Profilul aripii

Profilul aripii:
α : incidență geometrică
c : frânghie
1 : linia de ridicare zero
2 : muchia de conducere
3 : cerc oscilant al muchiei anterioare
4 : grosime
5 : curbură
6 : spate
7 : muchia de ieșire
8 : linie de arcuire mijlocie
9 : burta.

Tendința coeficientului de presiune pe două foi aeriene pentru două unghiuri de atac:
1 : profil simetric cu incidență de ridicare zero
2 : profil asimetric cu incidență de ridicare zero
3 : profil simetric cu incidența ridicării pozitive
4 : profil asimetric cu incidență de ridicare pozitivă.
De asemenea, s-au trasat vectorii de ridicare (indicați cu L , ridicare ).

Foaia aeriană este secțiunea unei aripi efectuată conform unui plan vertical și paralelă cu linia centrală a aripii în sine. Secțiunile unei pale de turbomachină sau elice sunt, de asemenea, construite în conformitate cu principiile profilelor aeriene.

Teorie

Când se studiază un profil aerian, se studiază o aripă tridimensională de lungime infinită (în direcția perpendiculară pe planul secțiunii care determină planul aerian). Conform teoremei lui Kutta-Joukowski , se creează o circulație în jurul profilului care generează o forță, într-o direcție perpendiculară pe curentul netulburat, numită ridicare care tinde să o susțină. Această teoremă este valabilă numai în condiții de vâscozitate neglijabilă ( fluxul eulerian ). În general, ridicarea nu este singura forță care acționează asupra profilului: vâscozitatea fluidului generează, de asemenea, o rezistență dinamică a fluidului , o componentă a rezultantei forțelor aerodinamice direcționate paralel cu curentul netulburat.

Forma liniilor aeriene tinde să creeze o diferență de presiune între cele două fețe: odată ce fluidul (aer, apă sau altul) lovește lina aeriană cu unghiul adecvat de atac , se generează o suprapresiune pe burtă și o depresiune. a profilului în sine.

Această distribuție a presiunii determină particulele fluide să genereze o forță direcționată aproximativ vertical, de jos în sus, care o susține. Componenta perpendiculară pe curentul netulburat, liftul, crește aproape liniar pe măsură ce unghiul de atac al profilului crește până la o valoare critică, numită unghiul critic de atac sau unghiul critic de atac aerodinamic. Prin creșterea suplimentară a unghiului de atac, se atinge o ridicare maximă la o valoare numită unghiul de atac de blocare sau unghiul de atac de staționare, dincolo de care apare blocajul de profil, la care se constată o scădere a ridicării și o creștere a rezistenței aerodinamice.

Mai mult, în cazul real al unei aripi cu lungime finită, este necesar să se ia în considerare și alte efecte, principalul fiind că „un fluid generic tinde să se deplaseze dintr-o zonă de presiune înaltă în una de presiune scăzută”.

Acest principiu este ușor de găsit în multe cazuri practice, de exemplu atunci când un balon este perforat și aerul tinde să iasă spre exterior, adică spre starea presiunii atmosferice (scăzute) față de interior.

La marginile aripii există o migrație de fluid către punctele cu presiune mai mică și, prin urmare, o generație suplimentară de rezistență, fenomen care explică prezența eleronelor verticale la marginile aripilor avioanelor sau în spoilerele mașinilor de curse. .

Elemente geometrice ale profilului aerian

Următoarele elemente geometrice caracteristice pot fi recunoscute într-un profil:

Marginea de pornire : punctul cel mai avansat din punct de vedere geometric al profilului.
Marginea din spate: punctul cel mai din spate geometric al profilului.
Coardă : Linia dreaptă care unește marginea anterioară cu marginea descendentă.
Înapoi : linia care delimitează profilul de sus.
Burta : linia care delimitează profilul de mai jos.
Grosime : distanța dintre spate și burtă.
Linia arcului de mijloc : linia care unește punctele echidistante între spate și burtă.
Săgeată : distanța dintre linia centrală și coardă măsurată perpendicular pe coardă.
Linie de ridicare zero : linia, care trece prin marginea de ieșire, paralelă cu direcția curentului pentru care ridicarea profilului este zero.
Incidență geometrică sau unghi geometric de atac : unghi format de coarda cu curentul netulburat.

Centrul de presiune

Centrul de presiune al unui profil aerian este punctul în care ne putem imagina rezultatul forțelor dinamice ale fluidelor care acționează asupra planetei aeriene aplicate. Rezultatul este în general descompus în ridicare , perpendicular pe viteza fluxului netulburat și pozitiv în sus, și rezistență , paralel cu viteza fluxului netulburat și pozitiv în direcția vitezei. Momentul dinamic fluid care acționează în raport cu centrul de presiune este zero, deoarece brațul rezultant al forțelor aerodinamice este zero.

Deoarece unghiul de atac al profilului variază în raport cu curentul, poziția centrului de presiune va varia. Variația va depinde de forma profilului, din acest motiv nu este convenabil să se ia în considerare acest punct pentru a studia comportamentul unui profil. Prin urmare, este de preferat să se ia în considerare aplicarea rezultatului forțelor aerodinamice într-un alt punct, punctul neutru.

Poate calcula poziția lungă $X$ ${\ displaystyle X}$ $X$ în acest fel (neglijând rezistența aerodinamică):

- Să o luăm ca punct de referință $X_{0}$ ${\ displaystyle X_ {0}}$ $X_ {0}$ , adică abscisa marginii de conducere;

- Ascensorul $P.$ ${\ displaystyle P}$ $P.$ se va aplica la o distanță generică $X$ ${\ displaystyle x}$ $X$ , pe care vrem să îl calculăm, din punct $X_{0}$ ${\ displaystyle X_ {0}}$ $X_ {0}$ ;

- Momentul $M_{0}$ ${\ displaystyle M_ {0}}$ $M_ {0}$ (așa numit pentru că se referă la punctul $X_{0}$ ${\ displaystyle X_ {0}}$ $X_ {0}$ ) în profilul în cauză va fi $M_{0}=-x\cdot P$ ${\ displaystyle M_ {0} = - x \ cdot P}$ ${\ displaystyle M_ {0} = - x \ cdot P}$ (momentul este negativ dacă bate prin convenție) prin urmare, împărțind ambii membri la ${\frac {1}{2}}\cdot \rho v^{2}S$ ${\ displaystyle {\ frac {1} {2}} \ cdot \ rho v ^ {2} S}$ ${\ displaystyle {\ frac {1} {2}} \ cdot \ rho v ^ {2} S}$ , primesti $C_{m0}\cdot c=-x\cdot C_{p}$ ${\ displaystyle C_ {m0} \ cdot c = -x \ cdot C_ {p}}$ ${\ displaystyle C_ {m0} \ cdot c = -x \ cdot C_ {p}}$ unde este $c$ ${\ displaystyle c}$ $c$ reprezintă acordul profilului e $C_{m0}$ ${\ displaystyle C_ {m0}}$ ${\ displaystyle C_ {m0}}$ la care se face referire la coeficientul de moment aerodinamic $X_{0}$ ${\ displaystyle X_ {0}}$ $X_ {0}$ ;

Pe unele texte și site-uri valoarea lui $X$ ${\ displaystyle x}$ $X$ se referă la sfertul șir (de aici și al nostru $X$ ${\ displaystyle x}$ $X$ ar începe de la $c/4$ ${\ displaystyle c / 4}$ ${\ displaystyle c / 4}$ și nu din $X_{0}$ ${\ displaystyle X_ {0}}$ $X_ {0}$ ) din moment ce $C_{m}$ ${\ displaystyle C_ {m}}$ ${\ displaystyle C_ {m}}$ este, de asemenea, menționat (sau măsurat, în cazul experimental) la acel punct. În acest caz am avea

$C_{m_{c/4}}\cdot c=-(x-{\frac {c}{4}})\cdot C_{p}$ ${\ displaystyle C_ {m_ {c / 4}} \ cdot c = - (x - {\ frac {c} {4}}) \ cdot C_ {p}}$ ${\ displaystyle C_ {m_ {c / 4}} \ cdot c = - (x - {\ frac {c} {4}}) \ cdot C_ {p}}$

a cărei formulă inversă, pentru a face x explicit, va fi:

$x={\frac {c}{C_{p}}}\cdot ({\frac {C_{p}}{4}}-C_{m_{c/4}})$ ${\ displaystyle x = {\ frac {c} {C_ {p}}} \ cdot ({\ frac {C_ {p}} {4}} - C_ {m_ {c / 4}})}$ ${\ displaystyle x = {\ frac {c} {C_ {p}}} \ cdot ({\ frac {C_ {p}} {4}} - C_ {m_ {c / 4}})}$

Simplificând în continuare scrierea, obținem:

$x=c\cdot {\biggl (}{\frac {1}{4}}-{\frac {C_{m_{c/4}}}{C_{p}}}{\biggr )}$ ${\ displaystyle x = c \ cdot {\ biggl (} {\ frac {1} {4}} - {\ frac {C_ {m_ {c / 4}}} {C_ {p}}} {\ biggr)} }$ ${\ displaystyle x = c \ cdot {\ biggl (} {\ frac {1} {4}} - {\ frac {C_ {m_ {c / 4}}} {C_ {p}}} {\ biggr)} }$ echivalent și mai cunoscut sub numele de ${\frac {x}{c}}={\frac {1}{4}}-{\frac {C_{m_{c/4}}}{C_{p}}}$ ${\ displaystyle {\ frac {x} {c}} = {\ frac {1} {4}} - {\ frac {C_ {m_ {c / 4}}} {C_ {p}}}}$ ${\ displaystyle {\ frac {x} {c}} = {\ frac {1} {4}} - {\ frac {C_ {m_ {c / 4}}} {C_ {p}}}}$ .

Dacă vrem să luăm în considerare și rezistența aerodinamică, plecăm de la faptul că $M_{0}=R\cdot y-P\cdot x$ ${\ displaystyle M_ {0} = R \ cdot yP \ cdot x}$ ${\ displaystyle M_ {0} = R \ cdot y-P \ cdot x}$ , luându-l ca punct de referință $x=0$ ${\ displaystyle x = 0}$ $x = 0$ Și $y=0$ ${\ displaystyle y = 0}$ $y = 0$ ;

Prin colectarea și împărțirea ambilor membri la ${\frac {1}{2}}\cdot \rho v^{2}S$ ${\ displaystyle {\ frac {1} {2}} \ cdot \ rho v ^ {2} S}$ ${\ displaystyle {\ frac {1} {2}} \ cdot \ rho v ^ {2} S}$ , primesti

$C_{m_{0}}\cdot c=C_{r}\cdot y-x\cdot C_{p}$ ${\ displaystyle C_ {m_ {0}} \ cdot c = C_ {r} \ cdot yx \ cdot C_ {p}}$ ${\ displaystyle C_ {m_ {0}} \ cdot c = C_ {r} \ cdot y-x \ cdot C_ {p}}$

În acest moment ne dăm seama că, în acest fel, este imposibil să se rezolve ecuația: de fapt, ar fi necesară o a doua ecuație pentru a găsi atât ordonatele, cât și abscisa centrului de presiune, oricât de ușor de obținut se calculează și coeficientul de moment punct. Oricum ar fi, factorul $C_{r}\cdot y$ ${\ displaystyle C_ {r} \ cdot y}$ ${\ displaystyle C_ {r} \ cdot y}$ poate fi considerat neglijabil cu cât valorile coeficientului de tragere sunt mai mici comparativ cu coeficientul de ridicare și cu atât mai mult $y$ ${\ displaystyle y}$ $y$ în comparație cu $X$ ${\ displaystyle x}$ $X$ este mic, adică cu cât profilul este mai eficient, cu atât este mai subțire și simetric.

Punctul neutru

Punctul neutru al aripii , numit și focalizare sau centru aerodinamic , este punctul în care coeficientul de moment care acționează asupra profilului (care nu este la incidențe mari) rămâne în general constant pe măsură ce incidența variază. Se găsește de obicei într-o zonă în jur de 25% din șir (sfert de șir). Având în vedere rezultanta forțelor aerodinamice aplicate în acest moment, va fi, de asemenea, necesar să se ia în considerare un moment dinamic fluid fluid aplicat în general diferit de zero (este un sistem de forțe echivalent cu sistemul de forțe efectiv aplicat).

Tipuri de profiluri

Prima distincție în categorii largi se face analizând curburile extrados și intrados :

Concave-convexe: atât intradosul, cât și extrado-ul au porțiunea centrală a curburii mai mare decât punctele de intrare și ieșire (în raport cu partea „completă” a aripii, prin urmare, extradosul apare convex în timp ce intradosul pare concav). Acest profil a fost folosit în aeronavele antice și este utilizat în prezent pentru unele ultraligere .
Modern concav-convex: este mai asemănător cu un plan convex decât cel anterior și are performanțe excelente la viteze mici, prin urmare este folosit aproape universal în planor . De obicei, este și un profil laminar.
Plano-convex: extrados este ca în cazul anterior, în timp ce intrado este plat. Este un tip de profil non-optim, dar ieftin. În prezent este utilizat în unele aeronave de turism.
Biconvex: intrados și extrados au curburi opuse. Dacă profilele, deși curbate în direcția opusă, sunt diferite, vorbim de profiluri asimetrice biconvexe, în timp ce, dacă au aceeași formă, vorbim de profile simetrice. Primele se află astăzi în majoritatea avioanelor, cele din urmă pentru aeronave acrobatice (astfel încât să poată avea aceleași caracteristici în zborul inversat) și sunt utilizate universal pentru avioanele de coadă .
Laminar: acestea sunt profilele care, indiferent de grosimea lor, sunt capabile să mențină un flux non-turbulent pe o parte semnificativă a frânghiei lor. Această caracteristică este obținută prin deplasarea grosimii maxime a profilului mai mult spre marginea din spate, în comparație cu profilurile mai tradiționale; ceea ce permite un strat limitar laminar mai lung. Profilurile laminare sau fluxul laminar oferă o rezistență mai mică la avansare, dar numai într-un interval limitat de unghiuri de incidență în raport cu fluxul.

Profiluri subcritice

Numărul Mach critic este numărul Mach al fluxului netulburat (numărul Mach al zborului) pentru care se formează un punct sonic (o zonă limitată la care viteza este egală cu cea a sunetului) pe spatele profilului. Pe măsură ce zborul Mach crește, unda de șoc care se formează se intensifică, mărindu-și extensia deplasându-se spre marginea din spate. Datorită fenomenelor de disipare a energiei datorate prezenței impacturilor, rezistența aerodinamică a profilului va crește deosebit de intens.

Pentru a evita acest fenomen, va fi posibil să se adopte un așa-numit profil subcritic , adică un profil care, datorită caracteristicilor sale geometrice, va avea un număr Mach critic cât mai mare posibil.

Un profil convențional (1) și supercritic (2) la același număr Mach (mai puțin de 1). A indică bula supersonică, B unda de șoc și C regiunea cu flux separat.

În general, profilul subcritic va avea:

grosime relativă mică și o rază mică de curbură a marginii anterioare pentru a reduce accelerațiile fluxului;
punctul de grosime maximă deplasat înapoi (aproximativ în mijlocul șirului), pentru a avea o curbură treptată și, prin urmare, o distribuție a presiunii cât mai uniformă posibil pe spate.

Datorită acestor diferențe geometrice minime cu un profil normal, este foarte dificil pentru un observator să distingă un profil subcritic.

Profiluri supercritice

Același subiect în detaliu: profilul supercritic .

Foliile supercritice sunt profiluri aeriene care au un număr de Mach critic mai mic decât cele ale unui profil aerian subcritic. Formarea unei regiuni supersonice pe spate are loc la viteze mai mici, dar, datorită formei speciale a profilului, se asigură că recompresiunea are loc cu pierderile de energie cât mai mici, adică cu un impact normal de intensitate mai mică și un nivel mai mic zona.de stand aerodinamic .

Un profil supercritic va avea:

raze ridicate de curbură la marginea anterioară;
punctul de grosime maximă înaintea unui profil subcritic.

Profiluri normate

Același subiect în detaliu: NACA airfoil .

Peste 1.800 de profiluri sunt definite și utilizate în mod unic în producția de aeronave de serie. Cele mai frecvente sunt cele definite de organizația guvernamentală americană NACA (acum NASA ) identificate cu numere de 4 sau 5 cifre, care sunt încă un standard pentru producția în masă de aerofile de uz civil.

Pentru profilurile din 4 cifre (de ex. NACA 2415), acestea au următoarea semnificație:
- Prima cifră, valoarea curburii maxime ca procent din coardă (de ex. 2 → 0,02 c);
- A doua cifră, distanța față de marginea anterioară a poziției curburii maxime, în zecimi din coardă (de exemplu, 4 → 0,4 c);
- 3 și 4, grosime maximă, ca procent din șir (de exemplu, 15 → 0,15 c).
Uneori celor patru cifre, separate printr-o cratimă (de ex. NACA 2415 - 24), se adaugă încă două cifre care indică:
- A 5-a cifră, raza muchiei anterioare, ca procent din coardă (de ex. 2 → 0,02 c);
- A șasea cifră, distanța de la marginea anterioară a grosimii maxime, în zecimi din coardă (4 → 0,4 c).
Pentru profilurile din 5 cifre - construite folosind cinci tipuri de linie medie - (de exemplu, NACA 23012), acestea au următorul sens:
- Prima cifră, înmulțită cu 3/20, coeficientul de ridicare pentru care a fost proiectat profilul;
- A doua și a treia cifră, distanța față de marginea anterioară a poziției curburii maxime împărțită la 2, ca procent din coardă (de exemplu, 30 → 0,15 c).
- A 4-a și a 5-a cifră, valoarea grosimii maxime, ca procent din șir (de ex. 12 → 0,12 c).

Alte proiecte

Wikimedia Commons conține imagini sau alte fișiere despre Airfoil

linkuri externe

Site în limba engleză care explică într-un mod foarte intuitiv particularitatea designului aripilor supersonice. De asemenea, include alte secțiuni în care sunt furnizate informații despre diferitele principii ale aerodinamicii în general.
www.ae.uiuc.edu coordonatele principalelor foi aeriene .
NACA Project Application drawing profile in CAD Autodesk - AutoCAD (TM) and Dassault Systemes - DraftSight (TM)

Controlul autorității	LCCN (EN) sh85001301 · GND (DE) 4126393-5 · BNF (FR) cb119384622 (data)

Portalul aviației

Portal de inginerie

Portal mecanic