Аэродинамический профиль

Классический аэродинамический профиль крыла — это крыло, где верхняя сторона профиля будет выпуклая, а нижняя будет практически прямой.

Подъёмную силу крыла можно посчитать по формуле

${\displaystyle Y=C_{y}{\frac {\rho V^{2}}{2}}S}$, где:

${\displaystyle Y}$ — подъёмная сила (Н),

${\displaystyle C_{y}}$ — коэффициент подъёмной силы, зависящий от угла атаки (получается опытным путём для разных профилей крыла),

${\displaystyle \rho }$ — плотность воздуха на высоте полёта (кг/м³),

${\displaystyle V}$ — скорость набегающего потока (м/с),

${\displaystyle S}$ — характерная площадь (м²).

Формула для расчёта лобового сопротивления сходна с вышеприведённой, за исключением того, что используется коэффициент лобового сопротивления ${\displaystyle C_{x}}$ вместо коэффициента подъёмной силы ${\displaystyle C_{y}}$.

Наибольшая толщина классического профиля располагается примерно на 25—35 % его хорды. Такая геометрия обеспечивает наименьшее сопротивление при малых скоростях, которые были характерны для летательных аппаратов на начальном этапе их развития. Однако с увеличением скорости полёта возрастающую роль начинали играть эффекты сжимаемости воздуха, а в дальнейшем — и возникновение локальных участков со сверхзвуковым потоком, заканчивающихся скачками уплотнения (и связанным с этими скачками резким ростом сопротивления). Число Маха набегающего потока, при которой такие участки возникают, называется критическим числом Маха^[1].

С увеличением скоростей полёта первым этапом увеличения критического числа Маха явилось уменьшение возмущений потока путём ослабления неравномерности распределения давления на верхней поверхности профиля за счёт смещения положения максимальной толщины и кривизны профиля к середине хорды, а также некоторого уменьшения максимальной вогнутости. Применение таких профилей, называемых иногда классическими скоростными профилями, увеличило крейсерскую скорость на 50—100 км/ч.

Дальнейшее увеличение критического числа Маха за счёт простого уменьшения искривлённости верхней поверхности профиля приводило к уменьшению создаваемой этой поверхностью подъёмной силы. Для компенсации такого уменьшения производится «подрезка» хвостового участка нижней поверхности, которая является характерной особенностью сверхкритического профиля.

Появление второго поколения сверхкритических профилей связано с возможностью ослабления интенсивности скачков уплотнения за счёт изоэнтропического сжатия потока перед ними. Достигается такой эффект за счёт дальнейшего уплощённая верхней поверхность в сочетании с ещё большей «подрезкой» нижней и небольшим отгибом вниз хвостового участка профиля. Однако такой отгиб может привести к срыву потока и требует дополнительных исследований, в частности при натурных значениях чисел Рейнольдса. В 80-е гг. сверхкритические профили находят применение на самолётах различных типов (например, АН-124, Ту-204, Ил-96-300) и позволяют увеличить значение критического числа Маха на 0,05—0,15 по сравнению с классическими скоростными профилями. Другим направлением использования сверхкритических профилей является увеличение их толщины (на 2—5 %) или уменьшение стреловидности крыла (на 5—15 °) при сохранении значения критического числа Маха. Увеличение толщины позволяет увеличить удлинение крыла и аэродинамическое качество самолёта, а также увеличить объём крыла, внутри которого обычно размещаются топливные баки^[2].

• Профиль, имеющий вытянутую вдоль потока форму, скруглённую к потоку переднюю и острую заднюю кромки, называется крыловым профилем.
• Хорда — отрезок прямой, соединяющей две наиболее удалённые друг от друга точки профиля^[3].
• Длина профиля — длина хорды.
• Максимальный размер в направлении, перпендикулярном хорде — толщина профиля.
• Угол между направлением скорости набегающего потока и хордой — угол атаки.
• Относительная толщина профиля — отношение его максимальной толщины к хорде.