мають зламів, то стрілоподібність не змінюється вздовж розмаху. В іншому випадку, стрілоподібність може змінювати своє значення і навіть знак.

Сучасні стрілоподібні крила з кутом стріловидності c= 35° дозвукових магістральних літаків, розрахованих на крейсерські швидкості, відповідні = 0,83 0,85, мають середню відносну товщину крила % = 10 11%, а надкритичні крила з кутом стрілоподібності c = 28 30 ° (для перспективних літаків) близько % = 11 12%. Розподіл товщини по розмаху крила визначається за умов реалізації заданого корисного об'єму та мінімального хвильового опору. З метою реалізації ефекту ковзання в бортових перерізах стрілоподібних крил застосовують профілі з більш переднім розташуванням точки максимальної товщини, в порівнянні з рештою крила.

Розташовані не в одній площині, крило має геометричну крутку (рис. 6), що характеризує кутом j.

Мал. 6. Кінцевий та кореневий профілі крила за наявності геометричної крутки

Дослідження аеродинамічних моделей літаків показали, що застосування надкритичних профілів у поєднанні з геометричною круткою дозволяють забезпечити . У цій роботі використовується наближена методика визначення аеродинамічних характеристик крила, заснована на використанні експериментальних даних. Розрахунок аеродинамічних коефіцієнтів та крила проводиться у кілька етапів. Вихідними даними для розрахунку є деякі геометричні та аеродинамічні характеристики профілю. Ці дані можуть бути взяті, зокрема, з профілів атласу.

За результатами розрахунку аеродинамічних коефіцієнтів будується залежність та поляра - залежність . Типовий вид цих залежностей для малих дозвукових швидкостей представлений відповідно на рис. 7 та рис. 8.

Класичний профіль крила має такий вигляд

Найбільша товщина знаходиться приблизно на 40% хорди.

Середня лінія у своїй змінюється приблизно в такий спосіб.

Такі профілі стали називати надкритичними (суперкритичними). Досить швидко вони еволюціонували у надкритичні профілі 2-го покоління – передня частина наближалася до симетричної, а підрізування посилювалося.

Відхід середньої частини профілю вниз приніс би додатковий поступ за швидкістю.

Однак подальший розвитоку цьому напрямі зупинилося - ще сильніша підрізка робила задню кромку надто тонкою з погляду міцності. Іншим недоліком надкритичного крила 2-го покоління був момент пікірування, який доводилося парирувати навантаженням на горизонтальне оперення.

Ми вирішили: якщо не можна підрізати ззаду - потрібно підрізати спереду.

Про результат пишуть:

"Як ви розумієте, це завдання було блискуче вирішено. І рішення було настільки ж геніально, скільки і просто ― застосували підрізування в передній нижній частині крила і зменшили її в задній. Це ідея разом ліквідувала обидві проблеми (пікування та міцності), зберігши все переваги надкритичного профілю.

Тепер у інженерів з'явилася пряма можливість збільшити швидкість польоту на понад 10% без збільшення потужності двигунів, або збільшити міцність крила без збільшення його маси.