Дослідження обтікання профілю крила. Ламінарний профіль Профіль крила наса 2212

ламінарний профіль

профіль крила, що характеризується вилученим від носка положенням точки переходу ламінарного течії в турбулентний при природному обтіканні, тобто без використання додаткової енергії для затягування переходу, як, наприклад, при відсмоктуванні прикордонного шару, охолодженні поверхні ( см. Ламинаризации прикордонного шару). Дослідження в польоті стану прикордонного шару на прямому крилі дозвукового літака (1938) показали наявність значних ділянок ламінарного прикордонного шару. В СРСР (І. В. Остославський, Г. П. Свищева, К. К. Федяевскій) і за кордоном були розроблені і застосовані на ряді літаків Л. п., Форма яких дозволяла отримувати зрушене назад положення точки переходу ламінарного прикордонного шару в турбулентний і за рахунок цього знижувати, а отже, і повне аеродинамічний опір літака. Для цього форма профілю повинна забезпечувати на його поверхні в області очікуваного ламинарного шару прискорене перебіг з максимальною градієнтом швидкості для підвищення стійкості ламінарного течії до збурень. Геометрично це досягається шляхом змішування тому положення максимальної товщини і угнутості профілю ( см. Кривизна профілю), збільшенням відносної товщини профілю і деяким зменшенням радіусу кривизни носка. При цьому з метою запобігання зриву потоку не можна допускати різкого зниження швидкості в хвостовій, диффузорной, частини профілю, що призводить до обмежень на геометрію профілю (неприпустимо, наприклад, зміщення максимальної товщини і угнутості за середину профілю, а також надмірне збільшення його товщини і угнутості) .
Фактором, що обмежує можливості природної ламинаризации прикордонного шару, є стреловидность крила по передній кромці. При куті стреловидности більше 20-25 (°) спостерігається значне зменшення області ламінарного течії. Ділянки з природною ламинаризации можуть спостерігатися на різних елементах літака (носок фюзеляжу, горизонтальні і вертикальні оперення і т. Д.). , Проведені при дозвукових швидкостях на літаках з прямими крилами і крильми з кутом стреловидности менш 20 (°), скомпонованими з Л. п., Підтвердили наявність протяжних ламінарних ділянок (до 30-50% хорди). При цьому критичні Рейнольдса числа, певні по довжині ламінарної ділянки, досягали Re * (≈) 10-12) * 106. Проведені в середині 80-х рр. в СРСР (ЦАГІ) і за кордоном розрахункові та експериментальні дослідження при великих числах Рейнольдса показали можливість отримання протяжних (аж до середини хорди) ламінарних ділянок при навколозвукових обтіканні профілів з прискоренням потоку в місцевій сверхзвуков зоні. При цьому польоту повинно бути обмеженим, не допускає виникнення інтенсивних стрибків ущільнення і помітного хвильового опору. Застосування надкритичних профілів з прискоренням потоку в місцевій надзвуковий зоні дозволяє знизити опір при підвищених дозвукових швидкостях польоту як за рахунок природної ламинаризации, так і за рахунок малого, в порівнянні зі звичайними профілями, хвильового опору.

Авіація: Енциклопедія. - М .: Велика Російська Енциклопедія. Головний редактор Г.П. Свищев. 1994 .

Дивитися що таке "Ламінарний профіль" в інших словниках:

ламінарний профіль Енциклопедія «Авіація»

ламінарний профіль - ламінарний профіль профіль крила, що характеризується вилученим від носка положенням точки переходу ламінарного течії в турбулентний при природному обтіканні, тобто без використання додаткової енергії для затягування переходу, як ... Енциклопедія «Авіація»

Bell P-63 «Kingcobra» - Bell P 63 «Kingcobra» льотно технічні характеристики Двигун Авіаційне артилерійську зброю Авіаційні засоби ураження Класифікатори Факти Використання в іноземних ВВС Модифікації Галерея ... Військова енциклопедія

HA 420 HondaJet Тип бізнес джет Розробник Honda Aircraft Company ... Вікіпедія

Проекція дотичних напружень, прикладених до обтічної поверхні тіла, на напрям його руху. С. т. Є складова частина опору аеродинамічного (СА) і обумовлено проявом дії сил внутрішнього тертя (в'язкості); при ... ... Енциклопедія технікиЕнциклопедія «Авіація»

Зменшення опору кулі зі зростанням швидкості потоку, що набігає при Рейнольдса числах Re, близьких до критичного значення Re. (Криза опору) 1,5 * 105. Явище було встановлено в 1912 А. Г. Ейфелем, пояснено в 1914 Л. Прандтлем. ... ... Енциклопедія техніки

транскрипт

1 Авіаційні профілю Введення. Довідник Авіаційних профілів Авіаційні профілю відкрита тема для широкого кола вузьких фахівців і вузького кола широких мас. В даний час налічується кілька тисяч авіаційних профілів і їх модифікацій. В даний довідник увійшли тільки близько сотні профілів. Матеріали представлені в книзі є довідником авіаційних профілів. Набір характеристик авіаційного профілю досить великий, в довіднику він обмежений, в основному, геометричними і аеродинамічними характеристиками. Цифри в таблицях, нічого не варті без правильного розуміння їх фізичного сенсу, завдяки чому, в книзі наведені деякі теоретичні викладки та розрахунки. Хоча в довіднику представлені авіаційні профілю, вони з легкістю можуть бути використані тими, хто конструює жорсткі крила для буєри, вітрильників, катерів на підводних крилах і вітряних млинів. Дані для довідника бралися з багатьох джерел і в довідник потрапили тільки найбільш повні дані. Деякі геометричні точки побудови профілів змінені автором, для плавного побудови профілю, про це зазначається в примітці для кожної зміненої точки профілю.

2 2 Авіаційні профілю Зміст Про авіаційних профілях ... 6 Типи авіаційних профілів .... 6 авіаційного профілю ... 8 авіаційного профілю .... Індуктивний опір .... 2 Число Рейнольдса .... 3 Аеродинамічний момент крила. ... 4 Довідник Авіаційних профілів ... 7 Серія профілів А ... 7 Профіль A-9% ... 7 Профіль A-2% ... 9 Профіль A-5% ... 2 Профіль A-8% ... 23 Профіль A-2% ... 25 Серія профілів В ... 27 Профіль В-8% ... 27 Профіль В -% ... 29 Профіль В-2% ... 3 Профіль В-4 % ... 32 Профіль В-6% ... 33 Профіль В-8% ... 35 Профіль В-2% ... 36 Серія профілів P-II ... 38 Профіль P-II% ... 4 профіль P-II 2% ... 42 профіль P-II-4% (ЦАГІ-78) ... 43 профіль P-II-6% ... 45 профіль P-II-8% ... 47 профіль P -II-2% ... 48 Профіль P-II-22% ... 49 Профіль P-III (5,5%) ... 5 Серія профілів ЦАГІ Профіль ЦАГІ-6-8,2% ... 52 профіль ЦАГІ-6-2% ... 54 профіль ЦАГІ-6-3% ... 56 профіль ЦАГІ-6-6% ... 58 Авіаційні профілю 3 профіль ЦАГІ-6-9% ... 6 профіль ЦАГІ- 6-2% Профіль ЦАГІ Профіль ЦАГІ Профіль ЦАГІ Профіль ЦАГІ Профіль ЦАГІ Профіль ЦАГІ Профіль ЦАГІ Про філь ЦАГІ Профіль ЦАГІ Профіль ЦАГІ Серія профілів Су Профіль Су-26-2% Профіль Су-26-8% ... 8 Профіль П-52 (2%) Профіль Як-55 (8%) Серія профілів МОС Профіль МОС 27- % Профіль МОС 27-8% Серія профілів Mynk Профіль Mynk Профіль Mynk Профіль Mynk Профіль Mynk Профіль Mynk Профіль Mynk Серія профілів NASA- (симетричні профілю) Профіль NASA Профіль NASA-8 ... Профіль NASA-9 ... Профіль NASA Профіль NASA профіль NASA профіль NASA профіль NASA-2 ... профіль NASA Серія профілів NASA профіль NASA

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

4 6 Авіаційні профілю Про авіаційних профілях. Типи авіаційних профілів. За всю історію розвитку авіації було розроблено величезну кількість авіаційних профілів. Позначення і символіка профілів різна. Організації і автори, не мудруючи лукаво, називали розроблені профілю іменами організацій і прізвищами авторів. В аеродинамічних лабораторіях, в яких вели систематичні дослідження профілів, з'явилася система певних позначень. Випробування, виконані в Геттінгені, під час першої світової війни сприяли розвитку нових типів профілів крил. Профілю NACA. Так 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 символьного нумерації заснована на геометричних параметрах. Приклад профіль NACA 649 з чотирьох символьним позначенням: перша цифра позначає максимальну кривизну середньої лінії 6%, друга цифра позначає точку на хорді максимальної кривизну середньої лінії від передньої кромки, в десятих частках від хорди.4 (4%), третя і четверта цифри позначає товщину профілю 9% Приклад профіль NACA 235 з п'яти символьним позначенням: перша цифра позначає кривизну середньої лінії 2%, друга і третя цифри позначає точку на хорді максимальної кривизну середньої лінії 3%, четверта і п'ята цифри позначає товщину профілю 5% Авіаційні профілю 7 4 протяжність ламинарного обтікання (4%), А тип задньої частини профілю (керована), 2 індекс 2, ширина ламінарної області в частках (Сy \u003d ±, 2) профілю, 2 середина області ламінарного обтікання і низького опору, в частках (Сy \u003d, 2) профілю, 5 - дві цифри позначають товщину профілю 5% профілю 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, 4-2. Позначаються літерою Е та порядковим номером. Профілю FX. Профілю розроблені професором Вортманна. Профіль розшифровується як: FX ініціали автора, 62 рік створення профілю, К позначення профілю з відхиляється кромкою, 3 товщина профілю 3,%. Профілю B. Профіль розроблений Бенедека. Профіль По-6358, читається як: В ім'я профілю, 6 товщина профілю в%, 35 положення стрілки угнутості в%, 8 відносна увігнутість в%. Розвиток прикладної аеродинаміки призвело до появи ламінарізованних профілів, змінилися і позначення профілів. Так профіль NACA64А 2-25 читається як: 6 серія профілю,

5 8 Авіаційні профілю авіаційного профілю. Дуже зручною, для геометричних характеристик авіаційних профілів, виявилася система відносних розмірів, в процентах. Неподільний розмір - хорда профілю, є основою основ всіх геометричних розмірів. Профілі авіаційних крил різноманітні, але їх можна класифікувати за геометричними ознаками як: симетричні, двояко випуклі, опукло увігнуті, плоско опуклі, S подібні. Авіаційні профілю 9 Для побудови профілю наводяться таблиці, з величинами x відстань від носка профілю (в відносних одиницях, від до, або відсотках), y в координата верхньої точки і y 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 2% і товсті - з більш 2%. Залежно від угнутості середньої лінії розрізняють профілі: з малої увігнутістю - f менш, 5%, із середньою увігнутістю - f, 5 4% і великий увігнутістю - f більше 4%. Для всіх цих профілів існують загальні геометричні параметри: b довжина хорди профілю, з товщина профілю, f увігнутість профілю, r радіус носика профілю, x c координата найбільшої товщини, щодо носка профілю, x f 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.

6 Авіаційні профілю авіаційного профілю. Головною аеродинамічній силою авіаційного профілю є вектор R. Авіаційні профілю не варто мріяти про 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. В 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, 4, 24, 23. Під шорсткістю приймалися нерівності, 2 .., 3 мм, на передній кромці профілю при хорді профілю 24 дюйма (приблизно 6 мм). Мал. Вектора аеродинамічних сил Однак вектор R не представляє інтересу сам по собі. Практичний інтерес представляють його складові, вектора підйомної сили - Y і аеродинамічного опору X. Напрямок вектора Y перпендикулярно вектору швидкості V. Напрямок вектора X збігається з вектором швидкості і завжди має позитивне значення. Аеродинамічні сили Y і X залежать від кута атаки α, через відповідні безрозмірні коефіцієнти C x і C y. Y \u003d C y ρ V 2 S / 2 X \u003d C x ρ V 2 S / 2 Важливим параметром профілю є його аеродинамічну якість К. Аеродинамічний якість залежить від кута атаки профілю. Обчислюється як співвідношення К \u003d Y / X. Виконавши деякі перетворення отримаємо К \u003d C y / C x. Аеродинамічний якість профілів має дуже широкий діапазон, від декількох одиниць і майже до 3. Прикладом такого профілю, з високою якістю, може служити профіль NASA створений І.Джекобсом в кінці 3-х років. але

7 2 Авіаційні профілю Індуктивний опір. Індуктивний опір має чимале значення при розрахунках якості крила. На величину C xi індуктивний опір, впливає подовження крила λ. Зв'язок між цими величинами записується: 2 C y Cxi \u003d πλ Отже коефіцієнт опору реального крила обчислюється C x \u003d C x пр + C xi Подовження реального крила літака може відрізнятися від крила моделі продувається в аеродинамічній трубі. опору крил: C xкр \u003d C x + C xi Авіаційні профілю 3 Число Рейнольдса. Число Рейнольдса, яке присутнє в характеристиках профілів тісно пов'язане з коефіцієнтом сили опору тертя C f. Обтікання повітрям тіла сильно залежить від характеру зміни швидкості в прикордонному шарі. При малих швидкостях і лінійних розмірах поверхні обтічний повітря в прикордонному шарі має плавне струйное протягом, зване ламінарним. При підвищенні швидкості і лінійних розмірах обтічного тіла плавність перебігу порушується і струменя починають перемішуватися. Таке, протягом в прикордонному шарі називається турбулентним. Не вдаючись в теоретичні викладки можна сказати, що зі збільшенням числа Рейнольдса сила тертя C f. зменшується. Формула, за якою обчислюється число Рейнольдса записується як: де Re \u003d ρ V b / μ; V швидкість (м / с), b хорда крила (м), ρ - щільність повітря, при нормальних умовах, 25 кг, μ - динамічна в'язкість повітря, рівна. Звідси, спростивши формулу, отримуємо: Re 69 V b; Німецький професор Л. Прандтль, в результаті досліджень в м, отримав формулу: C f \u003d 2.656 / Re. Так як C f включається як складова в C xкр, то загальний опір крила, при зміні числа Re, так само буде змінюватися. Звідси можна зробити висновок, що при відомому числі Re, для обраного Вами профілю варто виконати розрахунок числа Re для Вашого літального апарату і при розбіжності чисел хоча б на підлогу порядку, можна очікувати зміна аеродинамічних характеристик профілю.

8 4 Авіаційні профілю Аеродинамічний момент крила. Аеродинамічна сила R складається з складові Y і X. Необхідно знати не тільки її величину, а й точку її застосування, інакше ми не зможемо добитися необхідного рівноваги крила в 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. Малюнок). 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. Авіаційні профілю 5 Це обертання буде, очевидно, тим сильніше, чим більше сила R і плече a, т. Е. Чим більше твір R a, зване - аеродинамічним моментом (М). Щоб утримати крило в рівновазі, потрібно покласти на одну з чашок відповідний вантаж N. З механіки відомо, що цей вантаж повинен бути в стільки разів менше сили R, у скільки разів плече t більше плеча а. Іншими словами, має місце рівність M \u003d R а \u003d N t, Таким чином, за допомогою установки, схематично зображеної на рис. 6, можна виміряти величину аеродинамічного моменту, що діє на крило. Звідси легко знайти плече а: а \u003d M / R \u003d (N t) / R, а потім вже і ту точку на хорді крила, через яку проходить сила R. Отже, ми знайшли положення центру тиску крила, яке прийнято визначати величиною х, дає відстань центру тиску від носка крила. Аеродинамічні лабораторії, поряд з визначенням полярності для крил або профілів, виробляють випробування на визначення їх моменту. Як результатів таких випробувань виводяться не самі моменти, а їх коефіцієнти С т, які пов'язані з першими наступною формулою: М \u003d С т ρ SV 2 t / 2, Рис.2 Величина і напрямок сили R визначаються діагоналлю паралелограма, побудованого на силах Y і X. де ρ, S, V - величини щільності повітря, площі крила і швидкості потоку; t - довжина хорди крила в метрах; С т коефіцієнт моменту число, залежне від профілю крила, кута атаки і тієї точки, щодо якої момент визначається. Беручи до уваги, що М \u003d С т ρ S V 2 t / 2, а R \u003d C r ρ S V 2/2, знаючи вираз для плеча: а \u003d M / R,

9 6 Авіаційні профілю що після скорочення на (ρ SV 2/2) отримуємо: а \u003d t С т / C y, В межах невеликих кутів атаки (- 5), т. Е. Тих кутів, з якими доводиться мати справу в польоті , величина С r дуже не набагато відрізняється від С у і плече а від величини х; тому c достатньою для практики точністю можна вважати, що x \u003d t С т / C y, або x / t \u003d С т / C y. Вважаючи t рівній отримуємо величину x в відносних одиницях, тобто x \u003d С т / C y. Наведемо приклад, для наочності. Якщо авіаційний профіль, при куті атаки в 2, має С т. \u003d, 9, а З y, \u003d, 433, то точка прикладання сили R можна обчислити як x \u003d С т / C y. \u003d, 9 /, 433 \u003d, 258. Авіаційні профілю 7 Довідник Авіаційних профілів Серія профілів А Серія профілів А продувалася в лабораторії ЦАГІ-МАІ, в аеродинамічній трубі НК. Дата продувки 93 м Деякі продувки профілю: Швидкість продувки V \u003d 33м / с Число Рйнольдса Re \u003d 34 Тиск p \u003d атм TF \u003d 2.4 Розмір моделі 5 * 75 мм Подовження \u003d 5 Профіль A-9%

10 8 Авіаційні профілю -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 Аеродинамічні коефіцієнти профілю А-9% - -, 2 2 3 Авіаційні профілю 9 Профіль 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 Авіаційні профілю Аеродинамічні коефіцієнти профілю А-2%, 2,8,6,4,2 - -, 2 2 3 Авіаційні профілю 2 Профіль 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 Авіаційні профілю Аеродинамічні коефіцієнти профілю А-5%, 2,8,6,4,2 - -, 2 + 2 3 Авіаційні профілю 23 Профіль 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 Примітка автора. Координата Х \u003d .25 - виправлена \u200b\u200bYв \u003d .443 на Yв \u003d .483.

13 24 Авіаційні профілю Аеродинамічні коефіцієнти профілю А-8%, 4,2,8,6,4,2 - -, 2 2 3 Авіаційні профілю 25 Профіль 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 Авіаційні профілю Аеродинамічні коефіцієнти профілю А-2%, 6,4,2,8,6,4,2 - -, 2 2 3 Авіаційні профілю 27 Серія профілів В Серія профілів В продувалася в лабораторії ЦАГІ-МАІ, в аеродинамічній трубі НК. Дата продувки 93 м Деякі продувки профілю: Швидкість продувки V \u003d 33м / с Число Рйнольдса Re \u003d 34 Тиск p \u003d атм TF \u003d 2.4 Розмір моделі 5 * 75 мм Подовження \u003d 5 За основу взято епюрний профіль розроблений Ф.Г.Глассом. Профіль По-8% Аеродинамічні коефіцієнти профілю В-8%, 8,6,4,2 2 -, 4 -, 6 -, 8

15 28 Авіаційні профілю -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 Авіаційні профілю 29 Профіль 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 , дві тисячі чотиреста п'ятьдесят два -, 2286,85,835 -, 895,9,222 -, 44,95,66 -, 88

16 3 Авіаційні профілю Профіль В-2% Авіаційні профілю 3 Аеродинамічні коефіцієнти профілю 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 Авіаційні профілю Профіль В-4% Авіаційні профілю 33 Профіль 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 Авіаційні профілю Аеродинамічні коефіцієнти профілю В-6%, 5,5 2 - Назва Тип Рік Країна Примітка Сталь II пасажирський 936 СРСР моноплан Авіаційні профілю 35 Профіль 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 Авіаційні профілю Профіль 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 Авіаційні профілю 37 Аеродинамічні коефіцієнти профілю В-2%, 5,5

20 38 Авіаційні профілю Серія профілів P-II Серія профілів P-II продувалася в лабораторії ЦАГІ, в аеродинамічній трубі T-. Розробник профілю - вчений аеродинаміки П.П.Красільщіков. Дата продувки р Деякі продувки профілю: Швидкість продувки V \u003d 4м / с Число Рйнольдса Re \u003d 85 Тиск p \u003d атм TF \u003d 2.6 Розмір моделі 3 * 5 мм Подовження \u003d 5 Вихідний профіль серії P-II розроблений в ЦАГІ - профіль P-II - 4, є модифікацією профілю Інверсія еліпса з відносною увігнутістю середньої лінії fc \u003d, 4, відносною товщиною з \u003d, 4, ставленням радіусів кривизни в носику і хвостику профілю, рівним 4. Положення максимальної угнутості середньої лінії профілю x з \u003d, 25. У профілів серії P-II з відносною товщиною менше 4% (з<,4) отношение с/f c = const. У профилей с относительной толщиной более 4% (с >, 4) відношення f c \u003d const., Змінюється тільки відносна товщина с. Ординати Y в верхнього і Y н нижнього контуру профілю, для профілів з відносною товщиною менше 4% (з<,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) підраховуються:

21 4 Авіаційні профілю α кр \u003d 6,7; C y макс \u003d, 238. Профіль 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 Авіаційні профілю 4 Аеродинамічні коефіцієнти профілю P-II%, 4,2,8,6,4,2 - -, 2 + 2 3 Назва Тип Рік Країна Примітка АТ- пасажирський 935 СРСР кінці крала

22 42 Авіаційні профілю Профіль P-II 2% Авіаційні профілю 43 Профіль P-II-4% (ЦАГІ-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 \u003d 8,5; C y макс \u003d, 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 Авіаційні профілю Аеродинамічні коефіцієнти профілю P-II 4% Ряд Ряд2 ряд3 2,5,5 Найменування Тип Рік Країна Примітка Г- спортивний 934 СРСР Г-2 тренувальний 935 СРСР Омега спортивний 935 СРСР Харків ХАІ пасажирський 933 СРСР Авіаційні профілю 45 Профіль 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 Авіаційні профілю Аеродинамічні коефіцієнти профілю P-II 6% Авіаційні профілю 47 Профіль P-II-8%, 5,5 Найменування Тип Рік Країна Примітка АТ- пасажирський 935 СРСР у кореня 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 Авіаційні профілю Профіль P-II-2% Авіаційні профілю 49 Профіль 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 \u200b\u200b-, 948,95,62 -, 483

26 5 Авіаційні профілю Профіль P-III (5,5%) Профіль P-III (5,5) продувався в лабораторії ЦАГІ, в аеродинамічній трубі T-. Дата продувки 932г. Деякі продувки профілю: Швидкість продувки V \u003d 4м / с Число Рйнольдса Re \u003d 83 Тиск p \u003d атм TF \u003d 2.6 Розмір моделі 3 * 5 мм Подовження \u003d 5 Аеродинамічні коефіцієнти профілю P-III (5,5%) 2,5,5- 2 3 Авіаційні профілю 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 Найменування Тип Рік Країна Примітка Г-22 планер 936 СРСР тренувальний Сталінець-5 планер 937 СРСР РВ- планер 937 СРСР Рот-Фронт планер 937 СРСР КАИ-3 планер 937 СРСР Ш планер 937 СРСР Стахановець планер 937 СРСР ГТ- планер 937 СРСР КІМ-2 планер 937 СРСР

27 52 Авіаційні профілю Серія профілів ЦАГІ-6 Авіаційні профілю 53 Аеродинамічні коефіцієнти профілю ЦАГІ-6-8,2% Профіль ЦАГІ-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, Найменування Тип Рік Країна Примітка ЦАГІ-4 вантажний 929 СРСР ЦАГІ-7 поштовий 93 СРСР ЦАГІ-9 пасажирський 928 СРСР ЦАГІ-4 пасажирський 93 СРСР ЦАГІ-25 рекордний 93 СРСР Примітка автора. Значення коефіцієнтів C y більше 2 викликає у автора сумнів і тому не наводяться.

28 54 Авіаційні профілю Профіль ЦАГІ-6-2% Авіаційні профілю 55 Аеродинамічні коефіцієнти профілю ЦАГІ-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 Примітка автора. Координата Х \u003d .5 - виправлена \u200b\u200bYв \u003d .67 на Yв \u003d .7.

29 56 Авіаційні профілю Профіль ЦАГІ-6-3% Авіаційні профілю 57 Аеродинамічні коефіцієнти профілю ЦАГІ-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 Авіаційні профілю Профіль ЦАГІ-6-6% Авіаційні профілю 59 Аеродинамічні коефіцієнти профілю ЦАГІ-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 Авіаційні профілю Профіль ЦАГІ-6-9% Авіаційні профілю 6 Аеродинамічні коефіцієнти профілю ЦАГІ-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 Авіаційні профілю Профіль ЦАГІ-6-2% Авіаційні профілю 63 Аеродинамічні коефіцієнти профілю ЦАГІ-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 Авіаційні профілю Профіль ЦАГІ-79 Авіаційні профілю 65 Аеродинамічні коефіцієнти профілю ЦАГІ-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 Авіаційні профілю Профіль ЦАГІ-72 Авіаційні профілю 67 Профіль ЦАГІ-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 Авіаційні профілю Профіль ЦАГІ-73 Авіаційні профілю 69 Аеродинамічні коефіцієнти профілю ЦАГІ-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 Авіаційні профілю Профіль ЦАГІ-732 Авіаційні профілю 7 Аеродинамічні коефіцієнти профілю ЦАГІ-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 Авіаційні профілю Профіль ЦАГІ-733 Авіаційні профілю 73 Профіль ЦАГІ-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 Авіаційні профілю Аеродинамічні коефіцієнти профілю ЦАГІ-734 Авіаційні профілю 75 Профіль ЦАГІ-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 Авіаційні профілю Профіль ЦАГІ-83 Авіаційні профілю 77 Аеродинамічні коефіцієнти профілю ЦАГІ-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 Авіаційні профілю Профіль ЦАГІ-846 Авіаційні профілю 79 Серія профілів 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 Спеціальний профіль для спортивно-пілотажних літаків. Профіль Су-26-8 використовувався в корені крила спортивного літака Су-26 і Су26М, профіль Су в кінцевій частині крила і на оперенні. Профіль має гострий носок, що знижує несучі властивості, але дозволяє домогтися чутливої \u200b\u200bреакції на відхилення керма. Зрив літака відбувається швидко і різко, що необхідно при виконанні штопорних фігур. Профіль Су-26-2%

41 8 Авіаційні профілю, 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 Авіаційні профілю 8 Профіль 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 Авіаційні профілю Профіль П-52 (2%) Профіль рекомендований ЦАГІ для легкомоторних літаків. Має тупий носок і випрямлення хвостову частину. Авіаційні профілю 83 Профіль Як-55 (8%) Симетричний профіль для спортивно-пілотажних літаків. Характер звалювання дуже м'який і плавний. На крилі рекомендується використовувати у кореня профіль товщиною 8%, в кінцевій частині 2%, на оперенні 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 Авіаційні профілю Серія профілів МОС-27 Профіль МОС 27-% Авіаційні профілю 85 Профіль МОС 27-8% Профіль застосовувався на морських гідролітаках 3-х років, зокрема МБР-2. Профіль застосовувався на морських гідролітаках 3-х років, зокрема 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 Найменування Тип Рік Країна Примітка МБР-2 розвідник 934 СРСР на кінцях крил, 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 Примітка автора. Координата Х \u003d .75 - виправлена \u200b\u200bYв \u003d .26 на Yв \u003d .2. Найменування Тип Рік Країна Примітка МБР-2 розвідник 934 СРСР у кореня АРК СРСР арктичний

44 86 Авіаційні профілю Серія профілів Mynk Дата продувки 925г. Деякі продувки серії профілів: Число Рйнольдса Re \u003d 3 6 Розмір моделі 27 * 762 мм Подовження \u003d 6 Профіль Mynk- Поширений профіль для хвостового оперення і крил буєри. -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 Авіаційні профілю 87 Аеродинамічні коефіцієнти профілю Mynk-, 8,6,4,2-5 -, 4

45 88 Авіаційні профілю Профіль Mynk-2 Поширений профіль для хвостового оперення. -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 Авіаційні профілю 89,8,6,4,2 -, 4 Аеродинамічні коефіцієнти профілю Mynk-2-5 -, Найменування Тип рік Країна Примітка ОНК-2 планер 935 СРСР рекордний Сталінець-2 біс планер 935 СРСР парітель Сталінець-4 планер 935 СРСР парітель

46 9 Авіаційні профілю Профіль Mynk-3 Авіаційні профілю 9 Аеродинамічні коефіцієнти профілю 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 Найменування Тип Рік Країна Примітка Г-7 планер 935 СРСР рекордний, конструктор Грибовський

47 92 Авіаційні профілю Профіль Mynk-6 Авіаційні профілю 93 Аеродинамічні коефіцієнти профілю 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 Найменування Тип Рік Країна Примітка Gee-Bee рекордний 93 США Super- Sportster літак Mac-Donnel спортивний 929 США літак ЦАГІ- планер 934 СРСР бесхвостка Amlot винищувач 933 Франція моноплан

48 94 Авіаційні профілю Профіль Mynk-2 Авіаційні профілю 95 Аеродинамічні коефіцієнти профілю 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 -, Назва Тип Рік Країна Примітка Greater Lakes спортивний 93 США моноплан Special Merill пасажирський 932 США біплан Сталь-2 пасажирський 93 СРСР моноплан Сталь-3 пасажирський 93 СРСР моноплан ХАІ планер 934 СРСР експериментальна бесхвостка

49 96 Авіаційні профілю Профіль Mynk-5 Авіаційні профілю 97 Аеродинамічні коефіцієнти профілю 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, Найменування Тип Рік Країна Примітка Flat 5 спортивний 93 Італія

50 98 Авіаційні профілю Серія профілів NASA- (симетричні профілю) Профіль 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 Авіаційні профілю 99 Аеродинамічні коефіцієнти профілю NASA-6,8,6,4,2 - -, 4

51 Авіаційні профілю Профіль NASA-8 Авіаційні профілю Профіль 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 Авіаційні профілю Аеродинамічні коефіцієнти профілю NASA-6 Авіаційні профілю 3 Профіль NASA-, 5,5 Найменування Тип Рік Країна Примітка Boeing 34 пасажирська човен моноплан 938 США на кінцях крил, 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 Назва Тип Рік Країна Примітка De Yaviland гоночний 937 Англія TK-4 моноплан

53 4 Авіаційні профілю Профіль NASA-2 Авіаційні профілю 5 Аеродинамічні коефіцієнти профілю NASA-2 З успіхом застосовується для лопатей легких вертольотів, 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 Авіаційні профілю Профіль NASA-5 Авіаційні профілю 7 Аеродинамічні коефіцієнти профілю 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 Авіаційні профілю Профіль NASA-8 Авіаційні профілю 9 Аеродинамічні коефіцієнти профілю 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, Найменування Тип Рік Країна Примітка Boeing 34 пасажирська човен моноплан 938 США біля кореня крила

56 Авіаційні профілю Профіль NASA-2 Авіаційні профілю Аеродинамічні коефіцієнти профілю 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 Авіаційні профілю Профіль NASA-24 Авіаційні профілю 3 Серія профілів NASA-22 Профіль 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 Примітка автора. Координата Х \u003d .5 - виправлена \u200b\u200bYв \u003d .6 на Yв \u003d .569.

58 4 Авіаційні профілю Найменування Тип Рік Країна Примітка Aeronica спортивний 936 США на кінці крила моноплан Curtiss Hawk- винищувач 936 США на кінці крила 75 Curtiss P-36A винищувач 937 США на кінці крила Fairchild F США на кінці крила Dougin "Bomber" бомбардувальник 934 США на кінці крила Авіаційні профілю 5 Профіль 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 Примітка автора. Координата Х \u003d .6 - виправлена \u200b\u200bYв \u003d .594 на Yв \u003d .534.

59 6 Авіаційні профілю Аеродинамічні коефіцієнти профілю NASA-22 Авіаційні профілю 7 Профіль 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 Авіаційні профілю Аеродинамічні коефіцієнти профілю NASA-222 Авіаційні профілю 9 Профіль NASA-224,4,2,8,6,4,2-5 -, Назва Тип Рік Країна Примітка Bell BG- розвідник 937 США біплан Dougin XP3 D-2 морський розвідник, човен моноплан 937 США на кінцях крила, 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 Найменування Тип Рік Країна Примітка Dougin бомбардувальник 934 США біля кореня крила "Bomber"

61 2 Авіаційні профілю Профіль NASA-227 Авіаційні профілю 2 Аеродинамічні коефіцієнти профілю 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 -, Назва Тип Рік Країна Примітка Fairchild 935 США біля кореня крила Примітка автора. Координата Х \u003d .6 - виправлена \u200b\u200bYн \u003d .22 на Yн \u003d .284.

62 22 Авіаційні профілю Серія профілів Clark-Y Авіаційні профілю 23 Профіль Clark-Y-8% Профіль Clark-Y-5,9% Профіль розроблений в середині 3-х років, в NASA, для швидкісних літаків., 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 Авіаційні профілю Профіль Clark-Y-% Авіаційні профілю 25 Профіль 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 Авіаційні профілю Серія профілів Clark-YH Профіль Clark-YH-8% Деякі продувки профілю: Подовження \u003d 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 Авіаційні профілю 27 Аеродинамічні коефіцієнти профілю Clark -YH-8%, 5,5 2 -

65 28 Авіаційні профілю Профіль Clark-YH-% Авіаційні профілю 29 Профіль 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 Авіаційні профілю Профіль Clark-YH-7% Авіаційні профілю 3 Профіль 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 Авіаційні профілю Профіль USA-27 Авіаційні профілю 33 Аеродинамічні коефіцієнти профілю 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 Авіаційні профілю Профіль USA-45M Авіаційні профілю 35 Профіль 35A Профіль має дуже незначна зміна центру тиску, при зміні кута 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 Авіаційні профілю Аеродинамічні коефіцієнти профілю 35A Авіаційні профілю 37 Профіль 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

Лекція 3 Тема 1.2: аеродинаміки КРИЛА План лекції: 1. Повна аеродинамічна сила. 2. Центр тиску профілю крила. 3. Момент тангажу профілю крила. 4. Фокус профілю крила. 5. Формула Жуковського. 6. Обтікання

Самарський державний аерокосмічний університет ДОСЛІДЖЕННЯ поляра ЛІТАКА ПРИ ВАГОВИХ ВИПРОБУВАННЯХ в аеродинамічній трубі Т -3 СГАУ 2003 Самарський державний аерокосмічний університет В.

Лекція 1 Рух в'язкої рідини. Формула Пуазейля. Ламинарное і турбулентний течії, число Рейнольдса. Рух тіл в рідинах і газах. Підйомна сила крила літака, формула Жуковського. Л-1: 8.6-8.7;

Тема 3. Особливості аеродинаміки повітряних гвинтів Повітряний гвинт являє собою лопатевий рушій, що приводиться в обертання двигуном, і призначений для отримання тяги. Він застосовується на літаках

ПРАЦІ МФТІ. 2014. Том 6, 1 А. М. Гайфуллин і ін. 101 УДК 532.527 А. М. Гайфуллин 1,2, Г. Г. Судаков 1, А. В. Воєводін 1, В. Г. Судаков 1,2, Ю . Н. Свириденко 1,2, А. С. Петров 1 + 1 Центральний аерогідродинамічний

ГЛАВА II аеродинаміки I. Аеродинаміка аеростата Кожне тіло, що рухається в повітрі, або нерухоме тіло, на яке набігає повітряний потік, випро-. ють з боку повітря або повітряного потоку тиск

87 Підйомна сила крила літака Ефект Магнуса При поступальному русі тіла у в'язкому середовищі, як було показано в попередньому параграфі, підйомна сила виникає в тому випадку, якщо тіло розташоване асиметрично

Електронний журнал «Праці МАІ». Випуск 45 www.mai.ru/science/trudy/ УДК 629.7.015.3:629.7.022 Літак з аеродинамічний несучим корпусом А.В.Андреев, А.І. Кір'янов, О.А. Пашков, С.В.Старостін, Н.В.Ушаков

Міністерство освіти і науки РФ Федеральне державне бюджетне освітня установа вищої професійної освіти Нижегородський державний технічний університет ім. Р.Є.

34 УДК (53.36) ПОРІВНЯННЯ УМОВ СТІЙКОСТІ РЕЖИМІВ авторотації ЛЕТЮЧОГО оперення ТІЛА І ЙОГО МАКЕТА в аеродинамічній трубі Ю.М. Окунєв НДІ механіки Московського державного університету ім.

6 обтікання тіл В РІДИНАХ І газах 6.1 Сила лобового опору Питання обтікання тіл рухаються потоками рідини або газу надзвичайно широко поставлені в практичній діяльності людини. особливо

148 ПРАЦІ МФТІ. 2012. Том 4, 2 УДК 533.6.011.35 Т. Ч. Ву 1, В. В. Вишинський 1,2, Н. Т. Данг 3 1 Московський фізико-технічний інститут (державний університет) 2 Центральний аерогідродинамічний

Тема 2: АЕРОДИНАМІЧНІ СИЛИ. 2.1. ГЕОМЕТРИЧНІ ПАРАМЕТРИ КРИЛА З МАХ Середня лінія Основні геометричні параметри, профіль крила і набір профілів за розмахом, форма і розміри крила в плані, геометрична

МІНІСТЕРСТВО ОСВІТИ І НАУКИ УКРАЇНИ МІНІСТЕРСТВО ДЕРЖАВНЕ БЮДЖЕТНА освітня установа вищої професійної освіти «САМАРСЬКИЙ ДЕРЖАВНИЙ УНІВЕРСИТЕТ» В.А.

88 аерогідромеханіки ПРАЦІ МФТІ. 2013. Том 5, 2 УДК 533.6.011.35 Ву Тхань Чунг 1, В. В. Вишинський 1,2 1 Московський фізико-технічний інститут (державний університет) 2 Центральний аерогідродинамічний

У Ч Е Н bj Е 3 А П І з НИ Ц А r і Том V / 1975.мб УДК 622.24.051.52 ЕКСПЕРИМЕНТ АЛЬ НОЕ ДОСЛІДЖЕННЯ ОПТИМАЛЬНИХ З УРАХУВАННЯМ БАЛАНСУВАННЯ трикутним крилом у в'язкій гіперзвукових ПОТОЦІ с. м Крюкова, В.

УДК 568 ВВ Тюрев, ВА Тараненко Дослідження особливостей обтікання профілю при нестаціонарному русі Національний аерокосмічний університет ім НЕ Жуковського «ХАІ» При сучасному розвитку авіатранспортних

# 8, серпень 6 УДК 533655: 5357 Аналітичні формули для розрахунку теплових потоків на затуплених тілах малого подовження Волков МН, студент Росія, 55, г Москва, МГТУ ім Н Е Баумана, Аерокосмічний факультет,

36 М е х а н и к а г і р о с к о п і ч н и й з собою та т м УДК 533.64 О. Л. Лемко, І. В. Король МАТЕМАТИЧНА МОДЕЛЬ аеродинамічний та аеростатичного ХАРАКТЕРИСТИК ЛІТАЛЬНОГО АПАРАТУ СХЕМИ «літати

ВЧЕНІ ЗАПИСКИ ЦАГІ т о му XX / l 1 9 9 1.м 2 УДК 629.735.33.015.3.062.4 ЕКСПЕРИМЕНТАЛЬНЕ ДОСЛІДЖЕННЯ ВПЛИВУ перепуску ПОВІТРЯ В РААОНЕ Скачка УЩІЛЬНЕННЯ НА АЕРОДИНАМІЧНІ ХАРАКТЕРИСТИКИ ПРОФІЛЮ С.

Заняття 3.1. АЕРОДИНАМІЧНІ СИЛИ І МОМЕНТИ В цьому розділі розглянуто результуюче силовий вплив атмосферного середовища на рухомий в ній літальний апарат. Введено поняття аеродинамічної сили,

T, слідчий- але, МОДУЛЬ. Конвективного теплообміну в однофазних середовищах Спеціальність «Технічна фізика» Лекція 1. Тепловіддача при вимушеному поздовжньому омивання плоскій поверхні Інтегральні рівняння

15.1.2. Конвективні Тепловіддача при вимушеному РУХ ТЕКУЧОГО СЕРЕДОВИЩА В труб і каналів У цьому випадку безрозмірний коефіцієнт тепловіддачі критерій (число) Нуссельта залежить від критерію Грасгофа (при

Електронний журнал «Праці МАІ». Випуск 68 www.mai.ru/science/trudy/ УДК 629.735.33 Застосування адаптивної механізації крила на легкий транспортний літак Губський В. В. Центральний аерогідродинамічний

ВПЛИВ ФІЗИЧНИХ ХАРАКТЕРИСТИК АТМОСФЕРИ НА ЕКСПЛУАТАЦІЮ повітряних суден Вплив фізичних характеристик атмосфери на політ Стале горизонтальне рух літака Зліт Посадка Атмосферні

ВПЛИВ РІДКОЇ ПЛІВКИ НА ОПІР ТЕРТЯ ПРИ обтікання ПЛОСКОЇ ПЛАСТИНИ ПОТОКОМ ГАЗУ. Перебіг рідкої плівки .. Фізична постановка задачі Атмосферні опади формують на поверхні літального

Лекція Основні поняття ГІДРОДИНАМІКИ РОЗПОДІЛ ШВИДКОСТЕЙ по радіусу ТРУБИ РІВНЯННЯ Пуазейль Гідравлічний радіус і еквівалентний діаметр При русі рідин по каналах довільної форми, перетин

Рівновага ТЕЛ Розділ механіки, в якому вивчається рівновага тіл, називається статикою Рівноважним називається стан тіла, незмінне в часі, т е рівновагу це такий стан тіла, при якому

Лабораторна робота 1 Дослідження розподілу тиску по поверхні профілю крила Мета роботи Отримання розподілу тиску по поверхні профілю крила, визначення за отриманим розподілу

108 М е х а н и к а г і р о с к о п і ч н и й з собою та т м УДК 629.735.33 А. Кара, І. С. Кривохатько, В. В. Сухов ОЦІНКА ефективно управляти кінцевих аеродинамічних ПОВЕРХНІ КРИЛА Введення В

ЧПОУ «НТЦ« ЧелАвіа »м.Москва ПРАКТИЧНА аеродинаміки Лектор: МЕЗЕНЦЕВ Владислав Володимирович Тим 10 Часів 26 Звітність - іспит Аеродинаміка наука, що вивчає закономірності руху газів і їх силове

Міністерство освіти Іркутської області Державна бюджетна професійний освітній заклад Іркутської області «Іркутський авіаційний технікум» (ГБПОУІО «ИАТ») Комплект методичних

РОЗРАХУНКОВІ ДОСЛІДЖЕННЯ аеродинамічні характеристики ТЕМАТИЧНОЇ МОДЕЛІ ЛА СХЕМИ «літаюче крило» ЗА ДОПОМОГОЮ ПРОГРАМНОГО КОМПЛЕКСУ FLOWVISION С.В. Калашников 1, А.А. Крівощапов 1, А.Л. Мітін 1, Н.В.

ВЧЕНІ ЗАПИСКИ ЦАГІ Том XXXIV 003 УДК 533.6.0.5/.55 69.78.05.3.05. ЗАУВАЖЕННЯ до газодинамічних конструювання надзвукового ЛІТАЛЬНИХ АПАРАТІВ * Г. І. Майкапара Наведено результати розрахунку хвильового

АЕРОДИНАМІЧНІ СИЛИ обтікання тіл ПОВІТРЯНИМ ПОТОКОМ При обтіканні твердого тіла повітряний потік піддається деформації, що призводить до зміни швидкості, тиску, температури і щільності в струмках

Федеральне агентство з освіти Державна освітня установа вищої професійної освіти Нижегородському державному ТЕХНІЧНИЙ УНІВЕРСИТЕТ ІМ. Р.Є. АЛЄКСЄЄВА Кафедра «Теорії

60 ПРИКЛАДНАЯ МЕХАНИКА І ТЕХНІЧНА ФІЗИКА. 2002. Т. 43, N- 1 УДК 533.69.011.34 ДОСВІД ОПТИМІЗАЦІЇ аеродинамічні характеристики ЕКСПЛУАТУЮТЬСЯ Крилова ПРОФІЛЕЙ С. М. Аульченко, А. Ф. Латипов, Ю. В.

ТЕОРІЯ ВІТРИЛА Теорія вітрила частина гідромеханіки науки про рух рідини. Газ (повітря) на дозвуковій швидкості поводиться точно так само, як рідина, тому все, що говориться тут про рідини, в рівній

УДК 533.64 О. Л. Лемко, І. В. Король МЕТОДИКА ПАРАМЕТРИЧНИХ ДОСЛІДЖЕНЬ РОЗРАХУНКОВОЇ МОДЕЛІ ПЕРШОГО НАБЛИЖЕННЯ ЛІТАЛЬНОГО АПАРАТУ З аеростатичного ПІДТРИМКОЮ Вступ На тлі погіршення екологічного

ВЧЕНІ ЗАПИСКИ ЦАГІ Том XLIII 2012 5 УДК 629.735.33.015.3: 533.695 ЕКСПЕРИМЕНТАЛЬНЕ ДОСЛІДЖЕННЯ СКИДАННЯ ДИНАМІЧНО ПОДІБНИХ МОДЕЛЕЙ підвісного пристрою ПРИ ВІДДІЛЕННІ ВІД МОДЕЛІ ЛІТАКА А. І. ДІДЕНКО,

Теплопередачі План лекції: 1. Тепловіддача при вільному русі рідини у великому обсязі. Тепловіддача при вільному русі рідини в обмеженому просторі 3. Вимушене рух рідини (газу).

ЗМІСТ 3 Передмова ... 11 ГЛАВА I ВСТУП 1. Предмет аеродинаміки. Короткий огляд історії розвитку аеродинаміки ... 13 2. Застосування аеродинаміки в авіаційній і ракетній техніці ... 21 3. Основні

УДК 69.735.45.015.3 (075.8) В. П. Зінченко Розрахунок втрат тяги від обдування планера вертольота несучим гвинтом на режимі висіння Науково-виробниче об'єднання «Авіа» Режими висіння і вертикального підйому

Електронний журнал «Праці МАІ». Випуск 72 www.mai.ru/science/trudy/ УДК 629.734 / .735 Метод розрахунку аеродинамічних коефіцієнтів літальних апаратів з крилами в схемі «ікс», мають малий розмах Бураго

УДК 629.12.035 Вісник СПбГУ. Сер. 1. 2012. Вип. 3 РОЗРАХУНОК приєднаної маси деякого класу осесиметричних ТЕЛ Е. Н. Надим С.-Петербурзький державний університет, аспірант, [Email protected]

3 Модульний принцип конструювання вітроагрегатів, теорія подібності і характеристики геометрично подібних вітродвигунів 3.1 Модульний принцип конструювання вітроагрегатів Одна з основних проблем

Крайовий конкурс творчих робіт учнів «Прикладні і фундаментальні питання математики» Математичне моделювання Математичне моделювання польоту самолѐта Лоевец Дмитро, Тельканов Михайло 11

У Ч Е Н И Е З А Л И С К І Ц А Г І Т про м X L I I УДК 53.56. ПРОТЯГОМ В ОКОЛИЦЯ точки зламу ПЕРЕДНІЙ КРОМКИ ТОНКОГО КРИЛА НА РЕЖИМІ СИЛЬНОГО Взаємодія Г. Н. ДУДІН А. В. Ледовських Досліджено протягом

2. ОСНОВНІ ХАРАКТЕРИСТИКИ ПЕРЕБІГУ РІДИНИ 2.1. Середня швидкість течії і витрата При гідравлічних розрахунках трубопроводів протягом рідини повністю характеризується середньою по перетину швидкістю потоку

Електронний журнал «Праці МАІ» Випуск 55 wwwrusenetrud УДК 69735335 Співвідношення для обертальних похідних від коефіцієнтів моментів крену і рискання крила МА Головкін Анотація З використанням векторних

4. СИЛОВОЙ АНАЛІЗ МЕХАНІЗМУ 4 .. Завдання Кінетостатіческій дослідження Прямий (першої) завданням динаміки є визначення невідомих сил в механізмі по заданому закону руху початкової ланки і

Лекція ЗТП ГІДРОДИНАМІКА При переміщенні рідин рушійною силою є різниця статичних тисків. Вона створюється за допомогою насосів і компресорів, за рахунок різниці щільності і рівнів рідини.

ВЧЕНІ ЗАПИСКИ ЦАГІ Том XXXVI 2005 1 2 УДК 629.782.015.3 балансувальні ЯКІСТЬ СИСТЕМИ КРИЛО КОРПУС ПРИ ВЕЛИКИХ надзвуковою швидкістю С. Д. живіт, В. С. МИКОЛАЇВ Розглянуто варіаційна задача

Теми для вивчення Опір натиску, фрикційна стійкість, коефіцієнт лобового опору, турбулентний потік, ламінарний потік, число Рейнольдса, швидкісний натиск, рівняння Бернуллі, крило, що вноситься

ЗАЛЕЖНІСТЬ аеродинамічні характеристики КРИЛ ПРОСТИЙ ФОРМИ В ПЛАНІ ВІД геометричних параметрів Спиридонов А.Н., Мельников А.А., Тімаков Є.В., Міназова А.А., Ковальова Я.І. Оренбурзький державний

"Людина не має крил і по відношенню ваги свого

тіла до ваги м'язів він у 72 рази слабкіше птиці ....

Але я думаю, що він полетить, спираючись не на силу

своїх м'язів, а на силу свого розуму. "

Н.Є. Жуковський

Моделізмом можна займатися по-різному. Для людей амбітних це спорт, змагання та утвердження свого «Я» серед колег. Для інших це просто хобі. Хтось більше любить літати, хтось будувати літаки. Є ще категорія людей творчих, що прагнуть не просто ходити по уторованим доріжках, а й пробувати, а що там, поруч, може більш цікаво? Це категорія конструктора-любителя. Від професіонала він відрізняється найчастіше відсутністю спеціальної освіти. Читати підручники з аеродинаміки для «Великий» авіації справа непроста. А привнести в модель щось своє хочеться. Експериментувати ж навмання - малопродуктивні заняття. З цього тупика часто лунають вигуки: мовляв, нічого тут вигадувати, все вже придумано до нас; бери Екстра і роби за готовими кресленнями. Або: нету тут ніяких теорій, в моделях все - Емпірика! Не погоджуючись ні з тими, ні з іншими. Пропонуємо увазі людей творчих введення в теорію несе крила. Для простоти сприйняття, тут майже немає формул і кількісних співвідношень. Всі залежності даються якісно, \u200b\u200bза принципом: даний параметр впливає на те-то в ту сторону. Це корисно знати не тільки конструкторам, але і пілотам, які цікавляться, чому модель в повітрі поводиться так, а не інакше. Заодно введемо елементарну термінологію, щоб моделіст не вимірюються крило в «довжину» і «ширину». Частина перша присвячена тільки профілем крила. У другій частині будуть розглянуті всі інші аспекти аеродинаміки крила.

Термінологія

Щоб однозначно розуміти один-одного при міркуваннях, розглянемо основні поняття геометрії профілю крила. Поперечний переріз крила площиною, паралельній площині його симетрії називається « профілем». Типовий профіль крила виглядає так:

Максимальна відстань між крайніми точками профілю - b , називається хордою профілю. Найбільша висота профілю - c , називається товщиною профілю, А її відстань від передньої точки - координатою максимальної товщини. Лінію, точки якої рівновіддалені від верхньої і нижньої утворюють профілю - l, називають середньою лінією профілю. Її максимальна відстань від хорди - f, називається кривизною профілю, А видалення від передньої точки - координатою максимальної кривизни. Носик профілю утворений якоїсь кривою лінією, мінімальний радіус якої позначають - r, це радіус заокруглення носика профілю. Оскільки якісно треба порівнювати різні профілі різних розмірів, домовилися всі зазначені величини вимірювати щодо хорди профілю. Найчастіше при цьому навіть опускають слово «відносна». Просто, якщо товщина профілю вказана в%, то всім ясно, що це відношення реальної товщини до величини хорди профілю. На даному малюнку верхня лінія, що утворює профіль однієї форми, а нижня - інший. Такий профіль називається несиметричним. Якщо ж, одна утворює, є дзеркальним відображенням іншої, то профіль називається симетричним. Неважко здогадатися, що кривизна симетричного профілю дорівнює нулю.

Картина обтікання профілю

Всім відомо, що крило створює підйомну силу, тільки тоді, коли воно рухається відносно повітря. Тобто характер обтікання повітрям верхньої і нижньої поверхонь крила безпосередньо створює підйомну силу. Як це відбувається?

Розглянемо профіль крила в потоці повітря:

Тут лінії течії елементарних цівок повітря позначені тонкими лініями. Профіль до ліній течії знаходиться під кутом атаки а - це кут між хордою профілю і незбурених лініями течії. Там, де лінії течії зближуються, швидкість потоку зростає, а абсолютний тиск падає. І навпаки, де вони стають рідше, швидкість течії зменшується, а тиск зростає. Звідси виходить, що в різних точках профілю повітря тисне на крило з різною силою. Різницю між місцевим тиском у поверхні профілю і тиском повітря в невозмущенном потоці можна представити у вигляді стрілок, перпендикулярних контуру профілю, так що напрямок і довжина стрілок пропорційна цій різниці. Тоді картина розподілу тиску за профілем буде виглядати так:

Тут добре видно, що на нижній утворює профілю є надлишковий тиск - підпір повітря. На верхній же, - навпаки, розрядження. Причому воно більше там, де вище швидкість обтікання. Примітно тут те, що величина розрядження на верхній поверхні в кілька разів перевищує підпір на нижній. Векторна сума всіх цих стрілок і створює аеродинамічну силуR, з якої повітря діє на рухоме крило:

Розклавши цю силу на вертикальну Yі горизонтальну X компоненти, ми отримаємо підйомну силу крила і силу його лобового опору. З картини розподілу тиску видно, що левова частка підйомної сили утворюється не з підпору на нижньої твірної профілю, а з розрядження на верхній, що спростовує вельми поширена помилка початківців моделістів.

Точка прикладання сили R залежить від характеру розподілу тиску по поверхні профілю. При зміні кута атаки, розподіл тиску теж буде змінюватися. Разом з ним буде змінюватися і векторна сума всіх сил по абсолютній величині, напрямку і точці прикладання. До речі, останню називають центром тиску. З ним тісно пов'язане поняття фокуса профілю. У симетричних профілів ці точки співпадають. У несиметричних положення центру тиску на хорді при зміні кута атаки змінюється, що дуже ускладнює розрахунки. Щоб їх спростити, було введено поняття фокусу. При цьому рівнодіюча аеродинамічних сил розділили нема на дві компоненти, а на три - до підйомної силі і силі лобового опору додався ще момент крила. Такий, начебто нелогічний прийом дозволив, помістивши точку прикладання підйомної сили в фокусі профілю, зафіксувати його положення і зробити його незалежним від кута атаки. Прийом зручний, тільки не треба забувати про який з'явився при цьому моменті крила.

Розрядження на верхній частині профілю можна не тільки виміряти приладами, але і при певних умовах побачити на власні очі. Як відомо, при різкому розширенні повітря, що міститься в ньому волога може миттєво конденсуватися в крапельки води. Хто бував на авіашоу, міг бачити, як під час різкого маневрування літака, з верхньої поверхні крила зриваються струмені білої пелени. Це і є водяна пара, сконденсувалася при розрядження в дрібні крапельки води, які дуже швидко знову випаровуються і стають невидимими.

Розмір має значення!

Чи залежить характер обтікання від розмірів профілю і фактичної швидкості руху крила щодо повітря? Так, і дуже сильно. Пов'язано це з фізичними властивостями повітря, головними з яких є пружність, щільність і в'язкість.

Пружність (ще кажуть, стисливість) важлива тільки при швидкостях руху, порівнянних зі швидкістю звуку. У моделизме такі швидкості зустрічаються лише на кінцях лопатей повітряного гвинта. Оскільки ми займаємося зараз крилом, про це властивість повітря можемо забути.

Масова щільність повітря є головною причиною виникнення підйомної сили крила. Уже на другому малюнку видно, що напряму ліній обтікання повітря до крила і після нього дещо не збігаються. Тобто крило скошує потік повітря вниз. Оскільки потік має певну масою, то за законом збереження імпульсу на крило діє сила R. Звідси випливає проста залежність, ніж повітря щільніше, тим за інших рівних умов більше підйомна сила. На великій висоті щільність повітря знижується, але для моделей це не важливо, - вони так високо не літають. А ось збільшення щільності повітря при зниженні його температури помітно вже для моделей. Один і той же літак взимку зможе виконати петлю меншого радіуса, ніж влітку.

В'язкість повітря, - словосполучення незвичне. В'язкість автомобільного масла - це зрозуміло, а повітря? Проте, повітря теж має певну в'язкістю. Причому причини і механізм її виникнення такі ж, як і у автомобільного масла, тільки величина набагато менше. Шари повітря рухаються один щодо одного з тертям. Дуже маленьким, але не нульовим. У картині обтікання крила в'язкість призводить до того, що у самої поверхні профілю на кордоні між твердою поверхнею і потоком повітря виникає тоненький шар повітря, як би приєднаний до крила і рухається разом з крилом. Його так і називають - прикордонний шар. Поведінка цього шару сильно залежить від розмірів профілю і швидкості його обтікання повітрям. Для того щоб оцінювати ступінь впливу в'язкості повітря на характер обтікання крила при різних умовах придумали коефіцієнт, що дорівнює добутку хорди крила (в метрах) на швидкість його руху щодо повітря (в метрах в секунду), поділеній на в'язкість повітря. Називається цей коефіцієнт числом Рейнольдса на честь англійського фізика і позначається так: Re. У моделістскіх застосуваннях в'язкість повітря можна вважати постійної без великої погрішності і рівною 0,000015 м 2 / сек. Буде зручніше вважати число Рейнольдса за наближеною формулою Re \u003d 70 * V * b. Тут швидкість треба підставити в метрах в секунду, а хорду в міліметрах. Щоб було зрозуміліше, наведемо приклад. Крило моделі планера з хордою 0,1 метр летить зі швидкістю 6 метрів в секунду. Отримуємо Re \u003d 42000. Це дуже маленьке значення для літаючих моделей і характерно для свободнолетающіх моделей класу F1. При таких значеннях Re в'язкість має величезне значення. Обтікання профілю при цьому виглядає так:

Тут цікаво звернути увагу на точку В. До неї протягом повітря в прикордонному шарі плавне, без перемішування пріслойних цівок. Таке протягом називається ламінарним. У ньому практично немає маленьких повітряних вихорів, що перемішують повітря з сусідніх шарів. У точці В починаєтьсяосвіта пріслойних вихорів, що перемішують повітря з сусідніх шарів. Таке протягом називається турбулентним. Можна так побудувати форму утворює профілю, що на його більшої верхній частині протягом повітря буде ламінарним, а точка В зрушиться назад за профілем. Такі профілі називають ламінарізованнимі. Яке протягом краще для моделі? Тут однозначної відповіді на всі випадки життя немає. Ламінарний плин в порівнянні з турбулентним має свої переваги і недоліки. Тут назвемо лише гідність - при ламінарному плині тертя поверхні крила об повітря менше. Значить і менше лобове опір. Про недоліки ламинарного обтікання поговоримо пізніше.

Для моделі пілотажкі з хордою крила 0,3 метра і швидкістю 20 метрів в секунду виходить Re \u003d 400000. Обтікання профілю буде виглядати так:

Дуже схоже? Так, але профіль не той. А що буде, якщо планерний профіль розігнати до цих швидкостей? Або навпаки, пілотажний профіль поставити на планер F1? Це ми розглянемо також пізніше. А зараз подивимося, як порахувати підйомну силу і лобове опір крила.

Скоко точно в грамах?

Зовсім обійтися без формул не вийде. Та й не цікаво це. Наведемо лише дві.

Підйомна сила крила:

Y \u003d Cy * p* V 2 * S / 2

Сила лобового опору:

X \u003d Cx * p* V 2 * S / 2

p - масова щільність повітря

V - швидкість руху крила щодо повітря

S - площа крила

Cy - коефіцієнт підйомної силикрила (читається - це ігрек)

Cx - коефіцієнт лобового опору крила (читається - це ікс)

Цілком зрозуміло, що вся «собака зарита» в цих коефіцієнтах підйомної сили і лобового опору. Обидва вони сильно залежать від кута атаки крила, але по-різному. Для типового несиметричного профілю залежності ці виглядають так:

Тут багато цікавого. Спробуємо розібратися, чому графіки йдуть так, а не інакше. Почнемо з нульового кута атаки. Як видно з графіка при ньому підйомна сила не дорівнює нулю. Це пов'язано з різними верхньої і нижньої утворюють профілю, тобто з ненульовий його кривизною. Верхня утворює більш опукла, ніж нижня тому тиск розподіляється так:

Щоб підйомна сила несиметричного профілю стала б рівною нулю, його треба розташувати під негативним кутом атаки.

У міру збільшення кута атаки, коефіцієнт підйомної сили зростає майже пропорційно. При цьому підпір на нижньої твірної профілю зростає не сильно, а розрядження на верхній утворює зростає в рази. Якщо уважно подивитися на розподіл тиску по верху профілю, можна помітити великий перепад тиску з задньої половини профілю на передню, тобто перепад спрямований назустріч потоку обтікання. Поки він не дуже великий, швидкісний натиск оточуючого повітря справляється з ним. Але, починаючи з деякого кута атаки, цей перепад стає причиною виникнення зворотного потоку повітря уздовж другої половини верхньої твірної профілю:

У точці В відбувається відрив прикордонного шару від поверхні крила. За точкою відриву виникає вихровий обтікання з лініями зворотного струму. Відбувається зрив потоку. При подальшому невеликому збільшенні кута атаки Су спочатку злегка зростає. Але точка відриву швидко переміщається вперед по верхньої твірної, після чого Су починає падати. Кут атаки, на якому досягається перегин кривої Су, називається критичним кутом атаки.

Тепер звернемося до Сх. При нульовій підйомної силі він мінімальний. Лобове опір при цьому обумовлено двома компонентами: тертям повітря об поверхню крила і динамічним опором, сенс появи якого добре видно на малюнку 8. Чи бачите там стрілочки, спрямовані на носик профілю. Лобове опір, що складається з цих двох компонент, називають профільним опором. У міру збільшення кута атаки з'являється і зростає підйомна сила крила. Лобове опір при цьому теж зростає, спочатку повільно, потім швидше. Різницю між лобовим опором при ненульовий підйомній силі і профільним опором називають індуктивним опором. Воно в широких межах пропорційно квадрату Су. При зриві обтікання Сх швидко зростає і не зменшується при подальшому зростанні кута атаки.

Зверніть увагу, як змінюється Су в діапазоні негативних кутів атаки. Лінійний ріст досить швидко закінчується, а критичний кут атаки настає набагато раніше, ніж при позитивних кутах і при набагато меншому абсолютному значенні Су. Звідси стає зрозумілим, чому при несиметричному профілі крила пряма і зворотна петлі літака, настільки сильно відрізняються по величині мінімального радіуса. Для симетричного профілю лінія Су для негативних кутів повторює дзеркально лінію для позитивних кутів. Тому на пілотажних літаках застосовують найчастіше симетричні профілі.

Якість профілю, поляра

Аеродинамічним якістю профілю називається відношення підйомної сили до лобового опору. Сам термін якість відбувається з функції крила - воно покликане створювати підйомну силу. А то, що при цьому з'являється побічний ефект - лобовий опір, явище шкідливе. Тому логічно відношення користі до шкоди назвати якістю. Якщо побудувати залежність Су від Сх на графіку:

то цю лінію називають полярою профілю. Полярою вона називається не випадково. Хто пам'ятає зі школи, що крім звичних прямокутних координат, ще бувають полярні, той швидко зрозуміє, що ця ж крива в полярних координатах дає залежність довжини відрізка між початком координат і будь-якою точкою на поляра від кута нахилу цього відрізка до горизонтальної осі. Так ось, довжина відрізка пропорційна повної аеродинамічної сили R, що діє на крило, а тангенс згаданого кута дорівнює аеродинамічному якості К. Тобто поляра дозволяє дуже просто оцінювати зміна аеродинамічного якості профілю крила. Для зручності, на криву прийнято наносити реперні точки, які відзначають відповідний кут атаки крила. За поляра легко оцінити профільне опір, максимально досяжний аеродинамічна якість профілю і його інші, важливі параметри. Поляра залежить від числа Re. Властивості профілю зручно оцінювати по сімейству полярності, побудованих в одній сітці координат для різних чисел Re.

Поляри конкретних профілів отримують двома способами:

Продуваннями в аеродинамічній трубі
Теоретичними розрахунками.

Слід зауважити, що останнім часом теорія, укупі з комп'ютерними досягненнями, дозволила створити програми розраховують поляри, досить точно збігаються з експериментальними продуваннями. Наприклад, дуже зручною для аматорських цілей програмою для побудови полярності з великою базою даних по геометрії відомих профілів, є програма Profili, розроблена італійськими моделістами. У цій програмі Су позначається як Cl, а Сх - як Cd.

Поляра, це один з найбільш наочних способів оцінки властивостей профілю для конкретних застосувань. З цієї кривої легко оцінити зміна підйомної сили і лобового опору при зміні кута атаки і їх співвідношення, тобто якість. За сімейства полярності для різних чисел Re просто оцінюється поведінка цих сил при зміні швидкості. Характер кривої в діапазоні малих підйомних сил в діапазоні швидкостей показує здатність крила розганятися в пікіруванні літака. Крива на великих Су показує здатність до ширяння на малих швидкостях, а її плавний або різкий вигин, характеризує темп звалювання при зриві потоку обтікання. Асиметрія і поведінку поляри в районі негативних Су показує здатність крила до перевернутого польоту, зворотним петель і демонструє, наскільки вони будуть відрізнятися від прямого польоту і прямих фігур. За домами полярності декількох профілів зручно проводити порівняльний аналіз їх властивостей і вибирати найбільш підходящий для конкретного застосування.

Для малих швидкостей

Познайомившись з основними поняттями, розглянемо особливості аеродинаміки профілю крила при різних розрахункових значеннях Re.

Найбільш тихохідними літаючими моделями є кімнатні моделі класу F1D. Швидкості польоту у них настільки малі, що їх аеродинаміка взагалі не вивчена. Крім цього класу такі числа ніде більше не використовуються. Профілю крила там, власне і немає. Точніше він вироджується в найтоншу, товщиною в кілька мікронів вигнуту плівку. Далі ми про таких моделях говорити не будемо, - надто вже вони специфічні.

Наступними тихоходами є вільнолітаючі моделі класу F1. Як відомо, для цих моделей головним завданням є максимум часу ширяння в повітрі. Оскільки правилами обмежена мінімальна (відношення ваги моделі до площі його крила), то збільшення тривалості польоту досягається за рахунок максимально можливого значення Су. При цьому аеродинамічна якість виходить аж ніяк не найбільшим, але воно і не важливо. Навіть всередині класу F1 використовуються різні профілі, спробуємо розібратися - чому?

На свободнолетающіх планерах - клас F1A використовуються профілі з дуже великою кривизною. Вони дозволяють літати на мінімально-можливою швидкістю з дуже великим значенням Су. Часто використовуються профілі Бенедека, злегка модифіковані. Зараз у національних спортсменів популярний профіль Макарова-Кочкарева - іменитих московських спортсменів:

У таких профілів є вона особливість - робота на низьких значеннях Re. В цьому випадку швидкісний напір невеликий, і допустимий перепад тисків уздовж верхньої дуги профілю - теж. Робота на кутах атаки, близьких до критичного, створює загрозу до зриву обтікання і провалювання моделі. Для оптимізації обтікання застосовують спеціальні заходи. Зокрема, для збільшення товщини прикордонного шару (товстий прикордонний шар більш стійкий) використовують для обтягування крила матеріал з підвищеною шорсткістю. У шорсткішою поверхні сили тертя об повітря більше, ніж у гладкої. Це, звичайно, знижує аеродинамічний якість, але дозволяє використовувати великі кути атаки і більше Су, що важливо для збільшення тривалості польоту. Зараз використовується спеціальна двошарова плівка з шорсткою поверхнею. У минулому - мікастрічкових довговолокнисті сорти паперу.

Вище вже говорилося про двох режимах обтікання - ламинарном і турбулентному. Перевагою ламинарного обтікання профілю є мале тертя крила об повітря, і як наслідок - менше його профільне опір. Але ламінарний плин в прикордонному шарі знижує його стійкість до відриву від профілю при збільшенні кута атаки. Турбулентний прикордонний шар відривається пізніше ламинарного, при великих кутах атаки і великих Су. Щоб підняти несучі властивості профілю на крилах планерів F1A встановлюють спеціальний турбулізатор, Який створює в прикордонному шарі вихори і підвищує його стійкість до відриву. Найчастіше Турбулізатор вдає із себе тонку нитку, приклеєну в декількох міліметрах від носика профілю на верхній поверхні крила. Щоб він не провокував передчасний зрив потоку, іноді його приклеюють зигзагоподібно. Профіль планерів F1A оптимізований тільки під один режим польоту - ширяння, оскільки під час затяжки леером його аеродинамічні властивості відіграють другорядну роль.

У резіномоторних моделей класу F1B крім ширяння є ще режим моторного польоту. Оскільки швидкість моторного польоту невелика, на цих моделях часто використовують ті ж профілі що і на F1A. Деякі моделісти використовують профілі з меншою кривизною. Справа в тому, що велике значення кривизни профілю обумовлює і значну профільне опір крила. На моторному режимі немає потреби в високому значенні Су, та підвищений профільне опір на малих кутах атаки знижує швидкість набору висоти.

Деякі спортсмени в цьому класі успішно використовують управління прикордонним шаром. Для цього у верхній обшивці крила робляться два ряди отворів - в районі максимального розрядження і недалеко від задньої кромки крила, де розрядження невелика:

За рахунок різниці тиску частина повітря через другий ряд отворів відсмоктується і подається всередині порожнини крила на передній ряд, - в зону максимального розрядження. Подача додаткового повітря в цю зону відтягує зрив потоку на великі кути атаки, за рахунок чого досягається більше значення Су. Принагідно зауважимо, що Сдув і відсмоктування прикордонного шару широко використовується на великих літаках (винищувачах) при злітно-посадочних режимах. Там, правда, зовсім інші числа Re.

Особливо значима дворежимним роботи крила на таймерних моделях класу F1C. Тут час моторного польоту жорстко обмежена п'ятьма секундами, і при рівній потужності мотора, висота зльоту визначається Сх крила. Якщо на таймерку поставити профіль з F1A, то висота зльоту зменшиться, що не компенсується більш високим Су на етапі польоту. Тому профіль для таймерних моделей вибирається як компроміс між малим значенням Сх при нульовій підйомної силі (таймеркі злітають вертикально) і високим значенням Су.

Цікавим є технічне рішення, яке можна сміливо назвати безкомпромісним. Чемпіон Росії і Європи в класі F1C Леонід фузея з Саратова зробив крило таймеркі складним втричі. На етапі моторного зльоту консолі крила складаються, утворюючи симетричний профіль крила в 2,5 рази меншого розмаху:

Після набору висоти і зупинки мотора крило розкладається в повний розмах. За спостереженнями автора на фіналі останнього Чемпіонату Росії, модель Фузеева злітає не вище інших призерів. Позначається висока товщина профілю складеного крила. Однак, на етапі польоту вона не залишає надій інших моделях, оскільки Леонід застосував чисто планерний профіль Макарова-Кочкарева з великою кривизною.

Так докладно розглянуті профілі свободнолетающіх моделей тому, що багаторічна історія розвитку сформувала їх вельми висока технічна досконалість. У моделістів періодично виникає спокуса запозичувати готові рішення з класу F1 для радіокерованих моделей. З одним з таких рішень - класичним чемпіонатних планером F1A, конвертованим в радіокерований для виступу в класі кросових планерів, автор познайомився на торішніх міжнаціональних змаганнях літакобудівних підприємств в Орлі МАП-2003. Таку конструкцію привіз молодий спортсмен із Запоріжжя. З точки зору розважальної - це цікаве рішення. Однак, за льотним якостям для спортивних цілей воно інтересу не представляє. Профіль з великою кривизною гарний тільки для польотів моделі разом з потоком повітря на мінімальних відносних швидкостях. Спроба керувати таким планером проти навіть слабкий вітер, показала його непридатність для керованого польоту, - планер або зносило вітром, або він просто сипався з висоти.

Для високих швидкостей

Літальні апарати цієї групи оптимізовані під однорежимний політ з максимальною швидкістю. Зі спортивних класів сюди можна віднести кордових скоростников F2A і гоночні групи D, кордові F2C, радіо-ДВСкі F3D і радіо-електрички F5D. А також численні експериментальні і рекордні літаки. Оскільки швидкість польоту цих літаків дуже висока, то характер поведінки Су мало кого хвилює. Швидкісний напір дуже високий і політ проходить при малих кутах атаки і малих значеннях Су. Головне для профілю цих моделей, - мінімально можливе значення Сх при крейсерській швидкості польоту. Його значення часто визначає лобове опір всього літака. Така оптимізація досягається зменшенням товщини профілю до величин, коли визначальним стає вже не аеродинаміка обтікання, а будівельна міцність і твердість крила на кручення. Застосування сучасних високоміцних і високомодульних композитних матеріалів дозволило зменшити товщину профілю гоночних моделей до 5 - 7%. Кривизна профілю застосовується близько 1 - 2% для можливості крейсерського польоту з нульовим кутом атаки, Сх - при цьому мінімальний. Разом з гострим носиком типовий гоночний профіль виглядає так:

Такі профілі погано працюють на злітно-посадочних режимах, коли швидкість польоту невелика. Літак з таким профілем має погані штопорні характеристики і маленький критичний кут атаки. Гострий носик і майже плоска верхня поверхня профілю легко провокують зрив обтікання. Тому садити такі літаки припадає на великих швидкостях, що вимагає високої майстерності пілота. Типове значення чисел Re для цієї групи профілів може легко перевищити 1000000.

пілотажний літак

Для пілотажного літака, поряд з іншими вимогами, важлива симетрія льотних характеристик для прямого і перевернутого польоту. Тому в їх крилах використовуються виключно симетричні профілі. Відносна товщина профілю, визначається виходячи з передбачуваних чисел Re при виконанні фігур. Для класичного пілотажу типова товщина профілю - 12-15%. Щоб забезпечити якісне виконання сривних фігур, таких як «штопор» і «штопорні бочка» носик профілю має досить малий радіус заокруглення.

Фан-флаі теж призначені для виконання пілотажних фігур, але на набагато менших швидкостях. Для них важливий плавний, а не різкий сривной режим. Товщина профілю тут до 20% і максимально великий радіус округлення носика профілю. Чому радіус округлення так впливає на зривні характеристики? Звернемося до картини обтікання товстого профілю з тупим носиком на малому і великому кутах атаки

Добре видно, що точка поділу верхнього і нижнього прикордонних шарів при зміні кута атаки переміщається по котра утворює носика. Тому перехід до зриву потоку при збільшенні кута атаки тут відбувається пізніше і більш плавно.

Для гострого носика таке переміщення призводить до локального різкого підвищення швидкості обтікання в місці великої крутості носика. Таке підвищення провокує більш ранній відрив прикордонного шару відразу від носика профілю. На графіках Cy \u003d f (a) це виражається так:

Окремий випадок пілотажкі - навчально-тренувальний літак. Взагалі то поєднання цих назв в одному літаку не зовсім правильне. Для навчального літака добре підходить плоско-опуклий профіль ClarkY, з відносною товщиною 15-18%. Він забезпечує при інших рівних умовах більш низьку швидкість звалювання на крило, що для учебки дуже важливо. Однак, тренувати на ньому навички виконання фігур пілотажу незручно, оскільки він має яскраво виражену асиметрію характеристик. У тренувальній моделі повинен бути той же профіль і та ж навантаження на крило, що і у пілотажкі, на якій пілот буде виступати на змаганнях.

бесхвостка

Крім літаків звичайної схеми з оперенням, бувають літаки без оперення. Найчастіше кіль все-таки зберігається в тому чи іншому вигляді, а ось стабілізатора немає зовсім. Про достоїнства і недоліки такої аеродинамічної схеми ми говорити тут не будемо. Балансування і поздовжнє стійкість таких літаків досягається за рахунок різних конструктивних хитрувань. Але, якщо крило бесхвостки НЕ стреловидное, а пряме, то єдиний спосіб забезпечити балансування і подовжню стійкість літака - застосувати на крилі самобалансірующіхся профіль:

Як видно, у таких профілів кривизна змінює уздовж хорди свій знак. У передній частині профілю він опуклий вгору, в задній - вниз. Такі профілі ще називають S-образними, тому що середня лінія профілю нагадує латинську букву S. Чим чудові ці профілі? У звичайного несиметричного профілю при збільшенні кута атаки точка докладання аеродинамічної сили R зміщується по хорді профілю вперед. При цьому момент крила, що сприяє піднесенню носа літака, збільшується з ростом кута атаки. Крило з таким профілем само по собі, без оперення стійким бути не може. У S-профілів навпаки. В діапазоні льотних кутів атаки збільшення цього кута призводить до зміщення точки прикладання аеродинамічної сили по хорді профілю назад. В результаті з'являється момент на пікірування, який прагне повернути кут атаки до первісного значення.

На жаль, в житті не буває, щоб до бочки меду не додав ложку дьогтю. Так і тут. Важка ложка дьогтю: у S-профілів значно нижчі граничні значення Су. Це змушує конструктора літака при рівній зі звичайною аеродинамічною схемою швидкості польоту робити у бесхвостки набагато менше навантаження на крило, тобто значно збільшувати площу крила при рівній вазі з літаком звичайної схеми.

копія

Моделі-копії в силу свого призначення повинні копіювати все геометричні форми оригіналу. У тому числі і профіль крила, інакше яка ж це копія. Однак, число Re у копій набагато нижче, ніж в оригіналу. Як буде літати така модель?

При масштабному зменшенні і зниженні чисел Re аеродинамічна якість знижується. Безмоторні копії літають гірше своїх оригіналів. Для моделей в'язкість повітря грає набагато більшу роль. Однак, зниження льотних властивостей зовсім не катастрофічно. Від копій, як правило, і не потрібно видатних аеродинамічних характеристик. До того ж моторні моделі, як правило, мають велику енергоозброєність, ніж копійовані оригінали. В результаті чого їх льотні властивості при точному копіюванні профілю крила цілком задовільні. Є навіть приклади зворотній залежності. На біпланах часів першої світової війни широко використовувалися тонкі сильно вигнуті профілі крил. Зовсім не тому, що вони оптимальні для польотних чисел Re, а по конструктивно-технологічних причин - їх простіше було робити для розчалювальні крил дерев'яно-полотняною конструкції. При переході до зменшених копій, такий профіль виявляється більш оптимальний, ніж в оригіналу.

Для моделей сучасних надзвукових літаків доводиться відступати від копийности профілю крила, оскільки дуже тонкі профілі оригіналів з гострим носиком визначають вкрай незадовільні зривні властивості у копій. Доводиться миритися з неповною копийности.

Радіопланер

Як було зазначено вище, оптимальний той чи інший профіль крила тільки при цілком певних числах Re. Чим ширше у моделі діапазон польотних швидкостей, тим важче оптимізувати профіль її крила. З усіх видів крилатих моделей, один з найбільших діапазонів польотних швидкостей у кросових радіопланеров F3B. У вправі на тривалість цього планеру вигідно летіти якомога повільніше, особливо в атермічную погоду. Швидкість польоту не перевищує 7 - 8 м / сек. У вправі на швидкість планера розганяються до швидкостей в 40 - 45 м / сек. Для розширення діапазону чисел Re широко використовують механізацію крила. На кросових планерах уздовж всієї задньої кромки крила розміщена механізація, - на кореневої половині консолей - закрилки, на кінцевий - елерони, змікшованого, як правило, з закрилками. В результаті пілот має можливість в польоті міняти ефективну кривизну профілю крила за допомогою механізації, оптимізуючи її під необхідний режим польоту. Використовується як правило три, рідше чотири режими встановлені в процесі регулювання і перемикаються в польоті пілотом. У стартовому режимі кривизна максимальна. Це робиться для збільшення максимально можливого значення Су, яке визначає швидкість затягування на леєрах планера щодо буксировщика леера. В кінцевому підсумку це визначає висоту старту при обмеженою правилами довжині леера. Сх при цьому значний, а аеродинамічний якість невелика. Але це і не важливо, оскільки енергія надходить ззовні - від буксировщика. Круті пілоти використовують при старті два встановлені режими - на початку і в кінці з різною кривизною профілю. На режимі ширяння механізація повертає кривизну профілю до вихідної, де його аеродинамічну якість максимально. Для швидкісних режимів механізація злегка піднімає задню кромку крила, створюючи мінімальну еквівалентну кривизну профілю. Сх приймає своє найменше значення.

Зараз найбільш поширені для кросових планерів профілі серій MH, RG і HQ. Їх розробники при оптимізації геометрії профілю враховують поведінку аеродинамічних характеристик при роботі механізації крила. Для довідки можна привести профілі 16 типів моделей фіналістів чемпіонату Світу з F3B 2001 року. На шести моделях стояв профіль MH-32, по дві моделі використовували профілі HQW-3.0, RG-15 і SD7037. На інших моделях, що не зайняли призових місць, використовувалися оригінальні профілі. Але на чемпіонаті Європи 2004 року MH-32 лише у одного зі спортсменів першої десятки. Призові ж місця у SD7032 і RG-15.

спрощені профілі

У деяких випадках, найчастіше з конструктивних міркувань, спрощують контури профілю до примітиву, коли його утворюють - прямі лінії. Іноді - вони виправдані, в інших випадках - ні. Для наочності наведемо по одному прикладу таких випадків.

В останні пару років з'явився новий клас авіамоделей - F3AI (I тут від Indoor - внутрішньо-кімнатні) пілотаж всередині приміщень. Літаки цього класу мають дуже маленьку навантаження на крило і літають ні вкрай низьких числах Рейнольдса. Багато з них мають крило у вигляді тонкої прямої пластини з депрона з вугільними передньої і задньої крайками. Такий профіль має мале значення максимального Су. Однак для вкрай малих навантажень на крило це не важливо. Зривні характеристики профілю теж жахливі. Політ літака більше нагадує прохань бабки, ніж політ лелеки. Проте, такі літаки показують 3Dпілотаж вельми високого рівня. Це - приклад виправданого спрощення.

Деякі початківці в прагненні спростити виготовлення крила тренувальної моделі зводять його профіль до примітивного трикутнику, де дві вершини - гострі передня і задня кромки, а третя - верхня полиця лонжерона. Нижня полиця лежить на плоскій нижній поверхні крила. Що може бути простіше? Однак літати на такому крилі - нецікаво. Минулого літа, спостерігаючи за муками такого горе-конструктора, шкода ставало його, а літак, - на п'ять злетів - дві посадки. Решта посадки - «цеглою». До кінця польотного дня від моделі, і до речі - мотора, залишилися жалюгідні дрова. Такий профіль має низьке значення Су на граничних кутах атаки і провокує до того ж лавиноподібний зрив потоку. Модель просто летить стрімголов до землі. Це - приклад невиправданого спрощення.

резюме

Оскільки різноманітність видів крилатих моделей дуже велике, ми не будемо детально розглядати особливості застосовуваних в них профілів крила. Підіб'ємо підсумок у вигляді опису характеру впливу геометричних параметрів профілю на його аеродинамічні властивості. Отже:

Товщина профілю - впливає на величину лобового опору. Збільшення товщини збільшує опір, в тому числі на нульовий підйомній силі. Побічно, збільшення товщини призводить до зриву обтікання на великих кутах атаки, ніж у тонких профілів. Збільшення товщини від малих значень до 12 - 15% збільшує максимальне значення Су. Подальше збільшення товщини його знижує. Після 20% різко зростає Сх.
Радіус заокруглення носика профілю - пов'язаний з товщиною профілю. Впливає в першу чергу на поведінку профілю на критичних кутах атаки. Побічно впливає на лобове опір профілю. Великі значення радіуса прийнятні тільки на невисоких числах Re.
Кривизна профілю - впливає на асиметрію властивостей. Збільшення кривизни призводить до збільшення Су на порівняно невеликих числах Re. При зростанні Re кривизна профілю для збереження прийнятних значень лобового опору повинна зменшуватися.
Для забезпечення високої ефективності профілю в великому діапазоні швидкостей на крилі необхідно використовувати механізацію, яка змінює в польоті ефективну кривизну профілю для різних швидкостей.
Властивості профілю крила впливають на необхідну для балансування і поздовжньої стійкості літака ефективність горизонтального оперення, що необхідно враховувати при проектуванні моделі в цілому.

Характеристики несе крила залежать не тільки від застосованого профілю, а й від ряду інших його геометричних параметрів. Їх визначення і характер впливу на аеродинаміку крила буде розглянуто у другій частині статті.

Пропоную вашій увазі статтю з циклу матеріалів в допомогу самодіяльним конструкторам СЛА. Науковий консультант - професор кафедри літакобудування Московського авіаційного інституту, доктор технічних наук, лауреат Державної премії А.А. Бадягін. Стаття була опублікована в журналі "Крила Батьківщини" №2 за 1987 рік.

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

Найкращий профіль

Проектування літака зазвичай починається з вибору профілю крила. Посидівши тиждень-другий над довідниками і атласами, до кінця в них не розібравшись, за порадою товариша вибирає найбільш підходящий і будує літак, який непогано літає. Обраний профіль оголошується кращим. Інший любитель таким же чином вибирає абсолютно несхожий профіль і його апарат літає добре. У третього літак ледь відривається від землі, і спочатку здавався найвигідніший профіль крила вважається вже не придатним.

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

l \u003d I2 / S,
де I - розмах, S - площа.

Друге: оскільки кут нульовий підйомна сили у симетричного профілю дорівнює 00, його поляра (див. Рис. 1) змістимо вліво, що фізично буде відповідати установці крила на літаку з деяким позитивним кутом заклиненому.

Тепер глянувши на графік можна легко зробити важливий висновок: в діапазоні льотних кутів атаки характеристики крила практично не залежать від форми профілю. Зрозуміло, мова йде про удобообтекаемих профілях, які не мають зон інтенсивного зриву потоків діапазоні льотних кутів атаки. На характеристики крила, проте, можна істотно вплинути, збільшив подовження. На графіку 1 для порівняння показані поляри крил з тими ж профілями, але з подовженням 10. Як бачимо, вони пішли набагато крутіше або, як кажуть, похідна CУ по a стала вище (CУ - коефіцієнт підйомної сили крила, a - кут атаки). Це означає, що при збільшенні подовження на одних і тих же кутах атаки при, практично, одних і тих же коефіцієнтах опору Cx можна отримати більш високі несучі властивості.

Тепер поговоримо про те, що ж залежить від форми профілю.

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

CУ max істотно впливає тільки на мінімальну швидкість літака - звалювання. Вона багато в чому визначає простоту техніки пілотування машини. Однак вплив CУ max на швидкість звалювання помітно проявляється при великих питомих навантаженнях на крило G / S (G - вага літака). У той же час при навантаженнях, характерних для аматорських літаків, тобто в 30 - 40 кг / м2, великий CУ max не має істотного значення. Так його збільшення з 1.2 до 1.6 на аматорському літаку здатне знизити швидкість звалювання не більше ніж на 10 км / ч.

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

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

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

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

Такі ж закрилки використовуються на літаках нашого любителя П. Альмурзіна. Більш ефективними є щілинні, двохщілистими і підвісні закрилки. На рис. 4 показані найпростіші з них і тому чаші використовуються.

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

І ще кілька практичних порад, які можуть виявитися корисними при будівництві аматорських літаків. Профіль крила бажано дуже точно витримувати на ділянці від носка до точки максимальної товщини. Добре, якщо ця частина крила має жорстку обшивку. Хвостова частина може обтягувати полотном і для спрощення технології навіть спрямляются "під лінійку", як показано на рис.5. Лекальна хвостова частина крила при полотняною обшивці провисаючої між нервюрами, більшого сенсу не має. Задню кромку крила необов'язково зводити на гострий "ніж". Вона може мати товщину 10-15 мм, але не більше 1.5% хорди (див. Рис. 5). На аеродинамічні характеристики крила це абсолютно не відбивається, але Еффектівнсть елеронів кілька підвищує, а технологію і конструкцію спрощує.

Важливий елемент профілю - форма носка елерона. Найбільш поширені варіанти показані на рис.6.

Профіль, утворений "параболою 100", використовується на елеронах і рулях, що мають осьову аеродинамічну компенсацію, коли носок виходить в потік, наприклад на Як-55. така "затупленим" форма носка при дуже великій величині осьової аеродинамічній компенсації (20% і вище) призводить до нелінійного зростання зусиль на ручці управління при відхиленні елеронів чи покришок. Кращими в цьому відношенні є "загострені" шкарпетки, як на Су-26.

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

Жорсткість і міцність оперення забезпечується розчалками, воно виходить дуже легким і конструктивно простим. Відносна товщина профілю менше 5%. При такій товщині характеристики оперення взагалі не залежать від форми профілю.

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

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

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

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

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

"Кри-Кри" - ламінарізірованний планерний профіль, розроблений западногерманским аеродинаміки Вортманна і трохи змінений конструктором "Кри-Кри" французом Коломбані. Відносна товщина профілю - 21,7%, за рахунок чого досягаються високі несучі характеристики. Як і GAW-1, цей профіль вимагає дуже високої точності дотримання теоретичного контуру і високої якості обробки поверхні крила. Наводимо координати профілю в мм, перелічені конструктором на хорду крила літака "Кри-Кри", рівну 480 мм.

П-52 - сучасний профіль, розроблений в ЦАГІ для легкомоторних літаків. Має тупий носок і випрямлення хвостову частину.

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

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

Су-26-18%, Су-26-12% - спеціальні профілі для спортивно-пілотажних літаків. Су-26-18% використаний в корені крила Су-26, Су-26-12% - в кінцевій частині крила і на оперенні. Профіль має "гострий" носок, що трохи знижує несучі властивості, але дозволяє домогтися дуже чутливої \u200b\u200bреакції машини на відхилення керма. Хоча для новачків такий літак складний в пілотуванні, досвідчені спортсмени отримують можливість виконувати фігури, недоступні літакам з "м'якою" сповільненою реакцією на рух ручки, обумовленої тупим носком профілю. Зрив літака з профілем типу Су-26 відбувається швидко і різко, що необхідно при виконанні сучасних штопорних фігур. Друга особливість - "поджатие" в хвостовій частині, що підвищує ефективність елеронів.

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

Мабуть, головним літаковим агрегатом є крило. Саме крило, що створює підйомну силу, тримає багатотонний літак в повітрі, не даючи йому впасти. Не випадково у конструкторів існує вислів про те, що той, хто володіє крилом, управляє і літаком. Погоня за поліпшенням аеродинамічних характеристик літальних апаратів змушує розробників постійно вдосконалювати крило, працюючи над його формою, вагою і профілем.

Крило в профіль

Профіль крила літака - це геометричне перетин крила, що проходить паралельно осі літака. Або простіше - вид крила збоку. За довгі роки розвитку авіабудування в різних лабораторіях і інститутах постійно розробляли і відчували крила самої різної конфігурації. Росли швидкості, маса літаків, змінювалися завдання - і все це вимагало нові профілі крила.

види профілів

На сьогоднішній день існують різні профілі крила, що відрізняються за призначенням. Один і той же тип може мати безліч варіантів і застосовуватися на різних літаках. Але в цілому існуючі основні типи профілів можна проілюструвати зображенням нижче.

Симетричний.
Несиметричний.
Плосковипуклой.
Двоопуклий.
S-подібний.
Ламінізірованний.
Чечевицеподібних.
Ромбоподібний.
Клиноподібний.

На окремих літаках застосовується змінюється профіль по довжині крила, але зазвичай його форма незмінна на всьому протязі.

геометрія

Зовні профіль крила нагадує черв'яка або щось в цьому роді. Будучи складною геометричною фігурою, має свій набір характеристик.

На наведеному малюнку вказані основні геометричні характеристики профілю крила літака. Відстань (b) називається хордою крила, є відстань між крайніми точками спереду і ззаду. Відносна товщина визначається відношенням максимальної товщини профілю (Cmax) до його хорді і виражається у відсотках. Координата максимальної товщини є ставлення відстань від носка до місця максимальної товщини (Xc) до хорди (b) і також виражається у відсотках. Середньою лінією є умовна крива, рівновіддалена від верхніх і нижніх панелей крила, а стрілкою прогину (fmax) називається максимальне видалення середньої лінії від хорди. Ще один показник - відносна кривизна - розраховується шляхом ділення (fmax) на хорду (b). Традиційно всі ці величини виражаються в процентах. Крім уже згаданих, існує радіус носика профілю, координати найбільшою угнутості і ще ряд інших. Кожен профіль має свій шифр і, як правило, основні геометричні характеристики в цьому шифрі присутні.

Наприклад, профіль В6358 має товщину профілю в 6%, положення стрілки угнутості 35% і відносну кривизну 8%. Система позначень, на жаль, не уніфікована, і різні розробники застосовують шифри кожен по-своєму.

аеродинаміка

Химерні, на перший погляд, малюнки перетинів крила робляться не через любов до високого мистецтва, а виключно в прагматичних цілях - для забезпечення високих аеродинамічних характеристик профілів крила. До цих найважливіших характеристик відносяться коефіцієнт підйомної сили Су і коефіцієнт опору Сх для кожного конкретного профілю. Самі коефіцієнти не мають постійного значення і залежать від кута атаки, швидкості і деяких інших характеристик. Після проведення випробувань в аеродинамічній трубі для кожного профілю крила літака може бути складена так звана поляра. Вона відображає залежність між Сх і Су при певному куті атаки. Створено спеціальні довідники, що містять детальну інформацію про кожного аеродинамічному профілі крила і ілюстровані відповідними графіками і схемами. Ці довідники знаходяться у вільному доступі.

вибір профілю

Різноманітність літальних апаратів, типи їх рухових установок і їх призначення вимагають ретельного підходу до вибору профілю крила літака. При проектуванні нових літальних апаратів зазвичай розглядається кілька альтернатив. Чим більше відносна товщина крила, тим більше опір. Але при тонких крилах великої довжини складно забезпечити належну міцність конструкції.

Окремо стоїть питання по надзвуковим машинам, які вимагають особливого підходу. Цілком природно, що профіль крила літака Ан-2 ( "кукурузник") буде відрізнятися від профілю винищувача і пасажирського лайнера. Симетричний і S-подібний профілі крила створюють меншу підйомну силу, але відрізняються стабільністю, тонке крило з невеликим вигином підходить для швидкісних спортивних машин і винищувачів, а профілем крила з найбільшою підйомної силою можна назвати товсте крило з великим вигином, що застосовується на великих пасажирських літаках. Надзвукові літаки оснащуються крила, що мають чечевицеподібних профіль, а для гіперзвукових застосовуються ромбовидні і клиновидні профілі. Слід мати на увазі, що створивши найкращий профіль, можна втратити все його переваги тільки через неякісну обробки поверхні панелей крила або невдалу конструкцію літака.

Метод розрахунку характеристик

Останнім часом розрахунки характеристик крила певного профілю здійснюються з використанням ЕОМ, які здатні проводити багатофакторний моделювання поведінки крила в різних умовах. Але найнадійнішим способом є природні випробування, що проводяться на спеціальних стендах. Окремі співробітники «старої школи» можуть продовжувати робити це вручну. Звучить метод просто загрозливо: «повний розрахунок крила з використанням інтегродиференціальних рівнянь щодо невідомої циркуляції». Суть методу полягає в поданні циркуляції повітряного потоку навколо крила у вигляді тригонометричних рядів і в пошуку коефіцієнтів цих рядів, які задовольняють граничним умовам. Робота ця дуже трудомістка і все одно дає лише приблизні характеристики профілю крила літака.

Конструкція крила літака

Красиво намальований і детально розрахований профіль необхідно виготовити в реальності. Крило, крім виконання своєї основної функції - створення підйомної сили, має виконувати ще ряд завдань, пов'язаних з розміщенням паливних баків, різних механізмів, трубопроводів, електричних джгутів, датчиків і багато іншого, що робить його вкрай складним технічним об'єктом. Але якщо говорити дуже спрощено, крило літака складається з набору нервюр, які забезпечують формування потрібного профілю крила, розташованих поперек крила, і лонжеронів, розташованих уздовж. Зверху і знизу ця конструкція закривається обшивкою з алюмінієвих панелей зі стрингерного набором. Нервюри за зовнішніми обводам повністю відповідають профілю крила літака. Трудомісткість виготовлення крила досягає 40% від загальної трудомісткості виготовлення всього літака.