1

Projekt skrzydła

Dobór profilu

• Wybór profilu ze względu na jego charakterystyki aerodynamiczne (Kmax, CZmax, charakterystyki przeciągnięcia)

• Wybór profilu ze względu na strukturę płata;

2

GEOMETRIA PROFILU

GEOMETRIA PROFILU

Kraw ędźnatarcia

Kraw ędźspływu

cięciwa

szkieletowa

Maksymalna grubość

Maksymalne ugięcie szkieletowej

PołoŜenie maksymalnej grubości PołoŜenie

maksymalnego ugięcia szkieletowej

3

Definicja kąta natarcia

V∞

AoA

Przeciągnięcie

AoA=0°

AoA=10°

AoA=15°

AoA=20°

Punkt oderwania

4

Charakterystyki aerodynamiczne profilu

cznaaerodynami

pochodna

a/dαdCl ≡

0α

KRα

MAXZC

Wsp. oporu (C x lub C D )Wsp. siły no śnej (C z lub C L)

Przeciągnięcie

Charakterystyki aerodynamiczne profilu

Cz projektowy

5

Charakterystyki aerodynamiczne profiluFunkcja energetyczna (Cz

3 / Cx2 lub C z

1,5 /Cx)Doskonało ść (Cz / Cx)

Charakterystyki aerodynamiczne profiluWsp. momentu C m

Pochodna dCm/dCzmówi nam o stateczno ści podłu Ŝnej.

Znak „-” w jej przypadku oznacza obiekt stateczny, znak „+”niestateczny

6

Maksymalna grubość – t/c

Maksymalna grubość - t

Cięciwa - c

Wpływ grubo ści profilu na współczynnik siły no śnej

6%

8%

10%

12%

14%

16%

18%

20%

7

Wpływ grubości na maksymalny współczynnik siły nośnej

Wpływ grubo ści profilu na współczynnik oporu

6%

8%

10%

12%

14%

16%

18%

20%

8

Wpływ grubo ści profilu na doskonało ść

6%

8%

10%

12%

14%

16%

18%

20%

Wpływ grubo ści profilu na funkcj ę energetyczn ą

6%

8%

10%

12%

14%

16%

18%

20%

9

Ugięcie szkieletowejszkieletowa

Maksymalne ugięcie szkieletowej

Wpływ ugi ęcia szkieletowej na współczynnik siły no śnej

0%

0,5%

1%

1,5%

2%

2,5%

3%

3,5%

10

Wpływ ugi ęcia szkieletowej na współczynnik oporu

0%

0,5%

1%

1,5%

2%

2,5%

3%

3,5%

Wpływ ugi ęcia szkieletowej na doskonało ść

0%

0,5%

1%

1,5%

2%

2,5%

3%

3,5%

11

Wpływ ugi ęcia szkieletowej na funkcj ę energetyczn ą

0%

0,5%

1%

1,5%

2%

2,5%

3%

3,5%

Wpływ ugi ęcia szkieletowej na moment pochylaj ący

0%

0,5%

1%

1,5%

2%

2,5%

3%

3,5%

12

PołoŜenie maksymalnej grubości

Maksymalna grubość

PołoŜenie maksymalnej grubości

Rozwój warstwy przy ściennej

laminarna turbulentna

oderwana

przejście

oderwanie

13

Wpływ „laminarno ści” profilu na współczynnik oporu

15%

20%

25%

30%

35%

40%

45%

50%

Wpływ „laminarno ści” profilu na współczynnik siły no śnej

15%

20%

25%

30%

35%

40%

45%

50%

14

Wpływ „samostateczno ści” profilu na współczynnik momentu

35%

2°

4°

6°

28%

22%

15%

0°

Wpływ „samostateczno ści” profilu na doskonało ść

35%

2%

4%

6%

28%

22%

15%

0%

15

Wpływ liczby Reynoldsa na współczynniki

aerodynamiczne

Wpływ liczby Macha

siłę nośną

16

Wpływ liczby Macha opór

Wpływ liczby Macha moment pochylający

17

Krytyczna liczba Macha

Historyczne wartości grubości względnej profilu płata w funkcji projektowej liczby Mach’a

18

Krytyczna liczba Macha

Krytyczna liczba Macha

19

Dobór profiluObliczy ć liczb ę Reynoldsa dla pr ędko ści „projektowej”

Re>3 000 000 3 000 000>Re>500 000 500 000>Re

Katalogi Wortmanna„StuttgarterProfilkatalog” Vol.1 i 2

Katalogi Seliga„Summary of low speedairfoil data” Vol.1-3„Airfoils at low speeds”

Obliczy ć liczb ę Macha dla prędko ści maksymalnej

Mmax<0,75

Mmax>0,75

Katalog Abbota „Theory of the wing section”, raport NACA 824, NASA TN D-7428

Profil nadkrytyczny np. NASA SC(2) 714NASA TM X-1109NASA TM X-2977NASA TP 2969

Dobór profiluObliczy ć liczb ę Reynoldsa i liczb ę Macha dla pr ędko ści „projektowej”

Odnale źć charakterystyki dla Re proj i Mproj

Obliczy ć CZ dla pr ędko ści „projektowej”

Porówna ć CX dla CZproj dla dost ępnych w katalogu profili i wybra ć kilka najlepszych

Porówna ć CZmax dla wybranych profili

Porówna ć charakter oderwania dla wybranych profili

Porówna ć CM dla wybranych profili

Wybra ć profil charakteryzuj ący si ę kombinacj ą ww. cech najlepiej pasuj ącądo przeznaczenia projektowanego samolotu

20

Projekt aerodynamiczny płata

• Zaklinowanie płata względem kadłuba;• Średnia cięciwa aerodynamiczna SCA, • Pole powierzchni nośnej (odniesienia) S;• Rozpiętość b;• WydłuŜenie A;• Wznios;• Kat skosu płata ( krawędzi natarcia ΛLE,

linii 25% cięciw Λc/4);• ZbieŜność λ;• Skręcenie geometryczne i skręcenie aerodynamiczne

płata;• Końcówki płata;• Skrzydła pasmowe

c

Kąt zaklinowania

Kąt zaklinowania płata – kąt pomiędzy cięciwą przykadłubową, a osią podłuŜnąkadłuba;

21

ZBIEśNOŚĆ

S/WW

S ====

SAb ⋅⋅⋅⋅====

(((( ))))[[[[ ]]]]λλλλ++++⋅⋅⋅⋅⋅⋅⋅⋅====

1bS2

cR

R

T

cc====λλλλ

Skrzydła o małym skosie:

λ=0.4÷0.5

Skrzydła o duŜym skosie:

λ=0.2÷0.3

cT

cR

b/2

S

RT cc ⋅⋅⋅⋅λλλλ====

ŚREDNIA CIĘCIWA AERODYNAMICZNA SCA, c

(((( ))))(((( )))) ;1

132 2

λλλλλλλλλλλλ

++++++++++++⋅⋅⋅⋅⋅⋅⋅⋅

==== ROOTcc

( )( )[ ];1216

λλ +⋅+⋅

= bY

cR

cT

cT

cR

c

Y

0,25SCa

22

Wiry generowane przez płat

Wpływ wydłuŜenia (A) na współczynniki aerodynamiczne

Sb

A2

====eA

CzCxCx

2

0 ⋅⋅⋅⋅⋅⋅⋅⋅ππππ++++====

23

Wpływ wydłuŜenia (A, AR) na współczynniki aerodynamiczne

Sb

A2

====

Helmbolt equation

2

2

ll

lL

ACC

ACC

++++

ππππ++++

ππππ

⋅⋅⋅⋅====αααααααα

αααααααα

Kąt wzniosu φ - kąt pomiędzy pł. cięciw skrzydła, a prostąprostopadłą do pionowej pł. symetrii samolotu

ϕϕϕϕ

Wznios płata

b1 b2

b3

b4

b3<b1=b2<b4

-5 ÷ 0-5 ÷ 00 ÷ 5Skośne nadd źwiękowe

-5÷-2-2 ÷ 23 ÷ 7Skośne podd źwiękowe

0 ÷ 22 ÷ 45 ÷ 7Proste

górnopłatśredniopłatdolnopłat

Poło Ŝenie płata

24

Skos płata c/t4/cLE ,, ΛΛΛΛΛΛΛΛΛΛΛΛ

ΛΛΛΛLEΛΛΛΛc/4

Linia łącząca ¼ cięciw płata wzdłuŜ jego rozpiętości

(((( )))) (((( ))))[[[[ ]]]]λλλλ++++⋅⋅⋅⋅λλλλ−−−−++++ΛΛΛΛ====ΛΛΛΛ 1A/1tantan 4/cLE

Skos płata

Kąt skosu płata zmniejsza wartość efektywnej liczby Mach’a strumienia niezaburzonego. ΛΛΛΛLE

ΛΛΛΛt/c

M

Meff=M∞cos(ΛΛΛΛLE)

M kryt ~1/cosm(ΛΛΛΛLE)

qeff=q∞cos2(ΛΛΛΛLE)

W~tan2(ΛΛΛΛLE)

McosΛΛΛΛLE

25

Wpływ skosu na pochodną Cz po kącie natarcia

(((( )))) (((( ))))

ββββΛΛΛΛ++++⋅⋅⋅⋅ββββ⋅⋅⋅⋅++++++++

⋅⋅⋅⋅ππππ⋅⋅⋅⋅====αααα

2c/t

22

L

tan1A42

A2d

dC

2effM1−−−−====ββββ

LEeff cosMM ΛΛΛΛ==== ∞∞∞∞

Wpływ skosu na oderwanie

26

Skos płata

Winglety

27

Zwichrzenie płata

Skręcenie geometryczne

Zwichrzenie aerodynamiczne

Zwichrzenie płata

Skręcenie geometryczne

Zwichrzenie aerodynamiczne

28

Skrzydła delta

AoA

V

Skrzydła pasmowe

29

Efekt skrzydeł pasmowych

Generatory wirów RAF Museum Hendon

30