Рассмотрим основные геометрические характеристики профиля

Хорда – отрезок прямой, соединяющий две наиболее удаленные точки профиля А и В; длина хорды обычно обозначается буквой b.

Контур профиля принято задавать относительными координатами верхнего и нижнего обводов профиля в зависимости от относительной продольной координаты : .

Средняя линия – геометрическое место точек, равноотстоящих от верхнего и нижнего обводов по перпендикуляру к хорде. Координаты средней линии можно найти по формуле в абсолютном или относительном виде.

Расстояние между верхней и нижней частями контура в каком-нибудь сечении, перпендикулярном хорде, называется абсолютной толщиной профиля (изменяется вдоль хорды) и обозначается с. Максимальную толщину обычный тонкий дозвуковой профиль имеет в сечении = 0,2…0,4.

Относительная толщина профиля – отношение максимальной толщины к длине хорды ( % в зависимости от назначения профиля).

Относительная вогнутость – отношение максимальной ординаты средней линии (стрелы прогиба) к длине хорды: (обычно ).

Аэродинамические характеристики профилей обычно представляют с помощью коэффициентов сил и моментов:

– коэффициент подъемной силы;

– коэффициент силы лобового сопротивления;

– коэффициент момента, где М – момент аэродинамической силы R относительно оси OZ_а; – скоростной напор невозмущенного набегающего потока; b – хорда профиля; – плечо равнодействующей аэродинамической силы.

В аэродинамической практике часто используют такое понятие, как качество профиля , которое показывает соотношение между подъемной силой и силой лобового сопротивления профиля, крыла или летательного аппарата в целом. Величина К может изменяться от долей единицы (для бескрылых ЛА при больших углах атаки) до значений порядка 40...60 (для безмоторных ЛА – планеров или для ЛА с ограниченными запасами топлива, предназначенными для выполнения полетов большой протяженности).

Аэродинамические характеристики различных профилей помещены в атласах профилей в виде таблиц или (и) графических зависимостей. На графиках (рис. 8.2) приведены примерные зависимости коэффициентов подъемной силы и силы лобового сопротивления для несимметричного профиля от угла атаки (рис. 8.2, а) и так называемая поляра первого рода – зависимость (рис. 8.2, б).

а б

Рис. 8.2. Аэродинамические характеристики профиля:

а – несимметричный профиль; б – поляра первого рода

Остановимся более подробно на зависимостях и (рис. 8.2, б). При профиль не создает подъемной силы. Увеличение угла атаки приводит к росту величины коэффициента подъемной силы. Зависимость при углах атаки до значения имеет линейный характер, пока на поверхности профиля сохраняется безотрывный характер течения. В аналитическом виде линейную зависимость можно записать следующим образом: , где – коэффициент подъемной силы при нулевом угле атаки; .

При больших углах атаки линейность изменения нарушается в связи с появлением отрыва потока на верхней поверхности профиля. При величина достигает своего максимума, дальнейшее увеличение угла атаки приводит вначале к плавному снижению коэффициента подъемной силы (в связи с развитием отрыва потока и охватом им все большей части поверхности профиля), а затем практически к ее исчезновению (обрыв кривой . В этот момент отрыв потока охватывает всю верхнюю поверхность профиля.

Поляра первого рода дает возможность получить данные о коэффициентах и при разных углах атаки и оценить их соотношение через качество профиля. Угол наклона прямой, проведенной из начала координат через некоторую точку кривой, позволяет определить качество профиля при данном угле атаки: . Наибольшую величину угол (а следовательно и качество профиля ) имеет для касательной, проведенной к поляре первого рода из начала координат. Угол атаки, обеспечивающий полет ЛА с качеством , называют наивыгоднейшим углом атаки. При полет ЛА происходит с наименьшими затратами мощности, т. е. с минимальным расходом топлива.

Рассматривая аэродинамические характеристики профиля, мы имели дело как бы с крылом бесконечного размаха прямоугольной формы в плане. На самом деле крылья имеют конечную величину размаха и самую разную форму в плане. Это означает, что геометрические характеристики крыла оказывают серьезное влияние на его аэродинамические характеристики.

Одними из важных характеристик крыла являются его площадь и размах . Формы крыльев в плане у современных ЛА очень разнообразны (рис. 8.3). Форма крыла может быть достаточно точно определена, если известны ее основные геометрические параметры (рис. 8.4):

1. Стреловидность. Она определяется углами стреловидности передней и задней кромок крыла. У дозвуковых самолетов угол не превышает , у околозвуковых и сверхзвуковых самолетов стреловидность достигает и более. У современных скоростных самолетов стреловидность переменна по размаху крыла.

2. Удлинение. Удлинение представляет собой относительную величину размаха крыла. Удлинение крыла любой формы в плане может быть определено по формуле

,

где – размах крыла, т. е. его поперечный размер вдоль оси OZ связанной системы координат; – полная несущая поверхность крыла. Удлинение крыльев дозвуковых самолетов дальнего действия достигает 13, а для сверхзвуковых самолетов находится в пределах 5…1 и менее.

3. Сужение. Сужение крыла представляет собой отношение корневой хорды к концевой хорде , т. е. .