Основные геометрические и аэродинамические характеристики крыла конечного размаха. Профиль крыла. Что это? Симметричный профиль крыла

В начале 60х Ричард Кляйн решил сделать бумажный самолетик , способный выдерживать довольно сильный ветер , высоко подниматься и хорошо планировать . После долгих экспериментов он достиг поставленной цели . Однажды Ричард показал полет своего самолетика Флойду Фогельману . Оценив полет , два друга решили запатентовать свое изобретение - «ступенчатый профиль » крыла . В одном из полетов на поле , где в свое время совершили свой полет братья Райт , самолетик пролетел 122 метра .

Аэродинамические профили Кляйна-Фогельмана модифицированные КФм (в англоязычной литературе KFm ) представляют собой целое семейство профилей , объединенных наличием «ступеньки », или нескольких . Каждый из профилей имеет свои особенности и оптимальную область применения .

На настоящий момент имеется 8 профилей КФм. Рассмотрим эти профили

	КФм-1 Толщина профиля 7-9%. Ступенька на 40% хорды . Низкая скорость сваливания , очень стабильный полет , неплохая подъемная сила , простота изготовления . Хороший профиль для большинства моделей , хотя немного уступает КФм-2
	КФм-2 Толщина 7-9%. Ступенька на 50%. Более высокая подъемная сила , низкая скорость сваливания , стабильный центр давления . Очень прост в изготовлении , отлично подходит для большинства малых и среднеразмерных пенолетов (до 1,2-1,5м ).
	КФм-3 Толщина 9-12%. Ступеньки на 50% и 75% хорды . Более сложен в изготовлении , но обладает высокими летными характеристиками - высокой подъемной силой , низкой скоростью сваливания и механической прочностью . Отличный профиль для тяжелых моделей и планеров.
	КФм-4 Толщина 6-9%. Ступеньки на 50% хорды . Простой в изготовлении , быстрый и маневренный профиль обладает более высокой скоростью сваливания по сравнению с другими профилями КФм. Отличный выбор для пилотажных моделей . Очень практичен на летающих крыльях - позволяет летать на них медленно.
	КФм-5 Ступенька на 40-50% хорды . Добавление ступеньки на выпукло-вогнутых профилях повышает подъемную силу и в тоже время повышает жесткость крыла . Применим на верхнепланах.
	КФм-6 Толщина 9-12%. Ступеньки на 25% и 50%. Прост в изготовлении . Обладает хорошими летными характеристиками на низких скоростях, в тоже время быстр и маневренен. Невысокая скорость сваливания . Отлично подходит для летающих крыльев любых размеров. Хорош для «вторых» моделей , после тренера.
	КФм-7, КФм-8 Эти профили находятся в стадии разработки. Стоит поэкспериментировать с бОльшим количеством ступеней.

В то время как большинство «обычных» профилей делаются более толстыми при необходимости увеличить подъемную силу, или более тонкими для уменьшения лобового сопротивления, профили КФм позволяют одновременно улучшить обе эти характеристики.

Так каким же образом это происходит?!

Непосредственно за ступенькой образуется устойчивый вихрь, который как бы становится частью профиля . Поток воздуха, обтекая этот комбинированный (частично жесткий, частично «воздушный») профиль , создает подъемную силу. А так как на части профиля (на участке вихря) поток воздуха трется о воздух, то лобовое сопротивление крыла с профилем КФм получается заметно ниже сопротивления аналогичного крыла с «обычным» профилем. Таким образом, аэродинамическое качество крыла с профилем КФм выше. Более того, наличие вихря препятствует срыву потока, тем самым увеличивая критический угол атаки.

Чем же профили Кляйна-Фогельмана могут быть интересны авиамоделистам?

Во-первых, эффективность профилей КФм проявляется на малых числах Рейнольдса (т.е. малых скоростях и размерах), характерных для малых авиамоделей. Во-вторых, изготовление профилей КФм довольно просто, особенно при строительстве из листовых материалов (например, потолочной плитки). Более того, в большинстве случаев, применение КФм повышает жесткость крыла .

Конечно, все это выглядит очень заманчиво, но моделист «не поверит, пока не проверит». Моделисты провели серию экспериментов для оценки характеристик профилей КФм. В частности, Рич Томсон (RICH THOMPSON) провел сравнение(обсуждение на rcgroups.com) крыла на одном самолете. При этом были проведены полеты на следующих крыльях (обратите внимание, как создан профиль ):

Плоское крыло	Симметричный двуяковыпуклый профиль	Плоско-выпуклый профиль Clark
КФм-1	КФм-2	КФм-3
КФм-4 (но ступеньки на 40% хорды )

Полетные качества модели были оценены по пятибалльной системе, результаты приведены в таблице:

Показатель	Плоское	Двояко выпуклое	Плоско-выпуклое	КФМ-1	КФМ-2	КФМ-3	КФМ-4
Максимальная скорость полета					3
Обратный полет					5
Срывные характеристики					5
Чувствительность по рулю высоты					5
Медленный полет					4
Чувствительность по элеронам					3
Плавность полета					4
Полет на больших углах атаки					5
Планирование					2
Курсовая устойчивость					4
ОБЩИЙ БАЛЛ					40

Победителем среди оцененных профилей явился профиль КФм-2 (ступенька на 50% хорды на верхней стороне).

Учитывая все вышесказанное, крыло с данным профилем стоит опробовать в своей новой модели. Качество его не вызывает сомнений, а простота изготовления (из потолочной плитки и подобных материалов) играет важную роль при самостоятельном изготовлении авиамодели.

Не упустите возможность, создайте новую модель с участием профиля-победителя, качество его превосходно, а стоимость материала не «ударит по карману» - и мир в семье и любимое занятие не пострадает!

Акбар Авлияев (akbaraka)

Они определяются формой профиля, формой в плане и видом крыла спереди.

Профилем крыла называется форма (контур) сечения крыла, получаемая от пересечения крыла плоскостью, параллельной плоскости симметрии самолета. На рис.3.2 показаны формы профилей крыла.

Рис. 3.2 Формы профилей крыла

1 - симметричный; 2 - не симметричный; 3 - плосковыпуклый; 4 - двояковыпуклый; 5 - S-образный;6 -ламиниризированный; 7 - чечевицеобразный; 8 - ромбовидный; 9 - D видный

Крылья первых самолетов представляли собой тонкие изогнутые пластины.

В 1910 – 1912 гг. Н.Е. Жуковским был теоретически разработан вогнутый профиль крыла 4, обладающий большой несущей способностью.

В дальнейшем перешли к плосковыпуклым и двояковыпуклым профилям 2,3.

S-образные профили 5 обладают лучшими характеристиками устойчивости. Ламинаризированные профили 6 обладают пониженным сопротивлением при полетах на максимальной скорости.

Для сверхзвуковых самолетов были разработаны чечевицеобразные профили крыла 7, образованные пересечением дуг окружностей.

Для гиперзвуковых полетов применяются ромбовидные и клиновидные профили 8,9 , предложенные К.Э. Циолковским.

Основными характеристиками профиля крыла являются (Рис.3.3):

Относительная толщина;

Относительная кривизна;

Координата максимальной толщины.

Рис. 3.3 Геометрические характеристики профиля

Хордой b называется отрезок, соединяющий точку ребра атаки и точку ребра обтекания концевые точки профиля.

Относительная толщина – это отношение максимальной толщины профиля к его хорде , измеряемое в процентах от длины хорды:

.

Здесь: c max - максимальная толщина. Это расстояние между верхним и нижним скатами профиля

Относительная толщина профилей крыльев современных дозвуковых самолетов лежит в пределах 10 – 15%, а сверхзвуковых – в пределах 2,5 – 5%. Чем тоньше профиль, тем меньше сопротивление крыла. Но при таком профиле несущие свойства и прочностные характеристики крыла ухудшаются.

Координата максимальной толщины профиля . Измеряется в процентах от хорды, считая от носка хорды:

,

Для дозвуковых профилей равна 25 – 30%, для сверхзвуковых равна 50%. Эта координата показывает, где расположена точка перехода ламинарного течения пограничного слоя в турбулентный.

Относительная кривизна (вогнутость) профиля – это отношение стрелки прогиба средней линии профиля к его хорде, измеряемое в процентах:

.

Здесь: f max – максимальная кривизна (стрелка прогиба).

Стрелкой прогиба называется максимальное отклонение средней линии профиля от его хорды.

Средняя линия профиля – это линия, проходящая через середины отрезков, соединяющих точки с одинаковой координатой на верхнем и нижнем обводах профиля.

Относительная кривизна профилей крыльев современных самолетов колеблется в пределах от 0% до 2%.

Относительная толщина и относительная кривизна профилей крыла являются важными характеристиками, влияющими на подъемную силу крыла

Исходя из требований аэродинамики и из конструктивных соображений крыло набирают из профилей с разной относительной толщиной. В корневых сечениях крыла из соображений прочности ставят более толстые профили, а на концах крыла – более тонкие.

Для получения нужных характеристик устойчивости кривизну профилей увеличивают от корня к концам крыла. Такие крылья называются аэродинамически закрученными .

Хорды профилей, составляющих крыло, могут иметь разные углы по отношению к оси фюзеляжа, которые у корня крыла больше, а на конце – меньше. Такие крылья называются геометрически закрученными . Угол, образованный так называемой средней аэродинамической хордой крыла (САХ ) с осью фюзеляжа, называется углом установки крыла (Рис.3.3-1).

Рис.3.3-1 Угол установки крыла

Величина угла установки выбирается из условий наименьшего лобового сопротивления самолета при полете с максимальной скоростью и составляет примерно 0 – 3°.

Форма крыла в плане

Крыло в плане – это проекция крыла на горизонтальную плоскость.

Крылья современных самолетов по форме в плане могут быть.

Само понятие профиль, я думаю, ясно каждому. Помните, «фото в профиль и анфас»…

профиль крыла в потоке

По простому говоря, это поперечное сечение крыла (не крыльев, а именно крыла, об этом мы с вами договорились ).

Однако по простому, да не совсем, потому что профиль крыла – это, говоря официальным языком, одна из основных составляющих, формирующих летательный аппарат и самолет в частности, так как крыло все же его неотъемлемая часть. Совокупность некоторого количества профилей составляют целое крыло, причем по всему размаху крыла они могут быть разные. А от того, какие они будут, зависит назначение самолета и то, как он будет летать. Например, скоростной и высотный самолет всегда имеет тонкий профиль крыла с острой передней кромкой. Известные предствители этого класса – самолеты МИГ-25 и МИГ-31. В то же время большинство пассажирских лайнеров имеют профиль с большой относительной толщиной и закругленной передней кромкой.

Типов профилей достаточно много, но форма их принципиально всегда каплевидна. Этакая сильно вытянутая горизонтальная капля. Однако капля эта обычно далека от совершенства, потому что кривизна верхней и нижней поверхностей у разных типов разная, как впрочем и толщина самого профиля. Классика – это когда низ близок к плоскости, а верх выпуклый по определенному закону. Это так называемый несимметричный профиль, но есть и симметричные, когда верх и низ имеют одинаковую кривизну.

Каждый образец математически рассчитывается согласно законам королевы авиационных наук аэродинамики. А потом продувается в аэродинамической трубе на различных режимах для иммитации полетных условий и сбора необходимых характеристик.

Эволюция профиля крыла. Исторические разработки NASA.

Всеми полученными данными потом могут пользоваться разработчики различной авиационной техники (от авиа моделистов до современных самолетов) для выбора подходящего варианта. Существуют даже так называемые таблицы профилей. А профиль крыла, о котором мы говорим, вообще-то более точно называется аэродинамический профиль крыла , потому что это один из основных терминов, которыми оперирует аэродинамика.

Разработка аэродинамических профилей проводилась практически с начала истории авиации, проводится она и сейчас.

Делается это в специализированных учреждениях. Ярчайшим представителем такого рода учреждений в России является ЦАГИ – Центральный аэрогидродинамический институт имени профессора Н.Е. Жуковского. А в США – такие функции выполняет Исследовательский центр в Лэнгли (подразделение NASA).

Фотографии кликабельны.

Цель работы

Исследовать обтекание профиля крыла без учета его размаха, т.е. крыла бесконечного размаха. Выяснить, как меняется картина обтекания профиля при изменении угла атаки. Исследование провести для трех режимов – дозвукового взлетно-посадочного, дозвукового крейсерского и сверхзвукового полетов. Определить подъемную силу и силу сопротивления, действующие на крыло. Построить поляру крыла.

КраТкая теория

Профиль крыла – сечение крыла плоскостью, параллельной плоскости симметрии самолета (сечение А-А). Иногда под профилем понимают сечение, перпендикулярное передней или задней кромке крыла (сечение Б-Б).

Хорда профиля b – отрезок, соединяющий наиболее удаленные точки профиля.

Размах крыла l – расстояние между плоскостями, параллельными плоскости симметрии и касающимися концов крыла.

Центральная (корневая) хорда b 0 – хорда в плоскости симметрии.

Концевая хорда b K – хорда в концевом сечении.

Угол стреловидности по передней кромке χ ПК – угол между касательной к линии передней кромки и плоскостью, перпендикулярной центральной хорде.

Как было указано в предыдущей работе, полная аэродинамическая сила R раскладывается на подъемную силу Y и силу сопротивления X :

Подъемная сила и сила сопротивления определяются по похожим формулам:

где C Y и С Х – коэффициенты подъемной силы и силы сопротивления соответственно;

ρ – плотность воздуха;

V – скорость тела относительно воздуха;

S – эффективная площадь тела.

В исследованиях обычно имеют дело не самими силами Y и Х , а с их коэффициентами C Y и C X .

Рассмотрим обтекание воздушным потоком тонкой пластины:

Если установить пластину вдоль потока (угол атаки равен нулю), то обтекание будет симметричным. В этом случае поток воздуха пластиной не отклоняется и подъемная сила Y равна нулю. Сопротивление X минимально, но не нуль. Оно будет создаваться силами трения молекул воздуха о поверхность пластины. Полная аэродинамическая сила R минимальна и совпадает с силой сопротивления X .

Начнем понемногу отклонять пластину. Из-за скашивания потока сразу же появляется подъемная сила Y . Сопротивление X немного увеличивается из-за увеличения поперечного сечения пластины по отношению к потоку.

По мере постепенного увеличения угла атаки и увеличения скоса потока подъемная сила увеличивается. Очевидно, что сопротивление тоже растет. Здесь необходимо отметить, что на малых углах атаки подъемная сила растет значительно быстрее, чем сопротивление .

По мере увеличения угла атаки воздушному потоку становится все труднее обтекать пластину. Подъемная сила хотя и продолжает увеличиваться, но медленнее, чем раньше. А вот сопротивление растет все быстрее и быстрее, постепенно обгоняя рост подъемной силы. В результате полная аэродинамическая сила R начинает отклоняется назад.

И тут вдруг картина резко меняется. Воздушные струйки оказываются не в состоянии плавно обтекать верхнюю поверхность пластины. За пластиной образуется мощный вихрь. Подъемная сила резко падает, а сопротивление увеличивается. Это явление в аэродинамике называют СРЫВ ПОТОКА. «Сорванное» крыло перестает быть крылом. Оно перестает лететь и начинает падать

Покажем зависимость коэффициентов подъемной силы С Y и силы сопротивления С Х от угла атаки α на графиках.

Объединим получившиеся два графика в один. По оси абсцисс отложим значения коэффициента сопротивления С Х , а по оси ординат – коэффициент подъемной силы С Y .

Получившаяся кривая называется ПОЛЯРА КРЫЛА – основной график, характеризующий летные свойства крыла. Откладывая на осях координат значения коэффициентов подъемной силы C Y и сопротивления C X , этот график показывает величину и направление действия полной аэродинамической силы R .

Если считать, что воздушный поток движется вдоль оси C X слева направо, а центр давления (точка приложения полной аэродинамической силы) находится в центре координат, то для каждого из разобранных ранее углов атаки вектор полной аэродинамической силы будет идти из начала координат в точку поляры, соответствующую заданному углу атаки. На поляре можно легко отметить три характерные точки и соответствующие им углы атаки: критический, экономический и наивыгоднейший.

Критический угол атаки – это угол атаки, при превышении которого происходит срыв потока. При этом С Y максимально и ЛА может удерживаться в воздухе на минимально возможной скорости. Это полезно при заходе на посадку. Смотри точку (3) на рисунках.

Экономический угол атаки – это угол атаки, на котором аэродинамическое сопротивление крыла минимально. Если установить крыло на экономический угол атаки, то оно сможет двигаться с максимальной скоростью.

Наивыгоднейший угол атаки – это угол атаки, на котором отношение коэффициентов подъемной силы и сопротивления C Y /C X максимально. В этом случае угол отклонения аэродинамической силы от направления движения воздушного потока максимален. При установке крыла на наивыгоднейший угол атаки оно полетит дальше всего.

Аэродинамическое качество крыла – это отношение коэффициентов C Y /C X при установке крыла на наивыгоднейший угол атаки.

Порядок выполнения работы

Подбор профиля крыла:

Обширная библиотека авиационных профилей находится на сайте Иллинойского университета: http://aerospace.illinois.edu/m-selig/ads/coord_database.html

Здесь собрано база из примерно 1600 разнообразных профилей крыла. Для каждого профиля имеется его рисунок (в формате *.gif) и таблица координат верхней и нижней части профиля (в формате *.dat). База находится в свободном доступе, постоянно обновляется. Кроме того, на этом сайте имеются ссылки на другие библиотеки профилей.

Выбираем любой профиль и скачиваем *.dat файл к себе на компьютер.

Редактирование *.dat файла с координатами профиля:

Перед тем, как импортировать файл с координатами профиля в SW, его необходимо подкорректировать в Microsoft Excel. Но если напрямую открыть этот файл в Excel, то все координаты окажутся в одном столбце.

Нам же необходимо, чтобы координаты X и Y профиля были в разных столбцах.

Поэтому мы сначала запускаем Excel, а затем открываем из него наш *.dat файл. В выпадающем списке указываем «Все файлы». В мастере текстов формат данных указываем – с символом-разделителем «Пробел».

Теперь X и Y координаты каждая в своем столбце:

Теперь удаляем строку 1 с текстом, строку 2 с посторонними данными и пустую строку 3. Далее просматриваем все координаты и тоже удаляем пустые строки, если они имеются.

Еще добавляем третий столбец для координаты Z . В этом столбце все ячейки заполняем нулями.

И смещаем всю таблицу влево.

Отредактированный *.dat файл должен выглядеть примерно так:

Сохраняем этот файл, как текстовый файл (с разделителями табуляции).

Создание профиля в SW:

В SW создаем новую деталь.

Запускаем команду «Кривая через точки XYZ» на вкладке «Элементы».

Откроется окно:

Нажимаем ОК и вставляем в документ кривую профиля крыла.

Если выдается предупреждение, что кривая самопересекается (это возможно для некоторых профилей), то нужно вручную в Excel отредактировать файл, чтобы устранить самопересечение.

Теперь эту кривую нужно преобразовать в эскиз. Для этого создаем на передней плоскости эскиз:

Запускаем команду «Преобразование объектов» на вкладке «Эскиз» и в качестве элемента для преобразования указываем нашу кривую профиля.

Поскольку исходная кривая очень маленького размера (хорда профиля всего 1 мм!), то с помощью команды «Масштабировать объекты» увеличиваем профиль в тысячу раз, чтобы значения аэродинамических сил более-менее соответствовали реальным.

Закрываем эскиз и с помощью команды «Вытянутая бобышка/основание» выдавливаем эскиз в твердотельную модель длиной 1000 мм. Выдавливать можно на самом деле на любую длину, все равно мы будем решать задачу двумерного обтекания.

Обдувка профиля в модуле Flow Simulation:

На необходимо выполнить обдувку полученного профиля в трех скоростных режимах: дозвуковом взлетно-посадочном (50 м/с), дозвуковом крейсерском (250 м/с) и сверхзвуковом (500 м/с) при разных углах атаки: –5°, 0°, 10°, 20°, 30°, 40°.

При этом необходимо построить картины в сечении для каждого случая и определить подъемную силу и силу сопротивления, действующие на профиль.

Таким образом, необходимо 18 раз выполнить расчет во Flow Simulation и заполнить такую таблицу:

Скоростной режим		Углы атаки, град
Дозвуковой взлетно-посадочный,
Дозвуковой крейсерский,
Сверхзвуковой,

Вращение крыла в SW выполняется с помощью команды «Переместить/копировать тела» .

Общие параметры проекта такие: тип задачи (внешняя без учета замкнутых полостей), тип текучей среды (воздух, ламинарное и турбулентное течение, большие числа Маха для сверхзвукового режима), скорость в направлении оси Х V Х = 50, 250 и 500 м/с. Остальные параметры оставляем по умолчанию.

В свойствах расчетной области указываем тип задачи – 2D моделирование .

Указываем цель расчета – поверхностная, ставим метки для средних скоростей по X и Y , а также для сил по X и Y .

В заключение, строятся 6 графиков – зависимости подъемной силы Y и силы сопротивления X от угла атаки α , а также 3 поляры крыла.

Контрольные вопросы

Что такое профиль крыла?

Что такое угол атаки?

Что такое размах крыла?

Чем обтекание крыла конечного размаха отличается от обтекания крыла с бесконечным размахом?

Что такое хорда крыла?

Какие бывают хорды у крыла?

Как определить подъемную силу и силу сопротивления (формулы)?

Как выглядят графики зависимости C Y и C X от угла атаки α ?

Что такое поляра крыла?

Какие характерные точки есть на поляре?

Что такое аэродинамическое качество крыла?

Одним из важных этапов строительства авиамодели является расчет и проектирование крыльев. Для того, чтобы правильно спроектировать крыло, необходимо учесть несколько моментов: правильно выбрать корневой и концевой профили, правильно их выбрать исходя из нагрузок, которые они обеспечивают, а также правильно спроектировать промежуточные аэродинамические профиля.

С чего начинается конструирование крыльев

В начале конструирования на кальке был сделан предварительный эскиз самолёта в натуральную величину. В ходе этого этапа я определился с масштабом модели и с размахом крыльев.

Определение размаха

Когда предварительный размах крыла был утвержден, наступило время для определения веса. Эта часть расчета имела особое значение. Первоначальный план включал в себя размах крыльев в 115 см, однако, предварительный расчет показал, что нагрузка на крыльях будет слишком высокой. Поэтому я масштабировал модель до размаха в 147 см без учета законцовок крыльев. Такая конструкция оказалась более подходящей с технической точки зрения. После расчета мне осталось сделать весовую таблицу со значениями весов. В свою таблицу я также добавил усредненные значения веса обшивок, например, вес бальзовой обшивки самолёта был определен мной, как произведение площади крыла на два (для низа и верха крыла) на вес квадратного метра бальзы. Тоже самое было сделано для хвостового оперения и рулей высоты. Вес фюзеляжа был получен путем умножения площади боковой стороны, а также верха фюзеляжа на два и на плотность квадратного метра бальзы.

В результате я получил следующие данные:

• Липа, 24 унции на кубический дюйм
• Бальза 1/32’’, 42 унции на квадратный дюйм
• Бальза 1/16’’, 85 унций на квадратный дюйм

Устойчивость

После определения веса были рассчитаны параметры устойчивости для того, чтобы убедиться, что самолёт будет устойчивым и все детали будут адекватного размера.

Для устойчивого полёта необходимо было обеспечить несколько условий:

1. Первый критерий — значение средней аэродинамической хорды (САХ). Его можно найти геометрическим путем, если добавить к корневой хорде с двух сторон концевую, а к концевой хорде с двух сторон корневую, а потом соединить крайние точки вместе. В точке пересечения и будет находится центр САХ.
2. Значение аэродинамического фокуса крыла составляет 0,25 от значения САХ.
3. Этот центр необходимо найти как для крыльев, так и для рулей высоты.
4. Далее определяется нейтральная точка самолёта: она показывает центр тяжести самолета, а также вычисляется вместе с центром давления (центром подъемной силы).
5. Далее определяется статическая граница. Этот критерий оценивает устойчивость самолёта: чем он выше, тем больше устойчивость. Однако, чем более устойчивее самолёт, тем он более маневренный и менее управляемый. С другой стороны на слишком неустойчивом самолёте тоже нельзя летать. Среднее значение этого параметра — от 5 до 15%
6. Также рассчитываются коэффициенты оперения. Эти коэффициенты используются для сравнения эффективности аэродинамики руля высоты через соотношение размеров и расстояния до крыла.
7. Коэффициент вертикального оперения обычно находится между 0,35 и 0,8
8. Коэффициент горизонтального оперения обычно между 0,02 и 0,05

Выбор правильного аэродинамического профиля

Выбор правильного профиля определяет правильное поведение самолёта в воздухе. Ниже я привожу ссылку на простой и доступный инструмент для проверки аэродинамических профилей. В качестве основы для выбора профилей я выбрал концепцию, согласно которой длина хорды на законцовке крыла равна половине длины хорды в корневой части. Наилучшее решение того, чтобы не допустить срыв потока на крыле, которое я нашел, заключалось в резком сужении крыла на законцовке без возможности сохранения управления самолётом до набора достаточной скорости. Я добился этого с помощью разворота крыла вниз на конце и через тщательный подбор корневых и концевых профилей.

В корне я выбрал аэродинамический профиль S8036 с толщиной крыла в 16% от длины хорды. Такая толщина позволила заложить лонжерон достаточной прочности, а также выдвижные шасси внутри крыла. Для концевой части был выбран профиль – S8037, который также имеет толщину в 16% от толщины хорды. Такое крыло будет уходить в срыв при большом коэффициенте подъёмной силы, а также при большем угле атаки, чем S8036 при том же числе Рейнольдса (этот термин служит для сравнения профилей разного размера: чем больше число Рейнольдса, тем больше хорда). Это значит, что при том же числе Рейнольдса в корневой части крыла срыв произойдет быстрее, чем на законцовке, но контроль за управлением сохранится. Однако, даже если длина хорды корня в два раза больше длины хорды законцовки, она имеет число Рейнольдса в два раза большее, а увеличение числа приведет к задерживанию сваливания. Именно поэтому, я развернул законцовку крыла вниз, так что оно перейдет в сваливание только после корневой части.

Ресурс для определения аэродинамических профилей: airfoiltools.com

Теория по основам конструирования крыльев

Конструкция крыла должна обеспечивать достаточную подъёмную силу для веса самолёта и дополнительных нагрузок, связанных с маневрированием. В основном это достигается с помощью использования центрального лонжерона, который имеет два пояса, верхний и нижний, каркаса, а также тонкой обшивки. Несмотря на то, что каркас крыла тонкий он обеспечивает крылья достаточной прочностью на изгиб. Также в конструкцию часто входят дополнительные лонжероны для уменьшения лобового сопротивления в передней части задней кромки. Они способны воспринимать как изгибающие нагрузки, так и увеличивать жесткость при кручении. Наконец передняя кромка может быть отодвинута назад за лонжерон для получения закрытого поперечного каркаса, который называется D-образным и служит для восприятия крутильных нагрузок. На рисунке наиболее часто встречающиеся профиля.

1. Верхнее крыло имеет лонжерон двутаврового сечения, у которого каркас располагается в центре, а также переднюю кромку с обшивкой, которая называется D – трубкой. D – трубка позволяет увеличить жесткость при кручении, и может быть добавлена к любым другим конструкциям лонжеронов, а также может быть расширена до задней кромки для создания полностью обшитого крыла. У данного крыла задний лонжерон просто является вертикальной опорой. Также имеется простая плоскость управления, проще говоря, закрылок, подвешенный шарнирно вверху. Такую конструкцию легко воспроизвести.
2. Второе крыло имеет C – образный лонжерон, который имеет усиленный основной лонжерон, лучше приспособленный для восприятия лобовых нагрузок. Крыло снабжено центральным шарниром, который уменьшает щель, а также лобовое сопротивление по сравнению с верхним шарниром.
3. У третьего профиля лонжерон в виде трубы, такие обычно делаются из пластиковых трубок, их удобно изготовлять, но если трубки непрямые или скрученные, то скрутить крыло может стать проблемой. Частично проблему можно решить, используя дополнительно D – образную трубку. Кроме того, лонжерон сделан из С – образного профиля, что значительно увеличивает жесткость крыла. Петля представляет собой округленный профиль с точкой разворота в центре закругленной передней кромки для уменьшения петельной щели и для ровных краев.
4. Четвертый профиль имеет полностью коробчатый лонжерон с каркасом как спереди, так и сзади. Зазор имеет ту же особенность, что и предыдущий профиль, и ту же самую плоскость управления. Но у него есть обтекатели сверху и снизу для скрытия щели.

Все эти конструкции крыльев являются типовыми для лонжеронов и для создания крепежных петель у радиоуправляемых самолётов. Эти конструкции без исключения являются единственным способом технической реализации закрылков и элеронов, а другие различные решения можно подогнать к ним же.

C – образный или коробчатый лонжерон?

Для своего самолёта я выбрал деревянный C – образный профиль лонжерона с прочной передней кромкой и простым вертикальным лонжероном. Полностью крыло обшито бальзой для создания жесткости при кручении и для эстетики.

Дерево было выбрано взамен пластиковой трубки поскольку самолёт спроектирован с 2 градусным внутренним углом, а соединение в виде пластиковой трубки в центре крыла не сможет долго сопротивляться изгибающим нагрузкам. C – образный профиль лонжерона является также более благоприятным по сравнению с двутавровым профилем, поскольку в лонжероне должен быть сделан слот на всю его длину для установки в решетку. Эта добавленная сложность не за счет заметного увеличения прочности и соотношения веса лонжерона. Коробчатый лонжерон также был отвергнут, поскольку он сильно увеличивает вес, однако, его не так сложно построить, а по прочности он один из лучших. Простой вертикальный лонжерон, совмещенный с петлевым обтекателем, вот таким был выбор конструкции крыла, когда остальная часть крыла обшита и достаточно прочна без каких либо дополнительных опор.

• Лонжерон. Лонжерон крыла спроектирован для восприятия изгибающей нагрузки от подъёмной силы крыла. Он не предназначен для восприятия скручивающей силы, созданной аэродинамическими силами крыла, а нагрузка ложится на обшивку крыла. Это распределение нагрузки подходит для легкой и очень эффективной нагрузки, поскольку каждая деталь занимает именно своё место.
• Полки лонжеронов крыла выполнены из броска липы размерами ¼ x ½ x 24’’. Липа была выбрана в качестве материала, поскольку хорошо обрабатывается и имеет хорошую прочность для своего веса. Кроме того, подкупает простота приобретения брусков подходящего размера в специализированных магазинах, поскольку у меня не было под рукой деревообрабатывающего станка для распиловки досок.
• Каркас крыла сделан из липового листа, толщиной 1/32”, который крепится к полкам лонжеронам сверху и снизу. Подобный каркас является необходимостью поскольку он кардинально улучшает жесткость и прочность крыльев даже при очень малом весе.
• Задняя кромка крыла/задний лонжерон выполнен из бальзового листа толщиной 1/16”, что помогает добавить жесткость при кручении, а также унифицировать нервюры крыла и крепить плоскости управления к задней части нервюр.

Проектирование нервюр с помощью AutoСAD

Оказывается, изготовление нервюр для трапециевидного крыла может стать вдохновляющим занятием. Есть несколько методов: первый метод основан на вырезании профиля крыла по трафарету сначала для корневой части, а потом для законцовки крыла. Он заключается в сочленении обоих профилей вместе с помощью болтов и вычерчивании по ним всех остальных. Этот метод особенно хорош для изготовления прямых крыльев. Основное ограничения метода – он подходит только для крыльев с незначительным сужением. Проблемы возникают из-за резкого роста угла между профилями при значительной разнице между хордой законцовки и хордой корня крыла. В этом случае во время сборки могут сложности из-за большого отхода дерева, острых углов и краёв нервюр, которые надо будет удалить. Поэтому я воспользовался своим методом: сделал свои собственные шаблоны для каждой нервюры, а затем обработал их так, чтобы получить идеальную форму крыла. Задача оказалась сложнее, чем я ожидал, поскольку шаблон корневой части отличался от законцовки кардинально, а все профиля между ними были комбинацией двух предыдущих, вместе с кручением и растяжением. В качестве программы проектирования я использовал Autodesk AutoCAD 2012 Student Addition, поскольку съел на этом собаку при моделировании RC моделей самолётов в прошлом. Проектирование нервюр происходит в несколько этапов.

Всё начинается с импорта данных. Самый быстрый способ для импорта аэродинамического профиля (профили можно найти в базах данных UIUC аэродинамических профилей) в AutoCAD, который я нашел, заключается в создании табличного файла в формате excel в виде таблицы с колонками координат точек профиля x и y. Единственное, что следует перепроверить — соответствуют ли первая и последняя точка друг другу: получается ли у вас замкнутый контур. Затем скопировать полученное назад в txt файл и сохранить его. После того, как это проделано, следует вернуться назад и выделить всю информацию на предмет, если вы случайно вставили заголовки. Затем в AutoCAD запускается команда «spline» и «paste» для обозначения первой точки эскиза. Жмем «enter» до конца выполнения процесса. Аэродинамический профиль в основном обрабатывается таким образом, что каждая хорда становится отдельным элементом, это весьма удобно для изменения масштаба и геометрии.

Рисование и взаимное расположение профилей в соответствие плану. Передняя кромка и лонжероны должны быть тщательно доведены до нужного размера, при этом надо помнить про толщину обшивки. На чертеже, следовательно, лонжероны должны быть нарисованы уже, чем они есть на самом деле. Желательно сделать лонжероны и переднюю кромку выше, чем они есть на самом деле, для того, чтобы рисунок лег ровнее. Также пазы на лонжеронах должны быть расположены таким образом, чтобы оставшаяся часть лонжерона уместилась в нервюрах, но осталась при этом квадратной.

На рисунке показаны основные аэродинамические профиля перед тем, как они будут разбиты на промежуточные.

Лонжерон и совместная с ним передняя кромка соединены вместе, чтобы потом их можно было исключить из построения.

Аэродинамические профили сопряжены вместе и образуют форму крыла при видимом лонжероне и передней кромке.

Лонжерон и передняя кромка удалены с помощью операции «subtract», остальные части крыла показаны.

Крыло вытягивается с помощью функции «solidedit» и «shell». Далее выделяются поочередно плоскости корневой части крыла и законцовки, удаляются, а то, что получается и есть обшивка крыла. Поэтому внутренняя часть обшивки крыла является основой для нервюр.

С помощью функции «плоскость сечения» формируются эскизы каждого профиля.

После этого под командой «плоскость сечения» выбирается создание раздела. С помощью этой команды созданные профили во всех точках профиля могут быть отображены. Для помощи в выравнивании нервюр крыльев я строго рекомендую создать на каждом сечении горизонтальную линию от задней кромки крыла до передней. Это позволит правильно выровнять крыло, если оно построено с кручением, а также сделать его прямым.

Поскольку эти шаблоны на самом деле созданы с учетом обшивки крыльев, внутренняя линия профилей является правильной линией для построения нервюр.

Теперь, когда все нервюры промаркированы с помощью команды «text», они готовы к печати. На каждой странице с нервюрами я разместил схематически коробку с площадкой, доступной для печати на принтере. Маленькие нервюры можно печатать на толстой бумаге, а для крупных аэродинамических профилей подойдет обычная бумага, которая затем усиливается перед вырезанием.

Комплектация деталей

После конструирования крыла, анализа и подбора всех необходимых для изготовления авиамодели деталей, был сделан список всего необходимого для постройки.