Профіль крила NACA

Профіль NACA

Серії профілів NACA (Національний авіаційний консультативний комітет США) стали позначати ім'ям організації і чотирма цифрами. Пізніше виникла необхідність збільшити кількість цифр до п'яти і більше.

Система 4-х символьної нумерації заснована на геометричних параметрах.

Приклад профіль NACA 6409 з чотирьох символьним позначенням:

1) перша цифра позначає максимальну кривизну середньої лінії - 6%; 2) друга цифра позначає точку на хорді максимальної кривизну середньої лінії від передньої кромки, в десятих частках від хорди - 0.4 (40%); 3) третя і четверта цифри позначають товщину профілю - 09%.

Приклад профіль NACA 23015 з п'яти символьним позначенням:

1) перша цифра позначає кривизну середньої лінії - 2%; 2) друга і третя цифри позначають точку на хорді максимальної кривизну середньої лінії - 30%; 3) четверта та п'ята цифри позначають товщину профілю - 15%.

Розвиток прикладної аеродинаміки призвело до появи ламінованих профілів, змінилися і позначення профілів. Так профіль NACA64 А2-215 читається як:

1) 6 - серія профілю; 2) 4 - протяжність ламінарного обтікання (40%); 3) А - тип задньої частини профілю (керована); 4) 2 - індекс 2, ширина ламінарної області в частках (Сy = ± 0,2) профілю; 5) 2 - середина області ламінарного обтікання і низького опору, в частках (Сy = 0,2) профілю; 6) 15 - дві цифри позначають товщину профілю - 15%.

Профіль Gö.

Серія профілів розроблена в Німеччині, в лабораторії міста Геттінген. У своїй символіці має ім'я - Gö і порядковий номер. Серія була досліджена в аеродинамічній трубі для низьких чисел Рейнольдса і з успіхом може бути використана для розрахунків авіамоделей. Профілю Е. Серія профілів розроблена професором Епплер, в Геттенгене. Серія розроблена для низьких чисел Рейнольдса, 40 000-200 000. Позначаються буквою Е і порядковим номером.

Профіль FX.

Профілю розроблені професором Вортманна. Профіль розшифровується як: FX - ініціали автора, 62 - рік створення профілю, К - позначення профілю з відхиляється крайкою, 131 - товщина профілю 13,1%.

Профіль B.

Профіль розроблений Бенедека. Профіль В-6358, читається як: В - ім'я профілю, 6 - товщина профілю в%, 35 - положення стрілки угнутості в%, 8 - відносна увігнутість в%.

Геометричні характеристики авіаційного профілю.

Дуже зручною, для геометричних характеристик авіаційних профілів, виявилася система відносних розмірів, у відсотках. Неподільний розмір - хорда профілю, є основою основ всіх геометричних розмірів.

Профілі авіаційних крил різноманітні, але їх можна класифікувати за геометричними ознаками як: 1) симетричні; 2) двояко опуклі; 3) опукло увігнуті; 4) плоско опуклі; 5) S - образні.

Для всіх цих профілів існують загальні геометричні параметри: b - довжина хорди профілю, с - товщина профілю, f - увігнутість профілю, r - радіус носика профілю, xc - координата найбільшої товщини, щодо носка профілю, xf - координата найбільшою угнутості, щодо носка профілю.

Деякі визначення: Хорда профілю - умовна лінія, що з'єднує саму передню і саму задню точки профілю. Увігнутість профілю - відстань, що вимірюється між середньою лінією профілю і його хордою. Середня лінія профілю - геометричне місце точок, розташованих посередині ординат, перпендикулярних хорді і обмежених верхніми і нижніми контурами профілю.

Зазвичай ці параметри представляють у вигляді часток хорди - b. Це дуже зручно при побудові профілю з різною хордою, наприклад у еліптичного крила.

Для побудови профілю наводяться таблиці, з величинами x - відстань від носка профілю (у відносних одиницях, від 0 до 1, або відсотках), y (в) - координата верхньої точки і у (н) - координата нижньої точки профілю (так само в відносних одиницях або відсотках).

За товщиною профілю діляться на тонкі - з менше 8%, середні - з від 8% до 12% і товсті - з більш 12%. Залежно від угнутості середньої лінії розрізняють профілі: з малою увігнутістю - f менше 1,5%, із середньою увігнутістю - f 1,5 ÷ 4% і великий увігнутістю - f більше 4%.

Аеродинамічні характеристики авіаційного профілю.

Головною аеродинамічній силою авіаційного профілю є вектор R.

Вектор аеродинамічних сил

Однак вектор R не представляє інтересу сам по собі. Практичний інтерес представляють його складові, вектора підйомної сили - Y і аеродинамічного опору - X. Напрям вектора Y перпендикулярно вектору швидкості V. Напрям вектора X збігається з вектором швидкості і завжди має позитивне значення.

Аеродинамічні сили Y і X залежать від кута атаки [math]{\alpha}[/math], через відповідні безрозмірні коефіцієнти [math]{C_{x}}[/math] і [math]{C_{y}}[/math].

[math]{Y=C_{y}\cdot\rho\cdot{V^2}\cdot{S/2}}[/math]

[math]{X=C_{x}\cdot\rho\cdot{V^2}\cdot{S/2}}[/math]

Немаловажним параметром профілю є його аеродинамічна якість - К. Аеродинамічна якість залежить від кута атаки профілю. Обчислюється як співвідношення [math]{\Kappa={Y/X}}[/math]. Виконавши деякі перетворення отримаємо [math]{\Kappa={C_{y}/C_{x}}}[/math]. Аеродинамічна якість профілів має дуже широкий діапазон, від декількох одиниць і майже до 300. Прикладом такого профілю, з високою якістю, може служити профіль NASA 27-2012 створений І.Джекобсом в кінці 30-х років. Але не варто спокушатися з приводу застосування таких профілів на практиці. Вони вимагають дуже ретельного виготовлення і показують високий аеродинамічний якість тільки в обмежених умовах по турбулентності набігаючого потоку і числах Рейнольдса.

Невеликий відступ щодо профільного опору. У реальних умовах важко передбачити точний його значення, так як воно в значній мірі залежить від якості обробки поверхні крила. Дослідження проведені американськими вченими Абботом, Денхофом і Стіверсоном показали, що опір гладкого профілю з товщиною 24% може бути менше, ніж у шорсткого товщиною 6%. Дослідження проводилися з такими серіями профілів, як NASA 00, 14, 24, 230. Під шорсткістю приймалися нерівності ≈ 0,2..0,3 мм, на передній кромці профілю при хорді профілю 24 дюйма (приблизно 610 мм).

Індуктивний опір.

Індуктивний опір має чимале значення при розрахунках якості крила. На величину [math]{C_{xi}}[/math] - індуктивний опір, впливає подовження крила [math]{\lambda}[/math]. Зв'язок між цими величинами записується:

[math]{C_{xi}={{C_{y}}^2/\pi\lambda}[/math]

Отже коефіцієнт опору реального крила обчислюється:

[math]{C_{x}=C_{x пр}+C_{xi}}[/math]

Подовження реального крила літака може відрізнятися від крила моделі продувається в аеродинамічній трубі. Коефіцієнт опору крил:

[math]{C_{x кр}=C_{x0}+\DeltaC_{xi}}[/math]