Профіль крила для високих швидкостей. Який підібрати профіль для авіамоделі

Порівняльний аналіз профілів крила для швидкісних маневрених моделей

Юрій Арзуманян

(yuri _ la)

Ця стаття є узагальненням обговорення цієї у форумі rc-aviation. Йшлося саме про моделі повітряного бою, і, зокрема, такого типу, як на Рис. 1 нижче.

Мал. 1. Бійцівка SB-7AS від клубу Alisa Air

Я навмисно не згадав це в заголовку статті, оскільки застосований нижче підхід застосовується не тільки до моделей повітряного бою. Більше того, цей підхід буввперше запропонований ще на зорі авіації одним із батьків-засновників сучасної аеродинаміки нашим великим ученим Миколою Єгоровичем Жуковським. З тих пір запропонований ним метод так і називають методом потрібних тяг Н.Є. Жуковського.

Щоб не повторювати те, що обговорювалося у форумі, зауважу, що питання про використання замість відносного товстого симетричного профілю тоншого і особливо несиметричного профілю для бійців виникає з певною періодичністю. Невипадково кажуть, що це нове – це добре забуте старе. Адже до симетричного щодо товстого профілю провідні бійці прийшли недарма. За цим стоять роки проб, помилок, знаходження компромісів та накопичення досвіду.

Я не заглиблюватимусь у тему повітряного бою, оскільки останній раз керував кордовою бійцівкою ще в піонерському дитинстві, і не вважаю себе в цій справі експертом. Для цього краще уважно проштудувати відповідні розділи форумів, оскільки там відзначаються справжні спортсмени, а не просто любителі. Скажу тільки, що основні аргументи на користь переходу на більш тонкий несиметричний, а то й узагалі плоско-опуклий профіль, зазвичай зводяться до таких:

1) Нижчий лобовий опір моделі, звідси більш висока досяжна швидкість польоту.

2) Час прямого польоту під час бою загалом більше часу польоту в інверті, тому прямий політ важливіший.

3) Найменша вага та вартість виготовлення моделі.

Є й інші передбачувані переваги, але вони спірні, і згадувати їх не буду. А основним недоліком при цьому вважається погіршення якості зворотного пілотажу (у польоті).

Отже, давайте приступимо до порівняння профілів. Здавалося б, очікуваний результат аналізу очевидний. Справді, тонший профіль має менший лобовий опір. Значить, швидкість польоту буде більшою, і з цим не посперечаєшся! Але... давайте займемося розрахунками та подивимося наскільки це справедливо. Для отримання числових результатів треба відштовхуватися від конкретних характеристик. Тому приймемо наступні вихідні дані моделі з фото.

Характеристики планера бійцювання на Рис. 1:

Розмах крила – 1000 мм

Площа крила – 20.8 кв. дм.

Злітна маса моделі – 475 грам

Розрахункова швидкість польоту - 32 м/с (це лише деяка опорна величина, далі в розрахунках швидкістю варіюватимемо)

Вихідний профіль – симетричний 15% (NACA 0015 – близький до вихідного)

Мотор - Eurgle RC Plane 1580kv D2810 Brushless Outrunner Back Mounting Motor (300W)

Батарея - 2200мА 3S 25С

Регулятор на 40А

Статика на стенді:

Гвинт - МА 8х5

Струм - 26А

Потужність - 270W

Тяга – 980 гр.

Для порівняння візьмемо два профілю ЦАГІ. Перший – чисто плоско-опуклий профіль ЦАГІ-719, відносна товщина приблизно 10%. Другий профіль теж ЦАГІ, тільки він із заокругленою передньою кромкою. Це ЦАГІ-831.

Наш аналіз серйозно полегшується тим, що ми розглядаємо крило, що літає, без вираженого фюзеляжу. Тому в загальній величині аеродинамічного опору це можна врахувати невеликим поправочним коефіцієнтом, але на ПОРІВНЯЛЬНІ результати це не сильно вплине.

Щоб здійснити відповідні розрахунки треба знати аеродинамічні характеристики кожного профілю. Почнемо з плоско-опуклого.

Таблиця 1. Геометрія профілю ЦАГІ-719.

Ось так він виглядає:

Мал. 2. Контур профілю ЦАГІ-719

А його характеристики у таблиці нижче.

Таблиця 2. Аеродинамічні характеристики профілю ЦАГІ-719

У розрахунках можна скористатися табличними даними. Тільки в цьому випадку доведеться проміжні значення інтерполювати, а це спричиняє громіздкі обчислення і взагалі не дуже зручно. Щоб цього уникнути, я користуюся тим, що нас цікавить обмежена область кутів атаки, де табличні дані легко апроксимувати аналітичною формулою. Я вивів такі апроксимуючі формули для Сх і Су:

Тут? - Кут атаки в градусах.

Дивимося, наскільки вдала наша апроксимація.

Мал. 3. Апроксимація аеродинамічних характеристик профілю ЦАГІ-719

З графіків видно, що у зоні малих кутів атаки наближення аналітичними формулами цілком задовільний.

Таблиця 3. Геометрія профілю ЦАГІ-831

Ось так він виглядає:

Мал. 4. Контур профілю ЦАГІ-831

Аеродинамічні характеристики у таблиці нижче.

Таблиця 4. Аеродинамічні характеристики профілю ЦАГІ-831

Для цього профілю виведені такі апроксимуючі формули для Сх і Су:

де

Мал. 5. Апроксимація аеродинамічних характеристик профілю ЦАГІ-831

Нам залишилося навести характеристики симетричного профілю. Ось вони:

Таблиця 5. Геометрія профілю NACA -0015

Такий вигляд має симетричний профіль.

Мал. 6. Контур профілю NACA-0015

Таблиця 6. Аеродинамічні характеристики профілю NACA -0015

ГЕОМЕТРИЧНІ ХАРАКТЕРИСТИКИ ПРОФІЛЮ

рис 1. Геометричні характеристики профілю.

Хорда профілю (b)- Відрізок прямий, що з'єднує дві найвіддаленіші точки профілю.

Товщина профілю (Сmax)- Величина максимального потовщення профілю.

Відносна товщина профілю (С)- Відношення максимальної товщини С макс до хорди, виражене у відсотках:

До 13% вважається тонким або середнім профілем, понад 13% - товстим профілем.

Кривизна профілю (f) - найбільша відстаньвід середньої лінії до хорди, виражене у відсотках.

ГЕОМЕТРИЧНІ ХАРАКТЕРИСТИКИ КРИЛА

Геометричні характеристики крила зводяться в основному до характеристик форми крила в плані та до характеристик профілю крила. Крила сучасних літаків формою у плані може бути (Рис. 1): еліпсоподібні (а), прямокутні (б), трапецієподібні (в), стрілоподібні (г) та трикутні (д)

Найкращою в аеродинамічному відношенні є еліпсоподібна форма, але таке крило складно у виробництві, тому рідко застосовується. Прямокутне крило менш вигідне з погляду аеродинаміки, але значно простіше у виготовленні. Трапецієподібне крило за аеродинамічними характеристиками краще прямокутного, але дещо складніше у виготовленні.

Стрілоподібні та трикутні в плані крила в аеродинамічному відношенні на дозвукових швидкостях поступаються трапецієподібним та прямокутним, але на навколозвукових та надзвукових мають значні переваги. Тому такі крила застосовуються тільки на літаках, що літають на навколозвукових та надзвукових швидкостях.

Мал. 1 Форми крил у плані

Мал. 2 Кут поперечного V крила

Мал. 3 Геометричні характеристики крила

Форма крила в плані характеризується розмахом, площею подовженням, звуженням, стрілоподібністю (Рис. 3) та поперечним V(Мал. 2)

Розмахом крила Lназивається відстань між кінцями крила по прямій лінії.

Площа крилав плані S кр обмежена контурами крила.

Площа трапецієподібного та стрілоподібного крил обчислює як площі двох трапецій

(2.1)

де b 0 -коренева хорда, м;

b до -кінцева хорда, м;

- Середня хорда крила, м.

Подовженням крила lназивається відношення розмаху крила до середньої хорди

(2.2)

Якщо замість b порівнпідставити його значення з рівності (2.1), то подовження крила визначатиметься за формулою

(2.3)

Для сучасних надзвукових і навколозвукових літаків подовження крила вбирається у 2- 5. Для літаків малих швидкостей величина подовження може досягати 12-15, а планерів до 25.

Звуженням крила hназивається ставлення осьової хорди до кінцевої хорди

(2.4)

Для дозвукових літаків звуження крила зазвичай не перевищує 3, а навколозвукових і надзвукових воно може змінюватися в широких межах.

Кутом стріловидності cназивається кут між лінією передньої кромки крила та поперечною віссю літака. Стрілоподібність також може бути виміряна по лінії фокусів (що проходить на відстані 1/4 хорди від ребра атаки) або по іншій лінії крила. Для навколозвукових літаків вона сягає 45°, а надзвукових - до 60°.

Кутом поперечного V криланазивається кут між поперечною віссю літака та нижньою поверхнею крила (Рис. 2). У сучасних літаків кут поперечного Vколивається від +5 ° до -15 °.

Профілем криланазивається форма його поперечного перерізу. Профілі можуть бути (Рис. 4): симетричними та несиметричними. Несиметричні у свою чергу можуть бути двоопуклими, плоскопуклими, увігнутипуклими і.S-подібними. Сочевицеподібні та клиноподібні можуть застосовуватися для надзвукових літаків.

На сучасних літаках застосовуються в основному симетричні та двоопуклі несиметричні профілі.

Основними характеристиками профілю є: хорда профілю, відносна товщина, відносна кривизна (рис. 5).

Хордою профілю bназивається відрізок прямий, що з'єднує дві найвіддаленіші точки профілю.

Мал. 4 Форми профілів крила

1 – симетричний; 2 – не симетричний; 3 - плоскопуклий; 4 - двоопуклий; 5 - S-подібний; 6-ламінізований; 7 - сочевицеподібний; 8 - ромбоподібний; 9 - D видний

Мал. 5 Геометричні характеристики профілю:

b – хорда профілю; З макс – найбільша товщина; f макс – стріла кривизни; х с - координата найбільшої товщини

Мал. 6 Кути атаки крила

Мал. 7 Повна аеродинамічна сила та точка її застосування

R - повна аеродинамічна сила; Y – підйомна сила; Q – сила лобового опору; a- кут атаки; q - кут якості

za / wikipedia.org

Французька компанія Onera спільно з італійською Leonardo провела випробування гладкого крила, оптимізованого для ламінарного потоку. Як пише Aviation Week, випробування відбулися в трансзвуковій аеродинамічній трубі S1MA французької компанії. В даний час фахівці аналізують дані, отримані під час випробувань, проте, згідно з попередніми результатами, гладке крило показало дещо менший лобовий опір у порівнянні зі звичайним крилом літака.

Обсяги авіаційних перевезень збільшуються з кожним роком. Щоб задовольнити попит, знизивши при цьому вартість авіаперевезень і не вплинувши на доходи авіакомпаній, розробники постійно досліджують нові технології поліпшення літаків. Зокрема, активні роботи ведуться у сфері зниження споживання палива літаком у польоті. Це завдання можна вирішити кількома способами. Наприклад, знизити споживання палива на кілька відсотків можна покращивши конструкцію двигунів.

Ще одним способом зменшити споживання палива є зниження лобового опору літака. Цього можна досягти переглянувши конструкцію літаків, використовуючи нові легкі матеріали та покриття. Згідно з планами розробників, нове ламінарне крило повинне відрізнятися значно меншим лобовим опором у порівнянні зі стандартним крилом літака. Таке крило повинно мати гладку поверхню та невисокий профіль, щоб забезпечити ламінарний повітряний потік на якомога більшій площі.

Ламінарне крило в аеродинамічній трубі (ліворуч) та тепловізійне зображення ламінарного потоку на його верхній площині

В аеродинамічній трубі випробування проходили випробування лівої консолі ламінарного крила літака завдовжки 5,2 метри. Продувальні випробування проводилися на швидкості повітряного потоку 0,74 числа Маха (913,7 кілометра на годину). Для вивчення обтікаючого крило повітряного потоку використовувалися високоточні тепловізори, що заміряли температуру на крилі в режимі реального часу. В результаті з'ясувалося, що на верхній площині крила площа покриття ламінарним потоком становила 70 відсотків, а на нижній 30 відсотків.

Для сучасного звичайного літакового крила площа покриття ламінарним потоком, залежно від конструкції, становить від 30 до 50 відсотків для верхньої площини і до 30 відсотків - для нижньої. На частині крила обов'язково має бути присутнім турбулентний перебіг, що підвищує його несучу здатність. Для цього на сучасних літаках на верхній площині крила встановлюються невеликі платівки - завихрювачі потоку, що руйнують ламінарний потік.

Тим не менш, вважається, що в цивільної авіації, літаки яких зазвичай не виконують польотів на критичних кутах атаки, ламінарне подовжене крило може бути успішно використане. При стабільному польоті без різких змін кутів атаки гладке крило може істотно знизити лобовий опір, а значить споживання палива в польоті. Коли саме нове крило може з'явитися на серійних літаках, наразі невідомо.

Сьогодні активними роботами в галузі дослідження гладкого крила, оптимізованого для ламінарного обтікання, шведська компанія Saab та британська GKN. Перша досліджує композитне крило, в якому передня кромка і верхня площина виконані єдиною деталлю, з стикуванням інших елементів та механізації з мінімальними зазорами. У свою чергу GKN досліджує звичайне крило, елементи якого щільніше за звичайне підігнані один до одного. Випробування обох крил розпочнуться цього року.

Тим часом у лютому минулого року GKN зайнялася дослідженнями в галузі фарб, які дозволять знизити лобовий опір літаків. Завдяки новим покриттям розробники розраховують зменшити лобовий опір на 25 відсотків у крейсерському польоті. Свої властивості нові фарби повинні зберігати протягом п'яти років, такий термін є стандартною вимогою для зовнішніх покриттів літаків.

При нанесенні на корпус літака нові фарби повинні приховувати дефекти поверхні, забезпечуючи тим самим ламінарне обтікання повітрям аеродинамічних поверхонь, в першу чергу передніх кромок, що нерідко мають неоднорідну поверхню.

Василь Сичов

Саме поняття профіль, я думаю, ясно кожному. Пам'ятайте, «фото у профіль та анфас»…

профіль крила в потоці

Просто кажучи, це поперечний переріз крила (не крил, а саме крила, про це ми з вами домовилися).

Однак по простому, та не зовсім, бо профіль крила– це, говорячи офіційною мовою, одна з основних складових, що формують літальний апарат і літак зокрема, так як крило все ж таки його невід'ємна частина. Сукупність деякої кількості профілів становлять ціле крило, причому по всьому розмаху крила вони можуть бути різні. А від того, які вони будуть, залежить призначення літака і те, як він літатиме. Наприклад, швидкісний та висотний літак завжди має тонкий профіль крилаз гострою передньою кромкою. Відомі представники цього класу – літаки МІГ-25 та МІГ-31. У той же час більшість пасажирських лайнерів мають профіль з великою відносною товщиною та закругленою передньою кромкою.

Типів профілів досить багато, але форма їх завжди завжди краплевидна. Така собі сильно витягнута горизонтальна крапля. Однак крапля ця зазвичай далека від досконалості, тому що кривизна верхньої та нижньої поверхонь у різних типіврізна, як і товщина самого профілю. Класика – це коли низ близький до площині, а верх опуклий за певним законом. Це так званий несиметричний профіль, але є і симетричні, коли верх та низ мають однакову кривизну.

Кожен зразок математично розраховується згідно із законами королеви авіаційних наук аеродинаміки. А потім продувається в аеродинамічній трубі на різних режимахдля імітації польотних умов та збирання необхідних характеристик.

Еволюція профілю крила. Історичні розробки NASA.

Всіми отриманими даними потім можуть користуватися розробники різної авіаційної техніки (від авіамоделістів до сучасних літаків) для вибору відповідного варіанта. Існують навіть так звані таблиці профілів. А профіль крила, про який ми говоримо, взагалі точніше називається аеродинамічний профіль крилатому що це один з основних термінів, якими оперує аеродинаміка.

Розробка аеродинамічних профілів проводилася практично з початку історії авіації, проводиться вона і зараз.

Робиться це у спеціалізованих установах. Найяскравішим представником таких установ у Росії є ЦАГІ – Центральний аерогидродинамический інститут імені професора Н.Е. Жуковського. А в США – такі функції виконує Дослідницький центр у Ленглі (підрозділ NASA).

Фотографії клікабельні.

Мета роботи

Дослідити обтікання профілю крила не враховуючи його розмаху, тобто. крила нескінченного розмаху. З'ясувати, як змінюється картина обтікання профілю при зміні кута атаки. Дослідження провести для трьох режимів – дозвукового злітно-посадкового, дозвукового крейсерського та надзвукового польотів. Визначити підйомну силу та силу опору, що діють на крило. Побудувати поляру крила.

Коротка теорія

Профіль крила- Перетин крила площиною, паралельної площині симетрії літака (перетин А-А). Іноді під профілем розуміють переріз, перпендикулярний передній або задній кромці крила (переріз Б-Б).

Хорда профілю b - Відрізок, що з'єднує найвіддаленіші точки профілю.

Розмах крила l - Відстань між площинами, паралельними площині симетрії і кінчиками, що стосуються крила.

Центральна (коренева) хордаb 0 – хорда у площині симетрії.

Кінцева хордаb K - хорда в кінцевому перерізі.

Кут стріловидності по передній кромціχ ПК - Кут між дотичної до лінії передньої кромки і площиною, перпендикулярної центральній хорді.

Як було зазначено у попередній роботі, повна аеродинамічна сила Rрозкладається на підйомну силу Yта силу опору X:

Підйомна сила та сила опору визначаються за схожими формулами:

де C Yі З Х– коефіцієнти підйомної сили та сили опору відповідно;

ρ - Щільність повітря;

V– швидкість тіла щодо повітря;

S- Ефективна площа тіла.

У дослідженнях зазвичай мають справу не самотужки Yі Х, а з їх коефіцієнтами C Yі C X .

Розглянемо обтікання повітряним потоком тонкої пластини:

Якщо встановити пластину вздовж потоку (кут атаки дорівнює нулю), обтікання буде симетричним. В цьому випадку потік повітря пластиною не відхиляється і підйомна сила Yдорівнює нулю. Опір Xмінімально, але не нуль. Воно буде створюватися силами тертя молекул повітря поверхню пластини. Повна аеродинамічна сила Rмінімальна та збігається з силою опору X.

Почнемо потроху відхиляти пластину. Через скошування потоку відразу з'являється підйомна сила Y. Опір Xтрохи збільшується через збільшення поперечного перерізу пластини по відношенню до потоку.

У міру поступового збільшення кута атаки та збільшення скосу потоку підйомна сила збільшується. Очевидно, що опір також зростає. Тут слід зазначити, що на малих кутах атаки підйомна сила зростає значно швидше, ніж опір.

У міру збільшення кута атаки повітряному потоку стає все важче обтікати пластину. Підйомна сила хоч і продовжує збільшуватися, але повільніша, ніж раніше. А ось опір зростає все швидше та швидше, поступово обганяючи зростання підйомної сили. В результаті повна аеродинамічна сила Rпочинає відхиляється назад.

І тут раптом картина різко змінюється. Повітряні струмки виявляються не в змозі плавно обтікати верхню поверхню пластини. За пластиною утворюється потужний вихор. Підйомна сила різко знижується, а опір збільшується. Це явище в аеродинаміці називають зрив потоку. "Зірване" крило перестає бути крилом. Воно перестає летіти і починає падати

Покажемо залежність коефіцієнтів підйомної сили З Y та сили опору З Х від кута атаки α на графіках.

Об'єднаємо два графіки в один. По осі абсцис відкладемо значення коефіцієнта опору З Х, а по осі ординат – коефіцієнт підйомної сили З Y .

Крива, що вийшла, називається ПОЛЯРА КРИЛА - основний графік, що характеризує льотні властивості крила. Відкладаючи на осях координат значення коефіцієнтів підйомної сили C Yта опору C X, цей графік показує величину та напрямок дії повної аеродинамічної сили R.

Якщо вважати, що повітряний потік рухається вздовж осі C Xліворуч, а центр тиску (точка докладання повної аеродинамічної сили) знаходиться в центрі координат, то для кожного з розібраних раніше кутів атаки вектор повної аеродинамічної сили буде йти з початку координат в точку поляри, що відповідає заданому куту атаки. На полярі можна легко відзначити три характерні точки та відповідні їм кути атаки: критичний, економічний та найвигідніший.

Критичний кут атаки- Це кут атаки, при перевищенні якого відбувається зрив потоку. При цьому З Yмаксимально і ЛА може утримуватись у повітрі на мінімально можливій швидкості. Це корисно під час заходу на посадку. Дивись точку (3) на малюнках.

Економічний кут атаки– це кут атаки, у якому аеродинамічний опір крила мінімально. Якщо встановити крило на економічний кут атаки, воно зможе рухатися з максимальною швидкістю.

Найвигідніший кут атаки– це кут атаки, на якому відношення коефіцієнтів підйомної сили та опору C Y /C Xмаксимально. В цьому випадку кут відхилення аеродинамічної сили від напрямку руху повітряного потоку є максимальним. При встановленні крила на найвигідніший кут атаки воно полетить далі.

Аеродинамічна якість крила– це відношення коефіцієнтів C Y /C Xпри установці крила на найвигідніший кут атаки.

Порядок виконання роботи

Підбір профілю крила:

Велика бібліотека авіаційних профілів знаходиться на сайті Іллінойського університету: http://aerospace.illinois.edu/m-selig/ads/coord_database.html

Тут зібрано базу приблизно з 1600 різноманітних профілів крила. Для кожного профілю є його малюнок (у форматі *.gif) та таблиця координат верхньої та нижньої частини профілю (у форматі *.dat). База знаходиться у вільному доступі, постійно оновлюється. Крім того, на цьому сайті є посилання на інші бібліотеки профілів.

Вибираємо будь-який профіль та завантажуємо *.dat файл до себе на комп'ютер.

Редагування файлу *.dat з координатами профілю:

Перед тим, як імпортувати файл з координатами профілю до SW, його необхідно підкоригувати в Microsoft Excel. Але якщо відкрити цей файл в Excel, то всі координати виявляться в одному стовпці.

А нам необхідно, щоб координати Xі Yпрофілю були у різних стовпцях.

Тому ми спочатку запускаємо Excel, а потім відкриваємо із нього наш *.dat файл. У списку вказуємо «Всі файли». У майстрі текстів формат даних вказуємо – із символом-розділювачем «Пробіл».

Тепер Xі Yкоординати кожна у своєму стовпці:

Тепер видаляємо рядок 1 з текстом, рядок 2 із сторонніми даними та порожній рядок 3. Далі переглядаємо всі координати і також видаляємо порожні рядки, якщо вони є.

Ще додаємо третій стовпець для координати Z. У цьому стовпці всі осередки заповнюємо нулями.

І зміщуємо всю таблицю вліво.

Відредагований файл *.dat повинен виглядати приблизно так:

Зберігаємо цей файл як текстовий файл(З роздільниками табуляції).

Створення профілю у SW:

У SW створюємо нову деталь.

Запускаємо команду "Крива через точки XYZ" на вкладці "Елементи".

Відкриється вікно:

Натискаємо ОК та вставляємо в документ криву профілю крила.

Якщо видається попередження, що крива самоперетинається (це можливо для деяких профілів), то потрібно вручну Excel відредагувати файл, щоб усунути самоперетин.

Тепер цю криву потрібно перетворити на ескіз. Для цього створюємо на передній площині ескіз:

Запускаємо команду "Перетворення об'єктів" на вкладці "Ескіз" і як елемент для перетворення вказуємо нашу криву профілю.

Оскільки вихідна крива дуже маленького розміру (хорда профілю всього 1 мм!), то за допомогою команди «Масштабувати об'єкти» збільшуємо профіль у тисячу разів, щоб значення аеродинамічних сил більш-менш відповідали реальним.

Закриваємо ескіз та за допомогою команди «Витягнута бобишка/основа» видавлюємо ескіз у твердотільну модель завдовжки 1000 мм. Видавлювати можна насправді на будь-яку довжину, все одно ми вирішуватимемо завдання двовимірного обтікання.

Обдування профілю в модулі Flow Simulation:

На необхідно виконати обдування отриманого профілю в трьох швидкісних режимах: дозвуковому злітно-посадковому (50 м/с), дозвуковому крейсерському (250 м/с) і надзвуковому (500 м/с) при різних кутах атаки: -5°, 0°, 10 °, 20 °, 30 °, 40 °.

При цьому необхідно побудувати картини у перерізі для кожного випадку та визначити підйомну силу та силу опору, що діють на профіль.

Таким чином, необхідно 18 разів виконати розрахунок у Flow Simulation та заповнити таку таблицю:

Повертання крила у SW виконується за допомогою команди «Перемістити/копіювати тіла» .

Загальні параметрипроекту такі: тип завдання (зовнішня без урахування замкнутих порожнин), тип текучого середовища (повітря, ламінарна та турбулентна течія, великі числаМаха для надзвукового режиму), швидкість у напрямку осі Х V Х= 50, 250 та 500 м/с. Інші параметри залишаємо за замовчуванням.

У властивостях розрахункової області вказуємо тип завдання – 2D моделювання.

Вказуємо мета розрахунку- Поверхнева, ставимо мітки для середніх швидкостей по Xі Y, а також для сил по Xі Y.

На закінчення, будуються 6 графіків - залежності підйомної сили Yта сили опору Xвід кута атаки α , а також 3 поляри крила.

Контрольні питання

Що таке профіль крила?

Що таке кут атаки?

Що таке розмах крила?

Чим обтікання крила кінцевого розмаху відрізняється від обтікання крила з нескінченним розмахом?

Що таке хорда крила?

Які бувають хорди у крила?

Як визначити підйомну силу та силу опору (формули)?

Як виглядають графіки залежності C Yі C Xвід кута атаки α ?

Що таке поляра крила?

Які характерні точки є на полярі?

Що таке аеродинамічна якість крила?