Projekt skrzydła Dobór profilu Wybór profilu ze względu na jego charakterystyki aerodynamiczne (K max, C Zmax, charakterystyki przeciągnięcia) Wybór profilu ze względu na strukturę płata; 1
GEOMETRIA PROFILU GEOMETRIA PROFILU szkieletowa Krawędź natarcia cięciwa Maksymalna grubość PołoŜenie maksymalnej grubości Maksymalne ugięcie szkieletowej PołoŜenie maksymalnego ugięcia szkieletowej Krawędź spływu 2
Definicja kąta natarcia V AoA Przeciągnięcie AoA=0 Punkt oderwania AoA=10 AoA=15 AoA=20 3
Charakterystyki aerodynamiczne profilu Wsp. siły nośnej (C z lub C L ) Wsp. oporu (C x lub C D ) C ZMAX Przeciągnięcie α 0 dc l /dα a pochodna aerodynamiczna α KR Charakterystyki aerodynamiczne profilu C z projektowy 4
Charakterystyki aerodynamiczne profilu Doskonałość (C z / C x ) Funkcja energetyczna (C z3 / C x2 lub C z 1,5 /Cx) Charakterystyki aerodynamiczne profilu Wsp. momentu C m Pochodna dcm/dcz mówi nam o stateczności podłuŝnej. Znak - w jej przypadku oznacza obiekt stateczny, znak + niestateczny 5
Maksymalna grubość t/c Maksymalna grubość - t Cięciwa - c Wpływ grubości profilu na współczynnik siły nośnej 6% 8% 10% 12% 14% 16% 18% 20% 6
Wpływ grubości na maksymalny współczynnik siły nośnej Wpływ grubości profilu na współczynnik oporu 6% 8% 10% 12% 14% 16% 18% 20% 7
Wpływ grubości profilu na doskonałość 6% 8% 10% 12% 14% 16% 18% 20% Wpływ grubości profilu na funkcję energetyczną 6% 8% 10% 12% 14% 16% 18% 20% 8
szkieletowa Ugięcie szkieletowej Maksymalne ugięcie szkieletowej Wpływ ugięcia szkieletowej na współczynnik siły nośnej 0% 0,5% 1% 1,5% 2% 2,5% 3% 3,5% 9
Wpływ ugięcia szkieletowej na współczynnik oporu 0% 0,5% 1% 1,5% 2% 2,5% 3% 3,5% Wpływ ugięcia szkieletowej na doskonałość 0% 0,5% 1% 1,5% 2% 2,5% 3% 3,5% 10
Wpływ ugięcia szkieletowej na funkcję energetyczną 0% 0,5% 1% 1,5% 2% 2,5% 3% 3,5% Wpływ ugięcia szkieletowej na moment pochylający 0% 0,5% 1% 1,5% 2% 2,5% 3% 3,5% 11
PołoŜenie maksymalnej grubości Maksymalna grubość PołoŜenie maksymalnej grubości Rozwój warstwy przyściennej laminarna turbulentna oderwana przejście oderwanie 12
Wpływ laminarności profilu na współczynnik oporu 15% 20% 25% 30% 35% 40% 45% 50% Wpływ laminarności profilu na współczynnik siły nośnej 15% 20% 25% 30% 35% 40% 45% 50% 13
Wpływ samostateczności profilu na współczynnik momentu 0 35% 2 4 6 28% 22% 15% Wpływ samostateczności profilu na doskonałość 35% 0% 2% 4% 6% 28% 22% 15% 14
Wpływ liczby Reynoldsa na współczynniki aerodynamiczne Wpływ liczby Macha siłę nośną 15
Wpływ liczby Macha opór Wpływ liczby Macha moment pochylający 16
Krytyczna liczba Macha Historyczne wartości grubości względnej profilu płata w funkcji projektowej liczby Mach a 17
Krytyczna liczba Macha Krytyczna liczba Macha 18
Obliczyć liczbę Reynoldsa dla prędkości projektowej Dobór profilu Re>3 000 000 3 000 000>Re>500 000 500 000>Re Obliczyć liczbę Macha dla prędkości maksymalnej M max >0,75 Katalogi Wortmanna Stuttgarter Profilkatalog Vol.1 i 2 Katalogi Seliga Summary of low speed airfoil data Vol.1-3 Airfoils at low speeds M max <0,75 Profil nadkrytyczny np. NASA SC(2) 714 NASA TM X-1109 NASA TM X-2977 NASA TP 2969 Katalog Abbota Theory of the wing section, raport NACA 824, NASA TN D-7428 Obliczyć liczbę Reynoldsa i liczbę Macha dla prędkości projektowej Dobór profilu Odnaleźć charakterystyki dla Re proj i M proj Obliczyć C Z dla prędkości projektowej Porównać C X dla C Zproj dla dostępnych w katalogu profili i wybrać kilka najlepszych Porównać C Zmax dla wybranych profili Porównać charakter oderwania dla wybranych profili Porównać C M dla wybranych profili Wybrać profil charakteryzujący się kombinacją ww. cech najlepiej pasującą do przeznaczenia projektowanego samolotu 19
Projekt aerodynamiczny płata Zaklinowanie płata względem kadłuba; Średnia cięciwa aerodynamiczna SCA, c Pole powierzchni nośnej (odniesienia) S; Rozpiętość b; WydłuŜenie A; Wznios; Kat skosu płata ( krawędzi natarcia Λ LE, linii 25% cięciw Λ c/4 ); ZbieŜność λ; Skręcenie geometryczne i skręcenie aerodynamiczne płata; Końcówki płata; Skrzydła pasmowe Kąt zaklinowania Kąt zaklinowania płata kąt pomiędzy cięciwą przykadłubową, a osią podłuŝną kadłuba; 20
ZBIEśNOŚĆ b/2 c R S c T λ = c c T R W S = W / S b = c R c = A S 2 S [ b ( 1 + λ) ] = λ T c R Skrzydła o małym skosie: λ=0.4 0.5 Skrzydła o duŝym skosie: λ=0.2 0.3 ŚREDNIA CIĘCIWA AERODYNAMICZNA SCA, c c 2 3 c = ROOT 2 ( 1+ λ + λ ) ( 1+ λ ) ; c R 0,25SCa c R c Y = b 6 [( 1+ 2 λ )( 1+ λ) ]; c T c T Y 21
Wiry generowane przez płat Wpływ wydłuŝenia (A) na współczynniki aerodynamiczne A = b S 2 Cx = Cx 0 + 2 Cz π A e 22
Wpływ wydłuŝenia (A, AR) na współczynniki aerodynamiczne C L α = C l α C l π α + A C l π α 2 + A 2 Helmbolt equation A = b S 2 Wznios płata ϕ b 1 b 2 b 3 <b 1 =b 2 <b 4 b 3 Kąt wzniosu φ - kąt pomiędzy pł. cięciw skrzydła, a prostą prostopadłą do pionowej pł. symetrii samolotu b 4 Proste Skośne poddźwiękowe Skośne naddźwiękowe PołoŜenie płata dolnopłat średniopłat 5 7 2 4 3 7-2 2 0 5-5 0 górnopłat 0 2-5 -2-5 0 23
Skos płata Λ LE Λ c / 4,, Λ t / c [( 1 λ) / A ( + λ) ] tan Λ LE = tan Λ c / 4 + 1 Λ c/4 Λ LE Linia łącząca ¼ cięciw płata wzdłuŝ jego rozpiętości Skos płata M eff =M cos(λ LE ) M kryt ~1/cos m (Λ LE ) Kąt skosu płata zmniejsza wartość efektywnej liczby Mach a strumienia niezaburzonego. Λ LE M McosΛ LE q eff =q cos 2 (Λ LE ) Λ t/c W~tan 2 (Λ LE ) 24
Wpływ skosu na pochodną Cz po kącie natarcia dc dα L = 2 + 4 + ( A β) 2 π A 2 2 tan 1 + β ( Λ ) 2 t / c β = 2 1 M eff M eff = M cos Λ LE Wpływ skosu na oderwanie 25
Skos płata Winglety 26
Zwichrzenie płata Skręcenie geometryczne Zwichrzenie aerodynamiczne Zwichrzenie płata Skręcenie geometryczne Zwichrzenie aerodynamiczne 27
Skrzydła delta AoA V Skrzydła pasmowe 28
Efekt skrzydeł pasmowych Generatory wirów RAF Museum Hendon 29
30