Ламинированный профиль крыла. Исследование обтекания профиля крыла

Пожалуй, главным самолетным агрегатом является крыло. Именно крыло, создающее подъемную силу, держит многотонный самолет в воздухе, не давая ему упасть. Не случайно у конструкторов существует выражение о том, что тот, кто владеет крылом, управляет и самолетом. Погоня за улучшением аэродинамических характеристик летательных аппаратов вынуждает разработчиков постоянно совершенствовать крыло, работая над его формой, весом и профилем.

Крыло в профиль

Профиль крыла самолета - это геометрическое сечение крыла, проходящее параллельно оси самолета. Или проще - вид крыла сбоку. За долгие годы развития авиастроения в разных лабораториях и институтах постоянно разрабатывали и испытывали крылья самой различной конфигурации. Росли скорости, масса самолетов, менялись задачи — и все это требовало новые профили крыла.

Виды профилей

На сегодняшний день существуют различные профили крыла, отличающиеся по назначению. Один и тот же тип может иметь множество вариантов и применяться на различных самолетах. Но в целом существующие основные типы профилей можно проиллюстрировать изображением ниже.

1. Симметричный.
2. Несимметричный.
3. Плосковыпуклый.
4. Двояковыпуклый.
5. S-образный.
6. Ламинизированный.
7. Чечевицеобразный.
8. Ромбовидный.
9. Клиновидный.

На отдельных самолетах применяется изменяющийся профиль по длине крыла, но обычно его форма неизменна на всем протяжении.

Геометрия

Внешне профиль крыла напоминает червяка или что-то в этом роде. Являясь сложной геометрической фигурой, имеет свой набор характеристик.

На приведенном рисунке указаны основные геометрические характеристики профиля крыла самолета. Расстояние (b) называется хордой крыла, представляет собой расстояние между крайними точками спереди и сзади. Относительная толщина определяется отношением максимальной толщины профиля (Cmax) к его хорде и выражается в процентах. Координата максимальной толщины представляет собой отношение расстояние от носка до места максимальной толщины (Xc) к хорде (b) и также выражается в процентах. Средней линией является условная кривая, равноудаленная от верхних и нижних панелей крыла, а стрелкой прогиба (fmax) называется максимальное удаление средней линии от хорды. Еще один показатель - относительная кривизна — рассчитывается методом деления (fmax) на хорду (b). Традиционно все эти величины выражаются в процентах. Кроме уже упомянутых, существует радиус носика профиля, координаты наибольшей вогнутости и еще ряд других. Каждый профиль имеет свой шифр и, как правило, основные геометрические характеристики в этом шифре присутствуют.

Например, профиль В6358 имеет толщину профиля в 6 %, положение стрелки вогнутости 35 % и относительную кривизну 8 %. Система обозначений, к сожалению, не унифицирована, и разные разработчики применяют шифры каждый по-своему.

Аэродинамика

Причудливые, на первый взгляд, рисунки сечений крыла делаются не из-за любви к высокому искусству, а исключительно в прагматичных целях - для обеспечения высоких аэродинамических характеристик профилей крыла. К этим важнейшим характеристикам относятся коэффициент подъемной силы Су и коэффициент сопротивления Сх для каждого конкретного профиля. Сами коэффициенты не имеют постоянного значения и зависят от угла атаки, скорости и некоторых других характеристик. После проведения испытаний в аэродинамической трубе для каждого профиля крыла самолета может быть составлена так называемая поляра. Она отражает зависимость между Сх и Су при определенном угле атаки. Созданы специальные справочники, содержащие подробную информацию о каждом аэродинамическом профиле крыла и иллюстрированные соответствующими графиками и схемами. Эти справочники находятся в свободном доступе.

Выбор профиля

Разнообразие летательных аппаратов, типы их двигательных установок и их назначение требуют тщательного подхода к выбору профиля крыла самолета. При проектировании новых летательных аппаратов обычно рассматривается несколько альтернатив. Чем больше относительная толщина крыла, тем больше сопротивление. Но при тонких крыльях большой длины сложно обеспечить надлежащую прочность конструкции.

Отдельно стоит вопрос по сверхзвуковым машинам, требующим особого подхода. Совершенно естественно, что профиль крыла самолета Ан-2 ("кукурузник") будет отличаться от профиля истребителя и пассажирского лайнера. Симметричный и S-образный профили крыла создают меньшую подъемную силу, но отличаются стабильностью, тонкое крыло с небольшим изгибом подходит для скоростных спортивных машин и истребителей, а профилем крыла с наибольшей подъемной силой можно назвать толстое крыло с большим изгибом, применяемое на больших пассажирских самолетах. Сверхзвуковые самолеты оснащаются крыльями, имеющими чечевицеобразный профиль, а для гиперзвуковых применяются ромбовидные и клиновидные профили. Следует иметь в виду, что создав самый лучший профиль, можно потерять все его преимущества только из-за некачественной обработки поверхности панелей крыла или неудачной конструкции самолета.

Метод расчета характеристик

В последнее время расчеты характеристик крыла определенного профиля осуществляются с использованием ЭВМ, которые способны проводить многофакторное моделирование поведения крыла в разных условиях. Но самым надежным способом являются естественные испытания, проводимые на специальных стендах. Отдельные сотрудники «старой школы» могут продолжать делать это вручную. Звучит метод просто угрожающе: «полный расчет крыла с использованием интегродифференциальных уравнений относительно неизвестной циркуляции». Суть метода заключается в представлении циркуляции воздушного потока вокруг крыла в виде тригонометрических рядов и в поиске коэффициентов этих рядов, которые удовлетворяют граничным условиям. Работа эта очень трудоемкая и все равно дает лишь приблизительные характеристики профиля крыла самолета.

Конструкция крыла самолета

Красиво нарисованный и детально рассчитанный профиль необходимо изготовить в реальности. Крыло, помимо выполнения своей основной функции - создания подъемной силы, должно выполнять еще ряд задач, связанных с размещением топливных баков, различных механизмов, трубопроводов, электрических жгутов, датчиков и много другого, что делает его крайне сложным техническим объектом. Но если говорить очень упрощенно, крыло самолета состоит из набора нервюр, которые обеспечивают формирование нужного профиля крыла, располагающихся поперек крыла, и лонжеронов, располагающихся вдоль. Сверху и снизу эта конструкция закрывается обшивкой из алюминиевых панелей со стрингерным набором. Нервюры по внешним обводам полностью соответствуют профилю крыла самолета. Трудоемкость изготовления крыла достигает 40 % от общей трудоемкости изготовления всего самолета.

Суперкритический профиль крыла

Суперкритический профиль крыла позволяет повысить эффективность самолёта в трансзвуковой области чисел М.

Из-за того, что воздушный поток не получает того же разгона над более плоской верхней поверхностью, по сравнению с обычным профилем, скачок уплотнения образуется на более высоком числе М. Образовавшийся скачок получается более слабым и маленьким. Это приводит к ослаблению градиента повышения давления на задней части профиля и повышает несущие свойства крыла.

Преимущества суперкритического профиля:

Благодаря ослаблению скачков уплотнения можно использовать меньший угол стреловидности крыла для самолёта с заданным крейсерским числом М. Таким образом ослабить проблемы, связанные со стреловидностью;

Большая относительная толщина профиля позволяет увеличить прочность и жёсткость крыла при неизменном весе конструкции. Также это позволяет создавать крылья большего удлинения, что уменьшает индуктивное сопротивление крыла;

Увеличивается внутренний объём крыла для размещения топлива и др.

Использование суперкритического профиля крыла позволяет:

Увеличить полезную загрузку. Если не изменять крейсерское число М, расход топлива уменьшится, что позволит взять больше полезной нагрузки, практически не увеличив лобовое сопротивление самолёта по сравнению с самолётом с традиционным профилем крыла.

Увеличить крейсерское число М. При сохранении той же полезной нагрузки, крейсерское число М может быть увеличено, практически без увеличения лобового сопротивления.

Недостатки суперкритического профиля

S - образная кривизна профиля хороша для больших чисел М, но далека от идеала для полёта на малых скоростях. С У МАХ уменьшается, требуя хорошо развитой механизации крыла для обеспечения приемлемых взлётно-посадочных характеристик;

Задняя кромка профиля имеет положительную кривизну и создаёт больше подъёмной силы, что приводит к возникновению большого пикирующего момента крыла. Для его компенсации требуется большее балансировочное отклонение горизонтального оперения, что создаёт дополнительное лобовое сопротивление.

Скоростная тряска, вызванная срывом за скачком уплотнения, может вызвать сильную вибрацию.

Аэродинамический нагрев

Воздух нагревается при сжатии и в результате трения. Воздух сжимается в зонах торможения перед самолётом и на скачках уплотнения и испытывает трение в пограничном слое.

При движении через воздух поверхность самолёта нагревается. Это происходит на всех скоростях, но нагрев становится существенным только на больших числах М.

На рисунке показано, как меняется температура поверхности самолёта при изменении числа М полёта. На М = 1,0 прирост температуры составляет около 40°С. При росте числа М более 2,0 температура повышается настолько, что в конструкции из традиционных алюминиевых сплавов начнутся необратимые изменения. Поэтому для самолётов с М ≥ 2,0 используются титановые сплавы или нержавеющая сталь.

Угол Маха

Если истинная скорость самолёта больше местной скорости звука, то источник звуковых волн давления движется быстрее, чем производимые им возмущения.

Рассмотрим объект, движущийся со скоростью V в направлении от А к D (см. рисунок ниже). Когда тело находилось в точке А, оно стало источником возмущения. Волна давления распространяется сферически с местной скоростью звука, но тело обогнало волну и по дороге также являлось источником звуковых волн давления. Распространение волн из точек А, В и С нарисовано соответствующими окружностями. Тело находится в точке D. Проведём касательную к этим окружностям DЕ. Данная касательная представляет собой границу распространения звуковых волн в момент нахождения тела в точке D.

Отрезок АЕ представляет местную скорость звука (а), АD – истинную скорость (V).

М = V / а (на рисунке М = 2,6).

Угол АDЕ называется углом Маха, обозначается µ.

sin µ = a / V = 1 / M.

Чем больше число М, тем угол Маха более острый. При М 1,0 µ = 90°.

Конус Маха

В трёхмерном пространстве звуковые волны распространяются сферически. Если их источник движется со сверхзвуковой скоростью, то они, накладываясь, образуют конус возмущений.

Угол полураствора конуса равен µ.

На рисунке изображён конус возмущений от объекта, движущегося с числом М 5,0.

Зона влияния

При движении со сверхзвуковой скоростью конус Маха представляет собой предел распространения звуковых возмущений от самолёта. Всё, находящееся снаружи конуса, находится вне влияния возмущений. Пространство внутри конуса называется зоной влияния самолёта.

У реального самолёта конус Маха начинается косым скачком уплотнения, угол которого несколько больше угла Маха. Это связано с тем, что первоначальная скорость распространения скачка уплотнения больше, чем местная скорость звука.

Головной скачек уплотнения

Рассмотрим сверхзвуковой поток, приближающийся к передней кромке крыла. Чтобы обойти вокруг кромки воздуху надо развернуться на большой угол. На сверхзвуковой скорости это невозможно на такой маленькой дистанции. Скорость потока резко затормозится до дозвуковой скорости и перед передней кромкой образуется прямой скачок уплотнения.

Позади скачка воздух заторможен и в состоянии обойти вокруг передней кромки. Вскоре после этого поток вновь разгоняется до сверхзвуковой скорости.

Скачок уплотнения перед самолётом называется головным скачком уплотнения. Он прямой в непосредственной близости с передней кромкой, далее от неё он переходит в косой скачок.

Как видно из рисунка на задней кромке крыла тоже образуется скачок уплотнения, но так как число М потока за крылом больше единицы, то этот скачек косой.

Волны разрежения

В предыдущем тексте было показано, как сверхзвуковой поток может обойти препятствие с торможением до дозвуковой скорости и образованием скачка уплотнения. При этом поток теряет энергию.

Рассмотрим, как сверхзвуковой поток огибает выпуклый угол.

Сначала рассмотрим дозвуковое обтекание.

При обтекании выпуклого угла скорость дозвукового потока резко уменьшается, а давление увеличивается. Неблагоприятный градиент давления приводит к отрыву пограничного слоя.

Сверхзвуковой поток может без отрыва обойти выпуклый угол за счёт расширения. При этом скорость потока увеличивается, а давление, плотность и температура понижаются. Поведение сверхзвукового потока, при пересечении волны разрежения, полностью противоположно прохождению скачка уплотнения.

На следующем рисунке показана серия волн разрежения при обтекании профиля сверхзвуковым потоком.

После прохода через головной скачек уплотнения, сжатый сверхзвуковой поток свободен для расширения и следует вдоль контура поверхности. Поскольку в потоке не возникает резких изменений параметров, волны расширения не похожи на скачки уплотнения.

При прохождении через волны расширения в потоке происходят следующие изменения:

Скорость и число М увеличиваются;

Направление потока изменяется для следования поверхности;

Статическое давление падает;

Плотность уменьшается;

Поскольку изменения не скачкообразные, то энергия потока не уменьшается.

Звуковой хлопок

Интенсивность скачков уплотнения уменьшается по мере удаления от летящего самолёта, но энергии звуковых волн давления может оказаться достаточно, чтобы создать громкий хлопок для наблюдателя на земле. Такие звуковые хлопки – неотъемлемый атрибут сверхзвуковых полётов. Звуковая волна движется вдоль земной поверхности с путевой скоростью пролетающего самолёта.

Методы улучшения управляемости в трансзвуковом диапазоне

Как уже было показано, эффективность традиционных рулевых поверхностей уменьшается в трансзвуковом диапазоне числе М. Некоторого улучшения можно добиться, используя генераторы вихрей.

Тем не менее, коренного улучшения управляемости можно добиться используя:

Цельноповоротный стабилизатор;

Интерцепторы-элероны.

Эти управляющие поверхности рассматривались в главе 11.

Зуда рулевых поверхностей можно избежать путём установки узких полосок вдоль задней кромки, использованием демпферов проводки управления или увеличения жесткости контура управления (усилия от поверхности замыкаются на силовом приводе).

Из-за возрастания и большого изменения шарнирных моментов на рулевых поверхностях в трансзвуковом диапазоне, система управления обеспечивается рулевыми приводами и механизмами искусственного создания усилий на органах управления.

Следующая таблица описывает основные свойства волновых форм сверхзвукового потока.

	Косой скачек	Прямой скачек	Волны разрежения
Геометрия Скачка	Плоскость скачка Наклонена более, чем На 90° от направления Движения потока	Плоскость скачка Перпендикулярна Направлению Движения потока
Изменение Направления Потока	В сторону на Набегающий Поток	Не меняется	В сторону от Набегающего Потока
Изменение Скорости Потока	Уменьшается, но Остаётся Сверхзвуковой	Уменьшается до Дозвуковой	Увеличивается
Изменение Давления и Плотности	Увеличивается	Значительно Увеличивается	Уменьшается
Изменение Потока	Уменьшается	Значительно Уменьшается	Не меняется
Изменение Температуры	Увеличивается	Увеличивается	Уменьшается

Стреловидное крыло – итоги

Угол стреловидности – это угол между линией, построенной по 25% длин хорд крыла, и перпендикуляром к корневой нервюре крыла.

Цель создания стреловидности – увеличить М КРИТ. Все остальные свойства стреловидного крыла – побочные и чаще всего негативные. Но положительный эффект увеличения М КРИТ перевешивает все недостатки.

Побочные свойства стреловидного крыла

1. 
   Усиливается тенденция к срыву потока на больших углах атаки первоначально в районе законцовок крыла. Для борьбы с этим используются аэродинамические гребни на верхней и нижней поверхности крыла и запилы по передней кромке (уменьшается перетекание потока от корня крыла к законцовкам).

Концевой срыв потока может вызывать срывной подхват по углу атаки – главный недостаток стреловидного крыла.

В свою очередь срывной подхват может привести к глубокому сваливанию (superstall).

Самолёты, которые демонстрируют тенденцию к подхвату на больших углах атаки, должны быть оборудованы устройством, активно предотвращающим выход на режим сваливания (толкатель штурвала).

При пилотировании самолёта на углах атаки близких к сваливанию, управление по крену следует выполнять отклонениями элеронов с координированными отклонениями руля направления. Управление одним рулём направления может давать чрезмерные кренящие моменты. (При назначении скорости V SR демонстрируется адекватное поперечное управление при использовании элеронов).

1. 
   По сравнению с прямым крылом, та же самая секция крыла стреловидного крыла аэродинамически менее эффективна.

На том же самом угле атаки С У будет меньше.

С У МАКС будет меньше и будет достигаться на большем угле атаки.

Градиент наклона кривой C Y = f (α) будет меньше.

Стреловидное крыло требует установки сложной механизации крыла, предкрылков и закрылков, чтобы добиться приемлемых взлётно-посадочных характеристик.

(Менее эффективный вид предкрылков устанавливают в корневой части стреловидного крыла для обеспечения первоначального срыва в корне крыла)

Киль и стабилизатор на самолётах со стреловидным крылом также делают стреловидными, чтобы не допустить развития срыва на оперении раньше, чем на крыле. (При увеличении угла стреловидности растёт максимально-допустимый угол атаки).

По сравнению с прямым крылом, стреловидное крыло достигает требуемого коэффициента подъёмной силы на большем угле атаки, что особенно заметно при полётах на малых скоростях.

Более пологий наклон зависимости C Y = f (α) играет положительную роль при полётах в условиях турбулентности – самолёт становится менее чувствительным к кратковременным изменениям угла атаки; меньшее изменение перегрузки возникает при попадании в один и тот же вертикальный порыв.

1. 
   Стреловидное крыло незначительно увеличивает путевую устойчивость.

1. 
   Стреловидное крыло значительно (как правило, чрезмерно) увеличивает поперечную устойчивость.

1. 
   При полете на числе М > М КРИТ, стреловидное крыло создаёт пикирующий момент (явление затягивания в пикирование), для противодействия которому на самолёте устанавливается система Mach trim.

1. 
   Ось вращения элеронов на стреловидном крыле не перпендикулярна набегающему потоку, что уменьшает эффективность управления самолётом.

Ламинарный профиль

Ламинарный профиль

профиль крыла, характеризующийся удалённым от носка положением точки перехода ламинарного течения в турбулентное при естественном обтекании, то есть без использования дополнительной энергии для затягивания перехода, как, например, при отсосе пограничного слоя, охлаждении поверхности (см. Ламинаризация пограничного слоя). Исследования в полёте состояния пограничного слоя на прямом крыле дозвукового самолёта (1938) показали наличие значительных участков ламинарного пограничного слоя. В СССР (И. В. Остославский, Г. П. Свищёв, К. К. Федяевский) и за рубежом были разработаны и применены на ряде самолётов Л. п., форма которых позволяла получать сдвинутое назад положение точки перехода ламинарного пограничного слоя в турбулентный и за счёт этого снижать , а следовательно, и полное аэродинамическое сопротивление самолёта. Для этого форма профиля должна обеспечивать на его поверхности в области ожидаемого ламинарного слоя ускоренное течение с возможно большим градиентом скорости для повышения устойчивости ламинарного течения к возмущениям. Геометрически это достигается смешением назад положения максимальной толщины и вогнутости профиля (см. Кривизна профиля), увеличением относительной толщины профиля и некоторым уменьшением радиуса кривизны носка. При этом с целью предотвращения срыва потока нельзя допускать резкого снижения скорости в хвостовой, диффузорной, части профиля, что приводит к ограничениям на геометрию профиля (недопустимо, например, смещение максимальной толщины и вогнутости за середину профиля, а также чрезмерное увеличение его толщины и вогнутости).
Фактором, ограничивающим возможности естественной ламинаризации пограничного слоя, является стреловидность крыла по передней кромке. При угле стреловидности больше 20-25(°) наблюдается значительное уменьшение области ламинарного течения. Участки с естественной ламинаризацией могут наблюдаться на различных элементах самолёта (носок фюзеляжа, горизонтальные и вертикальные оперения и т. д.). , проведённые при дозвуковых скоростях на самолётах с прямыми крыльями и крыльями с углом стреловидности менее 20(°), скомпонованными из Л. п., подтвердили наличие протяжённых ламинарных участков (до 30-50% хорды). При этом критические Рейнольдса числа, определенные по длине ламинарного участка, достигали Re* (≈) 10-12)*106. Проведённые в середине 80-х гг. в СССР (ЦАГИ) и за рубежом расчётные и экспериментальные исследования при больших числах Рейнольдса показали возможность получения протяжённых (вплоть до середины хорды) ламинарных участков при околозвуковом обтекании профилей с ускорением потока в местной сверхзвуков зоне. При этом полёта должно быть ограниченным, не допускающим возникновения интенсивных скачков уплотнения и заметного волнового сопротивления. Применение сверхкритических профилей с ускорением потока в местной сверхзвуковой зоне позволяет снизить сопротивление при повышенных дозвуковых скоростях полёта как за счёт естественной ламинаризации, так и за счёт малого, по сравнению с обычными профилями, волнового сопротивления.

Авиация: Энциклопедия. - М.: Большая Российская Энциклопедия . Главный редактор Г.П. Свищев . 1994 .

Смотреть что такое "Ламинарный профиль" в других словарях:

ламинарный профиль Энциклопедия «Авиация»

ламинарный профиль - ламинарный профиль — профиль крыла, характеризующийся удалённым от носка положением точки перехода ламинарного течения в турбулентное при естественном обтекании, то есть без использования дополнительной энергии для затягивания перехода, как … Энциклопедия «Авиация»

Bell P-63 «Kingcobra» - Bell P 63 «Kingcobra» Лётно технические характеристики Двигатель Авиационное артиллерийское оружие Авиационные средства поражения Классификаторы Факты Использование в иностранных ВВС Модификации Галерея … Военная энциклопедия

HA 420 HondaJet Тип бизнес джет Разработчик Honda Aircraft Company … Википедия

Проекция касательных напряжений, приложенных к обтекаемой поверхности тела, на направление его движения. С. т. есть составная часть сопротивления аэродинамического (СА) и обусловлено проявлением действия сил внутреннего трения (вязкости); при… … Энциклопедия техники Энциклопедия «Авиация»

Уменьшение сопротивления шара с возрастанием скорости набегающего потока при Рейнольдса числах Re, близких к критическому значению Re.(Кризис сопротивления) 1,5*105. Явление было установлено в 1912 А. Г. Эйфелем, объяснено в 1914 Л. Прандтлем.… … Энциклопедия техники

Транскрипт

1 Авиационные профиля Введение. Справочник Авиационных Профилей Авиационные профиля открытая тема для широкого круга узких специалистов и узкого круга широких масс. В настоящее время насчитывается несколько тысяч авиационных профилей и их модификаций. В данный справочник вошли только около сотни профилей. Материалы представленные в книге являются справочником авиационных профилей. Набор характеристик авиационного профиля достаточно велик, в справочнике он ограничен, в основном, геометрическими и аэродинамическими характеристиками. Цифры в таблицах, ничего не стоят без правильного понимания их физического смысла, по этому, в книге приведены некоторые теоретические выкладки и расчеты. Хотя в справочнике представлены авиационные профиля, они с легкостью могут быть использованы теми, кто конструирует жесткие крылья для буеров, парусников, катеров на подводных крыльях и ветряных мельниц. Данные для справочника брались из многих источников и в справочник попали только наиболее полные данные. Некоторые геометрические точки построения профилей изменены автором, для плавного построения профиля, об этом указывается в примечании для каждой измененной точки профиля.

2 2 Авиационные профиля Оглавление Об авиационных профилях...6 Типы авиационных профилей....6 авиационного профиля...8 авиационного профиля.... Индуктивное сопротивление....2 Число Рейнольдса....3 Аэродинамический момент крыла....4 Справочник Авиационных Профилей...7 Серия профилей А...7 Профиль A-9%...7 Профиль A-2%...9 Профиль A-5%...2 Профиль A-8%...23 Профиль A-2%...25 Серия профилей В...27 Профиль В-8%...27 Профиль В-%...29 Профиль В-2%...3 Профиль В-4%...32 Профиль В-6%...33 Профиль В-8%...35 Профиль В-2%...36 Серия профилей P-II...38 Профиль P-II %...4 Профиль P-II 2%...42 Профиль P-II-4% (ЦАГИ-78)...43 Профиль P-II-6%...45 Профиль P-II-8%...47 Профиль P-II-2%...48 Профиль P-II-22%...49 Профиль P-III (5,5%)...5 Серия профилей ЦАГИ Профиль ЦАГИ-6-8,2%...52 Профиль ЦАГИ-6-2%...54 Профиль ЦАГИ-6-3%...56 Профиль ЦАГИ-6-6%...58 Авиационные профиля 3 Профиль ЦАГИ-6-9%... 6 Профиль ЦАГИ-6-2% Профиль ЦАГИ Профиль ЦАГИ Профиль ЦАГИ Профиль ЦАГИ Профиль ЦАГИ Профиль ЦАГИ Профиль ЦАГИ Профиль ЦАГИ Профиль ЦАГИ Профиль ЦАГИ Серия профилей Су Профиль Су-26-2% Профиль Су-26-8%... 8 Профиль П-52 (2%) Профиль Як-55 (8%) Серия профилей МОС Профиль МОС 27-% Профиль МОС 27-8% Серия профилей Mynk Профиль Mynk Профиль Mynk Профиль Mynk Профиль Mynk Профиль Mynk Профиль Mynk Серия профилей NASA- (симметричные профиля) Профиль NASA Профиль NASA-8... Профиль NASA-9... Профиль NASA Профиль NASA Профиль NASA Профиль NASA Профиль NASA-2... Профиль NASA Серия профилей NASA Профиль NASA

3 4 Авиационные профиля Профиль NASA Профиль NASA Профиль NASA Профиль NASA Серия профилей Clark-Y...22 Профиль Clark-Y-5,9%...22 Профиль Clark-Y-8%...23 Профиль Clark-Y-%...24 Профиль Clark-Y-.7%...25 Серия профилей Clark-YH...26 Профиль Clark-YH-8%...26 Профиль Clark-YH-%...28 Профиль Clark-YH-4%...29 Профиль Clark-YH-7%...3 Профиль Clark-YH-2%...3 Профиль USA Профиль USA-45M...34 Профиль 35A...35 Профиль 35B...37 Профиль NAVY N Профиль N-...4 Профиль N Профиль GA(W) Профиль V-6 (6%)...44 Профиль MVA Профиль MVA Профиль B-6358-b...47 Профиль B-845-b...48 Профиль FX6-/26/...49 Профиль FX Профиль MHTC-, Профиль Gettingen-495M...52 S Образные профиля Профиль F Профиль NASA M Профиль NASA-2R Профиль К Профиль DFS Авиационные профиля 5

4 6 Авиационные профиля Об авиационных профилях. Типы авиационных профилей. За всю историю развития авиации было разработано огромное количество авиационных профилей. Обозначения и символика профилей различна. Организации и авторы, не мудрствуя лукаво, называли разработанные профиля именами организаций и фамилиями авторов. В аэродинамических лабораториях, в которых вели систематические исследования профилей, появилась система определенных обозначений. Испытания, выполненные в Геттингене, во время первой мировой войны способствовали развитию новых типов профилей крыльев. Профиля NACA. Так серии профилей NACA (Национальный авиационный консультативный комитет США) стали обозначать именем организации и четырьмя цифрами. Позднее возникла необходимость увеличить количество цифр до пяти и более. Система 4-х символьной нумерации основана на геометрических параметрах. Пример профиль NACA 649 с четырех символьным обозначением: первая цифра обозначает максимальную кривизну средней линии 6%, вторая цифра обозначает точку на хорде максимальной кривизну средней линии от передней кромки, в десятых долях от хорды.4 (4%), третья и четвертая цифры обозначает толщину профиля 9% Пример профиль NACA 235 с пяти символьным обозначением: первая цифра обозначает кривизну средней линии 2%, вторая и третья цифры обозначает точку на хорде максимальной кривизну средней линии 3%, четвертая и пятая цифры обозначает толщину профиля 5% Авиационные профиля 7 4 протяженность ламинарного обтекания (4%), А тип задней части профиля (управляемая), 2 индекс 2, ширина ламинарной области в долях (Сy= ±,2) профиля, 2 середина области ламинарного обтекания и низкого сопротивления, в долях (Сy=,2) профиля, 5 - две цифры обозначают толщину профиля 5% Профиля Gö. Серия профилей разработана в Германии, в лаборатории города Геттинген. В своей символике имеет имя - Gö и порядковый номер. Серия была исследована в аэродинамической трубе для низких чисел Рейнольдса и с успехом может быть использована для расчетов авиамоделей. Профиля Е. Серия профилей разработана профессором Эпплером, в Геттенгене. Серия разработана для низких чисел Рейнольдса, 4-2. Обозначаются буквой Е и порядковым номером. Профиля FX. Профиля разработанные профессором Вортманом. Профиль расшифровывается как: FX инициалы автора, 62 год создания профиля, К обозначение профиля с отклоняемой кромкой, 3 толщина профиля 3,%. Профиля B. Профиль разработанный Бенедека. Профиль В-6358, читается как: В имя профиля, 6 толщина профиля в %, 35 положение стрелки вогнутости в %, 8 относительная вогнутость в %. Развитие прикладной аэродинамики привело к появлению ламинаризованных профилей, изменились и обозначения профилей. Так профиль NACA64А 2-25 читается как: 6 серия профиля,

5 8 Авиационные профиля авиационного профиля. Очень удобной, для геометрических характеристик авиационных профилей, оказалась система относительных размеров, в процентах. Неделимый размер - хорда профиля, является основой основ всех геометрических размеров. Профили авиационных крыльев разнообразны, но их можно классифицировать по геометрическим признакам как: симметричные, двояко выпуклые, выпукло вогнутые, плоско выпуклые, S образные. Авиационные профиля 9 Для построения профиля приводятся таблицы, с величинами x расстояние от носка профиля (в относительных единицах, от до, или процентах), y в координата верхней точки и y н - координата нижней точки профиля (так же в относительных единицах или процентах). По толщине профиля делятся на тонкие - с меньше 8%, средние - с от 8% до 2% и толстые - с более 2%. В зависимости от вогнутости средней линии различают профили: с малой вогнутостью - f менее,5%, со средней вогнутостью - f,5 4% и большой вогнутостью - f более 4%. Для всех этих профилей существуют общие геометрические параметры: b длинна хорды профиля, с толщина профиля, f вогнутость профиля, r радиус носика профиля, x c координата наибольшей толщины, относительно носка профиля, x f координата наибольшей вогнутости, относительно носка профиля. Некоторые определения: Хорда профиля условная линия, соединяющая самую переднюю и самую заднюю точки профиля. Вогнутость профиля расстояние, измеряемое между средней линией профиля и его хордой. Средняя линия профиля геометрическое место точек, расположенных посредине ординат, перпендикулярных хорде и ограниченных верхними и нижними контурами профиля. Обычно эти параметры представляют в виде долей хорды b. Это очень удобно при построении профиля с различной хордой, например у эллиптического крыла.

6 Авиационные профиля авиационного профиля. Главной аэродинамической силой авиационного профиля является вектор R. Авиационные профиля не стоит обольщаться по поводу применения таких профилей на практике. Они требуют очень тщательного изготовления и показывают высокое аэродинамическое качество только в ограниченных условиях по турбулентности набегающего потока и числах Рейнольдса. Небольшое отступление по поводу профильного сопротивления. В реальных условиях трудно предсказать точное его значение, так как оно в значительной степени зависит от качества обработки поверхности крыла. Исследования проведенные американскими ученными Абботом, Денхофом и Стиверсоном показали, что сопротивление гладкого профиля с толщиной 24% может быть меньше, чем у шероховатого толщиной 6%. Исследования проводились с такими сериями профилей, как NASA, 4, 24, 23. Под шероховатостью принимались неровности,2..,3 мм, на передней кромке профиля при хорде профиля 24 дюйма (примерно 6 мм). Рис. Вектора аэродинамических сил Однако вектор R не представляет интереса сам по себе. Практический интерес представляют его составляющие, вектора подъемной силы - Y и аэродинамического сопротивления X. Направление вектора Y перпендикулярно вектору скорости V. Направление вектора X совпадает с вектором скорости и всегда имеет положительное значение. Аэродинамические силы Y и X зависят от угла атаки α, через соответствующие безразмерные коэффициенты C x и C y. Y = C y ρ V 2 S / 2 X = C x ρ V 2 S / 2 Немаловажным параметром профиля является его аэродинамическое качество К. Аэродинамическое качество зависит от угла атаки профиля. Вычисляется как соотношение К = Y / X. Выполнив некоторые преобразования получим К = C y / C x. Аэродинамическое качество профилей имеет очень широкий диапазон, от нескольких единиц и почти до 3. Примером такого профиля, с высоким качеством, может служить профиль NASA созданный И.Джекобсом в конце 3-х годов. Но

7 2 Авиационные профиля Индуктивное сопротивление. Индуктивное сопротивление имеет немалое значение при расчетах качества крыла. На величину C xi индуктивное сопротивление, влияет удлинение крыла λ. Связь между этими величинами записывается: 2 C y Cxi = πλ Следовательно коэффициент сопротивления реального крыла вычисляется C x = C x пр + C xi Удлинение реального крыла самолета может отличаться от крыла модели продуваемой в аэродинамической трубе. сопротивления крыльев: C xкр = C x + C xi Авиационные профиля 3 Число Рейнольдса. Число Рейнольдса, которое присутствует в характеристиках профилей тесно связано с коэффициентом силы сопротивления трения C f. Обтекание воздухом тела сильно зависит от характера изменения скорости в пограничном слое. При малых скоростях и линейных размерах поверхности обтекаемый воздух в пограничном слое имеет плавное струйное течение, называемое ламинарным. При повышении скорости и линейных размерах обтекаемого тела плавность течения нарушается и струи начинают перемешиваться. Такое, течение в пограничном слое называется турбулентным. Не вдаваясь в теоретические выкладки можно сказать, что с увеличением числа Рейнольдса сила трения C f. уменьшается. Формула, по которой вычисляется число Рейнольдса записывается как: где Re = ρ V b / µ; V скорость (м/с), b хорда крыла (м), ρ - плотность воздуха, при нормальных условиях,25 кг, µ - динамическая вязкость воздуха, равная. Отсюда, упростив формулу, получаем: Re 69 V b; Немецкий профессор Л. Прандтль, в результате исследований в г., получил формулу: C f =2.656 / Re. Так как C f включается как составляющая в C xкр, то общее сопротивление крыла, при изменении числа Re, так же будет меняться. Отсюда можно сделать вывод, что при известном числе Re, для выбранного Вами профиля стоит выполнить расчет числа Re для Вашего летательного аппарата и при несовпадении чисел хотя бы на пол порядка, можно ожидать изменение аэродинамических характеристик профиля.

8 4 Авиационные профиля Аэродинамический момент крыла. Аэродинамическая сила R состоит из составляющие Y и X. Необходимо знать не только ее величину, но и точку ее приложения, иначе мы не сможем добиться необходимого равновесия крыла в полете. Точка приложения силы R называется центром давления крыла. Положение центра давления находится следующим образом, крыло укрепляется в аэродинамической трубе так, что может свободно вращаться вокруг оси, проходящей через носок крыла (см. Рисунок). К хвостовой части крыла крепятся нити, переброшенные через ролики и снабженные чашками с грузами. Воздействуя на крыло воздушным потоком на определенном угле атаки, будем иметь силу R, стремящуюся повернуть крыло вокруг оси. Авиационные профиля 5 Это вращение будет, очевидно, тем сильнее, чем больше сила R и плечо a, т. е. чем больше произведение R a, называемое - аэродинамическим моментом (М). Чтобы удержать крыло в равновесии, нужно положить на одну из чашек соответствующий груз N. Из механики известно, что этот груз должен быть во столько раз меньше силы R, во сколько раз плечо t больше плеча а. Другими словами, имеет место равенство M = R а = N t, Таким образом, посредством установки, схематически изображенной на рис. 6, можно измерить величину аэродинамического момента, действующего на крыло. Отсюда легко найти плечо а: а = M / R = (N t) / R, а затем уже и ту точку на хорде крыла, через которую проходит сила R. Следовательно, мы нашли положение центра давления крыла, которое принято определять величиной х, дающей расстояние центра давления от носка крыла. Аэродинамические лаборатории, наряду с определением поляр для крыльев или профилей, производят испытания на определение их момента. В качестве результатов таких испытаний выводятся не самые моменты, а их коэффициенты С т, которые связаны с первыми следующей формулой: М = С т ρ S V 2 t / 2, Рис.2 Величина и направление силы R определяются диагональю параллелограмма, построенного на силах Y и X. где ρ, S, V - величины плотности воздуха, площади крыла и скорости потока; t - длина хорды крыла в метрах; С т коэффициент момента число, зависящее от профиля крыла, угла атаки и той точки, относительно которой момент определяется. Принимая во внимание, что М = С т ρ S V 2 t / 2, а R = C r ρ S V 2 / 2, зная выражение для плеча: а = M / R,

9 6 Авиационные профиля что после сокращения на (ρ S V 2 / 2) получаем: а = t С т / C y, В пределах небольших углов атаки (- 5), т. е. тех углов, с которыми приходится иметь дело в полете, величина С r очень не намного отличается от С у и плечо а от величины х; поэтому c достаточной для практики точностью можно считать, что x = t С т / C y, или x / t = С т / C y. Считая t равной получаем величину x в относительных единицах, т.е. x = С т / C y. Приведем пример, для наглядности. Если авиационный профиль, при угле атаки в 2, имеет С т. =,9, а С y, =,433, то точка приложения силы R можно вычислить как x = С т / C y. =,9 /,433 =,258. Авиационные профиля 7 Справочник Авиационных Профилей Серия профилей А Серия профилей А продувалась в лаборатории ЦАГИ-МАИ, в аэродинамической трубе НК-. Дата продувки 93 г. Некоторые продувки профиля: Скорость продувки V=33м/с Число Рйнольдса Re=34 Давление p=атм TF=2.4 Размер модели 5*75 мм Удлинение = 5 Профиль A-9%

10 8 Авиационные профиля -4 -,9,23,25,247 -,78-3 -,2,56,5,354 -,25-2 -,7,2,46,75,433 -,395 -,6,996,224,49 -,59,8,82,372,5,576 -,89,56,84,52,2,628 -,284 2,24,68,3,665 -,23 3,32,246,84,4,645 -,237 4,396,54,2,5,584 -,225 6,542,27,32,6,492 -,22 8,684,37,62,7,384 -,725,84,56,88,8,2565 -,335 2,94,69,22,9,275 -,8 4,944,956,226,95,65 -,495 6,8,46,244 8,264 2,964 22,92,2,8,6,4,2 -,4 Аэродинамические коэффициенты профиля А-9% - -,2 2 3 Авиационные профиля 9 Профиль A-2% -4 -,7,25,323 -,5-3 -,7,5,2,5,473 -,5-2,28,36,75,576 -,86 -,64,4,46,654 -,2,42,8,58,5,766 -,25,24,6,72,2,836 -,279 2,28,34,86,3,886 -,38 3,352,56,4,4,86 -,33 4,442,2,24,5,779 -,36 6,59,3,56,6,656 -,27 8,74,43,87,7,5 -,23,884,56,28,8,343 -,77 2,952,72,235,9,7 -,9 4,46,94,258,95,8 -,66 6,42,344,264 8,2,78,296 2,96

11 2 Авиационные профиля Аэродинамические коэффициенты профиля А-2%,2,8,6,4,2 - -,2 2 3 Авиационные профиля 2 Профиль A-5% -4 -,7,48,2,25,42 -,3-3 -,24,36,32,5,59 -,875-2,62,24,42,75,725 -,2325 -,2,22,57,87 -,265,84,22,69,5,96 -,352,246,38,8,2,46 -,3478 2,324,6,96,3,8 -,385 3,42,2,4,4,74 -,3926 4,48,256,32,5,973 -,375 6,646,37,64,6,82 -,34 8,79,5,2,7,64 -,2876,924,648,23,8,428 -,2225 2,6,83,256,9,225 -,35 4,56,52,272,95,25 -,825 6,36,44,282 8,98,88,292 2,92

12 22 Авиационные профиля Аэродинамические коэффициенты профиля А-5%,2,8,6,4,2 - -,2 2 3 Авиационные профиля 23 Профиль A-8% -4 -,56,64,4,25,483 -,57-3,6,48,56,5,79 -,225-2,8,4,68,75,867 -,278 -,34,36,76,98 -,37,2,42,86,5,5 -,377,276,52,98,2,258 -,48 2,334,9,9,3,33 -,462 3,4,24,25,4,29 -,47 4,486,27,42,5,7 -,45 6,642,39,82,6,984 -,49 8,8,52,26,7,76 -,346,93,69,246,8,54 -,266 2,64,85,272,9,255 -,63 4,4,2,29,95,24 -,99 6,2,28,33 8,23,646,38 2,9 22,2 24,24 Примечание автора. Координата Х=.25 - исправлена Yв=.443 на Yв=.483.

13 24 Авиационные профиля Аэродинамические коэффициенты профиля А-8%,4,2,8,6,4,2 - -,2 2 3 Авиационные профиля 25 Профиль A-2% -6 -,2,2,32,25,578 -,82-4,7,5,5,826 -,2625-3,6,6,6,75,3 -,325-2,2,54,72,42 -,37 -,7,66,82,5,342 -,44,248,8,94,2,468 -,487,34,24,5,3,55 -,539 2,36,233,2,4,55 -,548 3,448,272,34,5,36 -,525 4,52,32,52,6,48 -,476 6,68,436,92,7,896 -,424 8,83,594,23,8,598 -,34,93,77,264,9,2973 -,889 2,94,934,286,95,434 -,54 4,9,3,36 6,268,32,32 8,3,56,327 2,34,892,34 22,32,228 24,28 26,26

14 26 Авиационные профиля Аэродинамические коэффициенты профиля А-2%,6,4,2,8,6,4,2 - -,2 2 3 Авиационные профиля 27 Серия профилей В Серия профилей В продувалась в лаборатории ЦАГИ-МАИ, в аэродинамической трубе НК-. Дата продувки 93 г. Некоторые продувки профиля: Скорость продувки V=33м/с Число Рйнольдса Re=34 Давление p=атм TF=2.4 Размер модели 5*75 мм Удлинение = 5 За основу взят эпюрный профиль разработанный Ф.Г.Глассом. Профиль В-8% Аэродинамические коэффициенты профиля В-8%,8,6,4,2 2 -,4 -,6 -,8

15 28 Авиационные профиля -6 -,659,2 -,225,25,456 -,657,66 -,25,5,66 -,632,36 -,82,75,824 -,66 - -,575,87 -,48,976 -,483,49 -,5,25,2 -,365,22 -,83,75,348 -,8-4 -,234,25 -,54,25,656 -,92-2 -,4,83 -,25,325,928 -,344,26,62,2,5,2472 -,62 2,59,7,34,75,38 -,864 4,29,3,65,3584 -,2496 6,42,9,95,5,434 -,2388 8,552,3,25,2,24688,676,47,55,3,5288 -,76,795,82,4,5744 -,274 4,79,235,27,5,4656 -,268 6,792,828,225,6,25568,7,2954 -,22848,8,966 -,8288,85,468 -,56,9,9776 -,232,95,4848 -,6464 Авиационные профиля 29 Профиль В-%,25,57 -,48,5,825 -,68,75,3 -,825,22 -,96,25,39 -,6,75,685 -,26,25,27 -,49,325,24 -,68,5,39 -,25,75,385 -,233,448 -,2562,5,5425 -,2886,2,666 -,386,3,66 -,3298,4,6468 -,3388,5,582 -,335,6,4844 -,396,7,3688 -,2856,8,2452 -,2286,85,835 -,895,9,222 -,44,95,66 -,88

16 3 Авиационные профиля Профиль В-2% Авиационные профиля 3 Аэродинамические коэффициенты профиля В-2%,5-4 -,774,73 -,85,25,684 -,69,48 -,52,5,99 -,86 - -,572,35 -,24,75,236 -,99-8 -,45,25 -,96,464 -,52-6 -,322,72 -,67,25,668 -,95,9 -,38,75,222 -,52-2 -,66,85 -,25,2484 -,788,63,75,7,325,2892 -,26 2,9,87,43,5,378 -,248 4,32,32,72,75,462 -,2796 6,448,27,5376 -,3744 8,57,33,28,5,65 -,34632,69,449,55,2,3732 2,85,6,8,3,7932 -,92,785,27,4,7766 -,4656 6,952,5,22,5,6984 -,42,6,5828 -,38352,7,34272,8,27432,85,222 -,2274,9,4664 -,6848,95,7272 -,9696,5 2 -

17 32 Авиационные профиля Профиль В-4% Авиационные профиля 33 Профиль В-6%,25,798 -,672,5,55 -,952,75,442 -,55,78 -,344,25,946 -,484,75,2359 -,764,25,2898 -,286,325,3374 -,2352,5,4326 -,282,75,539 -,3262,6272 -,35868,5,7595 -,444,2,4324,3,9254 -,4672,4,9552 -,47432,5,848 -,469,6,6786 -,44744,7,5632 -,39984,8,324,85,2569 -,2653,9,78 -,9656,95,8484 -,32-6 -,874,82 -,78,25,92 -,77,592 -,55,5,32 -,88-2 -,653,445 -,3,75,648 -,32 - -,53,38 -,3,952 -,42,22 -,75,25,2224 -,276,55 -,48,75,2696 -,26-4 -,5,3 -,22,25,332 -,23,86 -,4,325,3856 -,2688,82,29,5,4944 -,3224 2,22,3,55,75,66 -,3728 4,344,54,8,768 -,4992 6,464,23,5,5,868 -,4676 8,584,332,3,2,9756 -,49376,7,46,55,3,576 -,8,65,78,4,3488 -,5428 4,9,785,2,5,932 -,536 6,952,97,222,6,7754 -,536 8,965,9,23,7,598 -,45696,8,36576,85,2936 -,332,9,9552 -,22464,95,9696 -,2928

18 34 Авиационные профиля Аэродинамические коэффициенты профиля В-6%,5,5 2 - Наименование Тип Год Страна Примечание Сталь II пассажирский 936 СССР моноплан Авиационные профиля 35 Профиль В-8%,25,26 -,864,5,484 -,224,75,854 -,485,29 -,72,25,25 -,9,75,333 -,2268,25,3726 -,2682,325,4338 -,324,5,5562 -,3627,75,693 -,494,864 -,466,5,9765 -,5948,2,988 -,55548,3,898 -,59364,4,6424 -,6984,5,476 -,63,6,8792 -,57528,7,548,8,4436 -,448,85,333 -,34,9,2996 -,25272,95,98 -,4544

19 36 Авиационные профиля Профиль В-2% -2 -,2,45 -,27,25,4 -,96-8 -,95,884 -,9,5,65 -,36-6 -,852,74 -,66,75,26 -,65-4 -,74,562 -,4,244 -,92-2 -,68,43 -,3,25,278 -,22 - -,489,37 -,85,75,337 -,362,222 -,58,25,44 -,235,52 -,34,325,482 -,6,9 -,7,5,68 -,43-2,8,9,7,75,77 -,466,34,95,4,896 -,524 2,25,24,64,5,85 -,5772 4,37,78,87,2,232 -,672 6,486,26,3,322 -,6596 8,6,364,33,4,2936 -,6776,72,54,57,5,64 -,67 2,828,66,78,6,9688 -,6392 4,92,825,95,7,7376 -,572 6,96,25,8,494 -,4572,85,367 -,379,9,2444 -,288,95,22 -,66 Авиационные профиля 37 Аэродинамические коэффициенты профиля В-2%,5,5

20 38 Авиационные профиля Серия профилей P-II Серия профилей P-II продувалась в лаборатории ЦАГИ, в аэродинамической трубе T-. Разработчик профиля - ученый аэродинамик П.П.Красильщиков. Дата продувки г. Некоторые продувки профиля: Скорость продувки V=4м/с Число Рйнольдса Re=85 Давление p=атм TF=2.6 Размер модели 3*5 мм Удлинение = 5 Исходный профиль серии P-II разработанный в ЦАГИ - профиль P-II- 4, представляет собой модификацию профиля Инверсия эллипса с относительной вогнутостью средней линии f c =,4, относительной толщиной с =,4, отношением радиусов кривизны в носике и хвостике профиля, равным 4. Положение максимальной вогнутости средней линии профиля x с =,25. У профилей серии P-II с относительной толщиной менее 4% (с <,4) отношение с/f c = const. У профилей с относительной толщиной более 4% (с >,4) отношение f c = const., меняется только относительная толщина с. Ординаты Y в верхнего и Y н нижнего контура профиля, для профилей с относительной толщиной менее 4% (с <,4) вычисляются: где Y в = (y c +,4y э) с /,4; Y н = (y c,4y э) с /,4. y c ординаты точек средней линии эпюрного профиля, y э ординаты точек эпюрного профиля. Авиационные профиля 39 Y в = y c + с y э; Y н = y c с y э. Значения y c и y э, в долях от хорды, приведены в таблице. Таблица ординат эпюрного профиля P-II-4% x y c y э,5,448,96,672,38,2,992,98,4,629,2772,6,254,334,8,2574,377,296,448,5,3552,4598,2,389,4889,25,4,5,3,3998,499,35,397,4888,4,378,477,45,3584,446,5,3346,463,55,37,3829,6,2774,347,65,2462,39,7,24,2692,75,85,2276,8,458,849,85,94,46,9,73,953,95,362,478 Ординаты точек профиля с относительной толщиной более 4% (с >,4) подсчитываются:

21 4 Авиационные профиля α кр = 6,7 ; C y макс =,238. Профиль P-II % -2 -,38,5,28 -,64,5,6,656,86 -,9 2,27,46,4,2,269 -,27 4,4,26,343,4,3936 -,68 6,555,294,7,6,4853 -,775 8,75,42,24,8,5556 -,878,845,57,2375,63 -,965 2,978,756,2695,5,735 -,26 4,5,946,298,2,7668 -,2 6,28,64,3235,25,7857 -,243 8,7,63,348,3,7847 -,235 2,3,994,3535,35,7686 -,29 22,94,239,4,748 -,26,45,72 -,9,5,6553 -,773,55,622 -,636,6,545 -,489,65,3324,7,4223 -,627,75,9867,8,289 -,88,85,62457,9,475 -,439,95,736 -,22 Авиационные профиля 4 Аэродинамические коэффициенты профиля P-II %,4,2,8,6,4,2 - -,2 2 3 Наименование Тип Год Страна Примечание АТ- пассажирский 935 СССР концы крала

22 42 Авиационные профиля Профиль P-II 2% Авиационные профиля 43 Профиль P-II-4% (ЦАГИ-78),5,536 -,768,2232 -,8,2,3226 -,526,4,93,6,5823 -,235,8,2254,7357 -,23582,5,2473,2,92 -,25325,25,25743,3,9466 -,256234,35,2587,4,2475,45,8424 -,228,5,2276,55,9634,6,6547 -,7863,65,5895 -,5989,7,5655 -,3953,75,84,8,969,85,7495,9,772 -,57,95,8839 -,2633 α кр = 8,5 ; C y макс =,65,38,324,5,792 -,896-2,7,26,624,264 -,26,28,56,965,2,3764 -,78 2,359,26,3,4,5598 -,2258 4,5,278,66,6,64,382,2,8,78,52,2356,2752,92,686,27,5,64,884,2975,2,7346 -,26,345,25, -,3 6,339,334,369,3,9854 -,436,6,395,35,762 -,29262,4,378 -,2888,45,9828 -,266,5,9742 -,24822,55,8436 -,2296,6,7632 -,284,65,8654,7,5998 -,6278,75,4994 -,384,8,4466 -,36,85,3624 -,8744,9,2652 -,632,95,32 -,372

23 44 Авиационные профиля Аэродинамические коэффициенты профиля P-II 4% Ряд Ряд2 Ряд3 2,5,5 Наименование Тип Год Страна Примечание Г- спортивный 934 СССР Г-2 тренировочный 935 СССР Омега спортивный 935 СССР Харьков ХАИ- пассажирский 933 СССР Авиационные профиля 45 Профиль P-II-6% -4 -,8,4,296,5,248 -,24-2,62,38,64,2976 -,44,23,58,96,2,432 -,234 2,344,26,252,4,48,28,584,6,7764 -,2847 6,62,366,92,8,355 8,763,494,2255,3442,9,66,2595,5,462 -,32,844,292,2,2268 -,72,54,3245,25,32,282,357,3,3465 8,46,534,382,35,42,92,4,4,8523 -,32 22,42,228,48,45,232 -,34 24,385,273,5,4848 -,28368,55,26783,6,2387,65,239,7,8634,75,57874,8,292,85,9993,9,2362 -,6894,95,785 -,35

24 46 Авиационные профиля Аэродинамические коэффициенты профиля P-II 6% Авиационные профиля 47 Профиль P-II-8%,5,5 Наименование Тип Год Страна Примечание АТ- пассажирский 935 СССР у корня крала,5,234 -,52,3348 -,62,2,4839 -,2289,4,784 -,28952,6,39577,8,3 -,3387,355 -,35373,5,37954,2,3863 -,379877,25,38574,3,424 -,38435,35,376226,4,363,45,2636 -,342,5,7954 -,394,55,29456,6,267943,65,239837,7,2929,75,6475 -,776,8,45363,85,2423,9,77554,95,3258 -,395

25 48 Авиационные профиля Профиль P-II-2% Авиационные профиля 49 Профиль P-II-22%,5,256 -,28,372 -,8,2,538 -,254,4,787 -,327,6,975 -,355,8, -,3757,2262 -,393,5,427 -,422,2,5335 -,422,25,574 -,4286,3,4276,35,5372 -,48,4,4854 -,426,45,44 -,38,5,36 -,3546,55,2437 -,32723,6,93 -,2977,65,9699 -,2665,7,23254,75,736 -,9734,8,578 -,65,85,2494,9,2953 -,867,95,473 -,439,5,286 -,48,492 -,98,2,595 -,2797,4,8658 -,3539,6,676 -,396,8,2222 -,433,3488 -,4323,5,5697 -,4534,2,6869 -,4643,25,7286 -,474,3,7263 -,4698,35,699 -,4598,4,6297 -,444,45,5444 -,48,5,447 -,396,55,3248 -,3599,6,993 -,3275,65,669 -,293,7,9287 -,2558,75,7844 -,27,8,6359 -,777,85,482 -,374,9,3245 -,948,95,62 -,483

26 5 Авиационные профиля Профиль P-III (5,5%) Профиль P-III (5,5) продувался в лаборатории ЦАГИ, в аэродинамической трубе T-. Дата продувки 932г. Некоторые продувки профиля: Скорость продувки V=4м/с Число Рйнольдса Re=83 Давление p=атм TF=2.6 Размер модели 3*5 мм Удлинение = 5 Аэродинамические коэффициенты профиля P-III (5,5%) 2,5,5-2 3 Авиационные профиля 5-4,4,42,45,5,23 -,6,3,8,9,33 -,45 4,56,32,72,2,484 -,95 8,84,59,24,3,6 -,223 2,8,9,298,5,775 -,263 6,34,36,36,7,95 -,29 2,56,9,47,4 -,32 24,78,25,467,5,7 -,325,2,28 -,33,25,28 -,332,3,92 -,326,4,9 -,38,5,94 -,274,6,76 -,23,7,57 -,8,8,38 -,22,9,9 Наименование Тип Год Страна Примечание Г-22 планер 936 СССР тренировочный Сталинец-5 планер 937 СССР РВ- планер 937 СССР Рот-Фронт планер 937 СССР КАИ-3 планер 937 СССР Ш- планер 937 СССР Стахановец планер 937 СССР ГТ- планер 937 СССР КИМ-2 планер 937 СССР

27 52 Авиационные профиля Серия профилей ЦАГИ-6 Авиационные профиля 53 Аэродинамические коэффициенты профиля ЦАГИ-6-8,2% Профиль ЦАГИ-6-8,2% -2,34,6,68,25,2 -,78,68,22,4,25,8 -,98 2,294,6,38,5,278 -,23 4,428,222,7,75,362 -,32 6,562,322,22,429 -,34 8,684,454,234,5,526 -,34,88,6,26,2,65 -,28 2,922,866,28,3,72 -,9 4,22,3,4,663 -,9 6,682,32,5,582 -,6 8,23,354,6,482 -,35,7,352 -,28,8,34 -,6,9,5 -,7,95,77 -,4,8,6,4, Наименование Тип Год Страна Примечание ЦАГИ-4 грузовой 929 СССР ЦАГИ-7 почтовый 93 СССР ЦАГИ-9 пассажирский 928 СССР ЦАГИ-4 пассажирский 93 СССР ЦАГИ-25 рекордный 93 СССР Примечание автора. Значение коэффициентов C y более 2 вызывает у автора сомнение и по этому не приводятся.

28 54 Авиационные профиля Профиль ЦАГИ-6-2% Авиационные профиля 55 Аэродинамические коэффициенты профиля ЦАГИ-6-2% -4 -,96,36,44,25,7 -,24-2,36,2,78,25,254 -,63,7,36,5,389 -,2 2,34,76,44,75,49 -,24 4,442,244,76,576 -,26 6,576,336,2,5,7 -,283 8,74,46,242,2,82 -,288,828,6,27,3,98 -,282 2,942,78,296,4,98 -,262 4,68,988,322,5,867 -,224 6,68,23,34,6,754 -,75 8,9,54,342,7,597 -,32 2,68,23,364,8,42 -,84,9,28 -,37,95, -,4,4,2,8,6,4,2 - -,2 2 3 Примечание автора. Координата Х=.5 - исправлена Yв=.67 на Yв=.7.

29 56 Авиационные профиля Профиль ЦАГИ-6-3% Авиационные профиля 57 Аэродинамические коэффициенты профиля ЦАГИ-6-3% -6 -,22,8,74 -,84-4 -,4,28,222,264 -,4-2,4,25,6,333,34 -,84,85,3,9,5,425 -,225 2,36,9,35,667,54 -,254 4,48,25,6,833,567 -,28 6,63,35,2,623 -,35 8,77,48,22,33,72 -,332,9,65,25,667,79 -,346 2,85,275,2,854 -,35 4,5,3,3,958 -,342 6,9,35,4,973 -,327 8,7,8,5,9 -,295 2,3,26,6,773 -,239,7,67 -,79,8,429 -,7,9,22 -,57,2,8,6,4,2 - -,4

30 58 Авиационные профиля Профиль ЦАГИ-6-6% Авиационные профиля 59 Аэродинамические коэффициенты профиля ЦАГИ-6-6% -4 -,72,4,48,25,25 -,69-2,66,3,82,25,325 -,23,24,52,6,5,488 -,37 2,346,2,52,75,64 -,36 4,48,296,84,72 -,42 6,64,39,28,5,872 -,45 8,746,5,252,2,984 -,47,878,68,282,3,98 -,487 2,996,866,3,4, -,47 4,84,334,5, -,47 6,82,34,356,6,896 -,344 8,236,65,392,7,78 -,263 2,246,26,384,8,479 -,77,9,24 -,9,95,7 -,47,4,2,8,6,4,2 - -,2 2 3

31 6 Авиационные профиля Профиль ЦАГИ-6-9% Авиационные профиля 6 Аэродинамические коэффициенты профиля ЦАГИ-6-9%,5-8 -,82,96 -,44,25,284 -,9-6 -,75,736 -,28,25,48 -,656,566 -,5,58 -,544,42 -,74,75,72 -,428,3 -,46,832 -,58-8 -,34,28 -,8,5,5 -,74,68 -,4,2,3 -,4,48,46,3,258 -,88,4,78,4,273 -,627,22,58,5,77 -,57 2,336,2,42,6,7 -,473 4,464,284,72,7,788 -,36 6,588,39,24,8,555 -,243 8,7,54,232,9,285 -,2,83,65,258,95,46 -,6 2,936,82,282 4,3,24,36 6,6,25,33 8,74,334,354 2,226,86,374 22,264,22,386 24,276,256,39 26,2,288,

32 62 Авиационные профиля Профиль ЦАГИ-6-2% Авиационные профиля 63 Аэродинамические коэффициенты профиля ЦАГИ-6-2% -4 -,84,6,42,25,286 -,23-2,46,5,76,25,42 -,285,76,7,8,5,69 -,4 2,34,28,38,75,762 -,487 4,444,278,7,879 -,54 6,576,364,2,5,55 -,62 8,694,48,23,2,73 -,668,88,63,258,3,32 -,698 2,924,83,288,4,3 -,667 4,34,2,34,5,2 -,598 6,36,24,34,6,45 -,492 8,24,54,362,7,828 -,385 2,252,86,372,8,572 -,26,9,286 -,3,95,42 -,65,4,2,8,6,4,

33 64 Авиационные профиля Профиль ЦАГИ-79 Авиационные профиля 65 Аэродинамические коэффициенты профиля ЦАГИ-79-4,36,366,25,4-2,7,258,5,538,36,234,722 2,458,242,2,98 4,6,36,3,974 6,746,424,4,962 8,876,456,5,896,4,742,6,785 2,4,926,7,636 4,25,62,8,453 6,322,4,9,24 8,33,778 2,324,9,34,4,2,8,6,4,

34 66 Авиационные профиля Профиль ЦАГИ-72 Авиационные профиля 67 Профиль ЦАГИ-723,25,24 -,22,5,299 -,49,423 -,8,2,554 -,26,3,597 -,23,4,59 -,28,5,543 -,96,6,466 -,75,7,37 -,5,8,257 -,8,9,33 -,76,25,72 -,62,5,263 -,96,392 -,43,2,535 -,94,3,587 -,25,4,587 -,24,5,54 -,97,6,466 -,69,7,367 -,34,8,25 -,93,9,3 -,5

35 68 Авиационные профиля Профиль ЦАГИ-73 Авиационные профиля 69 Аэродинамические коэффициенты профиля ЦАГИ-73-2,6,86,23,25,274 -,87,38,76,54,5,394 -,28 2,294,2,9,548 -,77 4,442,94,26,2,7 -,233 6,64,288,58,3,745 -,26 8,74,48,9,4,723 -,262,872,56,22,5,652 -,25 2,99,74,248,6,552 -,229 4,72,952,272,7,428 -,93 6,426,3,8,29 -,48 8,6,24,9,45 -,9 2,94,2,8,6,4,

36 7 Авиационные профиля Профиль ЦАГИ-732 Авиационные профиля 7 Аэродинамические коэффициенты профиля ЦАГИ-732,235,235-2,9,26,25,423,674,36,24,56,5,52,393 2,298,8,86,63,53 4,44,8,8,2,765,4 6,588,282,5,3,86,4 8,78,42,78,4,8,2,82,588,26,5,72,7 2,948,82,228,6,683,23 4,988,436,246,7,583,46 6,992,226,276,8,473,874 8,956,2824,9,357,43 2,94,324,25,25 22,87,354,2,8,6,4,

37 72 Авиационные профиля Профиль ЦАГИ-733 Авиационные профиля 73 Профиль ЦАГИ-734,25,238 -,78,5,34 -,228,466 -,276,2,6 -,3,3,663 -,333,4,655 -,33,5,63 -,38,6,523 -,292,7,45 -,25,8,292 -,93,9,53 -, -2,6,94,8,25,25 -,33,78,84,32,5,35 -,84 2,22,6,493 -,246 4,378,7,9,2,62 -,3 6,528,258,26,3,673 -,326 8,667,378,58,4,66 -,326,8,56,88,5,62 -,36 2,94,676,24,6,533 -,26 4,6,864,238,7,42 -,2 6,98,64,256,8,286 -,67,9,4 -,87

38 74 Авиационные профиля Аэродинамические коэффициенты профиля ЦАГИ-734 Авиационные профиля 75 Профиль ЦАГИ-79,2,8,6,4,25,48 -,277,5,667 -,32,933 -,333,2,22 -,333,3,287 -,3,4,267 -,267,5,4 -,22,6,953 -,87,7,734 -,33,8,487 -,9,233 -,667

39 76 Авиационные профиля Профиль ЦАГИ-83 Авиационные профиля 77 Аэродинамические коэффициенты профиля ЦАГИ-83,25,25-4,2,4,55,25,57,5-2,6,54,88,5,7,38,84,2,89 2,458,236,52,2,6 4,65,346,86,3, 6,754,468,28,4,5 8,9,62,233,5,95,4,84,286,6,82 2,6,6,34,7,66 4,237,242,337,8,46 6,26,552,356,9,26 8,395,98,374 2,7,324,388,6,4,2,8,6,4,

40 78 Авиационные профиля Профиль ЦАГИ-846 Авиационные профиля 79 Серия профилей Су-26,25,28 -,4,25,43 -,8,5,6 -,23,75,74 -,25,85 -,26,2,6 -,29,3, -,298,4,4 -,28,5,93 -,23,6,77 -,26,7,6 -,6,8,42 -,9,2 -,59,95,6 -,37 Специальный профиль для спортивно-пилотажных самолетов. Профиль Су-26-8 использовался в корне крыла спортивного самолета Су-26 и Су26М, профиль Су в концевой части крыла и на оперении. Профиль имеет острый носок, что снижает несущие свойства, но позволяет добиться чуткой реакции на отклонение рулей. Срыв самолета происходит быстро и резко, что необходимо при выполнении штопорных фигур. Профиль Су-26-2%

41 8 Авиационные профиля,625,23 -,23,25,7 -,7,875,26 -,26,25,248 -,248,375,32 -,32,5,365 -,365,75,432 -,432,485 -,485,25,522 -,522,5,549 -,549,2,59 -,59,25,6 -,6,3,585 -,585,4,59 -,59,5,434 -,434,6,358 -,358,7,28 -,28,8,23 -,23,9,25 -,25,48 -,48 Авиационные профиля 8 Профиль Су-26-8%,625,68 -,68,25,24 -,24,875,33 -,33,25,352 -,352,375,443 -,443,5,57 -,57,75,63 -,63,75 -,75,25,776 -,776,5,824 -,824,2,884 -,884,25,9 -,9,3,887 -,887,4,742 -,742,5,597 -,597,6,452 -,452,7,3 -,3,8,26 -,26,9,2 -,2,2 -,2

42 82 Авиационные профиля Профиль П-52 (2%) Профиль рекомендован ЦАГИ для легкомоторных самолетов. Имеет тупой носок и спрямленную хвостовую часть. Авиационные профиля 83 Профиль Як-55 (8%) Симметричный профиль для спортивно-пилотажных самолетов. Характер сваливания очень мягкий и плавный. На крыле рекомендуется использовать у корня профиль толщиной 8%, в концевой части 2%, на оперении 5%.,25,2 -,3,5,73 -,58,249 -,22,2,345 -,29,3,4 -,333,5,5 -,386,75,577 -,428,625 -,455,5,673 -,489,2,687 -,5,25,683 -,57,3,662 -,58,4,59 -,457,5,493 -,382,6,397 -,334,7,3 -,38,8,23 -,59,9,6 -,84, -,25,33 -,33,25,44 -,44,5,584 -,584,75,684 -,684,757 -,757,5,845 -,845,2,884 -,884,25,9 -,9,3,897 -,897,4,85 -,85,5,767 -,767,6,655 -,655,7,52 -,52,8,352 -,352,9,84 -,84,95,99 -,99,5 -,5

43 84 Авиационные профиля Серия профилей МОС-27 Профиль МОС 27-% Авиационные профиля 85 Профиль МОС 27-8% Профиль применялся на морских гидросамолетах 3-х годов, в частности МБР-2. Профиль применялся на морских гидросамолетах 3-х годов, в частности МБР-2.,256,256,25,45,59,25,49,26,5,67,87,75,7,66,77,49,5,872,24,2,945,9,3,4,97,9,5,9,58,6,825,6,7,75,57,8,576,96,9,422,226,95,34,242,256,256 Наименование Тип Год Страна Примечание МБР-2 разведчик 934 СССР на концах крыльев,464,464,25,748,287,25,887,226,5,48,53,75,2,2,335,89,5,537,43,2,7,7,3,8,4,75,35,5,64,4,6,46,9,7,29,284,8,4,355,9,762,49,95,65,439,464,464 Примечание автора. Координата Х=.75 - исправлена Yв=.26 на Yв=.2. Наименование Тип Год Страна Примечание МБР-2 разведчик 934 СССР у корня АРК СССР арктический

44 86 Авиационные профиля Серия профилей Mynk Дата продувки 925г. Некоторые продувки серии профилей: Число Рйнольдса Re=3 6 Размер модели 27*762 мм Удлинение = 6 Профиль Mynk- Распространенный профиль для хвостового оперения и крыльев буеров. -3 -,28,93,25,3 -,3 -,5 -,4,75 -,35,25,36 -,36 -,6,72 -,5,8 -,8,5,2,77,9,75,2 -,2 3,23,6,46,234 -,234 4,5,34,45,8,5,267 -,267 6,458,99,2,288 -,288 9,667,344,76,3,38 -,38 2,782,2,25,4,35 -,35 5,85,962,23,5,285 -,285 8,788,2574,25,6,253 -,253 2,742,2967,7,28 -,28,8,54 -,54,9,9 -,9,95,57 -,57,2 -,2 Авиационные профиля 87 Аэродинамические коэффициенты профиля Mynk-,8,6,4,2-5 -,4

45 88 Авиационные профиля Профиль Mynk-2 Распространенный профиль для хвостового оперения. -3 -,236,5,25,3 -,3 -,5 -,25,86 -,37,25,74 -,74 -,5,7 -,8,5,233 -,233,5,97,87,5,75,274 -,274 3,27,42,35 -,35 4,5,35,45,69,5,349 -,349 6,428,85,96,2,378 -,378 9,652,337,48,3,43 -,43 2,86,59,25,4,4 -,4 5,93,8,295,5,374 -,374 8,88,2436,6,33 -,33 2,835,33,7,27 -,27,8,99 -,99,9,5 -,5,95,69 -,69,2 -,2 Авиационные профиля 89,8,6,4,2 -,4 Аэродинамические коэффициенты профиля Mynk-2-5 -, Наименование Тип Год Страна Примечание ОНК-2 планер 935 СССР рекордный Сталинец-2 бис планер 935 СССР паритель Сталинец-4 планер 935 СССР паритель

46 9 Авиационные профиля Профиль Mynk-3 Авиационные профиля 9 Аэродинамические коэффициенты профиля Mynk-3-3 -,97,96,25,86 -,86 -,5 -,95,82,25,25 -,25,4,99 -,5,5,339 -,339,5,28,95,2,75,4 -,4 3,236,26,47,447 -,447 4,5,343,62,75,5,54 -,54 6,47,24,6,2,557 -,557 9,675,379,52,3,595 -,595 2,883,59,23,4,589 -,589 5,69,843,262,5,55 -,55 8,59,628,29,6,485 -,485 2,882,3495,7,396 -,396,8,288 -,288,9,62 -,62,95,93 -,93,2 -,2,2,8,6,4,2-5 -,4 Наименование Тип Год Страна Примечание Г-7 планер 935 СССР рекордный, конструктор Грибовский

47 92 Авиационные профиля Профиль Mynk-6 Авиационные профиля 93 Аэродинамические коэффициенты профиля Mynk-6-3 -,22,8,25,97 -,76 -,5 -,97,93,25,28 -,22,6,8,5,43 -,273,5,26,97,75,494 -,33 3,237,5,57 -,324 4,5,34,47,9,5,682 -,347 6,456,22,22,2,755 -,362 9,665,356,25,3,822 -,379 2,875,565,223,4,85 -,39 5,73,86,225,5,726 -,394 8,222,88,232,6,63 -,382 2,69,86,32,7,458 -,348,8,36 -,283,9,55 -,77,95,88 -,8,26 -,26,4,2,8,6,4,2-5 -,4 Наименование Тип Год Страна Примечание Gee-Bee рекордный 93 США Super- Sportster самолет Mac-Donnel спортивный 929 США самолет ЦАГИ- планер 934 СССР бесхвостка Amlot истребитель 933 Франция моноплан

48 94 Авиационные профиля Профиль Mynk-2 Авиационные профиля 95 Аэродинамические коэффициенты профиля Mynk-2-3 -,8,97,25,23 -,65 -,5 -,7,89 -,7,25,286 -,24,96,9,2,5,4 -,272,5,27,2,48,75,489 -,37 3,38,56,77,559 -,33 4,5,47,9,2,5,66 -,36 6,537,26,35,2,73 -,38 9,76,44,86,3,795 -,398 2,97,662,246,4,786 -,396 5,53,937,295,5,725 -,382 8,293,277,344,6,627 -,35 2,65,223,375,7,498 -,3,8,35 -,23,9,89 -,37,95,7 -,8,2 -,2,4,2,8,6,4,2-5 -, Наименование Тип Год Страна Примечание Greater Lakes спортивный 93 США моноплан Special Merill пассажирский 932 США биплан Сталь-2 пассажирский 93 СССР моноплан Сталь-3 пассажирский 93 СССР моноплан ХАИ планер 934 СССР экспериментальная бесхвостка

49 96 Авиационные профиля Профиль Mynk-5 Авиационные профиля 97 Аэродинамические коэффициенты профиля Mynk-5,24,24-4,5 -,8,25,447,78-3,2,-9,32,25,544,42 -,5,22,3,52,5,689,3,227,29,76,75,84,2,5,339,66,3,897 3,456,23,29,5,33,3 4,5,566,283,53,2,28,9 6,67,367,76,3,27,7 9,895,582,235,4,23, 2,97,845,283,5,2,3 5,243,47,325,6,986 8,25,697,33,7,86,4 2,7,2467,43,8,629,4,9,433,2,95,335,44,239,94,4,2,8,6,4, Наименование Тип Год Страна Примечание Flat 5 спортивный 93 Италия

50 98 Авиационные профиля Серия профилей NASA- (симметричные профиля) Профиль NASA-6-2 -,5,7 -,365,25,947 -,947,54,25,37 -,37 2,5,7,365,5,777 -,777 4,32,4,78,75,2 -,2 6,47,2,4,234 -,234 8,6,38,48,5,2673 -,2673,72,7,9,2,2869 -,2869 2,8,4,234,25,297 -,297 4,85,2,27,3,3 -,3 6,88,25,29,4,292 -,292 8,87,295,32,5,2647 -,2647 2,85,33,325,6,2282 -,835,36,332,7,832 -,832 24,83,396,342,8,32 -,32 26,825,347,9,724 -,724 28,822,352,95,43 -,43 3,88,357,63,63 Авиационные профиля 99 Аэродинамические коэффициенты профиля NASA-6,8,6,4,2 - -,4

51 Авиационные профиля Профиль NASA-8 Авиационные профиля Профиль NASA-9,25,263 -,263,25,743 -,743,5,2369 -,2369,75,28 -,28,32 -,32,5,3564 -,3564,2,3825 -,3825,25,396 -,396,3,4 -,4,4,3869 -,3869,5,3529 -,3529,6,343 -,343,7,2443 -,2443,8,749 -,749,9,965 -,965,95,537 -,537,84 -,84-4 -,3,4 -,72,25,42 -,42-2 -,6,85,3,25,96 -,96,64,5,2666 -,2666 2,6,85,3,75,35 -,35 4,3,4,72,352 -,352 6,45,2,8,5,49 -,49 8,6,32,5,2,433 -,433,74,42,78,25,4456 -,4456 2,9,59,26,3,45 -,45 4,5,77,252,4,4352 -,4352 6,9,98,285,5,397 -,397 8,3,2,32,6,3423 -,3423 2,7,65,3,7,2748 -,6,28,344,8,967 -,967 24,98,34,345,9,86 -,86 26,9,392,349,95,65 -,65 28,835,342,95 -,95 3,82,347

52 2 Авиационные профиля Аэродинамические коэффициенты профиля NASA-6 Авиационные профиля 3 Профиль NASA-,5,5 Наименование Тип Год Страна Примечание Boeing 34 пассажирская лодка моноплан 938 США на концах крыльев,25,587 -,587,25,278 -,278,5,2962 -,2962,75,35 -,35,392 -,392,5,4455 -,4455,2,4782 -,4782,25,4952 -,4952,3,52 -,52,4,4837 -,4837,5,442 -,442,6,383 -,383,7,343 -,343,8,287 -,287,9,27 -,27,95,672 -,672,5 -,5 Наименование Тип Год Страна Примечание De Yaviland гоночный 937 Англия TK-4 моноплан

53 4 Авиационные профиля Профиль NASA-2 Авиационные профиля 5 Аэродинамические коэффициенты профиля NASA-2 С успехом применяется для лопастей легких вертолетов,3,5 -,733,25,894 -,5,9 -,368,25,265 -,265,7,5,3555 -,3555 2,5,9,368,75,42 -,42 4,3,55,733,4683 -,4683 6,445,25,9,5,5345 -,5345 8,6,33,46,2,5737 -,5737,745,4,82,25,594 -,594 2,9,59,22,3,62 -,62 4,45,75,255,4,583 -,583 6,2,96,293,5,5294 -,5294 8,35,9,322,6,4563 -,4563 2,46,42,356,7,3664 -,55,73,378,8,2623 -,2623,9,448 -,448,95,87 -,87,26,26,5,5

54 6 Авиационные профиля Профиль NASA-5 Авиационные профиля 7 Аэродинамические коэффициенты профиля NASA-5,77,25,2367 -,2367 2,5,9,36,25,3268 -,3268 4,3,4,75,5,4443 -,4443 6,45,2,7,75,525 -,525 8,6,3,43,5853 -,5853,74,42,76,5,6682 -,6682 2,89,6,22,2,772 -,772 4,2,75,243,25,7427 -,7427 6,7,95,279,3,752 -,752 8,3,9,3,4,7254 -,7254 2,42,4,338,5,667 -,667,6,574 -,574,7,458 -,458,8,3279 -,3279,9,8 -,8,95,8 -,8,58 -,58,6,4,2,8,6,4,

55 8 Авиационные профиля Профиль NASA-8 Авиационные профиля 9 Аэродинамические коэффициенты профиля NASA-8,88,25,284 -,284 2,4,2,33,25,3922 -,3922 4,3,8,7,5,5332 -,5332 6,43,22,75,63 -,63 8,6,32,37,724 -,724,72,44,68,5,88 -,88 2,88,59,25,2,866 -,866 4,78,235,25,892 -,892 6,5,97,268,3,93 -,93 8,28,8,298,4,875 -,875 2,39,4,324,5,794 -,794,6,6845 -,6845,7,5496 -,5496,8,3935 -,3935,9,272 -,272,95,2 -,2,89 -,89,6,4,2,8,6,4, Наименование Тип Год Страна Примечание Boeing 34 пассажирская лодка моноплан 938 США у корня крыла

56 Авиационные профиля Профиль NASA-2 Авиационные профиля Аэродинамические коэффициенты профиля NASA-2,25,335 -,335 2,5,2,33,25,4576 -,4576 4,3,9,66,5,622 -,622 6,42,24,92,75,735 -,735 8,58,32,275,895 -,895,7,42,54,5,9354 -,9354 2,86,58,89,2,4 -,4 4,96,72,2,25,397 -,397 6,2,92,246,3,54 -,54 8,24,273,4,56 -,56 2,38,4,3,5,9265 -,9265,6,7986 -,7986,7,642 -,642,8,459 -,459,9,2534 -,2534,95,42 -,42,22 -,22,6,4,2,8,6,4,

57 2 Авиационные профиля Профиль NASA-24 Авиационные профиля 3 Серия профилей NASA-22 Профиль NASA-229,25,3788 -,3788,25,5229 -,5229,5,79 -,79,75,84 -,84,9365 -,9365,5,69 -,69,2,475 -,475,25,883 -,883,3,24 -,24,4,67 -,67,5,588 -,588,6,927 -,927,7,7328 -,7328,8,5247 -,5247,9,2896 -,2896,95,63 -,63,252 -,252,25,87 -,4,25,26 -,36,5,362 -,7,75,45 -,8,55 -,25,5,595 -,28,2,63 -,23,25,646 -,245,3,648 -,252,4,625 -,248,5,569 -,225,6,49 -,9,7,383 -,45,8,274 -,4,9,52 -,52,95,8 -,28,8 -,8 Примечание автора. Координата Х=.5 - исправлена Yв=.6 на Yв=.569.

58 4 Авиационные профиля Наименование Тип Год Страна Примечание Aeronica спортивный 936 США на конце крыла моноплан Curtiss Hawk- истребитель 936 США на конце крыла 75 Curtiss P-36A истребитель 937 США на конце крыла Fairchild F США на конце крыла Dougin "Bomber" бомбардировщик 934 США на конце крыла Авиационные профиля 5 Профиль NASA ,7,8,24,25,2 -,3,2,6,56,25,292 -,52 2,262,34,888,5,42 -,96 4,43,2,228,75,483 -,27 6,545,295,583,554 -,247 8,688,43,922,5,64 -,26,827,58,2255,2,678 -,278 2,96,746,2563,25,694 -,296 4,8,94,285,3,697 -,33 6,95,46,35,4,675 -,295 8,62,63,3285,5,66 -,272 2,58,27,346,6,534 -,23 22,3,278,3555,7,429 -,8,8,39 -,4,9,6 -,74,95,92 -,42 Примечание автора. Координата Х=.6 - исправлена Yв=.594 на Yв=.534.

59 6 Авиационные профиля Аэродинамические коэффициенты профиля NASA-22 Авиационные профиля 7 Профиль NASA-222,4,2,8,6,4,2-5 -,2,6,28,25,244 -,46,22,568,25,335 -,96 2,257,4,872,5,462 -,255 4,39,2,88,75,555 -,289 6,53,284,532,627 -,3 8,669,42,874,5,725 -,344,88,554,22,2,774 -,374 2,938,74,25,25,793 -,394 4,58,884,277,3,797 -,43 6,75,86,32,4,768 -,392 8,7,48,324,5,72 -,356 2,63,6,67 -,35,7,49 -,243,8,352 -,74,9,93 -,97,95,5 -,56

60 8 Авиационные профиля Аэродинамические коэффициенты профиля NASA-222 Авиационные профиля 9 Профиль NASA-224,4,2,8,6,4,2-5 -, Наименование Тип Год Страна Примечание Bell BG- разведчик 937 США биплан Dougin XP3 D-2 морской разведчик, лодка моноплан 937 США на концах крыла,25,276 -,78,25,38 -,24,5,52 -,35,75,623 -,356,78 -,39,5,82 -,4275,2,869 -,469,25,892 -,494,3,897 -,53,4,868 -,489,5,788 -,444,6,685 -,37,7,55 -,32,8,396 -,28,9,27 -,2,95,9 -,696 Наименование Тип Год Страна Примечание Dougin бомбардировщик 934 США у корня крыла "Bomber"

61 2 Авиационные профиля Профиль NASA-227 Авиационные профиля 2 Аэродинамические коэффициенты профиля NASA ,5,2,24,25,325 -,227,3,3,54,25,446 -,36 2,265,7,833,5,6 -,45 4,4,234,4,75,729 -,463 6,533,34,45,826 -,58 8,67,44,77,5,953 -,56,8,57,26,2,3 -,63 2,94,76,238,25,4 -,643 4,6,95,265,3,47 -,653 6,58,3,286,4,2 -,632 8,7,5,36,5,922 -,578 2,68,88,322,6,798 -,494 22,98,22,36,7,64 -,392,8,48 -,284,9,242 -,56,95,4 -,9,4,2,8,6,4,2-5 -, Наименование Тип Год Страна Примечание Fairchild 935 США у корня крыла Примечание автора. Координата Х=.6 - исправлена Yн=.22 на Yн=.284.

62 22 Авиационные профиля Серия профилей Clark-Y Авиационные профиля 23 Профиль Clark-Y-8% Профиль Clark-Y-5,9% Профиль разработан в середине 3-х годов, в NASA, для скоростных самолетов.,75,75,25,272,96,25,325,74,5,395,47,75,445,32,48,2,5,535,8,2,57,2,3,585,4,55,5,525,6,458,7,368,8,26,9,4,95,74,6,239,239,25,444,5,54,64,656,29,2,777,2,3,8,4,78,5,72,6,626,7,53,8,357,9,9,8

63 24 Авиационные профиля Профиль Clark-Y-% Авиационные профиля 25 Профиль Clark-Y-.7%,299,299,25,556,26,5,675,8,82,36,2,972,3,3,4,975,5,9,6,782,7,628,8,444,9,239,36,36,25,643,42,5,783,9,956,39,2,32,3,68,4,37,5,49,6,93,7,734,8,52,9,279,2

64 26 Авиационные профиля Серия профилей Clark-YH Профиль Clark-YH-8% Некоторые продувки профиля: Удлинение = 5-4 -,65,8 -,22,25,568 -,634,8 -,8,5,84 -,68 - -,576,392 -,25,75,56 -,464,254 -,89,24 -,327,65 -,57,25,392 -,8-4 -,92,2 -,25,75,696 -,64-2 -,56,78,7,25,264 -,328,82,72,39,325,24 -,46 2,26,93,69,5,352 -,672 4,35,48,75,3744 -,872 6,482,235,32,428 -,276 8,62,355,62,5,548 -,26,742,57,92,2,5556 -,26 2,86,665,22,3,594 -,296 4,98,872,249,4,5764 -,996,5,5284 -,896,6,4484 -,792,7,3384 -,66,8,2252 -,384,85,696 -,8,9,48 -,88,95,648 -,4584,48 -,48 Авиационные профиля 27 Аэродинамические коэффициенты профиля Clark-YH-8%,5,5 2 -

65 28 Авиационные профиля Профиль Clark-YH-% Авиационные профиля 29 Профиль Clark-YH-4%,25,78 -,6545,5,55 -,935,75,452 -,33,75 -,285,25,94 -,386,75,2332 -,65,25,2838 -,826,325,33 -,275,5,4965 -,2299,75,548 -,2574,5885 -,27742,5,694 -,297,2,297,3,88 -,2882,4,27445,5,267,6,6655 -,2464,7,4653 -,2222,8,3965 -,828,85,2332 -,485,9,5785 -,95,836 -,633,66 -,66,25,994 -,833,5,47 -,9,75,848 -,442,27 -,63,25,2436 -,764,75,2968 -,237,25,362 -,2324,325,42 -,2555,5,534 -,2926,75,6552 -,3276,749 -,3538,5,8834 -,378,2,9723 -,378,3,332 -,3668,4,87 -,3493,5,9247 -,338,6,7847 -,336,7,5922 -,2828,8,394 -,2372,85,2968 -,89,9,29 -,44,95,584 -,822,84 -,84

66 3 Авиационные профиля Профиль Clark-YH-7% Авиационные профиля 3 Профиль Clark-YH-2%,25,27 -,5,5,785 -,445,75,2244 -,75,2635 -,985,25,2958 -,242,75,364 -,24735,25,4386 -,2822,325,5 -,325,5,3553,75,7956 -,3978,995 -,42874,5,727 -,459,2,865 -,459,3,2546 -,4454,4,4245,5,2285 -,429,6,388,7,79 -,3434,8,286,85,364 -,2295,9,77,95,2852 -,974,2 -,2,25,42 -,9,5,2 -,7,75,264 -,26,3 -,233,25,348 -,252,75,424 -,29,25,56 -,332,325,6 -,365,5,763 -,48,75,936 -,468,7 -,544,5,262 -,54,2,389 -,54,3,476 -,524,4,44 -,499,5,32 -,474,6,2 -,448,7,846 -,44,8,563 -,3296,85,424 -,27,9,287 -,22,95,52 -,46,2 -,2

67 32 Авиационные профиля Профиль USA-27 Авиационные профиля 33 Аэродинамические коэффициенты профиля USA-27,77,77-6 -,27,6,25,38,5-4,5,7,7,85,25,57,36-3,2,7,5,694,9 -,5,22,3,37,75,822,332,6,6,92,2,5,439,98,86,5,5, 3,553,225,23,2,37,36 4,5,654,325,238,3,97,93 6,768,47,262,4,68,4 9,972,66,36,5,86,75 2,65,863,34,6,954,28 5,326,69,39,7,88,6 6,386,29,425,8,6, 8,324,85,53,9,396,2 2,8,262,95,226,33,67,65,6,4,2,8,6,4,

68 34 Авиационные профиля Профиль USA-45M Авиационные профиля 35 Профиль 35A Профиль имеет очень незначительное изменение центра давления, при изменении угла атаки.,3,3,25,32 -,8,25,425 -,2,5,597 -,58,7,727 -,85,87 -,3,2,998 -,43,3,5 -,58,4,923 -,6,5,8 -,58,6,675 -,43,7,523 -,2,8,358 -,87,9,83 -,48-2 -,246,238 -,56,25,44 -,236,974 -,44,25,574 -,2,37 -,2,5,834 -,6,246,72,75,26 -,397-4,54,8,5,6 -,4-2,286,228,86,5,362 -,389,42,3,22,2,495 -,363 2,55,39,254,3,597 -,34 4,678,492,284,4,574 -,246 8,936,8,348,5,437 -,83 2,72,82,46,6,23 -,32 6,38,69,456,7,994 -,92 8,454,2,474,8,76 -,58 2,488,235,486,9,38 -,36 22,488,272,496,95,24 -,27 24,476,3,54,25 -,25 26,454,354

69 36 Авиационные профиля Аэродинамические коэффициенты профиля 35A Авиационные профиля 37 Профиль 35B 2,5,5 2 3,276,285,58,25,55,3-6 -,62,94,55,25,6,63-4,5,44,93,8,5,752,28-3,57,7,8,75,865,4 -,5,263,38,3,945,7,378,74,56,5,56,5,488,23,8,2,28,5 3,63,38,28,3,76,5 6,823,497,268,4,42,28 9,45,745,32,5,33,39 2,235,3,365,6,88,45 5,374,365,443,7,78,42 8,34,24,485,8,52,35 2,8,2965,9,272,2,95,5,2,25

Лекция 3 Тема 1.2: АЭРОДИНАМИКА КРЫЛА План лекции: 1. Полная аэродинамическая сила. 2. Центр давления профиля крыла. 3. Момент тангажа профиля крыла. 4. Фокус профиля крыла. 5. Формула Жуковского. 6. Обтекание

Самарский государственный аэрокосмический университет ИССЛЕДОВАНИЕ ПОЛЯРЫ САМОЛЕТА ПРИ ВЕСОВЫХ ИСПЫТАНИЯХ В АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ ТРУБЕ Т -3 СГАУ 2003 Самарский государственный аэрокосмический университет В.

Лекция 1 Движение вязкой жидкости. Формула Пуазейля. Ламинарное и турбулентное течения, число Рейнольдса. Движение тел в жидкостях и газах. Подъемная сила крыла самолета, формула Жуковского. Л-1: 8.6-8.7;

Тема 3. Особенности аэродинамики воздушных винтов Воздушный винт представляет собой лопастный движитель, приводимый во вращение двигателем, и предназначен для получения тяги. Он применяется на самолетах

ТРУДЫ МФТИ. 2014. Том 6, 1 А. М. Гайфуллин и др. 101 УДК 532.527 А. М. Гайфуллин 1,2, Г. Г. Судаков 1, А. В. Воеводин 1, В. Г. Судаков 1,2, Ю. Н. Свириденко 1,2, А. С. Петров 1 1 Центральный аэрогидродинамический

ГЛАВА II АЭРОДИНАМИКА I. Аэродинамика аэростата Каждое тело, движущееся в воздухе, или неподвижное тело, на которое набегает воздушный поток, испы-. тывает со стороны воздуха или воздушного потока давление

87 Подъемная сила крыла самолета Эффект Магнуса При поступательном движении тела в вязкой среде, как было показано в предыдущем параграфе, подъемная сила возникает в том случае, если тело расположено асимметрично

Электронный журнал «Труды МАИ». Выпуск 45 www.mai.ru/science/trudy/ УДК 629.7.015.3:629.7.022 Самолет с аэродинамически несущим корпусом А.В.Андреев, А.И. Кирьянов, О.А. Пашков, С.В.Старостин, Н.В.Ушаков

Министерство образования и науки РФ Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего профессионального образования Нижегородский государственный технический университет им. Р.Е.

34 УДК (53.36) СОПОСТАВЛЕНИЕ УСЛОВИЙ УСТОЙЧИВОСТИ РЕЖИМОВ АВТОРОТАЦИИ ЛЕТЯЩЕГО ОПЕРЕННОГО ТЕЛА И ЕГО МАКЕТА В АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ ТРУБЕ Ю.М. Окунев НИИ механики Московского государственного университета им.

6 ОБТЕКАНИЕ ТЕЛ В ЖИДКОСТЯХ И ГАЗАХ 6.1 Сила лобового сопротивления Вопросы обтекания тел движущимися потоками жидкости или газа чрезвычайно широко поставлены в практической деятельности человека. Особенно

148 ТРУДЫ МФТИ. 2012. Том 4, 2 УДК 533.6.011.35 Т. Ч. Ву 1, В. В. Вышинский 1,2, Н. Т. Данг 3 1 Московский физико-технический институт (государственный университет) 2 Центральный аэрогидродинамический

Тема 2: АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ СИЛЫ. 2.1. ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ПАРАМЕТРЫ КРЫЛА С МАХ Средняя линия Основные геометрические параметры, профиль крыла и набор профилей по размаху, форма и размеры крыла в плане, геометрическая

МИНИСТЕРСТВО ОБРАЗОВАНИЯ И НАУКИ РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ БЮДЖЕТНОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ «САМАРСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ УНИВЕРСИТЕТ» В.А.

88 Аэрогидромеханика ТРУДЫ МФТИ. 2013. Том 5, 2 УДК 533.6.011.35 Ву Тхань Чунг 1, В. В. Вышинский 1,2 1 Московский физико-технический институт (государственный университет) 2 Центральный аэрогидродинамический

У Ч Е Н bj Е 3 А П И с НИ Ц А r и Том V/ 1975.мб удк 622.24.051.52 ЭКСПЕРИМЕНТ АЛЬ НОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ОПТИМАЛЬНЫХ С УЧЕТОМ БАЛАНСИРОВКИ ТРЕУГОЛЬНЫХ КРЫЛЬЕВ В ВЯЗКОМ ГИПЕРЗВУКОВОМ ПОТОКЕ с. г. Крюкова, В.

УДК 568 ВВ Тюрев, ВА Тараненко Исследование особенностей обтекания профиля при нестационарном движении Национальный аэрокосмический университет им НЕ Жуковского «ХАИ» При современном развитии авиатранспортных

# 8, август 6 УДК 533655: 5357 Аналитические формулы для расчета тепловых потоков на затупленных телах малого удлинения Волков МН, студент Россия, 55, г Москва, МГТУ им Н Э Баумана, Аэрокосмический факультет,

36 М е х а н і к а г і р о с к о п і ч н и й с и с т е м УДК 533.64 О. Л. Лемко, И. В. Король МАТЕМАТИЧЕСКАЯ МОДЕЛЬ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ И АЭРОСТАТИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА СХЕМЫ «ЛЕТАЮЩЕЕ

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ т о ом XX/l 1 9 9 1.м 2 УДК 629.735.33.015.3.062.4 ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ ВЛИЯНИЯ ПЕРЕПУСКА ВОЗДУХА В РААОНЕ СКАЧКА УПЛОТНЕНИЯ НА АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ПРОФИЛЯ С.

Занятие 3.1. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ СИЛЫ И МОМЕНТЫ В данной главе рассмотрено результирующее силовое воздействие атмосферной среды на движущийся в ней летательный аппарат. Введены понятия аэродинамической силы,

T, следователь- но, МОДУЛЬ. КОНВЕКТИВНЫЙ ТЕПЛООБМЕН В ОДНОФАЗНЫХ СРЕДАХ Специальность «Техническая физика» Лекция 1. Теплоотдача при вынужденном продольном омывании плоской поверхности Интегральные уравнения

15.1.2. КОНВЕКТИВНАЯ ТЕПЛООТДАЧА ПРИ ВЫНУЖДЕННОМ ДВИЖЕНИИ ТЕКУЧЕЙ СРЕДЫ В ТРУБАХ И КАНАЛАХ В этом случае безразмерный коэффициент теплоотдачи критерий (число) Нуссельта зависит от критерия Грасгофа (при

Электронный журнал «Труды МАИ». Выпуск 68 www.mai.ru/science/trudy/ УДК 629.735.33 Применение адаптивной механизации крыла на легком транспортном самолете Губский В. В. Центральный аэрогидродинамический

ВЛИЯНИЕ ФИЗИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК АТМОСФЕРЫ НА ЭКСПЛУАТАЦИЮ ВОЗДУШНЫХ СУДОВ Влияние физических характеристик атмосферы на полет Установившееся горизонтальное движение самолета Взлет Посадка Атмосферные

ВЛИЯНИЕ ЖИДКОЙ ПЛЕНКИ НА СОПРОТИВЛЕНИЕ ТРЕНИЯ ПРИ ОБТЕКАНИИ ПЛОСКОЙ ПЛАСТИНЫ ПОТОКОМ ГАЗА. Течение жидкой пленки.. Физическая постановка задачи Атмосферные осадки формируют на поверхности летательного

ЛЕКЦИЯ ОСНОВНЫЕ ПОНЯТИЯ ГИДРОДИНАМИКИ РАСПРЕДЕЛЕНИЕ СКОРОСТЕЙ ПО РАДИУСУ ТРУБЫ УРАВНЕНИЕ ПУАЗЕЙЛЯ Гидравлический радиус и эквивалентный диаметр При движении жидкостей по каналам произвольной формы, сечение

РАВНОВЕСИЕ ТЕЛ Раздел механики, в котором изучается равновесие тел, называется статикой Равновесным называется состояние тела, неизменное во времени, т е равновесие это такое состояние тела, при котором

Лабораторная работа 1 Исследование распределения давления по поверхности профиля крыла Цель работы Получение распределения давления по поверхности профиля крыла, определение по полученному распределению

108 М е х а н і к а г і р о с к о п і ч н и й с и с т е м УДК 629.735.33 А. Кара, И. С. Кривохатько, В. В. Сухов ОЦЕНКА ЭФФЕКТИВНОСТИ УПРАВЛЯЕМОЙ КОНЦЕВОЙ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ ПОВЕРХНОСТИ КРЫЛА Введение В

ЧПОУ «УТЦ «ЧелАвиа» г.москва ПРАКТИЧЕСКАЯ АЭРОДИНАМИКА Лектор: МЕЗЕНЦЕВ Владислав Владимирович Тем 10 Часов 26 Отчетность - экзамен Аэродинамика наука, изучающая закономерности движения газов и их силовое

Министерство образования Иркутской области Государственное бюджетное профессиональное образовательное учреждение Иркутской области «Иркутский авиационный техникум» (ГБПОУИО «ИАТ») Комплект методических

РАСЧЕТНЫЕ ИССЛЕДОВАНИЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК ТЕМАТИЧЕСКОЙ МОДЕЛИ ЛА СХЕМЫ «ЛЕТАЮЩЕЕ КРЫЛО» С ПОМОЩЬЮ ПРОГРАММНОГО КОМПЛЕКСА FLOWVISION С.В. Калашников 1, А.А. Кривощапов 1, А.Л. Митин 1, Н.В.

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ Том XXXIV 003 УДК 533.6.0.5/.55 69.78.05.3.05. ЗАМЕЧАНИЯ К ГАЗОДИНАМИЧЕСКОМУ КОНСТРУИРОВАНИЮ СВЕРХЗВУКОВЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ* Г. И. МАЙКАПАР Приведены результаты расчета волнового

АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ СИЛЫ ОБТЕКАНИЕ ТЕЛ ВОЗДУШНЫМ ПОТОКОМ При обтекании твердого тела воздушный поток подвергается деформации, что приводит к изменению скорости, давления, температуры и плотности в струйках

Федеральное агентство по образованию Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования НИЖЕГОРОДСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ ТЕХНИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ ИМ. Р.Е. АЛЕКСЕЕВА Кафедра «Теории

60 ПРИКЛАДНАЯ МЕХАНИКА И ТЕХНИЧЕСКАЯ ФИЗИКА. 2002. Т. 43, N- 1 УДК 533.69.011.34 ОПЫТ ОПТИМИЗАЦИИ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК ЭКСПЛУАТИРУЕМЫХ КРЫЛОВЫХ ПРОФИЛЕЙ С. М. Аульченко, А. Ф. Латыпов, Ю. В.

ТЕОРИЯ ПАРУСА Теория паруса часть гидромеханики науки о движении жидкости. Газ (воздух) на дозвуковой скорости ведет себя точно так же, как жидкость, поэтому все, что говорится здесь о жидкости, в равной

УДК 533.64 О. Л. Лемко, И. В. Король МЕТОДИКА ПАРАМЕТРИЧЕСКИХ ИССЛЕДОВАНИЙ РАСЧЕТНОЙ МОДЕЛИ ПЕРВОГО ПРИБЛИЖЕНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА С АЭРОСТАТИЧЕСКОЙ ПОДДЕРЖКОЙ Вступление На фоне ухудшения экологического

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ Том XLIII 2012 5 УДК 629.735.33.015.3:533.695 ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИССЛЕДОВАНИЕ СБРОСА ДИНАМИЧЕСКИ ПОДОБНЫХ МОДЕЛЕЙ ПОДВЕСНОГО УСТРОЙСТВА ПРИ ОТДЕЛЕНИИ ОТ МОДЕЛИ САМОЛЕТА А. И. ДИДЕНКО,

ТЕПЛОПЕРЕДАЧА План лекции: 1. Теплоотдача при свободном движении жидкости в большом объёме. Теплоотдача при свободном движении жидкости в ограниченном пространстве 3. Вынужденное движение жидкости (газа).

ОГЛАВЛЕНИЕ 3 Предисловие... 11 ГЛАВА I ВВЕДЕНИЕ 1. Предмет аэродинамики. Краткий обзор истории развития аэродинамики... 13 2. Применение аэродинамики в авиационной и ракетной технике... 21 3. Основные

УДК 69.735.45.015.3 (075.8) В.П.Зинченко Расчет потерь тяги от обдувки планера вертолета несущим винтом на режиме висения Научно-производственное объединение «Авиа» Режимы висения и вертикального подъёма

Электронный журнал «Труды МАИ». Выпуск 72 www.mai.ru/science/trudy/ УДК 629.734/.735 Метод расчета аэродинамических коэффициентов летательных аппаратов с крыльями в схеме «икс», имеющими малый размах Бураго

УДК 629.12.035 Вестник СПбГУ. Сер. 1. 2012. Вып. 3 РАСЧЕТ ПРИСОЕДИНЕННЫХ МАСС НЕКОТОРОГО КЛАССА ОСЕСИММЕТРИЧНЫХ ТЕЛ Е. Н. Надымов С.-Петербургский государственный университет, аспирант, [email protected]

3 Модульный принцип конструирования ветроагрегатов, теория подобия и характеристики геометрически подобных ветродвигателей 3.1 Модульный принцип конструирования ветроагрегатов Одна из основных проблем

Краевой конкурс творческих работ учащихся «Прикладные и фундаментальные вопросы математики» Математическое моделирование Математическое моделирование полета самолѐта Лоевец Дмитрий, Тельканов Михаил 11

У Ч Е Н Ы Е З А П И С К И Ц А Г И Т о м X L I I УДК 53.56. ТЕЧЕНИЕ В ОКРЕСТНОСТИ ТОЧКИ ИЗЛОМА ПЕРЕДНЕЙ КРОМКИ ТОНКОГО КРЫЛА НА РЕЖИМЕ СИЛЬНОГО ВЗАИМОДЕЙСТВИЯ Г. Н. ДУДИН А. В. ЛЕДОВСКИЙ Исследовано течение

2. ОСНОВНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ТЕЧЕНИЯ ЖИДКОСТИ 2.1. Средняя скорость течения и расход При гидравлических расчетах трубопроводов течение жидкости полностью характеризуется средней по сечению скоростью потока

Электронный журнал «Труды МАИ» Выпуск 55 wwwrusenetrud УДК 69735335 Соотношения для вращательных производных от коэффициентов моментов крена и рысканья крыла МА Головкин Аннотация С использованием векторных

4. СИЛОВОЙ АНАЛИЗ МЕХАНИЗМА 4.. Задача кинетостатического исследования Прямой (первой) задачей динамики является определение неизвестных сил в механизме по заданному закону движения начального звена и

ЛЕКЦИЯ ЗТП ГИДРОДИНАМИКА При перемещении жидкостей движущей силой является разность статических давлений. Она создается при помощи насосов и компрессоров, за счет разности плотностей и уровней жидкости.

УЧЕНЫЕ ЗАПИСКИ ЦАГИ Том XXXVI 2005 1 2 УДК 629.782.015.3 БАЛАНСИРОВОЧНОЕ КАЧЕСТВО СИСТЕМЫ КРЫЛО КОРПУС ПРИ БОЛЬШИХ СВЕРХЗВУКОВЫХ СКОРОСТЯХ С. Д. ЖИВОТОВ, В. С. НИКОЛАЕВ Рассмотрена вариационная задача

Темы для изучения Сопротивление напору, фрикционная стойкость, коэффициент лобового сопротивления, турбулентный поток, ламинарный поток, число Рейнольдса, скоростной напор, уравнение Бернулли, крыло, вносимое

ЗАВИСИМОСТЬ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК КРЫЛЬЕВ ПРОСТОЙ ФОРМЫ В ПЛАНЕ ОТ ГЕОМЕТРИЧЕСКИХ ПАРАМЕТРОВ Спиридонов А.Н., Мельников А.А., Тимаков Е.В., Миназова А.А., Ковалева Я.И. Оренбургский государственный

В начале 60х Ричард Кляйн решил сделать бумажный самолетик , способный выдерживать довольно сильный ветер , высоко подниматься и хорошо планировать . После долгих экспериментов он достиг поставленной цели . Однажды Ричард показал полет своего самолетика Флойду Фогельману . Оценив полет , два друга решили запатентовать свое изобретение - «ступенчатый профиль » крыла . В одном из полетов на поле , где в свое время совершили свой полет братья Райт , самолетик пролетел 122 метра .

Аэродинамические профили Кляйна-Фогельмана модифицированные КФм (в англоязычной литературе KFm ) представляют собой целое семейство профилей , объединенных наличием «ступеньки », или нескольких . Каждый из профилей имеет свои особенности и оптимальную область применения .

На настоящий момент имеется 8 профилей КФм. Рассмотрим эти профили

	КФм-1 Толщина профиля 7-9%. Ступенька на 40% хорды . Низкая скорость сваливания , очень стабильный полет , неплохая подъемная сила , простота изготовления . Хороший профиль для большинства моделей , хотя немного уступает КФм-2
	КФм-2 Толщина 7-9%. Ступенька на 50%. Более высокая подъемная сила , низкая скорость сваливания , стабильный центр давления . Очень прост в изготовлении , отлично подходит для большинства малых и среднеразмерных пенолетов (до 1,2-1,5м ).
	КФм-3 Толщина 9-12%. Ступеньки на 50% и 75% хорды . Более сложен в изготовлении , но обладает высокими летными характеристиками - высокой подъемной силой , низкой скоростью сваливания и механической прочностью . Отличный профиль для тяжелых моделей и планеров.
	КФм-4 Толщина 6-9%. Ступеньки на 50% хорды . Простой в изготовлении , быстрый и маневренный профиль обладает более высокой скоростью сваливания по сравнению с другими профилями КФм. Отличный выбор для пилотажных моделей . Очень практичен на летающих крыльях - позволяет летать на них медленно.
	КФм-5 Ступенька на 40-50% хорды . Добавление ступеньки на выпукло-вогнутых профилях повышает подъемную силу и в тоже время повышает жесткость крыла . Применим на верхнепланах.
	КФм-6 Толщина 9-12%. Ступеньки на 25% и 50%. Прост в изготовлении . Обладает хорошими летными характеристиками на низких скоростях, в тоже время быстр и маневренен. Невысокая скорость сваливания . Отлично подходит для летающих крыльев любых размеров. Хорош для «вторых» моделей , после тренера.
	КФм-7, КФм-8 Эти профили находятся в стадии разработки. Стоит поэкспериментировать с бОльшим количеством ступеней.

В то время как большинство «обычных» профилей делаются более толстыми при необходимости увеличить подъемную силу, или более тонкими для уменьшения лобового сопротивления, профили КФм позволяют одновременно улучшить обе эти характеристики.

Так каким же образом это происходит?!

Непосредственно за ступенькой образуется устойчивый вихрь, который как бы становится частью профиля . Поток воздуха, обтекая этот комбинированный (частично жесткий, частично «воздушный») профиль , создает подъемную силу. А так как на части профиля (на участке вихря) поток воздуха трется о воздух, то лобовое сопротивление крыла с профилем КФм получается заметно ниже сопротивления аналогичного крыла с «обычным» профилем. Таким образом, аэродинамическое качество крыла с профилем КФм выше. Более того, наличие вихря препятствует срыву потока, тем самым увеличивая критический угол атаки.

Чем же профили Кляйна-Фогельмана могут быть интересны авиамоделистам?

Во-первых, эффективность профилей КФм проявляется на малых числах Рейнольдса (т.е. малых скоростях и размерах), характерных для малых авиамоделей. Во-вторых, изготовление профилей КФм довольно просто, особенно при строительстве из листовых материалов (например, потолочной плитки). Более того, в большинстве случаев, применение КФм повышает жесткость крыла .

Конечно, все это выглядит очень заманчиво, но моделист «не поверит, пока не проверит». Моделисты провели серию экспериментов для оценки характеристик профилей КФм. В частности, Рич Томсон (RICH THOMPSON) провел сравнение(обсуждение на rcgroups.com) крыла на одном самолете. При этом были проведены полеты на следующих крыльях (обратите внимание, как создан профиль ):

Плоское крыло	Симметричный двуяковыпуклый профиль	Плоско-выпуклый профиль Clark
КФм-1	КФм-2	КФм-3
КФм-4 (но ступеньки на 40% хорды )

Полетные качества модели были оценены по пятибалльной системе, результаты приведены в таблице:

Показатель	Плоское	Двояко выпуклое	Плоско-выпуклое	КФМ-1	КФМ-2	КФМ-3	КФМ-4
Максимальная скорость полета					3
Обратный полет					5
Срывные характеристики					5
Чувствительность по рулю высоты					5
Медленный полет					4
Чувствительность по элеронам					3
Плавность полета					4
Полет на больших углах атаки					5
Планирование					2
Курсовая устойчивость					4
ОБЩИЙ БАЛЛ					40

Победителем среди оцененных профилей явился профиль КФм-2 (ступенька на 50% хорды на верхней стороне).

Учитывая все вышесказанное, крыло с данным профилем стоит опробовать в своей новой модели. Качество его не вызывает сомнений, а простота изготовления (из потолочной плитки и подобных материалов) играет важную роль при самостоятельном изготовлении авиамодели.

Не упустите возможность, создайте новую модель с участием профиля-победителя, качество его превосходно, а стоимость материала не «ударит по карману» - и мир в семье и любимое занятие не пострадает!

Акбар Авлияев (akbaraka)