Аэродинамический профиль

Основные элементы профиля:

• хорда b — отрезок прямой, соединяющий переднюю и заднюю кромки профиля;
• носок — закруглённая передняя часть, хвостовая часть — заострённая задняя часть профиля;
• толщина профиля c — наибольший размер сечения в направлении, перпендикулярном хорде;
• относительная толщина ${\displaystyle {\bar {c}}=c/b}$ — обычно выражается в процентах;
• средняя линия профиля — геометрическое место точек, равноудалённых от верхнего и нижнего обводов профиля (центров окружностей, вписанных в профиль);
• относительная кривизна ${\displaystyle {\bar {f}}}$ — наибольшее расстояние от средней линии до хорды, отнесённое к длине хорды;
• угол атаки α — угол между хордой профиля и направлением скорости набегающего потока^[2].

Если средняя линия совпадает с хордой, то есть представляет собой прямую, профиль называется симметричным; его верхний и нижний обводы зеркально одинаковы, и на нулевом угле атаки подъёмная сила отсутствует. Если средняя линия искривлена, профиль называется несимметричным (вогнутым, или несущим): он создаёт подъёмную силу и при нулевом угле атаки.

Выбор относительной толщины — компромисс между сопротивлением и несущими свойствами. Толстые профили (${\displaystyle {\bar {c}}}$ порядка 12—17%) применяются на низкоскоростных самолётах: их профильное сопротивление ${\displaystyle C_{x}}$ больше, зато округлый носок и пологие обводы затягивают срыв потока на бо́льшие углы атаки, что позволяет получить высокое значение максимального коэффициента подъёмной силы ${\displaystyle C_{y\,max}}$; кроме того, толстый профиль выгоден конструктивно (высота лонжеронов, объёмы для топлива). Тонкие профили (${\displaystyle {\bar {c}}}$ порядка 4—9%) устанавливаются на скоростных самолётах, где решающее значение имеет малое сопротивление и отсрочка волнового кризиса.

Подъёмная сила и сила лобового сопротивления профиля выражаются через безразмерные коэффициенты:

${\displaystyle Y=C_{y}{\frac {\rho V^{2}}{2}}S,\qquad X=C_{x}{\frac {\rho V^{2}}{2}}S,}$

где ρ — плотность воздуха, V — скорость набегающего потока, S — характерная площадь.

Зависимость ${\displaystyle C_{y}(\alpha )}$ в рабочем диапазоне близка к линейной; по достижении критического угла атаки происходит срыв потока с верхней поверхности, и подъёмная сила падает. Совокупность зависимостей ${\displaystyle C_{y}(\alpha )}$, ${\displaystyle C_{x}(\alpha )}$ и ${\displaystyle m_{z}(\alpha )}$ называют аэродинамическими характеристиками профиля. Широко используется также поляра профиля — график зависимости ${\displaystyle C_{y}=f(C_{x})}$, строящийся по точкам при переменном угле атаке. Отношение

${\displaystyle K={\frac {C_{y}}{C_{x}}}}$

называется аэродинамическим качеством профиля. Касательная, проведённая из начала координат к поляре, определяет режим максимального аэродинамического качества ${\displaystyle K_{max}}$: в точке касания отношение ${\displaystyle C_{y}/C_{x}}$ наибольшее^[3].

Важный теоретический результат: согласно теории тонкого профиля, восходящей к работам Н. Е. Жуковского, наклон кривой подъёмной силы в несжимаемом потоке равен

${\displaystyle {\frac {dC_{y}}{d\alpha }}=2\pi }$ (на радиан)^[4].

У реальных профилей из-за вязкости и конечной толщины наклон несколько меньше — около 0,09—0,11 на градус.

Необходимо подчеркнуть, что характеристики профиля и крыла конечного размаха не совпадают. У крыла из-за перетекания воздуха через законцовки возникает индуктивное сопротивление, коэффициент которого приближённо равен ${\displaystyle C_{x\,i}=C_{y}^{2}/(\pi \lambda )}$ (λ — удлинение крыла); одновременно уменьшается наклон кривой ${\displaystyle C_{y}(\alpha )}$. Поэтому аэродинамическое качество крыла всегда меньше качества профиля, а поляра крыла отличается от поляры профиля.

Фундамент научной теории профиля заложили отечественные учёные. В 1904—1906 годах Н. Е. Жуковский — «отец русской авиации» — установил механизм возникновения подъёмной силы и вывел формулу, связывающую её с циркуляцией скорости вокруг профиля (теорема Жуковского, работа «О присоединённых вихрях», 1906). В 1910 году С. А. Чаплыгин сформулировал условие конечности скорости на задней кромке профиля (постулат Жуковского — Чаплыгина), позволившее однозначно определять циркуляцию и рассчитывать подъёмную силу конкретного профиля. Жуковский первым построил теоретические профили (профили Жуковского) методом конформного отображения^[5].

По инициативе Жуковского в 1918 году был создан Центральный аэрогидродинамический институт (ЦАГИ), где разработаны отечественные серии профилей и атласы их аэродинамических характеристик, применявшиеся при проектировании советских самолётов^[6]. В 1940 году С. А. Христианович создал теорию обтекания профиля при больших дозвуковых скоростях с учётом сжимаемости газа, что стало основой проектирования скоростных дозвуковых профилей.