Несущие крылья. часть 1. профиль крыла.

Терминология
Картина обтекания профиля
Размер имеет значение!
Скоко совершенно верно в граммах?
Уровень качества профиля, поляра
Для малых скоростей
Для высоких скоростей
Пилотажный самолет
Бесхвостка
Копия
Радиопланер
Упрощенные профили
Резюме

Человек не имеет крыльев и по отношению веса собственного

тела к весу мускулов он в 72 раза не сильный птицы….

Но я пологаю, что он полетит, опираясь не на силу

собственных мускулов, а на силу собственного разума.

Н.Е. Жуковский

Моделизмом возможно заниматься по-различному. Для людей амбициозных это спорт, соревнования и утверждение собственного «Я» среди сотрудников. Для остальных это легко хобби.

Кто-то больше обожает летать, кто-то строить самолеты. Имеется еще категория людей творческих, стремящихся не просто ходить по проторенным дорожкам, но и пробовать, а что в том месте, рядом, может более весьма интересно? Это категория конструктора-любителя.

От специалиста он отличается значительно чаще отсутствием особого образования. Просматривать книжки по аэродинамике для «Громадной» авиации дело непростое. А привнести в модель что-то собственный хочется.

Экспериментировать же наобум – малопродуктивное занятие. Из этого тупика довольно часто раздаются возгласы: мол, нечего тут придумывать, все уже придумано до нас; бери Экстру и делай по готовым чертежам. Либо: нет тут никаких теорий, в моделях все – эмпирика! Не соглашаясь ни с теми, ни с другими.

Предлагаем вниманию людей творческих введение в теорию несущего крыла. Для простоты восприятия, тут практически нет количественных соотношений и формул. Все зависимости даются как следует, по принципу: этот параметр воздействует на то-то в ту сторону. Это полезно знать не только конструкторам, но и пилотам, интересующимся, из-за чего модель в воздухе ведет себя так, а не в противном случае. Заодно введем элементарную терминологию, дабы моделист не измерял крыло в «длину» и «ширину».

Часть первая посвящена лишь профилю крыла. Во второй части будут рассмотрены все остальные нюансы аэродинамики крыла.

Терминология

Дабы конкретно осознавать приятель–приятеля при рассуждениях, разглядим главные понятия геометрии профиля крыла. Поперечное сечение крыла плоскостью, параллельной плоскости его симметрии именуется « профилем». Типовой профиль крыла выглядит так:

Большое расстояние между крайними точками профиля – b , именуется хордой профиля. Громаднейшая высота профиля – c , именуется толщиной профиля, а ее расстояние от передней точки – координатой большой толщины. Линию, точки которой равноудалены от верхней и нижней образующих профиля — l, именуют средней линией профиля. Ее большое расстояние от хорды – f, именуется кривизной профиля, а удаление от передней точки – координатой большой кривизны.

Носик профиля образован некоей кривой линией, минимальный радиус которой обозначают – r, это радиус скругления носика профиля. Потому, что как следует нужно сравнивать различные профили различных размеров, договорились все указанные размеры измерять относительно хорды профиля. Обычно наряду с этим кроме того опускают слово «относительная». Легко, в случае если толщина профиля указана в %, то всем ясно, что это отношение настоящей толщины к величине хорды профиля.

На данном рисунке верхняя линия, образующая профиль одной формы, а нижняя – второй. Таковой профиль именуется несимметричным. В случае если же, одна образующая, является точной копией второй, то профиль именуется симметричным.

Нетрудно сообразить, что кривизна симметричного профиля равна нулю.

Картина обтекания профиля

Всем как мы знаем, что крыло формирует подъемную силу, лишь тогда, в то время, когда оно движется относительно воздуха. Т.е. темперамент обтекания воздухом верхней и нижней поверхностей крыла конкретно формирует подъемную силу. Как это происходит?

Разглядим профиль крыла в потоке воздуха:

Тут линии течения элементарных струек воздуха обозначены узкими линиями. Профиль к линиям течения находится под углом атаки а – это угол между невозмущенными линиями и хордой профиля течения. В том месте, где линии течения сближаются, скорость потока возрастает, а полное давление падает. И напротив, где они становятся реже, скорость течения значительно уменьшается, а давление возрастает. Из этого получается, что в различных точках профиля воздушное пространство давит на крыло с различной силой.

Отличие между местным давлением у поверхности профиля и давлением воздуха в невозмущенном потоке возможно представить в виде стрелочек, перпендикулярных контуру профиля, так что длина и направление стрелочек пропорциональна данной разнице. Тогда картина распределения давления по профилю будет смотреться так:

Тут прекрасно видно, что на нижней образующей профиля имеется избыточное давление – подпор воздуха. На верхней же, — напротив, разряжение. Причем оно больше в том месте, где выше скорость обтекания.

Примечательно тут то, что величина разряжения на верхней поверхности многократно превышает подпор на нижней. Векторная сумма всех этих стрелочек и формирует аэродинамическую силу R, с которой воздушное пространство действует на движущееся крыло:

Разложив эту силу на вертикальную Yи горизонтальную X компоненты, мы возьмём подъемную силу крыла и силу его лобового сопротивления. Из картины распределения давления видно, что львиная часть подъемной силы образуется не из подпора на нижней образующей профиля, а из разряжения на верхней, что опровергает очень распространенное заблуждение начинающих моделистов.

Точка приложения силы R зависит от характера распределения давления по поверхности профиля. При трансформации угла атаки, распределение давления также будет изменяться. Вместе с ним будет изменяться и векторная сумма всех сил по полной величине, точке и направлению приложения. Кстати, последнюю именуют центром давления.

С ним тесно связано понятие фокуса профиля. У симметричных профилей эти точки совпадают. У несимметричных положение центра давления на хорде при трансформации угла атаки изменяется, что весьма затрудняет расчеты. Дабы их упростить, было введено понятие фокуса.

Наряду с этим равнодействующую аэродинамических сил поделили не на две компоненты, а на три – к подъемной силе и силе лобового сопротивления добавился еще момент крыла. Таковой, помой-му нелогичный прием разрешил, поместив точку приложения подъемной силы в фокусе профиля, зафиксировать его положение и сделать его независящим от угла атаки. Прием эргономичный, лишь не нужно забывать о показавшемся наряду с этим моменте крыла.

Разряжение на верхней части профиля возможно не только измерить устройствами, но и при определенных условиях заметить собственными глазами. Как мы знаем, при резком расширении воздуха, содержащаяся в нем влага может мгновенно конденсироваться в капельки воды. Кто бывал на авиашоу, имел возможность видеть, как на протяжении резкого маневрирования самолета, с верхней поверхности крыла срываются струйки белой пелены.

Это и имеется пар, сконденсировавшийся при разряжении в небольшие капельки воды, каковые весьма скоро опять испаряются и становятся невидимыми.

Размер имеет значение!

Зависит ли темперамент обтекания от фактической скорости и размеров профиля перемещения крыла относительно воздуха? Да, и сильно. Связано это с физическими особенностями воздуха, главными из которых являются упругость, вязкость и плотность.

Упругость (еще говорят, сжимаемость) серьёзна лишь при скоростях перемещения, сопоставимых со скоростью звука. В моделизме такие скорости видятся только на финишах лопастей воздушного винта. Потому, что мы занимаемся на данный момент крылом, про это свойство воздуха можем забыть.

Массовая плотность воздуха есть основной обстоятельством происхождения подъемной силы крыла. Уже на втором рисунке видно, что направления линий обтекания воздуха до крыла и по окончании него пара не совпадают. Т.е. крыло скашивает поток воздуха вниз. Потому, что поток владеет определенной массой, то по закону сохранения импульса на крыло действует сила R. Из этого следует несложная зависимость, чем воздушное пространство плотнее, тем при других равных условиях больше подъемная сила.

На громадной высоте плотность воздуха понижается, но для моделей это не имеет значения, — они так высоко не летают. А вот повышение плотности воздуха при понижении его температуры заметно уже для моделей. Одинаковый самолет зимний период сможет выполнить петлю меньшего радиуса, чем летом.

Вязкость воздуха, — словосочетание непривычное. Вязкость автомобильного масла – это ясно, а воздуха? Однако, воздушное пространство также владеет определенной вязкостью. Причем обстоятельства и механизм ее происхождения такие же, как и у автомобильного масла, лишь величина значительно меньше. Слои воздуха движутся относительно друг друга с трением. Весьма мелким, но не нулевым.

В картине обтекания крыла вязкость ведет к тому, что у самой поверхности профиля на границе между потоком воздуха и твёрдой поверхностью появляется тоненький слой воздуха, как бы присоединенный к крылу и движущийся вместе с крылом. Его так и именуют – пограничный слой. Поведение этого слоя во многом зависит от скорости и размеров профиля его обтекания воздухом.

Чтобы оценивать степень влияния вязкости воздуха на темперамент обтекания крыла при различных условиях придумали коэффициент, равный произведению хорды крыла (в метрах) на скорость его перемещения относительно воздуха (в метрах в секунду), дроблённому на вязкость воздуха. Именуется данный коэффициент числом Рейнольдса в честь британского физика и обозначается так: Re. В моделистских применениях вязкость воздуха можно считать постоянной без громадной погрешности и равной 0,000015 м 2/сек.

Будет эргономичнее вычислять число Рейнольдса по приближенной формуле Re=70*V*b. Тут скорость нужно подставить в метрах в секунду, а хорду в миллиметрах. Дабы было понятнее, приведем пример. Крыло модели планера с хордой 0,1 метр летит со скоростью 6 метров в секунду.

Приобретаем Re=42000. Это весьма мелкое значение для летающих моделей и характерно для свободнолетающих моделей класса F1. При таких значениях Re вязкость имеет огромное значение. Обтекание профиля наряду с этим выглядит так:

Тут весьма интересно обратить внимание на точку В. До нее течение воздуха в пограничном слое плавное, без перемешивания прислойных струек. Такое течение именуется ламинарным. В нем нет мелких воздушных вихрей, перемешивающих воздушное пространство из соседних слоев. В точке В начинается образование прислойных вихрей, перемешивающих воздушное пространство из соседних слоев.

Такое течение именуется турбулентным. Возможно так выстроить форму образующей профиля, что на его большей верхней части течение воздуха будет ламинарным, а точка В сдвинется назад по профилю. Такие профили именуют ламинаризованными. Какое течение лучше для модели? Тут однозначного ответа на все случаи судьбы нет.

Ламинарное течение в сравнении с турбулентным имеет недостатки и свои преимущества. Тут назовем лишь преимущество – при ламинарном течении трение поверхности крыла о воздушное пространство меньше. Значит и меньше лобовое сопротивление.

О недочётах ламинарного обтекания поболтаем позднее.

Для модели пилотажки с хордой крыла 0,3 метра и скоростью 20 метров в секунду получается Re=400000. Обтекание профиля будет смотреться так:

Весьма похоже? Да, но профиль не тот. А что будет, в случае если планерный профиль разогнать до этих скоростей?

Либо напротив, пилотажный профиль поставить на планер F1? Это мы разглядим кроме этого попозже. А на данный момент посмотрим, как посчитать подъемную силу и лобовое сопротивление крыла.

Скоко совершенно верно в граммах?

Совсем обойтись без формул не окажется. Да и не весьма интересно это. Приведем только две.

Подъемная сила крыла:

Y= Cy* p*V 2*S/2

Сила лобового сопротивления:

X= Cx* p*V 2*S/2

Тут:

p — массовая плотность воздуха

V — скорость перемещения крыла относительно воздуха

S — площадь крыла

Cy — коэффициент подъемной силы крыла (читается – це игрек)

Cx – коэффициент лобового сопротивления крыла (читается – це икс)

Совсем ясно, что вся «собака зарыта» в этих коэффициентах подъемной лобового сопротивления и силы. Оба они во многом зависят от угла атаки крыла, но по-различному. Для обычного несимметричного профиля зависимости эти выглядят так:

Тут большое количество занимательного. Давайте разберемся, из-за чего графики идут так, а не в противном случае. Начнем с нулевого угла атаки. Как видно из графика при нем подъемная сила не равна нулю.

Это связано с различными верхней и нижней образующими профиля, т.е. с ненулевой его кривизной. Верхняя образующая более выпуклая, чем нижняя исходя из этого давление распределяется так:

Дабы подъемная сила несимметричного профиля стала бы равной нулю, его нужно расположить под отрицательным углом атаки.

По мере повышения угла атаки, коэффициент подъемной силы растет практически пропорционально. Наряду с этим подпор на нижней образующей профиля растет не очень сильно, а разряжение на верхней образующей растет в разы. В случае если пристально взглянуть на распределение давления по верху профиля, возможно подметить громадный перепад давления с задней половины профиля на переднюю, другими словами перепад направлен навстречу потоку обтекания.

До тех пор пока он не через чур велик, скоростной напор обтекающего воздуха справляется с ним. Но, начиная с некоего угла атаки, данный перепад делается обстоятельством происхождения обратного тока воздуха на протяжении второй половины верхней образующей профиля:

В точке В происходит отрыв пограничного слоя от поверхности крыла. За точкой отрыва появляется вихревое обтекание с линиями обратного тока. Происходит срыв потока. При предстоящем маленьком повышении угла атаки Су сначала легко возрастает. Но точка отрыва скоро перемещается вперед по верхней образующей, по окончании чего Су начинает падать.

Угол атаки, на котором достигается перегиб кривой Су, именуется критическим углом атаки.

Сейчас обратимся к Сх. При нулевой подъемной силе он минимален. Лобовое сопротивление наряду с этим обусловлено двумя компонентами: трением воздуха о поверхность крыла и динамическим сопротивлением, суть появления которого прекрасно виден на рисунке 8. Видите в том месте стрелочки, направленные на носик профиля. Лобовое сопротивление, складывающееся из этих двух компонент, именуют профильным сопротивлением.

По мере повышения угла атаки появляется и растет подъемная сила крыла. Лобовое сопротивление наряду с этим также растет, сперва медлительно, позже стремительнее. Отличие между лобовым сопротивлением при ненулевой подъемной силе и профильным сопротивлением именуют индуктивным сопротивлением. Оно в широких пределах пропорционально квадрату Су.

При срыве обтекания Сх скоро растет и не убывает при предстоящем росте угла атаки.

Обратите внимание, как изменяется Су в диапазоне отрицательных углов атаки. Линейный рост достаточно скоро заканчивается, а критический угол атаки наступает значительно раньше, чем при хороших углах и при намного меньшем безотносительном значении Су. Из этого делается понятным, из-за чего при несимметричном профиле крыла прямая и обратная петли самолета, столь резко отличаются по величине минимального радиуса.

Для симметричного профиля линия Су для отрицательных углов повторяет зеркально линию для хороших углов. Исходя из этого на пилотажных самолетах используют значительно чаще симметричные профили.

Уровень качества профиля, поляра

Аэродинамическим качеством профиля именуется отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению. Сам термин уровень качества происходит из функции крыла – оно призвано создавать подъемную силу. В противном случае, что наряду с этим появляется побочный эффект – лобовое сопротивление, явление вредное.

Исходя из этого логично отношение пользы к вреду назвать качеством. В случае если выстроить зависимость Су от Сх на графике:

то эту линию именуют полярой профиля. Полярой она именуется не просто так. Кто не забывает из школы, что не считая привычных прямоугольных координат, еще бывают полярные, тот скоро осознает, что эта же кривая в полярных координатах дает зависимость длины отрезка между началом координат и любой точкой на поляре от угла наклона этого отрезка к горизонтальной оси.

Так вот, протяженность отрезка пропорциональна полной аэродинамической силе R, действующей на крыло, а тангенс упомянутого угла равен аэродинамическому качеству К. Т.е. поляра разрешает весьма изменение аэродинамического качества профиля крыла. Для удобства, на кривую принято наносить реперные точки, отмечающие соответствующий угол атаки крыла.

По поляре легко оценить профильное сопротивление, максимально достижимое аэродинамическое уровень качества профиля и его другие, серьёзные параметры. Поляра зависит от числа Re. Свойства профиля комфортно оценивать по семейству поляр, выстроенных в одной сетке координат для разных чисел Re.

Поляры конкретных профилей приобретают двумя методами:

Продувками в аэродинамической трубе
Теоретическими расчетами.

Необходимо заметить, что сейчас теория, вкупе с компьютерными достижениями, разрешила создать программы рассчитывающие поляры, достаточно совершенно верно совпадающие с экспериментальными продувками. К примеру, очень удобной для любительских целей программой для построения поляр с громадной базой данных по геометрии известных профилей, есть программа Profili, созданная итальянскими моделистами. В данной программе Су обозначается как Cl, а Сх — как Cd.

Поляра, это один из самых наглядных способов оценки особенностей профиля для конкретных применений. По данной кривой легко оценить изменение подъемной лобового сопротивления и силы при трансформации угла атаки и их соотношение, другими словами уровень качества. По семейству поляр для различных чисел Re поведение этих сил при трансформации скорости. Темперамент кривой в диапазоне малых подъемных сил в диапазоне скоростей показывает свойство крыла разгоняться в пикировании самолета.

Кривая на громадных Су показывает свойство к парению на малых скоростях, а ее плавный либо резкий изгиб, характеризует темп сваливания при срыве потока обтекания. поведение и Асимметрия поляры в районе отрицательных Су показывает свойство крыла к перевернутому полету, обратным петлям и демонстрирует, как они будут различаться от прямых фигур и прямого полёта. По семействам поляр нескольких профилей комфортно проводить сравнительный анализ их особенностей и выбирать самый подходящий для конкретного применения.

Для малых скоростей

Познакомившись с главными понятиями, разглядим изюминке аэродинамики профиля крыла при различных расчетных значениях Re.

Самыми тихоходными летающими моделями являются комнатные модели класса F1D. Скорости полета у них так мелки, что их аэродинамика по большому счету не изучена. Также класса такие числа нигде больше не употребляются. Профиля крыла в том месте, фактически и нет. Правильнее он вырождается в узкую, толщиной в пара микрон изогнутую пленку.

Потом мы о таких моделях сказать не будем, – через чур уж они специфичны.

Следующими тихоходами являются свободнолетающие модели класса F1. Как мы знаем, для этих моделей основной задачей есть максимум времени парения в воздухе. Потому, что правилами ограничена минимальная нагрузка на крыло (отношение веса модели к площади его крыла), то повышение длительности полета достигается за счет максимального значения Су. Наряду с этим аэродинамическое уровень качества получается отнюдь не громаднейшим, но оно и не имеет значения.

Кроме того в класса F1 употребляются различные профили, давайте разберемся — из-за чего?

На свободнолетающих планерах – класс F1A употребляются профили с большой кривизной. Они разрешают летать на минимально-вероятной скорости с большим значением Су. Довольно часто употребляются профили Бенедека, легко модифицированные. на данный момент у национальных спортсменов популярен профиль Макарова-Кочкарева – именитых столичных спортсменов:

У таких профилей имеется она особенность – работа на низких значениях Re. В этом случае скоростной напор мал, и допустимый перепад давлений на протяжении верхней дуги профиля – также. Работа на углах атаки, родных к критическому, формирует угрозу к срыву обтекания и проваливанию модели. Для оптимизации обтекания используют особые меры.

В частности, для повышения толщины пограничного слоя (толстый пограничный слой более устойчив) применяют для обтяжки крыла материал с повышенной шероховатостью. У более шероховатой поверхности силы трения о воздушное пространство больше, чем у ровной. Это, само собой разумеется, снижает аэродинамическое уровень качества, но разрешает применять громадные углы атаки и большее Су, что принципиально важно для повышения длительности полета. на данный момент употребляется особая двухслойная пленка с шероховатой поверхностью.

В прошлом – микалентные длинноволокнистые сорта бумаги.

Выше уже говорилось о двух режимах обтекания – ламинарном и турбулентном. Преимуществом ламинарного обтекания профиля есть малое трение крыла о воздушное пространство, и как следствие – меньшее его профильное сопротивление. Но ламинарное течение в пограничном слое снижает его устойчивость к отрыву от профиля при повышении угла атаки.

Турбулентный пограничный слой отрывается позднее ламинарного, при громадных углах атаки и громадных Су. Дабы поднять несущие особенности профиля на крыльях планеров F1A устанавливают особый турбулизатор, что формирует в пограничном слое вихри и повышает его устойчивость к отрыву. Значительно чаще турбулизатор является узкую нить, приклеенную в нескольких миллиметрах от носика профиля на верхней поверхности крыла.

Дабы он не провоцировал преждевременный срыв потока, время от времени его приклеивают зигзагообразно. Профиль планеров F1A оптимизирован лишь под один режим полета – парение, потому, что на протяжении затяжки леером его аэродинамические особенности играются второстепенную роль.

У резиномоторных моделей класса F1B кроме парения имеется еще режим моторного полета. Потому, что скорость моторного полета мала, на этих моделях довольно часто применяют те же профили что и на F1A. Кое-какие моделисты применяют профили с меньшей кривизной. Дело в том, что громадное значение кривизны профиля обуславливает и большое профильное сопротивление крыла.

На моторном режиме нет потребности в высоком значении Су, и повышенное профильное сопротивление на малых углах атаки снижает скорость комплекта высоты.

Кое-какие спортсмены в этом классе удачно применяют управление пограничным слоем. Для этого в верхней обшивке крыла делаются два последовательности отверстий – недалеко от максимального разряжения и неподалеку от задней кромки крыла, где разряжение мало:

За счет разности давлений часть воздуха через второй последовательность отверстий отсасывается и подается в полости крыла на передний последовательность, — в зону большого разряжения. Подача дополнительного воздуха в эту территорию оттягивает срыв потока на громадные углы атаки, за счет чего достигается большее значение Су. Попутно напомним, что отсос и сдув пограничного слоя обширно употребляется на громадных самолетах (истребителях) при взлетно-посадочных режимах.

В том месте, действительно, совсем другие числа Re.

Особенно значима двухрежимность работы крыла на таймерных моделях класса F1C. Тут время моторного полета жестко ограничено пятью секундами, и при равной мощности мотора, высота взлета определяется Сх крыла. В случае если на таймерку поставить профиль с F1A, то высота взлета уменьшится, что не компенсируется более высоким Су на этапе парения.

Исходя из этого профиль для таймерных моделей выбирается как компромисс между малым значением Сх при нулевой подъемной силе (таймерки взлетают вертикально) и высоким значением Су.

Воображает интерес техническое ответ, которое возможно смело назвать бескомпромиссным. Чемпион Европы и России в классе F1C Леонид Фузеев из Саратова сделал крыло таймерки складным в три раза. На этапе моторного взлета консоли крыла складываются, образуя симметричный профиль крыла в 2,5 раза меньшего размаха:

По окончании остановки мотора и набора высоты крыло раскладывается в полный размах. По наблюдениям автора на финале последнего Чемпионата России, модель Фузеева взлетает не выше вторых призеров. Отражается высокая толщина профиля сложенного крыла.

Но, на этапе парения она не оставляет надежд вторым моделям, потому, что Леонид применил чисто планерный профиль Макарова-Кочкарева с громадной кривизной.

Так детально рассмотрены профили свободнолетающих моделей вследствие того что долгая история развития организовала их высокое техническое совершенство. У моделистов иногда появляется соблазн заимствовать готовые ответы из класса F1 для радиоуправляемых моделей.

С одним из таких ответов – хорошим чемпионатным планером F1A, преобразованным в радиоуправляемый для выступления в классе кроссовых планеров, создатель познакомился на прошлогодних межнациональных соревнованиях самолетостроительных фирм в Орле МАП-2003. Такую конструкцию привез юный спортсмен из Запорожья. С позиций развлекательной – это занимательное ответ. Но, по летным качествам для спортивных целей оно интереса не воображает.

Профиль с громадной кривизной оптимален лишь для полетов модели вместе с потоком воздуха на минимальных относительных скоростях. Попытка рулить таким планером против кроме того не сильный ветра, продемонстрировала его непригодность для управляемого полета, — планер или сносило ветром, или он просто сыпался с высоты.

Для высоких скоростей

Летательные аппараты данной группы оптимизированы под однорежимный полет с большой скоростью. Из спортивных классов сюда можно отнести кордовых скоростников F2A и гоночные группы D, кордовые F2C, радио-ДВСки F3D и радио-электрички F5D. И бессчётные экспериментальные и рекордные самолеты. Потому, что скорость полета этих самолетов довольно высокая, то темперамент поведения Су мало кого тревожит.

Скоростной напор довольно большой и полет проходит при малых малых и углах атаки значениях Су. Основное для профиля этих моделей, — минимально вероятное значение Сх при крейсерской скорости полета. Его значение обычно определяет лобовое сопротивление всего самолета. Такая оптимизация достигается уменьшением толщины профиля до размеров, в то время, когда определяющим делается уже не аэродинамика обтекания, а жёсткость и строительная прочность крыла на кручение.

Использование современных высокопрочных и высокомодульных композитных материалов разрешило уменьшить толщину профиля гоночных моделей до 5 – 7 %. Кривизна профиля используется около 1 – 2% для возможности крейсерского полета с нулевым углом атаки, Сх – наряду с этим минимален. Вместе с острым носиком типовой гоночный профиль выглядит так:

Такие профили не хорошо трудятся на взлетно-посадочных режимах, в то время, когда скорость полета мала. Самолет с таким профилем имеет нехорошие штопорные характеристики и мелкий критический угол атаки. Острый носик и практически плоская верхняя поверхность профиля легко провоцируют срыв обтекания. Исходя из этого сажать такие самолеты приходится на громадных скоростях, что требует большого мастерства пилота.

Типовое значение чисел Re для данной группы профилей может легко превышать 1000000.

Пилотажный самолет

Для пилотажного самолета, наряду с другими требованиями, ответственна симметрия летных черт для прямого и перевернутого полета. Исходя из этого в их крыльях употребляются только симметричные профили. Относительная толщина профиля, определяется исходя из предполагаемых чисел Re при исполнении фигур.

Для хорошего пилотажа типовая толщина профиля – 12-15 %. Дабы обеспечить качественное выполнение срывных фигур, таких как «штопорная» бочка «и штопор» носик профиля имеет малый радиус скругления.

Фан-флаи также предназначены для исполнения пилотажных фигур, но на намного меньших скоростях. Для них ответствен плавный, а не резкий срывной режим. Толщина профиля тут до 20% и максимально громадный радиус скругления носика профиля.

Из-за чего радиус скругления так воздействует на срывные чертей? Обратимся к картине обтекания толстого профиля с тупым носиком на большом углах и малом атаки

Прекрасно видно, что точка разделения верхнего и нижнего пограничных слоев при трансформации угла атаки перемещается по образующей носика. Исходя из этого переход к срыву потока при повышении угла атаки тут происходит позднее и более медлено.

Для острого носика такое перемещение ведет к локальному резкому увеличению скорости обтекания в месте громадной крутизны носика. Такое увеличение провоцирует более ранний отрыв пограничного слоя сходу от носика профиля. На графиках Cy=f(a) это выражается так:

Частный случай пилотажки – учебно-тренировочный самолет. По большому счету то сочетание этих названий в одном самолете не совсем верное. Для учебного самолета прекрасно подходит плоско-выпуклый профиль ClarkY, с относительной толщиной 15-18%.

Он снабжает при других равных условиях более низкую скорость сваливания на крыло, что для учебки крайне важно. Но, тренировать на нем навыки исполнения фигур пилотажа некомфортно, потому, что он имеет сильно выраженную асимметрию черт. У тренировочной модели должен быть тот же профиль и та же нагрузка на крыло, что и у пилотажки, на которой пилот будет выступать на соревнованиях.

Бесхвостка

Кроме самолетов простой схемы с оперением, бывают самолеты без оперения. Значительно чаще киль все-таки сохраняется в том либо другом виде, а вот стабилизатора нет вовсе. О недостатках и достоинствах таковой аэродинамической схемы мы сказать тут не будем.

продольная устойчивость и Балансировка таких самолетов достигается за счет разных конструктивных ухищрений. Но, в случае если крыло бесхвостки не стреловидное, а прямое, то единственный метод обеспечить продольную устойчивость и балансировку самолета – применить на крыле самобалансирующийся профиль:

Как видно, у таких профилей кривизна меняет на протяжении хорды собственный символ. В передней части профиля он выпуклый вверх, в задней – вниз. Такие профили еще именуют S-образными, по причине того, что средняя линия профиля напоминает латинскую букву S. Чем превосходны эти профили? У простого несимметричного профиля при повышении угла атаки точка приложения аэродинамической силы R смещается по хорде профиля вперед.

Наряду с этим момент крыла, содействующий подъему носа самолета, возрастает с ростом угла атаки. Крыло с таким профилем само по себе, без оперения устойчивым быть неимеетвозможности. У S-профилей напротив.

В диапазоне летных углов атаки повышение этого угла ведет к смещению точки приложения аэродинамической силы по хорде профиля назад. В следствии появляется момент на пикирование, стремящийся вернуть угол атаки к начальному значению.

К сожалению, в жизни не бывает, дабы к бочке меда не добавили ложку дегтя. Так и тут. Увесистая ложка дегтя: у S-профилей намного более низкие предельные значения Су.

Это заставляет конструктора самолета при равной с простой аэродинамической схемой скорости полета делать у бесхвостки значительно меньшую нагрузку на крыло, другими словами существенно увеличивать площадь крыла при равном весе с самолетом простой схемы.

Копия

Модели-копии в силу собственного назначения должны копировать все геометрические формы оригинала. Среди них и профиль крыла, в противном случае какая же это копия. Но, число Re у копий намного ниже, чем у оригинала.

Как будет летать такая модель?

При снижении чисел и масштабном уменьшении Re аэродинамическое уровень качества понижается. Безмоторные копии летают хуже собственных оригиналов. Для моделей вязкость воздуха играется значительно громадную роль.

Но, понижение летных особенностей вовсе не катастрофично. От копий, в большинстве случаев, и не нужно выдающихся аэродинамических черт. К тому же моторные модели, в большинстве случаев, имеют громадную энерговооруженность, чем копируемые оригиналы. В следствии чего их летные особенности при правильном копировании профиля крыла в полной мере удовлетворительны. Имеется кроме того примеры обратной зависимости.

На бипланах времен Первой Мировой обширно употреблялись узкие очень сильно изогнутые профили крыльев. Вовсе не вследствие того что они оптимальны для полетных чисел Re, а по конструктивно-технологическим обстоятельствам – их несложнее было делать для расчалочных крыльев древесно-полотняной конструкции. При переходе к уменьшенным копиям, таковой профиль оказывается более оптимален, чем у оригинала.

Для моделей современных сверхзвуковых самолетов приходится отступать от копийности профиля крыла, потому, что тонкие профили оригиналов с острым носиком определяют очень неудовлетворительные срывные особенности у копий. Приходится мириться с неполной копийностью.

Радиопланер

Как было указано выше, оптимален тот либо другой профиль крыла лишь при в полной мере определенных числах Re. Чем шире у модели диапазон полетных скоростей, тем тяжелее оптимизировать профиль ее крыла. Из всех видов крылатых моделей, один из самых громадных диапазонов полетных скоростей у кроссовых радиопланеров F3B. В упражнении на длительность этому планеру выгодно лететь как возможно медленнее, в особенности в атермичную погоду. Скорость полета не превышает 7 – 8 м/сек.

В упражнении на скорость планера разгоняются до скоростей в 40 – 45 м/сек. Для расширения диапазона чисел Re обширно применяют механизацию крыла. На кроссовых планерах на протяжении всей задней кромки крыла размещена механизация, – на корневой половине консолей – закрылки, на концевой – элероны, смикшированные, в большинстве случаев, с закрылками. В следствии пилот имеет возможность в полете поменять действенную кривизну профиля крыла при помощи механизации, оптимизируя ее под требуемый режим полета.

Употребляется в большинстве случаев три, реже четыре режима предустановленные в ходе регулировки и переключаемые в полете пилотом. В стартовом режиме кривизна велика. Это делается для повышения максимального значения Су, которое определяет скорость затяжки на леере планера относительно буксировщика леера. В конечном счете это определяет высоту старта при ограниченной правилами длине леера. Сх наряду с этим велик, а аэродинамическое уровень качества мало.

Но это и не имеет значения, потому, что энергия поступает извне – от буксировщика. Крутые пилоты применяют при старте два предустановленных режима – в начале и в конце с различной кривизной профиля. На режиме парения механизация возвращает кривизну профиля к исходной, где его аэродинамическое уровень качества максимально.

Для скоростных режимов механизация легко приподнимает заднюю кромку крыла, создавая минимальную эквивалентную кривизну профиля. Сх принимает собственный мельчайшее значение.

на данный момент самый распространены для кроссовых планеров профили серий MH, RG и HQ. Их разработчики при оптимизации геометрии профиля учитывают поведение аэродинамических черт при работе механизации крыла. Для справки возможно привести профили 16 типов моделей финалистов мирового чемпионата по F3B 2001 года.

На шести моделях стоял профиль MH-32, по две модели применяли профили HQW-3.0, RG-15 и SD7037. На остальных моделях, не занявших призовых мест, употреблялись уникальные профили. Но на чемпионате Европы 2004 года MH-32 только у одного из спортсменов первой десятки.

Призовые же места у SD7032 и RG-15.

Упрощенные профили

В некоторых случаях, значительно чаще из конструктивных мыслей, упрощают контуры профиля до примитива, в то время, когда его образующие – прямые линии. Время от времени – они оправданы, в других случаях – нет. Для наглядности приведем по одному примеру таких случаев.

В последние несколько лет показался новый класс авиамоделей – F3AI ( I тут от Indoor – внутрикомнатный ) пилотаж в помещений. Самолеты этого класса имеют весьма мелкую нагрузку на крыло и летают ни очень низких числах Рейнольдса. Многие из них имеют крыло в виде узкой прямой пластины из депрона с угольными передней и задней кромками. Таковой профиль имеет малое значение большого Су. Но для очень малых нагрузок на крыло это не имеет значения. Срывные характеристики профиля также страшны.

Полет самолета больше напоминает порхание стрекозы, чем полет аиста. Однако, такие самолеты показывают 3Dпилотаж высокого уровня. Это – пример оправданного упрощения.

Кое-какие начинающие в рвении упростить изготовление крыла тренировочной модели сводят его профиль к примитивному треугольнику, где две вершины – острые задняя кромки и передняя, а третья – верхняя полка лонжерона. Нижняя полка лежит на плоской нижней поверхности крыла. Что возможно несложнее? Но летать на таком крыле – неинтересно. Прошедшим летом, замечая за мучениями для того чтобы горе-конструктора, жалко становилось не его, а самолет, — на пять взлетов – две посадки.

Остальные посадки – «кирпичом». К концу полетного дня от модели, и кстати – мотора, остались жалкие дрова. Таковой профиль имеет низкое значение Су на предельных углах атаки и провоцирует к тому же лавинообразный срыв потока.

Модель кубарем к почва. Это — пример неоправданного упрощения.

Резюме

Потому, что разнообразие видов крылатых моделей весьма громадно, мы не будем подробно разглядывать особенности используемых в них профилей крыла. Подведем итог в виде описания характера влияния геометрических параметров профиля на его аэродинамические особенности. Итак:

Толщина профиля – воздействует на величину лобового сопротивления. Повышение толщины увеличивает сопротивление, а также на нулевой подъемной силе. Косвенно, повышение толщины ведет к срыву обтекания на громадных углах атаки, чем у узких профилей. Повышение толщины от малых значений до 12 – 15% увеличивает большое значение Су. Предстоящее повышение толщины его снижает. По окончании 20% быстро растет Сх.
Радиус скругления носика профиля – связан с толщиной профиля. Воздействует прежде всего на поведение профиля на критических углах атаки. Косвенно воздействует на лобовое сопротивление профиля. Громадные значения радиуса приемлемы лишь на низких числах Re.
Кривизна профиля – воздействует на асимметрию особенностей. Повышение кривизны ведет к повышению Су на относительно маленьких числах Re. При росте Re кривизна профиля для сохранения приемлемых значений лобового сопротивления обязана уменьшаться.
Для обеспечения высокой эффективности профиля в громадном диапазоне скоростей на крыле нужно применять механизацию, изменяющую в полете действенную кривизну профиля для различных скоростей.
Свойства профиля крыла воздействуют на требуемую для продольной устойчивости и балансировки самолета эффективность горизонтального оперения, что нужно учитывать при проектировании модели в целом.

Характеристики несущего крыла зависят не только от примененного профиля, но и от последовательности вторых его геометрических параметров. Их характер и определение влияния на аэродинамику крыла будет рассмотрен во второй части статьи.

Игромир

Несущие крылья. часть 1. профиль крыла.

Рандомные статьи:

Программа предварительного расчёта летающих крыльев

Похожие статьи, которые вам понравятся: