Perfil de ala supercrítica
El perfil de ala supercrítico permite aumentar la eficiencia del avión en el rango de Mach transónico.
Debido a que el flujo de aire no recibe la misma aceleración en una superficie superior más plana que en un perfil convencional, se forma una onda de choque con un número de Mach más alto, el choque resultante es más débil y más pequeño. Esto conduce a un debilitamiento del gradiente de presión en la parte trasera del perfil y aumenta las propiedades de carga del ala.
Ventajas del perfil supercrítico:
Al debilitar las ondas de choque, es posible utilizar un ángulo de barrido de ala más pequeño para un avión con un número de Mach de crucero determinado, lo que alivia los problemas asociados con el barrido;
El gran espesor relativo del perfil permite aumentar la resistencia y rigidez del ala manteniendo el mismo peso de la estructura. Esto también permite crear alas con mayor relación de aspecto, lo que reduce la resistencia inducida del ala;
El volumen interno del ala aumenta para dar cabida al combustible, etc.
El uso de un perfil de ala supercrítico permite:
Aumentar la carga útil. Si no cambia el número M de crucero, el consumo de combustible disminuirá, lo que le permitirá asumir más carga útil, prácticamente sin aumentar la resistencia del avión en comparación con un avión con un perfil de ala tradicional.
Aumentar el número de Mach de crucero: Mientras se mantiene la misma carga útil, el número de Mach de crucero se puede aumentar prácticamente sin aumentar la resistencia.
Desventajas del perfil supercrítico
La curvatura en forma de S del perfil es buena para números de Mach altos, pero está lejos de ser ideal para vuelos a bajas velocidades. Con la disminución de U MAX, se requiere una mecanización de las alas bien desarrollada para garantizar características aceptables de despegue y aterrizaje;
El borde de salida del perfil tiene una curvatura positiva y crea más sustentación, lo que conduce a un gran momento de inmersión del ala. Para compensarlo, se requiere una mayor desviación de equilibrio de la cola horizontal, lo que crea una resistencia adicional.
Los golpes de alta velocidad causados por el estancamiento detrás de una onda de choque pueden causar vibraciones severas.
Calefacción aerodinámica
El aire se calienta por compresión y fricción. El aire se comprime en las zonas de frenado delante del avión y bajo ondas de choque y experimenta fricción en la capa límite.
A medida que avanza por el aire, la superficie del avión se calienta. Esto sucede a todas las velocidades, pero el calentamiento sólo se vuelve significativo con números de Mach elevados.
La figura muestra cómo cambia la temperatura de la superficie de un avión a medida que cambia el número de Mach en vuelo. En M = 1,0 el aumento de temperatura es de aproximadamente 40°C. A medida que el número M aumenta por encima de 2,0, la temperatura aumenta tanto que comienzan cambios irreversibles en la estructura de las aleaciones de aluminio tradicionales. Por tanto, para aeronaves con M ≥ 2,0 se utilizan aleaciones de titanio o acero inoxidable.
ángulo de Mach
Si la velocidad real del avión es mayor que la velocidad local del sonido, entonces la fuente de las ondas de presión sonora se mueve más rápido que las perturbaciones que produce.
Considere un objeto que se mueve con velocidad V en la dirección de A a D (consulte la figura siguiente). Cuando el cuerpo estaba en el punto A, se convertía en una fuente de perturbación. La onda de presión se propaga esféricamente a la velocidad local del sonido, pero el cuerpo superó a la onda y en el camino también fue una fuente de ondas de presión sonora. La propagación de ondas desde los puntos A, B y C se dibuja con los círculos correspondientes. El cuerpo está ubicado en el punto D. Dibujemos una tangente a estos círculos DE. Esta tangente representa el límite de propagación de las ondas sonoras en el momento en que el cuerpo se encuentra en el punto D.
El segmento AE representa la velocidad local del sonido (a), AD – la velocidad real (V).
M = V/a (en la figura M = 2,6).
El ángulo ADE se llama ángulo de Mach y se denota por µ.
pecado µ = a / V = 1 / M.
Cuanto mayor sea el número M, más agudo será el ángulo de Mach. En M 1,0 µ = 90°.
cono de mach
En el espacio tridimensional, las ondas sonoras se propagan de forma esférica. Si su fuente se mueve a velocidad supersónica, se superponen y forman un cono de perturbaciones.
El semiángulo del cono es µ.
La figura muestra un cono de perturbaciones de un objeto que se mueve con un número M de 5,0.
Zona de influencia
Cuando se mueve a velocidades supersónicas, el cono de Mach representa el límite de propagación de las perturbaciones sonoras desde el avión. Todo lo que está fuera del cono está fuera de la influencia de las perturbaciones. El espacio dentro del cono se llama zona de influencia del avión.
En un avión real, el cono de Mach comienza con una onda de choque oblicua, cuyo ángulo es ligeramente mayor que el ángulo de Mach. Esto se debe al hecho de que la velocidad inicial de propagación de la onda de choque es mayor que la velocidad local del sonido.
Choque en la cabeza
Considere un flujo supersónico que se acerca al borde de ataque de un ala. Para rodear el borde, el aire debe girar en un ángulo grande. A velocidad supersónica esto es imposible a una distancia tan corta. La velocidad del flujo disminuirá bruscamente hasta alcanzar una velocidad subsónica y se formará una onda de choque directa delante del borde de ataque.
Detrás del salto, el aire queda inhibido y puede fluir alrededor del borde de ataque. Poco después, el flujo vuelve a acelerarse hasta alcanzar una velocidad supersónica.
El choque delante del avión se llama choque de proa. Es recto muy cerca del borde de ataque, luego desde allí se convierte en un salto oblicuo.
Como puede verse en la figura, también se forma una onda de choque en el borde de salida del ala, pero como el número M del flujo detrás del ala es mayor que uno, este choque es oblicuo.
Ondas de rarefacción
El texto anterior mostró cómo un flujo supersónico puede sortear un obstáculo con desaceleración a velocidad subsónica y formación de una onda de choque. En este caso, el flujo pierde energía.
Consideremos cómo un flujo supersónico se curva alrededor de una esquina convexa.
Consideremos primero el flujo subsónico.
Cuando fluye alrededor de una esquina convexa, la velocidad del flujo subsónico disminuye drásticamente y la presión aumenta. Un gradiente de presión desfavorable conduce a la separación de la capa límite.
Un flujo supersónico puede pasar por alto una esquina convexa sin separación debido a la expansión. Al mismo tiempo, la velocidad del flujo aumenta y la presión, la densidad y la temperatura disminuyen. El comportamiento de un flujo supersónico al atravesar una onda de rarefacción es completamente opuesto al paso de una onda de choque.
La siguiente figura muestra una serie de ondas de rarefacción cuando un flujo supersónico fluye alrededor de un perfil aerodinámico.
Después de pasar a través de la onda de choque del arco, el flujo supersónico comprimido puede expandirse libremente y seguir el contorno de la superficie. Dado que no hay cambios repentinos en los parámetros del flujo, las ondas de expansión no son similares a las ondas de choque.
Al pasar por ondas de expansión, se producen los siguientes cambios en el flujo:
Aumenta la velocidad y el número de Mach;
La dirección del flujo cambia para seguir la superficie;
Caídas de presión estática;
La densidad disminuye;
Como los cambios no son bruscos, la energía del flujo no disminuye.
aplauso sonico
La intensidad de las ondas de choque disminuye a medida que nos alejamos del avión en vuelo, pero la energía de las ondas de presión sonora puede ser suficiente para crear un fuerte estallido para un observador en tierra. Estos sonidos sonoros son un atributo integral de los vuelos supersónicos. Una onda sonora se mueve a lo largo de la superficie terrestre a la velocidad terrestre de un avión en vuelo.
Métodos para mejorar la controlabilidad en el rango transónico.
Como ya se ha demostrado, la eficacia de las superficies de control tradicionales disminuye en el rango de Mach transónico, aunque se puede lograr cierta mejora utilizando generadores de vórtice.
Sin embargo, se puede lograr una mejora fundamental en la controlabilidad utilizando:
Estabilizador en todo movimiento;
Interceptores-alerones.
Estas superficies de control se analizaron en el Capítulo 11.
La picazón en las superficies de dirección se puede evitar instalando tiras estrechas a lo largo del borde de fuga, usando amortiguadores en el cableado de control o aumentando la rigidez del bucle de control (las fuerzas de la superficie se cierran sobre la unidad de potencia).
Debido al aumento y gran cambio en los momentos de articulación en las superficies de dirección en el rango transónico, el sistema de control lo proporcionan accionamientos de dirección y mecanismos para crear fuerzas artificialmente en los controles.
La siguiente tabla describe las principales propiedades de las formas de onda de flujo supersónico.
| salto oblicuo | carreras directas | Ondas de rarefacción |
|
 |  |  |
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| Geometría Las carreras de caballos | Avión de salto Inclinado más de 90° desde la dirección Movimientos de flujo | Avión de salto Perpendicular Dirección Movimientos de flujo | |
| Cambiar Direcciones Fluir | al lado de Venidero Fluir | No cambia | Lejos de Venidero Fluir |
| Cambiar Velocidades Fluir | Disminuye, pero Restos Supersónico | Reducido a Subsónico | Aumenta |
| Cambiar Presión y Densidades | Aumenta | Mucho Aumenta | Disminuciones |
| Cambiar Fluir | Disminuciones | Mucho Disminuciones | No cambia |
| Cambiar Temperaturas | Aumenta | Aumenta | Disminuciones |
Ala en flecha - resumen
El ángulo de barrido es el ángulo entre la línea trazada a lo largo del 25% de la longitud de la cuerda del ala y la perpendicular a la nervadura de la raíz del ala.
El propósito de crear barrido es aumentar M CRIT. Todas las demás propiedades de un ala en flecha son secundarias y, en la mayoría de los casos, negativas. Pero el efecto positivo de aumentar M CRIT supera todas las desventajas.
Propiedades laterales de un ala en flecha.
La tendencia a entrar en pérdida en ángulos de ataque elevados aumenta, inicialmente en la zona de las puntas de las alas. Para combatir esto, se utilizan crestas aerodinámicas en las superficies superior e inferior del ala y cortes a lo largo del borde de ataque (se reduce el flujo desde la raíz del ala hasta las puntas).
La pérdida terminal del flujo puede provocar una recuperación de la pérdida a lo largo del ángulo de ataque, la principal desventaja de un ala en flecha.
A su vez, la recuperación de la pérdida puede conducir a una pérdida profunda (superpérdida).
Los aviones que muestren tendencia a entrar en pérdida en ángulos de ataque elevados deben estar equipados con un dispositivo que evite activamente la entrada en pérdida (empujador de yugo).
Al pilotar una aeronave en ángulos de ataque cercanos a la pérdida, el control de balanceo debe realizarse desviando los alerones con desviaciones coordinadas del timón. Controlar un timón puede producir momentos de escora excesivos. (Asignar velocidad V SR demuestra un control lateral adecuado cuando se utilizan alerones).
En comparación con un ala recta, la misma sección de ala de un ala en flecha es menos eficiente aerodinámicamente.
Con el mismo ángulo de ataque, CY será menor.
C Y MAX será menor y se logrará con un ángulo de ataque mayor.
La pendiente de la pendiente de la curva C Y = f (α) será menor.
Un ala en flecha requiere la instalación de mecanización compleja del ala, listones y flaps para lograr características aceptables de despegue y aterrizaje.
(Se instala un tipo de listones menos efectivo en la raíz de un ala en flecha para proporcionar una pérdida inicial en la raíz del ala)
La aleta y el estabilizador en aviones con alas en flecha también se hacen en forma de flecha para evitar el desarrollo de pérdida en el empenaje antes que en el ala. (A medida que aumenta el ángulo de barrido, aumenta el ángulo de ataque máximo permitido).
En comparación con un ala recta, un ala en flecha alcanza el coeficiente de sustentación requerido con un ángulo de ataque mayor, lo que se nota especialmente cuando se vuela a bajas velocidades.
Una pendiente más plana de la dependencia C Y = f (α) juega un papel positivo cuando se vuela en condiciones turbulentas: el avión se vuelve menos sensible a cambios a corto plazo en el ángulo de ataque; se produce un cambio menor en G al golpear la misma ráfaga vertical.
El ala en flecha aumenta ligeramente la estabilidad direccional.
Un ala en flecha aumenta significativamente (normalmente en exceso) la estabilidad lateral.
Al volar a Mach > MCRIT, el ala en flecha crea un momento de inmersión (el fenómeno de caer en picado), para contrarrestarlo se instala un sistema de compensación Mach en la aeronave.
El eje de rotación de los alerones en el ala en flecha no es perpendicular al flujo que se aproxima, lo que reduce la eficiencia del control de la aeronave.
Les traigo un artículo de una serie de materiales para ayudar a los diseñadores aficionados de SLA. Consultor científico - Profesor del Departamento de Ingeniería Aeronáutica del Instituto de Aviación de Moscú, Doctor en Ciencias Técnicas, Premio Estatal A.A. Badyagin. El artículo fue publicado en la revista "Wings of the Motherland" No. 2 de 1987.
¿Por qué, preguntas, necesitamos un artículo sobre perfiles para aviones ultraligeros? Respondo: las ideas expresadas en este artículo son directamente aplicables al modelado de aviones: las velocidades son comparables y, en consecuencia, el enfoque del diseño.
el mejor perfil
El diseño de una aeronave suele comenzar con la selección del perfil del ala. Después de sentarse durante una semana o dos ante libros de referencia y atlas, sin entenderlos del todo, siguiendo el consejo de un amigo, elige el más adecuado y construye un avión que vuela bien. El perfil seleccionado es declarado el mejor. Otro aficionado elige de la misma forma un perfil completamente diferente y su dispositivo vuela bien. En el tercero, el avión apenas se despega del suelo y el perfil del ala que inicialmente parecía más ventajoso ya no se considera adecuado.
Evidentemente no todo depende de la configuración del perfil. Intentemos resolver esto. Comparemos dos alas con perfiles completamente diferentes, por ejemplo, con la simétrica instalada en el Yak-55 y la asimétrica Clark YH - Yak-50. A modo de comparación, definimos varias condiciones. Primero: las alas con diferentes perfiles deben tener una extensión (l).
l=I2/S,
donde I es el lapso, S es el área.
Segundo: dado que el ángulo de sustentación cero para un perfil aerodinámico simétrico es 00, su polar (ver Fig. 1) se desplazará hacia la izquierda, lo que físicamente corresponderá a instalar el ala en un avión con un cierto ángulo de cuña positivo.
Ahora, mirando el gráfico, podemos sacar fácilmente una conclusión importante: en el rango de ángulos de ataque de vuelo, las características del ala son prácticamente independientes de la forma del perfil. Por supuesto, estamos hablando de perfiles aerodinámicos que no tienen zonas de pérdida intensa en el rango de ángulos de ataque del vuelo. Sin embargo, el rendimiento del ala puede verse influenciado significativamente aumentando el alargamiento. A modo de comparación, el gráfico 1 muestra los polares de las alas con los mismos perfiles, pero con una relación de aspecto de 10. Como puede ver, se han vuelto mucho más pronunciados o, como dicen, la derivada de CS con respecto a a se ha vuelto mayor. (CS es el coeficiente de sustentación del ala, a es el ángulo de ataque). Esto significa que aumentando el alargamiento en los mismos ángulos de ataque con prácticamente los mismos coeficientes de resistencia Cx, se pueden obtener mayores propiedades de carga.
Ahora hablemos de lo que depende de la forma del perfil.
En primer lugar, los perfiles tienen diferentes coeficientes de sustentación máxima SU máx. Entonces, para las alas simétricas, el coeficiente de sustentación del ala es 1,2 - 1,4, las asimétricas ordinarias con una superficie inferior convexa pueden tener hasta 1,8, con una fuerte concavidad de la superficie inferior a veces llega a 2. Sin embargo, debemos recordar que Los perfiles con un CV máx muy alto suelen tener un Cx alto y mz es el coeficiente de momento longitudinal. Para equilibrar un avión con tal perfil, la unidad de cola debe desarrollar una mayor fuerza. Como resultado, su resistencia aerodinámica aumenta y la ganancia general obtenida debido al alto perfil de carga se reduce significativamente.
CV max afecta significativamente solo la velocidad mínima de la aeronave: pérdida. De ello depende en gran medida la sencillez de la técnica de pilotaje del vehículo. Sin embargo, la influencia de CS max en la velocidad de pérdida se manifiesta notablemente con cargas alar específicas altas G/S (G es el peso del avión). Al mismo tiempo, con cargas típicas de aviones aficionados, es decir, 30 - 40 kg/m2, un SV máx grande no es significativo. Por lo tanto, aumentarla de 1,2 a 1,6 en un avión amateur puede reducir la velocidad de pérdida en no más de 10 km/h.
En segundo lugar, la forma del perfil afecta significativamente el comportamiento de la aeronave en ángulos de ataque altos, es decir, a bajas velocidades durante el aterrizaje, cuando accidentalmente "tiras del mango hacia ti". Al mismo tiempo, los perfiles aerodinámicos delgados con un morro relativamente afilado se caracterizan por una pérdida brusca en el flujo, que se acompaña de una rápida pérdida de sustentación y una pérdida brusca del avión en picada o sobre su morro. Los más gruesos con la punta roma se caracterizan por una “pérdida suave” con una caída lenta en la sustentación. Al mismo tiempo, el piloto siempre tiene tiempo para comprender que se encuentra en un modo peligroso y mover el coche a ángulos de ataque más bajos, alejando la palanca de sí mismo. Una pérdida brusca es especialmente peligrosa si el ala tiene una planta más estrecha y un perfil más delgado al final del ala. En este caso, la pérdida de flujo se produce de forma asimétrica, el avión cae bruscamente sobre el ala y entra en picada. Este es precisamente el carácter que aparece en los aviones Yak-50 y Yak-52, que tienen un perfil muy delgado en el extremo de un ala fuertemente ahusada (9% en la punta y 14,5% en la raíz) con una punta muy afilada. - Clark YH. Aquí se revela una propiedad importante de los perfiles: los más delgados tienen un Cy max más bajo y ángulos de ataque críticos más pequeños, es decir, los ángulos en los que se produce la pérdida de flujo.
Las alas con un espesor de perfil relativo constante a lo largo de la envergadura tienen características de pérdida mucho mejores. Por ejemplo, el Yak-55 con un ala moderadamente cónica con un perfil constante del 18% a lo largo de la envergadura con una nariz roma, cuando alcanza ángulos de ataque altos, baja suavemente la nariz y se hunde, ya que la pérdida ocurre en la raíz de el ala, que no crea momentos de escora. Para obtener un puesto de raíces, es mejor si el ala no tiene ningún estrechamiento en planta. Estas son las alas instaladas en la mayoría de los aviones de entrenamiento inicial. El fallo temprano de las raíces también puede deberse a la instalación de un influjo en el ala, como se muestra en la Fig. 2. En este caso, el perfil de raíz recibe un espesor relativo menor y una “forma menos resistente”. La instalación de tal afluencia en el Yak-50 experimental una vez cambió significativamente la naturaleza de la pérdida del avión: al alcanzar ángulos de ataque altos, ya no cayó sobre el ala, sino que bajó el morro y se zambulló.
El tercer parámetro, que depende en gran medida de la forma del perfil, es el coeficiente de resistencia Cx. Sin embargo, como muestra la práctica de la construcción de aviones de aficionados, su reducción en un avión de aficionados con una carga específica de 30-40 kg/m2, que tiene una velocidad máxima de 200-250 km/h, prácticamente no tiene ningún efecto sobre las características de vuelo. En este rango de velocidades, los datos de vuelo prácticamente no se ven afectados por trenes de aterrizaje fijos, puntales, tirantes, etc. Incluso la calidad aerodinámica de un planeador depende principalmente del alargamiento del ala. Y solo con un nivel de calidad aerodinámica de 20-25 y yo más de 15, debido a la selección del perfil, la calidad se puede aumentar en un 30-40%. Mientras que en un avión amateur con una calidad de 10-12, debido al perfil más exitoso, la calidad no se puede aumentar en más de un 5-10%. Es mucho más fácil lograr tal aumento, si es necesario, seleccionando la geometría del ala en planta. Observemos una característica más: en el rango de velocidades de los aviones aficionados, un aumento en el espesor relativo del perfil hasta un 18-20% prácticamente no tiene ningún efecto sobre la resistencia aerodinámica del ala, mientras que al mismo tiempo el coeficiente de sustentación del ala aumenta notablemente.
Como es sabido, se puede conseguir un aumento significativo de las características de carga de un ala mediante el uso de flaps. Cabe señalar una característica de las alas con flaps: el CS max cuando se desvían depende poco del CS max que tuviera el perfil inicial y está determinado, prácticamente, sólo por el tipo de flap utilizado. Los más simples y más utilizados en aviones ligeros extranjeros y sus características se muestran en la Fig. 3.
Los mismos flaps se utilizan en los aviones de nuestro aficionado P. Almurzin. Las trampillas ranuradas, de doble ranura y suspendidas son más efectivas. En la Fig. 4 muestra los más sencillos y, por tanto, los más utilizados.
El CV máximo con una válvula de una sola ranura puede alcanzar 2,3-2,4 y con una válvula de doble ranura - 2,6 - 2,7. Muchos libros de texto de aerodinámica proporcionan métodos para construir geométricamente la forma de una ranura. Pero la práctica demuestra que la brecha calculada teóricamente aún debe ajustarse y ajustarse en un túnel de viento, dependiendo de la geometría específica del perfil, la forma del ala, etc. En este caso, la ranura funciona, mejorando las características de la trampilla, o no funciona en absoluto, y la probabilidad de que, teóricamente, sin soplar, sea posible calcular y seleccionar la única forma posible de la ranura es extremadamente pequeña. . Incluso los aerodinámicos profesionales, y mucho menos los aficionados, rara vez lo consiguen. Por lo tanto, en la mayoría de los casos en aviones aficionados, las ranuras en los flaps y alerones, incluso si existen, no tienen ningún efecto, y un flap ranurado complejo funciona como uno simple. Por supuesto, puedes probarlos en dispositivos de aficionados, pero primero debes pensar detenidamente, sopesando todos los pros y los contras.
Y algunos consejos prácticos más que pueden resultar útiles a la hora de construir aviones de aficionados. Es aconsejable mantener el perfil del ala con mucha precisión en la zona desde la punta hasta el punto de máximo espesor. Es bueno que esta parte del ala tenga una piel rígida. La parte de la cola se puede cubrir con tela y, para simplificar la tecnología, incluso enderezarla "debajo de la regla", como se muestra en la Fig. 5. La parte de la cola del ala estampada con la cubierta de tela colgando entre las costillas no tiene más sentido. No es necesario unir el borde de salida del ala con un “cuchillo” afilado. Puede tener un espesor de 10 a 15 mm, pero no más del 1,5% de la cuerda (ver Fig. 5). Esto no afecta en absoluto las características aerodinámicas del ala, pero la eficiencia de los alerones aumenta un poco y la tecnología y el diseño se simplifican.
Un elemento importante del perfil es la forma de la punta del alerón. Las opciones más comunes se muestran en la Fig. 6.
El perfil formado por la “parábola 100” se utiliza en alerones y timones que tienen compensación aerodinámica axial cuando la punta entra en flujo, por ejemplo en el Yak-55. Una forma tan "roma" de la punta con un valor muy grande de compensación aerodinámica axial (20% y más) conduce a un aumento no lineal de las fuerzas sobre la palanca de control cuando se desvían los alerones o timones. Lo mejor a este respecto son los calcetines "puntiagudos", como los del Su-26.
Para la cola se utilizan perfiles de ala simétricos. Los timones, al igual que los alerones, pueden estar formados por brazos rectos con un borde de salida romo. La cola con un perfil delgado y plano, como en los aviones acrobáticos estadounidenses Pitts, Laser y otros, es bastante efectiva (ver Fig. 7).
La rigidez y resistencia del plumaje está asegurada por tirantes, resulta muy ligero y estructuralmente sencillo. Espesor relativo del perfil inferior al 5%. Con tal espesor, las características de la cola no dependen en absoluto de la forma del perfil.
Proporcionamos datos sobre los perfiles más adecuados para aviones aficionados. Por supuesto, son posibles otras opciones, pero observamos que las mejores propiedades en el rango de velocidad de los aviones aficionados son del 15 al 18 por ciento con una punta roma y con un espesor relativo máximo ubicado dentro del 25% de la cuerda.
Los perfiles recomendados tienen las siguientes características: P-II y P-III fueron desarrollados en TsAGI. Tienen altas propiedades de carga y buen rendimiento en ángulos de ataque elevados. Muy utilizados en los años 30 y 40, todavía se utilizan en la actualidad.
NACA-23015: los dos últimos dígitos indican el espesor relativo como porcentaje, el primero, el número de serie. El perfil tiene un Cy max bastante alto con un Cx bajo, un coeficiente de momento longitudinal Mz bajo, lo que determina pequeñas pérdidas de equilibrio. El comportamiento de entrada en pérdida de las aeronaves con este perfil es “suave”. NACA - 230 con un espesor relativo de 12 - 18% se utiliza en la mayoría de los aviones estadounidenses con motor ligero, incluidos los aficionados.
NACA - 2418 - para velocidades inferiores a 200 - 250 km/h se considera más rentable que NACA - 230. Se utiliza en muchos aviones, incluido el Zlins checoslovaco.
GAW es un perfil aerodinámico supercrítico desarrollado por el aerodinámico estadounidense Whitcomb para aviones ligeros. Beneficioso a velocidades superiores a 300 km/h. La punta "afilada" predetermina una pérdida brusca en ángulos de ataque altos, mientras que el borde de salida "doblado" hacia abajo ayuda a aumentar el Su max.
"Cri-Cri" es un perfil de planeador laminarizado desarrollado por el aerodinámico de Alemania Occidental Wortmann y ligeramente modificado por el diseñador del "Cri-Cri" francés Colomban. El espesor relativo del perfil es del 21,7%, por lo que se consiguen altas características de carga. Al igual que el GAW-1, este perfil requiere una precisión muy alta para mantener el contorno teórico y un acabado de alta calidad de la superficie del ala. Presentamos las coordenadas del perfil en mm, recalculadas por el diseñador para la cuerda del ala del avión Cri-Cri, igual a 480 mm.
El P-52 es un perfil moderno desarrollado en TsAGI para aviones ligeros. Tiene la punta roma y la cola recta.
Yak-55 es un perfil simétrico para aviones acrobáticos deportivos. En el ala, el espesor relativo es del 12-18%, en la cola, del 15%. El comportamiento de pérdida del avión es muy “suave” y fluido.
El V-16 es un perfil simétrico francés, tiene un Su máx alto y se utiliza en aviones deportivos KAP-21, Extra-230 y otros.
Su-26-18%, Su-26-12%: perfiles especiales para aviones acrobáticos deportivos. Su-26-18% se utiliza en la raíz del ala del Su-26, Su-26-12%, en la punta del ala y en la cola. El perfil tiene una punta "afilada", lo que reduce un poco las propiedades de carga, pero permite una respuesta muy sensible del automóvil a la desviación del volante. Aunque es difícil pilotear un avión de este tipo para los principiantes, los atletas experimentados tienen la oportunidad de realizar maniobras que no son posibles para un avión con una reacción lenta y "suave" al movimiento de la palanca debido a la punta roma del perfil. La pérdida de un avión con un perfil como el Su-26 se produce de forma rápida y brusca, lo cual es necesario al realizar maniobras de giro modernas. La segunda característica es la “presión” en la sección de cola, que aumenta la efectividad de los alerones.
El ala del Su-26 tiene grandes alerones que ocupan casi todo el borde de salida. Si "derribas" el neutro de los alerones (ambos a la vez) hacia abajo 10°, el Su max aumentará aproximadamente 0,2, acercándose al Su max de un buen perfil asimétrico. Al mismo tiempo, Cx prácticamente no aumenta y la calidad aerodinámica no disminuye, lo mismo se observa en otros perfiles simétricos. Esta es la base para el uso de alerones, conectados cinemáticamente al elevador, que realizan las funciones de alerones y flaps simultáneamente, como flaps en un modelo acrobático en línea.
Lamentablemente no he encontrado ni un solo artículo sobre aerodinámica “para el modelista”. Ni en los foros, ni en los diarios, ni en los blogs, ni en ningún otro lugar se da el “apretón” necesario sobre este tema. Y surgen muchas preguntas, especialmente para los principiantes, y aquellos que se consideran "ya no principiantes" a menudo no se molestan en estudiar la teoría. ¡Pero lo arreglaremos!)))
Diré de inmediato que no profundizaré demasiado en este tema, de lo contrario resultará al menos un trabajo científico, ¡con un montón de fórmulas incomprensibles! Además, no te asustaré con términos como “número de Reynolds”; si estás interesado, puedes leerlo cuando quieras.
Entonces, acordamos: solo lo más necesario para nosotros, los modeladores.)))
Fuerzas que actúan sobre un avión en vuelo.
En vuelo, un avión está sujeto a muchas fuerzas aéreas, pero todas ellas pueden considerarse como cuatro fuerzas principales: gravedad, sustentación, empuje de la hélice y resistencia del aire (resistencia). La fuerza de gravedad siempre permanece constante, excepto que disminuye a medida que se consume combustible. La sustentación se opone al peso de la aeronave y puede ser mayor o menor que el peso, dependiendo de la cantidad de energía gastada en el movimiento hacia adelante. La fuerza de empuje de la hélice es contrarrestada por la fuerza de resistencia del aire (también conocida como resistencia).
En vuelo recto y horizontal, estas fuerzas están mutuamente equilibradas: la fuerza de empuje de la hélice es igual a la fuerza de resistencia del aire, la fuerza de sustentación es igual al peso de la aeronave. Sin otra proporción de estas cuatro fuerzas principales, el vuelo recto y horizontal es imposible.
Cualquier cambio en cualquiera de estas fuerzas afectará el comportamiento de vuelo de la aeronave. Si la sustentación producida por las alas aumentara en relación con la fuerza de gravedad, el resultado sería una sustentación hacia arriba del avión. Por el contrario, una disminución de la sustentación contra la gravedad provocaría que la aeronave descendiera, es decir, una pérdida de altitud.
Si no se mantiene el equilibrio de fuerzas, el avión desviará su trayectoria de vuelo en la dirección de la fuerza predominante.
Sobre el ala.
Envergadura- la distancia entre los planos paralelos al plano de simetría del ala y tocando sus puntos extremos. R.K. es una característica geométrica importante de una aeronave, que influye en sus características aerodinámicas y de rendimiento de vuelo, y también es una de las principales dimensiones generales de la aeronave.
Extensión del ala- la relación entre la envergadura del ala y su cuerda aerodinámica media. Para un ala no rectangular, relación de aspecto = (envergadura al cuadrado)/área. Esto se puede entender si tomamos como base un ala rectangular, la fórmula será más sencilla: relación de aspecto = luz/cuerda. Aquellos. Si el ala tiene una envergadura de 10 metros y una cuerda = 1 metro, entonces la relación de aspecto será = 10.
Cuanto mayor es la relación de aspecto, menor es la resistencia inducida del ala, asociada con el flujo de aire desde la superficie inferior del ala hacia la superior a través de la punta con la formación de vórtices en la punta. En una primera aproximación, podemos suponer que el tamaño característico de dicho vórtice es igual a la cuerda; y al aumentar la envergadura, el vórtice se vuelve cada vez más pequeño en comparación con la envergadura del ala. Naturalmente, cuanto menor sea la resistencia inductiva, menor será la resistencia general del sistema y mayor será la calidad aerodinámica. Naturalmente, los diseñadores se sienten tentados a hacer que el alargamiento sea lo más grande posible. Y aquí empiezan los problemas: junto con el uso de alargamientos elevados, los diseñadores tienen que aumentar la resistencia y la rigidez del ala, lo que conlleva un aumento desproporcionado de la masa del ala.
Desde un punto de vista aerodinámico, lo más ventajoso sería un ala que tuviera la capacidad de crear la mayor sustentación posible con la menor resistencia posible. Para evaluar la perfección aerodinámica del ala se introduce el concepto de calidad aerodinámica del ala.
Calidad aerodinámica del ala. Se llama relación entre sustentación y resistencia en un ala.
La mejor forma aerodinámica es la elíptica, pero un ala de este tipo es difícil de fabricar y, por lo tanto, rara vez se utiliza. Un ala rectangular es menos ventajosa desde el punto de vista aerodinámico, pero es mucho más fácil de fabricar. Un ala trapezoidal tiene mejores características aerodinámicas que una rectangular, pero es algo más difícil de fabricar.
Las alas en flecha y triangulares son aerodinámicamente inferiores a las trapezoidales y rectangulares a velocidades subsónicas, pero a velocidades transónicas y supersónicas tienen ventajas significativas. Por lo tanto, estas alas se utilizan en aviones que vuelan a velocidades transónicas y supersónicas.
ala elíptica En planta tiene la más alta calidad aerodinámica: la mínima resistencia posible con la máxima sustentación. Desafortunadamente, un ala de esta forma no se utiliza a menudo debido a la complejidad del diseño, la baja capacidad de fabricación y las malas características de pérdida. Sin embargo, la resistencia aerodinámica en ángulos de ataque elevados de alas de otras formas en planta siempre se evalúa en relación con el ala elíptica. El mejor ejemplo del uso de un ala de este tipo es el caza inglés Spitfire.
El ala es de planta rectangular. Tiene la mayor resistencia en ángulos de ataque altos. Sin embargo, un ala de este tipo suele tener un diseño simple, es tecnológicamente avanzada y tiene muy buenas características de pérdida.
El ala es de planta trapezoidal. La magnitud de la resistencia del aire es casi elíptica. Ampliamente utilizado en los diseños de aviones de producción. La capacidad de fabricación es menor que la de un ala rectangular. Obtener características de pérdida aceptables también requiere algunos ajustes de diseño. Sin embargo, un ala de forma trapezoidal y un diseño correcto garantiza una masa mínima del ala, en igualdad de condiciones. Los cazas Bf-109 de las primeras series tenían un ala trapezoidal con puntas rectas:
El ala tiene una forma en planta combinada. Como regla general, la forma de tal ala en planta está formada por varios trapecios. El diseño eficaz de un ala de este tipo implica numerosas purgas; la ganancia de rendimiento es de varios por ciento en comparación con un ala trapezoidal.
barrido de ala— el ángulo de desviación del ala respecto de la normal al eje de simetría de la aeronave, en proyección sobre el plano de base de la aeronave. En este caso, la dirección hacia la cola se considera positiva, existiendo un barrido a lo largo del borde de ataque del ala, a lo largo del borde de salida y a lo largo del cuarto de cuerda.
Ala en flecha hacia adelante (KSW)— ala con barrido negativo.
Ventajas:
Mejora la controlabilidad a bajas velocidades de vuelo.
-Mejora la eficiencia aerodinámica en todos los ámbitos de las condiciones de vuelo.
-El diseño con un ala barrida hacia adelante optimiza la distribución de la presión en el ala y la cola horizontal delantera
Defectos:
-KOS es especialmente susceptible a la divergencia aerodinámica (pérdida de estabilidad estática) al alcanzar determinadas velocidades y ángulos de ataque.
-Requiere materiales estructurales y tecnologías que aporten suficiente rigidez estructural.
Su-47 "Berkut" con barrido hacia adelante:
Planeador checoslovaco LET L-13 con ala en flecha hacia adelante:
En pocas palabras, cuanto menor sea la carga, menor será la velocidad necesaria para volar y, por tanto, menos potencia del motor necesaria.
Cuerda aerodinámica media del ala (MAC) Se llama cuerda de un ala rectangular, que tiene la misma área que el ala dada, la magnitud de la fuerza aerodinámica total y la posición del centro de presión (CP) en ángulos de ataque iguales. O más simplemente, una cuerda es un segmento de línea recta que conecta los dos puntos de un perfil que están más alejados entre sí.
La magnitud y coordenadas del MAR para cada aeronave se determinan durante el proceso de diseño y se indican en la descripción técnica.
Si se desconocen la magnitud y la posición del MAR de una aeronave determinada, entonces se pueden determinar.
Para un ala de planta rectangular, el MAR es igual a la cuerda del ala.
Para un ala trapezoidal, el MAR está determinado por la construcción geométrica. Para ello, se dibuja el ala del avión en planta (y a cierta escala). En la continuación del acorde raíz, se coloca un segmento del mismo tamaño que el acorde terminal, y en la continuación del acorde terminal (hacia adelante), se coloca un segmento igual al acorde raíz. Los extremos de los segmentos están conectados por una línea recta. Luego dibuja la línea media del ala, conectando el punto medio recto de las cuerdas raíz y terminal. La cuerda aerodinámica media (MAC) pasará por el punto de intersección de estas dos líneas.
Forma de la sección transversal del ala llamado perfil del ala. El perfil del ala tiene una fuerte influencia en todas las características aerodinámicas del ala en todos los modos de vuelo. Por tanto, seleccionar el perfil del ala es una tarea importante y responsable. Sin embargo, hoy en día, solo los aficionados al bricolaje se dedican a seleccionar un perfil de ala entre los existentes.
El perfil del ala es uno de los principales componentes que dan forma a una aeronave y a un avión en particular, ya que el ala no deja de ser parte integrante del mismo. La combinación de un determinado número de perfiles forma un ala completa, pudiendo ser diferentes a lo largo de toda la envergadura. Y el propósito del avión y cómo volará depende de cuáles sean. Hay bastantes tipos de perfiles, pero su forma es fundamentalmente siempre en forma de lágrima. Una especie de caída horizontal fuertemente alargada. Sin embargo, esta caída suele estar lejos de ser perfecta, porque la curvatura de las superficies superior e inferior es diferente para los distintos tipos, al igual que el grosor del propio perfil. Clásico es cuando la parte inferior está casi plana y la parte superior es convexa de acuerdo con una determinada ley. Este es el llamado perfil asimétrico, pero también los hay simétricos, cuando la parte superior e inferior tienen la misma curvatura.
El desarrollo de perfiles aerodinámicos se ha llevado a cabo casi desde los inicios de la historia de la aviación y aún hoy se lleva a cabo en instituciones especializadas. El representante más destacado de este tipo de instituciones en Rusia es el TsAGI, el Instituto Central Aerohidrodinámico que lleva el nombre del profesor N.E. Zhukovski. Y en los EE. UU., estas funciones las realiza el Centro de Investigación Langley (una división de la NASA).
¿EL FIN?
Continuará.....
objetivo del trabajo
Investigue el flujo alrededor del perfil del ala sin tener en cuenta su envergadura, es decir alas de envergadura infinita. Descubra cómo cambia el patrón de flujo alrededor del perfil cuando cambia el ángulo de ataque. El estudio se llevará a cabo en tres modos: despegue y aterrizaje subsónicos, crucero subsónico y vuelos supersónicos. Determine las fuerzas de sustentación y arrastre que actúan sobre el ala. Construye un ala polar.
BREVE TEORÍA
Perfil del ala– sección del ala por un plano paralelo al plano de simetría de la aeronave (sección AA). En ocasiones se entiende por perfil un tramo perpendicular al borde de ataque o de salida del ala (tramo B-B).
acorde de perfil b – un segmento que conecta los puntos más distantes del perfil.
Envergadura yo – la distancia entre los planos paralelos al plano de simetría y que tocan los extremos del ala.
Acorde central (raíz)b 0 – cuerda en el plano de simetría.
Acorde finalb k – acorde en la sección final.
Ángulo de barrido del borde de ataqueχ ordenador personal – el ángulo entre la tangente a la línea del borde de ataque y el plano perpendicular a la cuerda central.
Como se indicó en trabajos anteriores, la fuerza aerodinámica total R se descompone en fuerza de elevación Y y fuerza de resistencia X:
Las fuerzas de elevación y arrastre se determinan mediante fórmulas similares:
Dónde C Y Y CON X– coeficientes de sustentación y resistencia, respectivamente;
ρ - densidad del aire;
V– velocidad del cuerpo en relación con el aire;
S– área corporal efectiva.
En la investigación, por lo general no se ocupan de las fuerzas mismas. Y Y X, y con sus coeficientes C Y Y C X .
Consideremos el flujo de aire alrededor de una placa delgada: 
Si instala la placa a lo largo del flujo (el ángulo de ataque es cero), entonces el flujo será simétrico. En este caso, el flujo de aire no es desviado por la placa y la fuerza de elevación. Y igual a cero. Resistencia X mínimo, pero no cero. Será creado por las fuerzas de fricción de las moléculas de aire en la superficie de la placa. Fuerza aerodinámica total R es mínima y coincide con la fuerza de resistencia X.
Empecemos a desviar el plato poco a poco. Debido al biselado del flujo, aparece inmediatamente una fuerza de elevación. Y. Resistencia X aumenta ligeramente debido al aumento de la sección transversal de la placa en relación con el flujo. 
A medida que el ángulo de ataque aumenta gradualmente y la pendiente del flujo aumenta, la fuerza de sustentación aumenta. Evidentemente, la resistencia también está creciendo. Cabe señalar aquí que En ángulos de ataque bajos, la sustentación aumenta significativamente más rápido que la resistencia..
A medida que aumenta el ángulo de ataque, resulta cada vez más difícil que el flujo de aire fluya alrededor de la placa. Aunque la elevación sigue aumentando, es más lenta que antes. Pero la resistencia crece cada vez más rápido, superando gradualmente el crecimiento de la sustentación. Como resultado, la fuerza aerodinámica total R comienza a inclinarse hacia atrás.
Y entonces, de repente, el panorama cambia dramáticamente. Las corrientes de aire no pueden fluir suavemente alrededor de la superficie superior de la placa. Detrás de la placa se forma un poderoso vórtice. La sustentación cae bruscamente y la resistencia aumenta. Este fenómeno en aerodinámica se llama FLOW START. Un ala “arrancada” deja de ser un ala. Deja de volar y comienza a caer.
Demostremos la dependencia de los coeficientes de sustentación. CON Y y fuerzas de resistencia CON X desde el ángulo de ataque α en los gráficos.
Combinemos los dos gráficos resultantes en uno. En el eje de abscisas trazamos los valores del coeficiente de resistencia. CON X, y a lo largo de la ordenada, el coeficiente de elevación CON Y .
La curva resultante se llama ALA POLAR: el gráfico principal que caracteriza las propiedades de vuelo del ala. Trazar los valores de los coeficientes de sustentación en los ejes de coordenadas. C Y y resistencia C X, este gráfico muestra la magnitud y dirección de la fuerza aerodinámica total R.
Si suponemos que el flujo de aire se mueve a lo largo del eje C X de izquierda a derecha, y el centro de presión (el punto de aplicación de la fuerza aerodinámica total) se ubica en el centro de coordenadas, entonces para cada uno de los ángulos de ataque discutidos anteriormente, el vector de la fuerza aerodinámica total irá de el origen al punto polar correspondiente al ángulo de ataque dado. En el polar se pueden marcar fácilmente tres puntos característicos y sus correspondientes ángulos de ataque: crítico, económico y más ventajoso.
Ángulo de ataque crítico– este es el ángulo de ataque, cuando se excede, el flujo se detiene. Donde CON Y máxima y la aeronave puede mantenerse en el aire a la mínima velocidad posible. Esto es útil durante las aproximaciones de aterrizaje. Ver punto (3) en las imágenes.
Ángulo de ataque económico- este es el ángulo de ataque en el que la resistencia aerodinámica del ala es mínima. Si configuras el ala en el ángulo de ataque económico, podrá moverse a la máxima velocidad.
El ángulo de ataque más favorable. es el ángulo de ataque en el que la relación entre los coeficientes de sustentación y resistencia C Y /C X máximo. En este caso, el ángulo de desviación de la fuerza aerodinámica con respecto a la dirección del flujo de aire es máximo. Cuando el ala se coloca en su ángulo de ataque más favorable, volará más lejos.
Calidad aerodinámica del ala. es la razón de los coeficientes C Y /C X al configurar el ala en el ángulo de ataque más favorable.
Orden de trabajo
Selección del perfil del ala:
Una extensa biblioteca de perfiles de aviación está disponible en el sitio web de la Universidad de Illinois: http://aerospace.illinois.edu/m-selig/ads/coord_database.html
Aquí se ha recopilado una base de datos de aproximadamente 1.600 perfiles de alas diferentes. Para cada perfil hay una foto del mismo (en formato *.gif) y una tabla de coordenadas de las partes superior e inferior del perfil (en formato *.dat). La base de datos está disponible gratuitamente y se actualiza constantemente. Este sitio también contiene enlaces a otras bibliotecas de perfiles.
Seleccione cualquier perfil y descargue el archivo *.dat a su computadora.
Editando archivo *.dat con coordenadas de perfil:
Antes de importar un archivo con coordenadas de perfil a SW, se debe corregir en Microsoft Excel. Pero si abre este archivo directamente en Excel, todas las coordenadas aparecerán en una columna.
Necesitamos las coordenadas X Y Y Los perfiles estaban en diferentes columnas.
Por lo tanto, primero iniciamos Excel y luego abrimos nuestro archivo *.dat. En la lista desplegable, seleccione "Todos los archivos". En el asistente de texto, especificamos el formato de los datos, con el carácter separador "Espacio".
Ahora X Y Y coordina cada uno en su propia columna:
Ahora eliminamos la línea 1 con texto, la línea 2 con datos superfluos y la línea vacía 3. A continuación, revisamos todas las coordenadas y también eliminamos las líneas vacías, si las hay.
También agregamos una tercera columna para las coordenadas. z. En esta columna, llene todas las celdas con ceros.
Y desplazamos toda la mesa hacia la izquierda.
El archivo *.dat editado debería verse así:
Guarde este archivo como un archivo de texto (delimitado por tabulaciones).
Creando un perfil en SW:
En SW creamos una nueva pieza.
Ejecute el comando "Curva a través de puntos XYZ" en la pestaña "Elementos".
Se abrirá una ventana:
Haga clic en Aceptar e inserte la curva del perfil del ala en el documento.
Si se emite una advertencia de que la curva se autointerseca (esto es posible para algunos perfiles), entonces deberá editar manualmente el archivo en Excel para eliminar la autointersección.
Ahora es necesario convertir esta curva en un boceto. Para hacer esto, cree un boceto en el plano frontal:
Lanzamos el comando “Transformar Objetos” en la pestaña “Bosquejo” y especificamos nuestra curva de perfil como elemento a transformar.
Como la curva original es muy pequeña (¡la cuerda del perfil es de solo 1 mm!), usando el comando “Escalar objetos” aumentamos el perfil mil veces para que los valores de las fuerzas aerodinámicas correspondan más o menos a los reales. .
Cierre el boceto y utilice el comando Extruir saliente/base para extruir el boceto en un modelo sólido con una longitud de 1000 mm. De hecho, puedes extruir a cualquier longitud; de todos modos, resolveremos el problema del flujo bidimensional.
Soplado de perfiles en el módulo de Simulación de Flujo:
Es necesario volar el perfil resultante en tres modos de velocidad: despegue y aterrizaje subsónico (50 m/s), crucero subsónico (250 m/s) y supersónico (500 m/s) en diferentes ángulos de ataque: –5°, 0°, 10°, 20°, 30°, 40°.
En este caso, es necesario construir imágenes de secciones transversales para cada caso y determinar las fuerzas de sustentación y arrastre que actúan sobre el perfil.
Por lo tanto, es necesario realizar el cálculo 18 veces en Flow Simulación y completar la siguiente tabla:
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Modo de velocidad |
Ángulos de ataque, grados. |
||||||
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Subsónico despegue y aterrizaje, | |||||||
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Subsónico crucero, | |||||||
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Supersónico, | |||||||
La rotación del ala en SW se realiza usando el comando Mover/Copiar cuerpos.
Parámetros comunes proyecto son los siguientes: tipo de problema (externo sin tener en cuenta cavidades cerradas), tipo de medio fluido (aire, flujo laminar y turbulento, números de Mach grandes para modo supersónico), velocidad en la dirección del eje X V X= 50, 250 y 500 m/s. Dejamos el resto de parámetros por defecto.
En las propiedades del dominio computacional indicamos el tipo de problema – modelado 2D.
indicamos propósito del cálculo– superficial, poner marcas para velocidades medias a lo largo X Y Y, así como para las fuerzas en X Y Y.
En conclusión, se construyen 6 gráficos: la dependencia de la fuerza de elevación. Y y fuerzas de resistencia X desde el ángulo de ataque α , así como 3 polares de ala.
Preguntas de control
¿Qué es un perfil de ala?
¿Cuál es el ángulo de ataque?
¿Qué es la envergadura?
¿En qué se diferencia el flujo alrededor de un ala de envergadura finita del flujo alrededor de un ala de envergadura infinita?
¿Qué es una cuerda de ala?
¿Cuáles son las cuerdas de un ala?
¿Cómo determinar la fuerza de sustentación y resistencia (fórmulas)?
¿Cómo se ven los gráficos de dependencia? C Y Y C X desde el ángulo de ataque α ?
¿Qué es un ala polar?
¿Qué puntos característicos hay en el polar?
¿Cuál es la calidad aerodinámica de un ala?
La selección correcta del perfil para un modelo de avión de vuelo libre es el factor más importante para lograr buenas cualidades de vuelo de un avión con alas. Basándonos en la experiencia de muchos años en el círculo de jóvenes técnicos de la estación regional, ofrecemos para su reproducción una amplia gama de secciones probadas y acreditadas para planeadores deportivos.
La opción número 1 es adecuada para condiciones climáticas tranquilas y sin viento y para modelos con un área de 32-34 dm2 con una relación de aspecto del ala de 13-15. Con una fuerza del viento de 3-5 m/s y una relación de aspecto del ala de 11-13, se recomiendan los perfiles No. 2 y 3. Las opciones No. 4 y 5 están especialmente diseñadas para dispositivos de entrenamiento con una relación de aspecto baja o para condiciones de vientos muy racheados.
Para planeadores pequeños con un área de carga de 17-19 dm2 (subclase escolar), los perfiles n.° 6-9 son muy adecuados. En este caso, la opción nº 6 se utiliza principalmente para modelos educativos y de formación, y el resto, para modelos puramente deportivos. Los estabilizadores de todas las células se fabrican según los esquemas nº 10-12.
PERFILES DE MODELOS DE AERONAVES
Genese №16 Clark-Y
Genese No. 16 Este perfil fue desarrollado específicamente para su uso en modelos de aviones con flujo alrededor de números de Reynolds bajos. Probado por la redacción de la revista en varios modelos de aviones (en particular, en un modelo de avión Nostromo-35). Tiene buenas características de rotura.
Le permite mantener una velocidad de aterrizaje baja (aceptable para un piloto con calificaciones inferiores a la media) incluso con una carga alar específica de 75-100 g/dm2. En general, no es sensible a la distorsión de la forma, pero sigue siendo preferible una piel rígida en la frente del ala. La superficie inferior plana facilita el montaje de la estructura. Se puede recomendar su uso en modelos de entrenamiento, réplicas y planeadores. Clark-Y
Sin ninguna exageración, se le puede llamar un perfil de todos los tiempos y pueblos. Los primeros resultados fiables de purga se obtuvieron en el laboratorio LMAL-NACA en 1924. Todavía se considera uno de los mejores modelos educativos y de formación. Cuando se utiliza en planeadores, la totalidad de los datos es casi tan buena como la de los perfiles aerodinámicos laminares modernos. No es sensible a la distorsión de la forma cuando se utiliza un forro suave. La superficie inferior plana facilita el montaje de la estructura. Se puede recomendar su uso en modelos de entrenamiento, réplicas y planeadores.
Tiene las siguientes características: Su max = 1.373, Cx min = 0.0106, Cm0 = 0.08, (Cy/Cx) max = 22.4. El diagrama muestra las siguientes curvas: polar Cy= f(Cx) con ángulos de ataque marcados, curva Cy= f(α), curva CmA= f(Cy), curva Cy/ Cx = f(α), curva Cy= ( 1/πλ )Cy2.
GRÁFICO DE PRINCIPALES CARACTERÍSTICAS DEL PERFIL CLARK-Y
PERFILES DE MODELOS DE AERONAVES
E-385 y E-387
Perfiles de alas de modelos de aviones. Se recomiendan E-385 y E-387 para planeadores en vuelo. El perfil E-387 (por cierto, es el más popular), con valores de sustentación ligeramente más bajos, tiene características claramente mejores en la zona de sustentación cero. Esto significa que un planeador cuyas alas estén equipadas con este perfil será capaz de volar a gran velocidad manteniendo muy altas cualidades de vuelo.
El E-385 es más adecuado para pilotos de pura raza, donde la cuestión de la velocidad potencial del modelo no es tan importante como el factor de potencia del ala. Hay que tener en cuenta que para E-385 CMO = -0,168, y para E-387 CMO = -0,081 (casi la mitad). Esto significa que las pérdidas de equilibrio en el segundo caso serán menores (se puede incluir una cola horizontal de eficiencia reducida en el diseño del fuselaje).
Las cargas de torsión también estarán en un nivel más bajo (este factor es muy importante al crear alas ligeras de alta relación de aspecto). Los perfiles mencionados también tienen diferentes ángulos de elevación cero. Para E-385 α0=-6,64°, y para E-387 α0=-1,17°. El límite inferior de los números de Reynolds permitidos para ambos perfiles se puede considerar como 100.000.
El espesor relativo suficiente de los perfiles hace posible construir alas ligeras de alta relación de aspecto con un diseño de potencia tradicional. Aunque el E-385 y el E-387 están laminados, en la práctica resultó que las alas de los modelos pueden tener una superficie amplia con revestimiento suave. Por supuesto, en este caso, la frente del ala, aproximadamente un tercio del ancho de la cuerda, debe tener una piel rígida.
Además, es deseable reproducir los contornos de esta parte del ala con la máxima precisión. Hoy en día se han creado en el mundo muchos planeadores equipados con los perfiles mencionados. Y no se notó ninguna diferencia significativa entre las opciones con un revestimiento de ala completamente duro y con uno parcialmente blando. Por lo tanto, si se enfrenta al problema de ahorrar mucho peso del modelo, no dude en diseñar un ala con una película que cubra la parte trasera.
PERFIL PARA ESTABILIZADOR
HS3, NACA 0009, G-795
Perfiles para estabilizadores HS3. Recientemente, el perfilado de los estabilizadores se ha vuelto muy "estilizado". Sin embargo, el trabajo para encontrar soluciones óptimas no cesa. Así, podemos recordar el trabajo de tesis de M. Hamm del Instituto de Aerodinámica de la Universidad Técnica de Stuttgart. A principios de los años 90, el futuro ingeniero desarrolló una serie de perfiles simétricos HS1, HS2 y HS3.
Las purgas mostraron que con coordenadas casi idénticas de los perfiles HS2 y HS3, este último tiene una resistencia reducida en el rango de ángulos de ataque de vuelo reales (la única diferencia entre los perfiles es que la punta del HS3 es muy afilada, sin ningún radio). Con un perfil estabilizador simétrico, la solución clásica puede considerarse la elección de NACA 0009, y con un perfil plano-convexo como Clare-Y 8% o el mismo G-795. Preparó una selección de perfiles.
(Fuente: Revista Modelaje de Deportes y Aficiones)
MODELO DE AVIÓN PERFIL EB-380
A pesar de que casi todos los perfiles modernos utilizados en los modelos de aviones tienen más que un "alto origen" (son creados por verdaderos científicos aerodinámicos utilizando complejos programas informáticos especializados y, por regla general, luego se someten a una serie de pruebas en condiciones especiales de baja turbulencia). túneles de viento), ocasionalmente excepciones a esta regla.
Un ejemplo es el perfil obtenido por el checo Tomas Bartovsky "cruzando" dos perfiles muy populares del profesor Eppler: E-387 y E-374. Desgraciadamente, en el artículo publicado en el año 1980 en el Modellarz checo no se menciona qué método se utilizó para buscar el “medio dorado”.
Sin embargo, estaba claro que Tomas no estaba satisfecho con la curvatura obvia del E-387 y la imposibilidad asociada de su uso a altas velocidades (al alcanzar valores bajos del coeficiente de sustentación Su, el E-387 se caracteriza por un aumento significativo en el coeficiente de resistencia Cx), así como el espesor relativo insuficiente E-374, que no permite la producción de alas rígidas de mayor longitud, y el débil máximo Su logrado por él (que, en general, es típico de tales perfiles).
El nuevo perfil, denominado por el autor EB-380, tiene una característica tecnológica muy importante. En su mayor parte, el semiarco inferior que lo forma es completamente plano, lo que simplifica enormemente la creación de planos portantes de perfil similar. La historia adicional del EB-380 es interesante. Bartovsky utilizó por primera vez este perfil en un ala de planeador con un revestimiento parcialmente rígido, cubierto con un material similar a nuestro papel de mica de fibra larga.
Los resultados de las pruebas estuvieron al menos por debajo del promedio. Naturalmente, Tomas abandonó su creación y construyó modelos utilizando perfiles como Fx60-126, E-178, E-193 y otros. Después de un tiempo, finalmente volvió al EB-380 y se arriesgó a probarlo nuevamente en un planeador. Es cierto que ahora el ala tenía un revestimiento totalmente de balsa con una superficie barnizada, esmerilada y pulida. Los resultados del vuelo superaron todas las expectativas.
Según Tomas, el nuevo perfil era mucho mejor que cualquier cosa que hubiera usado anteriormente en modelos y también tenía una gama muy amplia de modos. El autor propuso el EB-380 como muy adecuado para los planeadores de la clase FZB (¡en las condiciones de los años ochenta!). También se recomendó que en la fabricación de alas se observe estrictamente la precisión de los contornos teóricos y las tecnologías que garanticen una alta calidad y suavidad de la superficie.
Como se desprende claramente del artículo de "Modelarzh", el EB-380 polar tenía sólo fines informativos y fue fruto de pensamientos puramente especulativos del autor. Es interesante notar que las imágenes de perfil dadas en la revista checa no correspondían a la tabla de coordenadas colocada allí mismo, aunque estaban destinadas a un “corte” directo sin construcciones intermedias (perfiles a escala real con una cuerda de 160, 180 , 205, 230 y 250 mm). Las imágenes no mostraron ninguna contracción de la parte superior posterior del semiarco, lo que se manifiesta claramente durante una construcción precisa.
Al parecer, fue enderezado por el propio autor o por el artista que realizó los dibujos. Por tanto, aquí es legítimo hablar únicamente del EB-380 modificado, que en el futuro llamaremos EB-380m. Durante mucho tiempo no se supo nada sobre el perfil de Bartovsky. Y de repente, recientemente, apareció toda una serie de desarrollos exitosos de planeadores de radio propulsores, cuyas alas están equipadas con el EB-380m.
Los deportistas se muestran satisfechos con este perfil, elogiando sus características y sobre todo su versatilidad. Le permite volar tanto en modo estacionario puro de baja velocidad como en modo de alta velocidad, sin pérdida de propiedades aerodinámicas. El EB-380 no "echó raíces" en los planeadores de cross-country ni siquiera en su época (ahora tienen perfiles completamente diferentes), pero en los planeadores "metálicos", que están ganando cada vez más popularidad en todo el mundo, ha tomado Su peaje.
Además, precisamente en un diseño no recomendado por el autor: en alas con piel suave parcial y total, e incluso con números de Reynolds muy bajos. Esto último puede justificarse por la parte frontal del perfil, bastante pronunciada, "turbulizada" y la turbulización adicional del aire debido al revestimiento de papel relativamente rugoso. Si está creando aviones de metal o planeadores ligeros, ¿tal vez tenga sentido intentar utilizar el EB-380 o el EB-380m? Pensar...
Arroz. 1. Contornos precisos del perfil EB-380. (La cuerda es de 100 mm.) Arriba está el perfil EB-380m, que se muestra en las páginas de la revista checa “Modelyarzh” como plantillas exactas para el perfil EB-380.
