Профіль крила NACA - Історія редагувань

Мар'яна в 20:30, 7 грудня 2015

2015-12-07T20:30:48Z

Мар'яна в 17:22, 6 грудня 2015

2015-12-06T17:22:20Z

Мар'яна в 17:20, 6 грудня 2015

2015-12-06T17:20:18Z

Мар'яна в 21:03, 5 грудня 2015

2015-12-05T21:03:38Z

Мар'яна в 20:18, 28 листопада 2015

2015-11-28T20:18:20Z

Мар'яна в 20:10, 28 листопада 2015

2015-11-28T20:10:04Z

Мар'яна в 20:04, 28 листопада 2015

2015-11-28T20:04:46Z

Мар'яна в 17:17, 28 листопада 2015

2015-11-28T17:17:40Z

Мар'яна в 16:29, 28 листопада 2015

2015-11-28T16:29:43Z

Мар'яна в 22:38, 27 листопада 2015

2015-11-27T22:38:08Z

@@ Рядок 9: / Рядок 9: @@
 Кожен зразок математично розраховується згідно законам аеродинаміки. А потім продувається в аеродинамічній трубі на різних режимах для імітації польотних умов та збору необхідних характеристик. Усіма отриманими даними потім можуть користуватися розробники різної авіаційної техніки (від авіа моделістів до сучасних літаків) для вибору відповідного варіанту. Існують навіть так звані таблиці профілів. А профіль крила, про який ми говоримо, взагалі-то більш точно називається аеродинамічний профіль крила, тому що це один з основних термінів, якими оперує аеродинаміка.
-Розробка аеродинамічних профілів проводилася практично з початку історії авіації, проводиться вона і зараз. Повітря, обтікаючи крило літака, розділяється на два потоки: над крилом і під ним. Нижній потік протікає без змін, а верхній звужується. Адже профіль крила опуклий зверху. І тепер для того, щоб у верхньому потоці проходило ту ж кількість повітря і за такий же час, як і в нижньому, йому потрібно рухатися швидше. Далі вступає в силу закон Бернуллі: чим вище швидкість потоку, тим тиск у ньому нижче і, відповідно, навпаки. Цей закон дуже просто ілюструється. Якщо взяти не занадто вузький горизонтальний шланг (рукав) з тонкої прозорої гуми і влити в нього води під невеликим тиском. Що ви побачите? Та нічого особливого, вода просто швидко виллється через інший кінець. А ось якщо на цьому іншому кінці виявиться наполовину закритий кран, то ви відразу побачите, що вода виливається, але повільно і стінки рукава роздулися, тобто швидкість потоку зменшилася і тиск зріс.
+Розробка аеродинамічних профілів проводилася практично з початку історії авіації, проводиться вона і зараз. Повітря, обтікаючи крило літака, розділяється на два потоки: над крилом і під ним. Нижній потік протікає без змін, а верхній звужується. Адже профіль крила опуклий зверху. І тепер для того, щоб у верхньому потоці проходило ту ж кількість повітря і за такий же час, як і в нижньому, йому потрібно рухатися швидше. Далі вступає в силу [[https://uk.wikipedia.org/wiki/Закон_Бернуллі закон Бернуллі]]: чим вище швидкість потоку, тим тиск у ньому нижче і, відповідно, навпаки. Цей закон дуже просто ілюструється. Якщо взяти не занадто вузький горизонтальний шланг (рукав) з тонкої прозорої гуми і влити в нього води під невеликим тиском. Що ви побачите? Та нічого особливого, вода просто швидко виллється через інший кінець. А ось якщо на цьому іншому кінці виявиться наполовину закритий кран, то ви відразу побачите, що вода виливається, але повільно і стінки рукава роздулися, тобто швидкість потоку зменшилася і тиск зріс.
 При русі в повітряному потоці над крилом тиск менше, ніж під ним. Через цю різниці виникає підйомна сила. Вона виштовхує крило літака і, відповідно, сам літак вгору. Чим вище швидкість, тим підйомна сила більше. А якщо вона дорівнює вазі, то літак летить горизонтально. Ну а швидкість залежить від роботи двигуна літака. Між іншим, падіння тиску над верхньою частиною крила можна побачити навіч.

@@ Рядок 1: / Рядок 1: @@
 == '''Профіль крила''' ==
-Профіль крила - це, кажучи офіційною мовою, одна з основних складових, що формують літальний апарат і літак зокрема, так як крило все ж його невід'ємна частина. Сукупність деякої кількості профілів складають ціле крило, причому по всьому розмаху крила вони можуть бути різні. А від того, які вони будуть, залежить призначення літака і те, як він буде літати. Наприклад, швидкісний і висотний літак завжди має тонкий профіль крила з гострою передньою кромкою. Відомі предствітелі цього класу - літаки МІГ-25 і МІГ-31. У той же час більшість пасажирських лайнерів мають профіль з великою відносною товщиною і закругленою передньою кромкою.
+Профіль крила - це, кажучи офіційною мовою, одна з основних складових, що формують літальний апарат і літак зокрема, так як крило все ж його невід'ємна частина. Сукупність деякої кількості профілів складають ціле крило, причому по всьому розмаху крила вони можуть бути різні. А від того, які вони будуть, залежить призначення літака і те, як він буде літати. Наприклад, швидкісний і висотний літак завжди має тонкий профіль крила з гострою передньою кромкою. Відомі представники цього класу - літаки МІГ-25 і МІГ-31. У той же час більшість пасажирських лайнерів мають профіль з великою відносною товщиною і закругленою передньою кромкою.
 Типів профілів досить багато, але форма їх принципово завжди каплевидна. Отака сильно витягнута горизонтальна крапля. Однак крапля ця звичайно далека від досконалості, тому що кривизна верхньої та нижньої поверхонь у різних типів різна, як втім і товщина самого профілю. Класика - це коли низ близький до площині, а верх опуклий за певним законом. Це так званий несиметричний профіль, але є й симетричні, коли верх і низ мають однакову кривизну.

@@ Рядок 7: / Рядок 7: @@
 [[Файл:Рис 3..jpg|350px|thumb|left|Профіль крила в потоці.]]
-Кожен зразок математично розраховується згідно законам королеви авіаційних наук аеродинаміки. А потім продувається в аеродинамічній трубі на різних режимах для імітації польотних умов та збору необхідних характеристик. Усіма отриманими даними потім можуть користуватися розробники різної авіаційної техніки (від авіа моделістів до сучасних літаків) для вибору відповідного варіанту. Існують навіть так звані таблиці профілів. А профіль крила, про який ми говоримо, взагалі-то більш точно називається аеродинамічний профіль крила, тому що це один з основних термінів, якими оперує аеродинаміка.
+Кожен зразок математично розраховується згідно законам аеродинаміки. А потім продувається в аеродинамічній трубі на різних режимах для імітації польотних умов та збору необхідних характеристик. Усіма отриманими даними потім можуть користуватися розробники різної авіаційної техніки (від авіа моделістів до сучасних літаків) для вибору відповідного варіанту. Існують навіть так звані таблиці профілів. А профіль крила, про який ми говоримо, взагалі-то більш точно називається аеродинамічний профіль крила, тому що це один з основних термінів, якими оперує аеродинаміка.
-Розробка аеродинамічних профілів проводилася практично з початку історії авіації, проводиться вона і зараз. Повітря, обтікаючи крило літака, розділяється на два потоки: над крилом і під ним. Нижній потік протікає собі як ні в чому не бувало, а верхній звужується. Адже профіль крила опуклий зверху! І тепер для того, щоб у верхньому потоці проходило ту ж кількість повітря і за такий же час, як і в нижньому, йому потрібно рухатися швидше, адже сам потік став вже. Далі вступає в силу закон Бернуллі: чим вище швидкість потоку, тим тиск у ньому нижче і, відповідно, навпаки. Цей закон дуже просто ілюструється. Якщо взяти не занадто вузький горизонтальний шланг (рукав) з тонкої прозорої гуми і влити в нього води під невеликим тиском. Що ви побачите? Та нічого особливого, вода просто швидко виллється через інший кінець. А ось якщо на цьому іншому кінці виявиться наполовину закритий кран, то ви відразу побачите, що вода виливається, але повільно і стінки рукава роздулися, тобто швидкість потоку зменшилася і тиск зріс.
+Розробка аеродинамічних профілів проводилася практично з початку історії авіації, проводиться вона і зараз. Повітря, обтікаючи крило літака, розділяється на два потоки: над крилом і під ним. Нижній потік протікає без змін, а верхній звужується. Адже профіль крила опуклий зверху. І тепер для того, щоб у верхньому потоці проходило ту ж кількість повітря і за такий же час, як і в нижньому, йому потрібно рухатися швидше. Далі вступає в силу закон Бернуллі: чим вище швидкість потоку, тим тиск у ньому нижче і, відповідно, навпаки. Цей закон дуже просто ілюструється. Якщо взяти не занадто вузький горизонтальний шланг (рукав) з тонкої прозорої гуми і влити в нього води під невеликим тиском. Що ви побачите? Та нічого особливого, вода просто швидко виллється через інший кінець. А ось якщо на цьому іншому кінці виявиться наполовину закритий кран, то ви відразу побачите, що вода виливається, але повільно і стінки рукава роздулися, тобто швидкість потоку зменшилася і тиск зріс.
 При русі в повітряному потоці над крилом тиск менше, ніж під ним. Через цю різниці виникає підйомна сила. Вона виштовхує крило літака і, відповідно, сам літак вгору. Чим вище швидкість, тим підйомна сила більше. А якщо вона дорівнює вазі, то літак летить горизонтально. Ну а швидкість залежить від роботи двигуна літака. Між іншим, падіння тиску над верхньою частиною крила можна побачити навіч.

@@ Рядок 1: / Рядок 1: @@
 == '''Профіль NACA''' ==
@@ Рядок 194: / Рядок 215: @@
 == '''Посилання.''' ==
-[http://kipla.kai.ru/liter/Spravochnic_avia_profiley.pdf]
+. http://kipla.kai.ru/liter/Spravochnic_avia_profiley.pdf

← Попередня версія		Версія за 20:18, 28 листопада 2015
Рядок 187:		Рядок 187:

	Наведемо приклад, для наочності. Якщо авіаційний профіль, при куті атаки в 12 °, має <math>{C_{t}=0,109}</math>, а <math>{С_{y}=0,433}</math>, то точка прикладання сили <math>{R}</math> можна обчислити як <math>{x={C_{m}/C_{y}}=0,109/0,433=0,258}</math>.		Наведемо приклад, для наочності. Якщо авіаційний профіль, при куті атаки в 12 °, має <math>{C_{t}=0,109}</math>, а <math>{С_{y}=0,433}</math>, то точка прикладання сили <math>{R}</math> можна обчислити як <math>{x={C_{m}/C_{y}}=0,109/0,433=0,258}</math>.
		+
		+	== '''Література.''' ==
		+
		+	Довідник авіаційних профілів.
		+
		+	== '''Посилання.''' ==

	[http://kipla.kai.ru/liter/Spravochnic_avia_profiley.pdf]		[http://kipla.kai.ru/liter/Spravochnic_avia_profiley.pdf]

@@ Рядок 7: / Рядок 7: @@
 Приклад профіль NACA 6409 з чотирьох символьним позначенням:
-* перша цифра позначає максимальну кривизну середньої
+* перша цифра позначає максимальну кривизну середньої лінії - 6%;
-лінії - 6%;
+* друга цифра позначає точку на хорді максимальної кривизну середньої лінії від передньої кромки, в десятих частках від хорди - 0.4 (40%);
 * третя і четверта цифри позначають товщину профілю - 09%.

@@ Рядок 33: / Рядок 33: @@
 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 Е.'''
 '''Профіль FX.'''
-Профілю розроблені професором Вортманна. Профіль розшифровується як:
+Профілі розроблені професором Вортманном. Профіль розшифровується як:
 FX - ініціали автора,
 - рік створення профілю,
@@ Рядок 46: / Рядок 47: @@
 '''Профіль B.'''
-Профіль розроблений Бенедека. Профіль В-6358, читається як:
+Профіль розроблений Бенедеком. Профіль В-6358, читається як:
 В - ім'я профілю,
 - товщина профілю в%,
@@ Рядок 73: / Рядок 74: @@
 Деякі визначення:
-''Хорда профілю'' - умовна лінія, що з'єднує саму передню і саму задню точки профілю.
+''Хорда профілю'' - умовна лінія, що з'єднує передню і задню точки профілю.
 ''Увігнутість профілю'' - відстань, що вимірюється між середньою лінією профілю і його хордою.
@@ Рядок 142: / Рядок 143: @@
 <math>{C_{f}=2.656/\sqrt{Re}</math>.
-Так як <math>C_{f}</math> включається як складова в <math>C_{x кр}</math>, то загальний опір крила, при зміні числа <math>{Re}</math>, так само буде змінюватися. Звідси можна зробити висновок, що при відомому числі <math>{Re}</math>, для обраного Вами профілю варто виконати розрахунок числа <math>{Re}</math> для Вашого літального апарату і при розбіжності чисел бодай на підлогу порядку, можна очікувати зміна аеродинамічних характеристик профілю.
+Так як <math>C_{f}</math> включається як складова в <math>C_{x кр}</math>, то загальний опір крила, при зміні числа <math>{Re}</math>, так само буде змінюватися. Звідси можна зробити висновок, що при відомому числі <math>{Re}</math>, для обраного Вами профілю варто виконати розрахунок числа <math>{Re}</math> для вашого літального апарату і при розбіжності чисел бодай на пів порядку, можна очікувати змін аеродинамічних характеристик профілю.
 == '''Аеродинамічний момент крила.''' ==
-Аеродинамічна сила '''''R''''' складається з складові '''''Y''''' і '''''X'''''. Необхідно знати не тільки її величину, а й точку її додатки, інакше ми не зможемо добитися необхідного рівноваги крила у польоті. Точка прикладання сили '''''R''''' називається центром тиску крила. Положення центру тиску знаходиться наступним чином, крило зміцнюється в аеродинамічній трубі так, що може вільно обертатися навколо осі, що проходить через носок крила (див. Рис2). До хвостовій частині крила кріпляться нитки, перекинуті через ролики і забезпечені чашками з вантажами. Впливаючи на крило повітряним потоком на певному куті атаки, матимемо силу '''''R''''', яка прагне повернути крило навколо осі.
+Аеродинамічна сила '''''R''''' складається з складових '''''Y''''' і '''''X'''''. Необхідно знати не тільки її величину, а й точку її прикладання, інакше ми не зможемо добитися необхідного рівноваги крила у польоті. Точка прикладання сили '''''R''''' називається центром тиску крила. Положення центру тиску знаходиться наступним чином, крило зміцнюється в аеродинамічній трубі так, що може вільно обертатися навколо осі, що проходить через носок крила (див. Рис2). До хвостовій частині крила кріпляться нитки, перекинуті через ролики і забезпечені чашками з вантажами. Впливаючи на крило повітряним потоком на певному куті атаки, матимемо силу '''''R''''', яка прагне повернути крило навколо осі.
 [[Файл:Рис2.jpg|400px|thumb|right|Величина і напрям сили '''''R''''' визначаються діагоналлю паралелограма, побудованого на силах '''''Y''''' і '''''X'''''.]]
@@ Рядок 183: / Рядок 184: @@
 що після скорочення на <math>{(\rho\cdot{S}\cdot{V^2/2})}</math>, отримуємо: <math>{{a}={t}\cdot{C_{m}/C_{y}}}</math>,
-У межах невеликих кутів атаки (0 - 15 °), т. е. Тих кутів, з якими доводиться мати справу в польоті, величина <math>{С_{r}}</math> дуже не набагато відрізняється від
+У межах невеликих кутів атаки (0 - 15 °). Тих кутів, з якими доводиться мати справу в польоті, величина <math>{С_{r}}</math> дуже не набагато відрізняється від
 <math>{С_{у}}</math> і плече <math>{а}</math> від величини <math>{х}</math>; тому з достатньою для практики точністю можна вважати, що <math>{x={t}\cdot{C_{m}/C_{y}}}</math>, або <math>{x/{t}={C_{m}/C_{y}}}</math>.
@@ Рядок 189: / Рядок 190: @@
 Наведемо приклад, для наочності. Якщо авіаційний профіль, при куті атаки в 12 °, має <math>{C_{t}=0,109}</math>, а <math>{С_{y}=0,433}</math>, то точка прикладання сили <math>{R}</math> можна обчислити як <math>{x={C_{m}/C_{y}}=0,109/0,433=0,258}</math>.

@@ Рядок 90: / Рядок 90: @@
 Головною аеродинамічній силою авіаційного профілю є вектор '''''R'''''.
-[[Файл:Рис1.jpg|200px|thumb|right|Вектор аеродинамічних сил]]
+[[Файл:Рис1.jpg|500px|thumb|right|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.
@@ Рядок 124: / Рядок 124: @@
 Формула, за якою обчислюється число Рейнольдса записується як:
-<math>{Re=\rho\cdot{V}\cdot{b}/\mu}</math>
+<math>{Re=\rho\cdot{V}\cdot{b}/\mu}</math>;
 де <math>{V}</math> - швидкість (м / с),
@@ Рядок 136: / Рядок 136: @@
 Звідси, спростивши формулу, отримуємо:
-<math>{Re\approx69000\cdot{V}\cdot{b}}</math>
+<math>{Re\approx69000\cdot{V}\cdot{b}}</math>;
 Німецький професор Л. Прандтль, в результаті досліджень в 1918-1926 р, отримав формулу:
-<math>{C_{f}=2.656/\sqrt{Re}</math>
+<math>{C_{f}=2.656/\sqrt{Re}</math>.
 Так як <math>C_{f}</math> включається як складова в <math>C_{x кр}</math>, то загальний опір крила, при зміні числа <math>{Re}</math>, так само буде змінюватися. Звідси можна зробити висновок, що при відомому числі <math>{Re}</math>, для обраного Вами профілю варто виконати розрахунок числа <math>{Re}</math> для Вашого літального апарату і при розбіжності чисел бодай на підлогу порядку, можна очікувати зміна аеродинамічних характеристик профілю.
@@ Рядок 147: / Рядок 147: @@
 Аеродинамічна сила '''''R''''' складається з складові '''''Y''''' і '''''X'''''. Необхідно знати не тільки її величину, а й точку її додатки, інакше ми не зможемо добитися необхідного рівноваги крила у польоті. Точка прикладання сили '''''R''''' називається центром тиску крила. Положення центру тиску знаходиться наступним чином, крило зміцнюється в аеродинамічній трубі так, що може вільно обертатися навколо осі, що проходить через носок крила (див. Рис2). До хвостовій частині крила кріпляться нитки, перекинуті через ролики і забезпечені чашками з вантажами. Впливаючи на крило повітряним потоком на певному куті атаки, матимемо силу '''''R''''', яка прагне повернути крило навколо осі.

@@ Рядок 7: / Рядок 7: @@
 Приклад профіль NACA 6409 з чотирьох символьним позначенням:
-) перша цифра позначає максимальну кривизну середньої
+* перша цифра позначає максимальну кривизну середньої
 лінії - 6%;
-) друга цифра позначає точку на хорді максимальної
+* друга цифра позначає точку на хорді максимальної
 кривизну середньої лінії від передньої кромки, в десятих частках
 від хорди - 0.4 (40%);
-) третя і четверта цифри позначають товщину профілю - 09%.
+* третя і четверта цифри позначають товщину профілю - 09%.
 Приклад профіль NACA 23015 з п'яти символьним позначенням:
-) перша цифра позначає кривизну середньої лінії - 2%;
+* перша цифра позначає кривизну середньої лінії - 2%;
-) друга і третя цифри позначають точку на хорді максимальної кривизну середньої лінії - 30%;
+* друга і третя цифри позначають точку на хорді максимальної кривизну середньої лінії - 30%;
-) четверта та п'ята цифри позначають товщину профілю - 15%.
+* 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:
-) 6 - серія профілю;
+* 6 - серія профілю;
-) 4 - протяжність ламінарного обтікання (40%);
+* 4 - протяжність ламінарного обтікання (40%);
-) А - тип задньої частини профілю (керована);
+* А - тип задньої частини профілю (керована);
-) 2 - індекс 2, ширина ламінарної області в частках (Сy = ± 0,2) профілю;
+* 2 - індекс 2, ширина ламінарної області в частках (Сy = ± 0,2) профілю;
-) 2 - середина області ламінарного обтікання і низького опору, в частках (Сy = 0,2) профілю;
+* 2 - середина області ламінарного обтікання і низького опору, в частках (Сy = 0,2) профілю;
-) 15 - дві цифри позначають товщину профілю - 15%.
+* 15 - дві цифри позначають товщину профілю - 15%.
 '''Профіль Gö.'''
@@ Рядок 64: / Рядок 64: @@
 Для всіх цих профілів існують загальні геометричні параметри:
-b - довжина хорди профілю,
+*b - довжина хорди профілю,
-с - товщина профілю,
+*с - товщина профілю,
-f - увігнутість профілю,
+*f - увігнутість профілю,
-r - радіус носика профілю,
+*r - радіус носика профілю,
-xc - координата найбільшої товщини, щодо носка
+*xc - координата найбільшої товщини, щодо носка профілю,
-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.
@@ Рядок 98: / Рядок 100: @@
 <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.
+Немаловажним параметром профілю є його аеродинамічна якість - '''''К'''''. Аеродинамічна якість залежить від кута атаки профілю. Обчислюється як співвідношення '''''К'''''<math>{\Kappa={Y/X}}</math>. Виконавши деякі перетворення отримаємо '''''К'''''<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).
@@ Рядок 115: / Рядок 117: @@
 <math>{C_{x кр}=C_{x0}+\DeltaC_{xi}}</math>

← Попередня версія		Версія за 22:38, 27 листопада 2015
Рядок 89:		Рядок 89:

	[[Файл:Рис1.jpg\|200px\|thumb\|right\|Вектор аеродинамічних сил]]		[[Файл:Рис1.jpg\|200px\|thumb\|right\|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>