10: Додаток - Дані Airfoil

У главі 3 цього тексту ми обговорили багато аспектів дизайну аеродинамічного профілю, а також позначення NACA для декількох серій аерозолів. Дані про момент підйому, перетягування та пітчингу для сотень таких форм аеродинамічного профілю були визначені в тестах аеродинамічної труби Національним консультативним комітетом з аеронавтики (NACA), а згодом НАСА, Національним управлінням з аеронавтики та космічного простору. Ці дані найзручніше представлені на ділянках коефіцієнта підйому проти кута атаки, коефіцієнта качінг-моменту проти кута атаки, коефіцієнта опору проти коефіцієнта підйому та коефіцієнта пітчинг-моменту проти коефіцієнта підйому і знаходяться буквально в сотнях звітів NACA та NASA, Примітки, і Меморандуми, опубліковані з 1920-х років.

Багато з більш важливих форм аеродрому мають свої результати випробувань узагальнені в теорії секцій крила, Dover м'якій обкладинці публікації автором Іра Ебботт і Альберт фон Doenhoff і вперше опублікований в 1949. Хоча дата оригінальної публікації може призвести до думки, що цей матеріал повинен бути застарілим, це просто не так, і теорія розділів крила є одним з найцінніших посилань в особистому бібліотеці будь-якого аерокосмічного інженера.

У наступному матеріалі додатку представлена підбірка графічних даних аеропрофілю, які можна знайти в Теорії розділів крила та в незахищених авторським правом NACA публікацій, які є джерелом даних публікації Dover. Представлені аерозолі представляють собою поперечний переріз форм аеродинамічного профілю, вибраних, щоб проілюструвати, чому можна вибрати один аеростат над іншим для будь-якої даної конструкції літака або вимоги до продуктивності.

На малюнку А-1 показані дані для аерокрила NACA 0012, класичної симетричної форми, яка використовується для всього, починаючи від стабілізаторів літаків і канард до роторів вертольотів до підводних «вітрил». Зверніть увагу, що для симетричної форми коефіцієнт підйому дорівнює нулю при нульовому куті атаки. Ці графіки показують результати випробувань для декількох різних чисел Рейнольдса і для «стандартної шорсткості» на поверхні. Вони також показують, що відбувається, коли закриток хорди 20% відхиляється на 40 градусів. Зверніть увагу, що відхилення заслінки зміщує криву підйому далеко вліво, даючи нульовий кут підйому атаки приблизно мінус 12 градусів, в той час як він збільшує максимальний коефіцієнт підйому (Re= 6 x 106) від трохи менше 1,6 до 2,4, величезне збільшення підйомної здатності, що може сприяти великим зменшенням зльоту і посадочні відстані. Також зверніть увагу, що коефіцієнт качінг-моменту при c/4 (на графіку лівої руки) по суті дорівнює нулю від -12 градусів до+14 градусів кута атаки, а потім йде негативним у стійлі під позитивним кутом атаки. На графіку правої руки показана крива моменту є для моменту в «аеродинамічному центрі», а не чверті хорди, але оскільки вона також дорівнює нулю на цій ділянці, це підтверджує теоретичне прогнозування того, що для симетричного аеродинамічного профілю центр тиску (де момент дорівнює нулю) збігається з аеродинамічним. центр.

Рисунок A-2 дає аналогічні дані для аеропрофілю NACA 2412, ще 12% товстої форми, але один з розгином. Зверніть увагу, що коефіцієнт підйому під нульовим кутом атаки більше не дорівнює нулю, а приблизно 0.25, а нульовий кут підйому атаки тепер мінус два градуси, показуючи ефекти додавання 2% розвалу до 12% товстого аерофольгу. Також зверніть увагу, що коефіцієнт моменту на чверті хорди вже не дорівнює нулю, але все ще відносно постійний між настанням позитивного і негативного стійла. Коефіцієнт моменту негативний на більшій частині діапазону кута атаки, що вказує на момент качки носом вниз і позитивну стійкість. Додавання 2% розвалу також призвело до незначного збільшення ClMax приблизно від 1.6 до 1.7 порівняно з 0012 аерофольгом.

Коли малюнок А-3 порівнюється з A-I та A-2, можна побачити ефект доданої товщини, оскільки відсоток товщини збільшується від 12 до 15 відсотків. Це проявляється насамперед як невелике збільшення коефіцієнта опору та невелике зменшення ClMax порівняно з 12% товстим однаково вигнутим аерофольгом в A-2.

Малюнок А-4 повертається до 12% товстого аерофольгу, але один з 4% розвал і порівняння з попередніми цифрами покаже, як збільшення розвалу збільшує підйом під нульовим кутом атаки, приймає нульовий кут підйому атаки вниз до мінус чотири градуси і збільшує носом вниз момент качки, який все ще постійна між кутами стійла при вимірюванні в чверті хорди (аеродинамічний центр).

Цифри A-5 та A-6 призначені для аерофільних конструкцій «6-й серії», так званої серії аерокрил «ламінарного потоку», розробленої в 1930-х роках і широко використовуваної в конструкціях крил в кінці 1900-х років. Обидві цифри показують 12% товсті аеродроми. Відмінними рисами цих графіків є яскраво виражені «тягнути відра» в правій руці графіках. Зверніть увагу, що перше число праворуч від дефісу в позначенні аеропрофілю говорить про розташування центру опорного ковша; тобто центр ковша знаходиться на КЛ 0,1 для 641-112 і на 0,4 для 641-412. Таким чином позначення аеродрому в «6-серії» є зручним інструментом для конструктора, що дозволяє легко вибрати аеропрофіль, який має його «опорний ковш» в центрі, можливо, коефіцієнт круїзного підйомника для транспортного літака або на коефіцієнт підйому, який найкраще підходить для підйому або маневру в винищувачі. Також зверніть увагу, що різниця в розвал виробляє такі ж зрушення в кривій підйому, як зазначено в 4-значних серіях аеродромів на попередніх ділянках.

Ці 6 сюжетів є лише вершиною айсберга при дослідженні багатьох форм аеродрому, які були досліджені NACA, NASA та іншими протягом багатьох років, але загальні особливості, зазначені вище, будуть дійсними майже для будь-яких варіацій форми аеропрофілю.