ХАРАКТЕРИСТИКИ ЛОБОВОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ. УПОТРЕБИТЕЛЬНЫХ ПРОФИЛЕЙ

В настоящем приложении приведены характеристики измене­ния cxp~f(Re), y=f(Re), Макр —f(c, су) и VKp =f(p, Н) для профилей:

, 8, 12, 66 н 16%

. 8, II н 179*

. 8. 11 и 17%

. 8. 11 и 17%

. 12%

12%

12%

12%

. И. 12, 13, 14, 15 . 16, 17, 18, 19, 20

„ 21, 22, 23, 24, 25

„ 26, 27, 28, 29, 30

. 31, 34, 35

„ 32, 34, 35

. 33. 34, 35

, 36

схр подсчитав методом, изложенным в главе II настоящей работы, на основе проведенных ЦАГИ экспериментов по распре­делению давления на малых су [29]. Лишь для профиля NACA 4412 распределение давления взято из Rep. 649 NACA. Для

пограничного слоя на нижней и верхней поверхностях (smB, smH, sKB, Ss и) — Если точки s, нет, то. это значит, что градиент давле­ния на нижней поверхности настолько мал, что расчет положения точки перехода велся по Ret плоской пластинки.

В верхней части графиков приведены кривые: схр = /(Re): / — для гладкого крыла, в соответствии с подсчи­танным положением точки перехода, 2‘—при положении точки, перехода <в — минимуме давления и 3 — при полностью турбулент­ном пограничном слое. Все расчеты сгр были сделаны для су =0,2, за исключением схр симметричных профилей, для которых было принято су =0.

На графиках даны также значения Макр при су =0, 0,1 и 0,2, а. под каждым графиком приведена таблица значений VKp, пока­зывающих, при какой скорости на профиле возникает скачок дав­

различной толщины. Такой же сводный график для симметрич­ных профилей дан на фиг. 35.

На фиг. 5, 10, 15, 20, 25, 30 и 36 даны зависимости Макп от су и 1/Кр от р при Н = 8000 м для серий профилей, рассмотрен­ных в настоящем приложении.

Зависимости MaKV=f(cy) заимствованы из трудов ЦАГИ, вьйт. 487 [29]. В характеристику MaKV=f(cy) для профилей RAF-34 толщиной 12,66% и 16% введены уточнения на основе поправок, сделанных ЦАГИ [132].

Для профилей толщиной 8% серий ЦАГИ В, RAF-34 и RAF-38 точка перехода на нижней поверхности, ввиду почти полного отсутствия градиента давления,’ подсчитывалась по Re, плоской пластинки Для двух его значений: Re, = 2- 106 и Не, = 1,5 10к.

Значения s, и cj:p, соответствующие варианту Ret—1,5 • 10°, отме­чались значком «прим», а на фиг. 4, 9, 14—-пунктирными кривыми.

Для профилей NACA 23008 (фиг. 21) и NACA 23011 (фиг. 22) приведены два варианта течения кривой зависимости точки пе­рехода на нижней поверхности от Re.

В первом варианте предполагалось, что точка перехода рас­положена в области положительного градиента давления за первым минимумом! давления (см. фиг. 178), во втором, отмеченном на фигурах значком «прим», для профиля NACA 23008 положе­ние точки перехода подсчитывалось по Re, плоской пластинки, равном 2-10°, для профиля 23011 считалось, что точка пере­хода зафиксирована положением второго минимума давления и находится неизменно на 30% хорды.

Соответственно двум течениям s, = / (Re) на графиках 21 и 22 даны два варианта изменения схр = f (Re) для гладкого крыла.

На фиг. 37 приведена зависимость сгр от Re и толщины про­филя при полностью турбулентном! пограничном слое. Как вы­текает из главы II, эта зависимость одинакова для профиля лю­бой серии при кривизне около 2%.

На фиг. 38 дана зависимость схр= f (с) при Re = 16- 10е для. гладких профилей. Для серии NACA 230 течение кривой схр — / (с) необычно, так как с, гр при с — 11% и 17% одинаковы. Последнее справедливо в предположении, что для профилей NACA 23008 и NACA 23012 точка перехода находится за первым, а не за вторым минимумом давления на нижней поверхности. Мы считаем, что при больших Re такое предположение наиболее вероятно. В частности, при испытании профиля NACA 23012 в мало турбулентной 8-футо­вой скоростной трубе NACA при Re > 8 • 10°— 10 • 10е точка перехода на нижней поверхности крыла была расположена не за вторым, а за первым минимумом давления.

Вместе с тем следует оговорить, что при испытании профиля NACA 23012 в большой трубе NACA значения схр указывают на расположение точки перехода за вторым минимумом!. Однако при этом эксперименте Re не превосходило 4,5 • 10°.

Закон изменения с с толщиной л сами величина сх для серий ЦАГИ В, RAF-34 и RAF-38 очень близки. Серия NACA 22 имеет значительно большие схр, в основном ввиду наличия резкого положительного градиента давления на нижней поверх­ности крыла, смещающего «перед точку перехода. По этой же причине схр профиля Clark YH толщиной 11% при су =0,2 зна­чительно больше с,.р профилей серий ЦАГИ В и RAF.

Для Clark YH толщиной 11% при переходе к су — 0,3 ввиду исчезновения резкого положительного градиента с, р с 0,00618 понижается до 0,00584, и характер изменения схр= f (с) для этой серии становится близким к изменению схр у серий ЦАГИ В и iRAF. Однако су =0,3 для современных скоростных самолетов превосходите^ режима Vmax-

Если для профиля Clark YH рассматривать изменение с, р =- — f {Re) при су =0,3, а для остальных профилей — цри су~0,2, то характер зависимости с. гр = / (е) будет одинаков для серий ЦАГИ В, RAF-34, RAF-38, Clark YH и несколько отличен для серий NACA 22 и NACA 230.

Возможно, что последнее объясняется тем, что у серий NACA кривизна профиля с увеличением толщины уменьшается, у остальных же серий она весьма значительно возрастает [132].

Сравнивая схр = f (Re), приведенные в настоящем приложении, с сХр для тех же профилей по данным атласа ЦАГИ [132], можно констатировать, что 8%-ные профили, за исключением NACA 2208 и 23008, по данным ЦАГИ, имеют значения сХр при больших Re на 5—8% выше, чем по графикам настоящего приложения.

Последнее объясняется тем1, что хотя при натурных числах Рейнольдса сХр профилей в атласе ЦАГИ подсчитывалось мето­дом Сквайра н Юнга, но точка перехода бралась по прибли­женной зависимости st — sm = / (Re), предложенной Минским (см. гл. II, фиг. 56).

Считая, что sf sm зависит только от Re, мы пренебрегаем очень большим влиянием на s,—sm градиента давления. У тон­ких профилей положительный градиент давления значительно меньше, чем у толстых, поэтому для них при более точном расчете будут получаться более задние положения точки пере­хода, а следовательно, и меньшие сХр по сравнению с получен­ными — при приближенном определении положения точки перехода без учета роли градиента давления.

На фиг. 39 дана зависимость сХр = f (с) для профилей с такой отделкой поверхности, при которой точка перехода распола­гается в минимуме давления. Мы видим, что при этом кривые cXp = f(c) идут значительно более тесным пучком, чем на фиг. 38. Следовательно, в этом случае индивидуальные особен­ности профиля влияют на сХр Меньше, чем для вполне гладких крыльев. Так, если из фигуры 38 следует, что худший 12%-ный профиль имеет сХр на 17% выше сХр лучшего профиля, то из фиг. 39 мы видим, что разница между худшим и лучшим профилями сокращается до 9%.

При полностью же турбулентном слое можно приближенно считать, что слр зависит только от толщины профиля.

ЦАГИ В

Л

VKp км/час

в зависимости от р и Н

8%

100

150

р кг/м — -00

250

300

Н м

5000

837

830

1

834

829

823

8000

814

803

790

776

760

11000

766

746

721

695

660

Фиг. 1

При пользовании приведенной зависимостью между р и 1е°бходимо учитывать замечания, сделанные на стр. 339.

ПАГИ В

Укр км/час в зависимости от р и Н

16%

100

150

р кг/м2 200

250

300

Нм

•5 000

722

715

708

702

693

8 000

686

675

663

650

637

11000

645

626

608

586

565

Фиг. 4. Зависимость с„ от Re для гладких профилем серии

ЦАГИ В.

Пуш;тирния~_кривая — при Ret = 1.5 • 10“ для нижней поверхности.

RAF-34

8%

V’kp км/час в зависимости от р и Н

__ Popt___

VK1, max

100

150

Р кг/# 200

2

250

300

Нм

5000

797

823

834

828

821

180 8 Я5

8000

793

796

785

774

750

130

11000

763

745

722

при р—

220 кг/лР

VKp=640 кмічас

р>220 недопустимо[20]

Фиг. 6

СерИЯ

RAF-34

VKp км/час в зависимости от р и Я

Popt

16%

р кг/м2

^кр max

100

150

200

250

300

н м

175

5 000

675

698

706

700

694

710

#

642

115

8000

675

675

664

653

684

И 000

654

632

610

590

75

665

ь — Vp

Фиг. 9. Зависимость схр от Re для гладких профилей серии RAF-34. Пунктирная кривая—,при Ret 1,510а для нижней поверхности.

Фиг. 10. Зависимость AfeKp от су и Ккр от р при Н =8000 л для серии RAF-34.

RAF-38

VKp км/час в

зависимости от р и Н

8%

р кг/м2

Укр шах

100

150

200

250

300

Н. м

5000

726

757

785

807

827

8000

726

765

795

820

805

250

при р=275 VKB= 700

820

11000

740

781

770

740

275 недопустимо

155

(см. сноску к фиг. 6)

786

RAF-38

Ккр км/час в зависимости от р

и Н

12,66%

100

150

‘ р кг/м2 200 |

250

300

^кр шах

Н м

5 000

693

710

728

800

820 .

8000

687

716

740

730

716

200

740

11 000

687

702

675

660

‘ ""

125

710

СеР1**

Фиг. 14. Зависимость схр от Re для гладких профилей серии RAF-38. Пунктирная кривая—при Ret=1,5 — 10» для нижней поверхности.

Фиг. 15. Зависимость ARzKp от су и VKp от р при Я—*8000 м для Серии RAF-38.

Clark YH j

1/Кр км/нас в Зависимости отриН

— 1

11% j

p кг/м3-

max

100

150

200

250

300

H m | 5000 ;

640

660 .

j

• 6Й2

703

725

_

■8Й00 ;

640

670

700

728

715

250

728

11000

640

690

686

674

660

160

697

Clark YH

VKp км/час в зависимости от р и Н

Popt

17%

100

150

р кг/м2 200 |

250

300

V кр шах

Н м

5000

592

612

630

648

662

зоо

662

8000

586

612

632

620

610

190

634

11000

590

595

575

120

606

Фиг. 19. Зависимость схр от Re для гладких профилей серии Clark YH.

СеРйЯ

NACA 23008

VKp км/час в зависимости от р и Н

Poft

8%

100 ]

150 •

р кг/j 200

и*

250

300

Укр шах

Н м

745

215

5 000

720

738

760

753

765

145

733

8000

710

730

715

695

673

11 000

695

665

635

Фиг.

21

590

NACA 23011 11%

1/Кр кмчас в зависимости от р

и Н

___ fopt___

Ккр max

100 |

150

р кг/м*

200 | 250

I 300

Н м

I

150

5000

725

747

735

722

707

747"

8 000

715

695

675

650

625

100

11 000

665

635

590

550

715

NACA 23017 17%

VK[, кмічас

в зависимости от р и

Н

100

150

р кг/м2 200 1 250

300

V*p шах

И м

5000

692

685

677

659

660

8000

658

648

637

623

600

П 000

611

585

546

37 7

VKp км/час в зависимости от р и Н

ПРИЛОЖЕНИЕ I

NACA 2211 11%

/кр км/час в зависимости от р

и Н

Poyt

100

150

р кг/м2

200 | 250

300

УКр ша*

Н м

5 000

630

654

675

694

714

230

8000

630

660

688

692

670

704

150

11 000

630

672

635

615

604

672

NACA 2217 17%

/кр км/час в зависимости от р

и И

10Э

150

р кг/м2 200 | 250

300

V’ltp. max

Н м

185

5000

■ 690

700

705

698

691

706

125

8 000

680

683

670

658

643

690

11000

652

630

610

586

ФИГ. 28

Фиг. 29. Зависимость czp от Re для гладких профилей серии NACA 22.

ЦАГИ В

симметр.

12%

VKp км/час в зависимости от р и Н

100

| 150

р кг/jkfi | 200

1 250

300

Н м

5 000

814

803

787

769

748

8000

775

<765

750

730

655

11000

728

700

при р

= 190 кг! if

Vkd

= 60Q км/час

р > 190 недопустимо

(см. сноску к фиг. 6)

Симметричные профили

RAF-30

симметр.

12%

VKp км/час в зависимости от р

и Н

Р opt

100

150

р кг/м2 200 | 250

300

Ккр Лах

Н м 5000

784

773

761

749

735.

8000

742

725

705

666

р = &80

11000

700

655

при

р = 175 кг/

VKp = 600

*2

”кр = 580 км/час р > 175 недопустимо (см. сноску к фиг. 6)

Фиг. 32

780 763

726 680

при р = 175 кг/м2 Укр = 580 км/час р > 175 недопустимо (см. сноску к фиг. 6)

Из графика видно, что профиль NACA 4412 имеет очень малые схр. Так как схр этого профиля подсчитывались с помощью фиг. 67, построенной на основе определения схр профилей с кривизной 2%, то возможно, что схр, данные иа фиг. 36, занижены. Из фиг. 71 главы 11 следует, что схр этого профиля вряд ли преуменьшен более чем на 6—7о/0.

Фиг. 38. Зависимость схр от толщины Фиг. 39. Зависимость сгу от толщины профиля у гладкого крыла; /?е=16-106. профиля при положении точки пере­хода в минимуме давления; Re= 16- 10s.

ХАРАКТЕРИСТИКИ МАКСИМАЛЬНОЙ ПОДЪЕМНОЙ СИЛЫ СЕЧЕНИЙ УПОТРЕБИТЕЛЬНЫХ ПРОФИЛЕЙ

Для выбора профиля крыла и расчета слр при больших углах атаки может понадобиться знание су тах сечения крыла. В на­стоящем приложении приведены такие данные по наиболее на­дежным источникам. В табл. 1 ‘дана полная характеристика ряда профилей, испытанных в трубе переменной плотности NACA, по последним данным, уточняющим результаты экспериментов [26].

Фиг. 1 характеризует зависимость поправки ДСуп, ах, .вносимой в значения су тах, полученные при испытаниях. профилей в трубе переменной плотности NACA, от 11еЭф. Для каждого профиля в столбце 5 табл. 1 настоящего приложения буквой и цифрой отмечены класс и кривая, которой следует пользоваться для перехода от ДеЭф (графа 7), для которого даны в таблице значе — НИЯ Су тпах сечения профиля (графа 8), к Re натуры на режиме полета при Сутях самолета.

Обычно при Суша* Re натуры меньше 8 • 10е, поэтому по­правка Асущах имеет отрицательный знак. К классу А (табл. 1) относятся профили, у которых Су шах при изменении Re Не ме­няется.

№ по лорядк|

Профиль

Где

опубли­

ковано

(труды

NACA)

Классификация

Основная харак

§

Си

О

X

тип масштаб­ного эффекта3

її" о а. ^

Н 5С Sm*

с *

£ § S

йе. ф

10»

Сутак

ао°

dcy

da (я В гра­дусах)

Cjfopt

^xp min

1

2

6

■*

5

О

/

1 —

9

ш

11

12

1

Clark

Y

Rep. 416

В

С4

D

8,4

t 1,68

t-5,0

0,092

0,12

0,0071

2

YM 15

IN 412

с

D4

С

8,4

1,70

-5,2

0,094

0,10

0,0076

3

YM 18

TN 412

с

Е4

С

8,2

1.60

-5,1

0,091

0,07

0,0085

4

Curtiss

C-72

TN 412

в

С4

D

8,0

1,74

-5,6

0,095

0,23

0,0071

5

Gottingen 387

TN 428

в

D6

D

8,4

1,70

-6,6

0,097

0,30

0,0076

6

398

TN 412

в

D5

D

8,1

1,68

-6,0

0,094

0,15

0,0076

7

N 22

TN 412

в’

С4

D

8,1

1,72

-5.4

0,095

0,17

0.0075І

8

NACA CYH

IN 412

в

СЗ

D

8,1

1,58

-2.9

0,095

0,08

0.0065

9

NACA

M6

TN 412

А

СЗ

D

8,0

1,51

-0,8

0,095

0,03

0,0066

10

USA

27

TN 412

В

С6

в

8,1

1,71

—4.7

0,094

0,30

0,0075

11

35A

Rep. 628

в

Е6

D

8.4

1,52

-8,0

0,095

0,38

0,0094

12

35B

TN 412

в

С5

В

8,3

1,81

-5,2

0,099

0,35

0,0071

13

NACA

0006-

Rep. 460

А

А

D

8,5

0,91

0

0,098

0

0,0051

14

0009

Rep. 586

А

ВО

А

8,3

1,39

0

0,098

0

0,0058

15

0012

Rep. 586

А

СО

А

8,4

1,66

0

0,099

0

0,0060

16

0015

Rep. 586

А

D0

А

8,6

1,66

0

0,097

0

0,0064

17

0018

Rep. 586

А

Е0

А

7,8

1,53

0

0,096

0

0,0070

18

0021

Rep. 460

А

Е1

А

8,3

1,48

0

0,093

0

0,0080

19

0025

А

Е2

D

8,8

.1,26

0

0,085

0

0,0094

20

0030

А

D

8,4

1,06

0

0,074

0

0,0117

21

2212

Rep. 460

А

СЗ

В

8,4

1,72

-1,8

0,099

0,12

0,0052

22

2409

Rep. 4 0

А

B2

В

8,1

1,62

-1.7

0,099

0,03

0,0060

23

2412

Rep. 586

А

С2

В

8,2

1,72

-2,0

0.098

0,14

0,0061

24

2415

Rep. 460

А

D2

с

8,0

1,66

-1,7

0,097

0,10

0,0068

25

2418

Rep. 460

А

Е2

с

8,0

1,53

-1,9

0,094

0,05

0,0076

26

440

Rep. 460

А

А’

D

8,1

1,32

-3.9

0,100

0,32

0,0062

Л

4409

Rep. 586

А

В4

А

8,1

1,77

-3,9

0,096

0,26

0,0066

28

4412

Rep. 586

А

С4

D

7.9

1,74

-4,0

.0,098

0,32

0,0071]

29

4415

Rep. 586

А

D4

С

7,9

1,72

-4.0

0,097

0,2’

0,0076,

30

4418

Rep. 460

А

Е4

D

8,1

1,57

-3,7

0,092

0,13

0.0079

31

4421

Rep. 460

А

Е5

D

8,2

1,41

— 3,4

0,089

0,08

0,00881

32

23006

Rep. 610

А

А

D

8,3

1,17

— 1,2

0,100

0,15

0,0057|

33

23009

Rep. 610

А

С2

А

8,3

1,66

-1.1

0,099

0,08

0,0059;

34

23012

Rep. Є10

А

D2

А

8,4

1.74

-1,2

0,100

0,08

0,0060

35

230 5

Rep. 610

А

D2

А

8,4

1,73

-1,1

0,098

0,10

0,0067,

36

23018

Rep. 610

А

Е2

В

8,2

1,58

-1,2

0.097

0.08

0,0074

37

23021

Rep. 610

А

Е2

В

8,2

1,50

-1,2

0,092

0,07

0,0080

38

43012

Rep. 610

А

D4

А

8,4

1,84

-2,3

0.100

0,26

0,0068′

39

43015

Rep. 610

А

D4

А

8,3

1,76

-2.3

0,101

0,18

0,00701

40

43018

Rep. 610

А

Е4

С

8,3

1.63

-2.4

0,096

0,-6

0.0078І

41

63012

Rep. 610

А

D6

А

8,3

1,81

-3,5

0,100

0,40

0,0075,

42

63018

Rep. 610

А

Е7

А

8,2

1,63

-3,4

0,097

0,15

0,0080)

Характеристики профилей, испытанных в трубе

1 А — хорда, соединяющая ребро атаки с задней кромкой, В — хорда, касатель

2 Цифрой и буквой обозначен класс, к которому относится профиль с точки

3 Буквы обозначают группу, к которой относится профиль с точки зрения

переменной плотности NACA (REP. 669 NACA)

теристика сечения I________ Производные н добавочные харзктерист ики

4

Гш ОГИОІИ-

тельно фо­куса

положение фокуса 1 ■ относительно V, хорды в% хорды

СУ шах ^хр min

центр давле­ния в % хорды при су шах__

прямоугольное крыло 1 Х=6 с закругленными концами

толщина в и/о лорды

Кривизна в % хорды

X.

А

Сз.

О

С

о

а

%

впере­

ди

выше

йсу (а в | da рад.) 1 (* = 6) |

С-х min

£2 1

°’£ ■ « о

*н ,

на 0,65 хорды

5 і

tj Л ■

ас ч ю « « « Ж Ж ж

13

14

15

16

17

18

19

20

■л

22

23

24

-0,069

1,1

4

237

29

4,07

0,0072

10,53

8,30

11,70

3,9

1

-0,068

1,1

7

224

30

4,14

0,0079

13,51

10,63

15,00

4,0

2

-0,064

1,4

5

188

30

4,04

0,0085

16,21

12,72

18,00

4,0

3

-0,084

1.0

3

245

30

4,18

0,0075

10,53

7,39

11,73

4,0

4

-0,093

0,7

4

224

32

4.24

0,0081

13,40

9,69

14,85

5,9

5

-0,081

0.4

1

221

31

4,14

0,0079

12,50

9,27

13,75

4,9

6

-0,075

0.6

4

229

30

4,20

0,0076

11,25

8,36

12,37

4,5

7

-0,027

0,7

6

243

28

4,18

0,0066

10,53

8,30

11,70

3,1

8

-0,002

-0,4

0

229

26

4 4,18

0,0066

10,29

9,00

12,01

2.4

9

-0,078

1,8

5

228

30

4,14

0,0084

10,40

8,70

11,12

5,6

10

-0,111

0,8

5

162

34

4,18

0,0099

16,60

11,90

18,18

7,3

11

-0.076

0.5

5

255

30

4,31

0,0076

10,56

7,54

11,61

4,6

12

0

0,7

9

178

35

4,28

0,0051

5,35

4,13

6,00

0

13

0

1,0

5

240

26

4,28

0,0058

8,02

6,20

9,00

0

14

0

0,6

3

277

26

4,32

0,0060

10,69

8,27

12,00

0

15

0

1/2

4

259

25

4,*4

0,0064

13,36

10,33

15,00

0

16

0

1,7

4

219

25

4,20

0,0070

16,04

12,40

18,00

0

17

0

3,0

6

185

24

4.11

0,0080

18,71

14,46

21,00

0

18

0

2,7

5

134

25

3,82

0,0094

22,27

17,22

25,00

0

19

-0,005

6,9

26

91

19

3,48

0,0117

26,72

20,66

30,00

0

20

-0,029

0,9

5

277

27

4,31

0,0063

10,69

8,25

12,00

2

21

-0,044

0,7

4

270

28

4,31

0,0061

8,02

6,20

9,00

2

22

-0,043

0,5

3

282

28 .

4,28

0,0062

10,71

8,27

12,00

2

23

-0,040

1,4

5

244

28

4,24

0,0069

13,39

10,34

15,00

2

24

—0,038

1.1

2

201

27

4,14

0,0076

16,08

12,39

18,00

2

25

‘-0,087

0,4

0

213

32

4,34

0,0071

5,40

4,16

6,00

4

26

—0,08.>

0,6

2

268

31

4,20

0.0072

8,07

6,21

9,00

4

27

-0,088

0,8

2

245

31

4,28

0,0073

10,77

8,28

12,00

4

28

-0,085

1,0

1

226

31

4,24

0,0079

13,45

10,34

15,00

4

29

-0,078

1,4

1

199

31

4,07

0,0081

16,15

12,40

18,00

4

30

-0,071

1,9

2

160

32

3,96

0,0089

18,79

14,48

21,00

4

31

-0,012

1,0

8

205

26

4,34

0,0058

5.34

4,13

6,00

1,8

32

-0,009

0,9

7

281

25

4.32

0,0060

8,02

6,21

9,00

1,8

33

-0,008

1,2

7

290

25

4.34

0,0061

10,69

8,25

12,00

1,8

34

-0,008

1,1

6

258

24

4,28

0,0068

13,36

10,35

15,00

1,8

35

-0,00b

1,7

6

214

24

4,24

0,0074

16,04

12,39

18,00

1,8

36

-0,005

2,3

7

188

24

4,07

0,0080

18,70

14,44

21,00

1,8

37

-0,019

1,0

7

271

27

4.34

0,0071

10,69

8,26

12,00

3,7

38

-0,015

1,2

5

251

26

4,37

0.0071

13,36

10,32

15,00

3,7

39

-0,013

1,8

6

209

26

4,20

0,0079

16,03

12,4′

18,00

3,7

|40

1—0.033

2,7

13

245

26

4,34

0,0087

11,03

8,27

12,00

5,541

‘-0,020

2.1

6

204

26

4,24

0,0081

16,04

12,44

і

18,00

5,5

і4”

ная к нижней поверхности профиля, С — произвольно проведенная хорда. зрення влияния Re3ф на су шах (см. фиг. 1 иа стр. 392)

течения кривой Cy — f (а) в области критических углов (см. фнг. 2 на стр. 393).

*Ю’**эр ‘xiOsRe3<p

Фиг. 1. Зависимость поправей Дсуиах от Re3ф и профиля крыла.

Фиг. 2. Различный тип течения cy = f (а) в зоне критических
углов атаки (см. столбец 6 табл. 1).

В табл. 2 приведены данные cytnax сечений нескольких серий профилей, рекомендуемых в настоящее время ЦАГИ.

Значения Су т;1Х сечений профилей, рекомендуемые ЦАГИ

Таблица 2

Re

Серия ЦАГИ В

Серия Clark YH

9%

12%

15%

9%

12%

15%

2- 1С6

0,96

1,065

1,07

1,215

1,28

1,30

3,5-106

1,10

1,230

1,18

1,365

1,42

1,385

Ь10в

1,345

1,355

1,27

1,590

1,53

1,47

8- 10е

М3

1,400

1,31

1,675

1,58

1,51

Лродолж. табл 2

Re

Серия RAF-34

Серия RAF-38

9%

12%

15%

9%

12%

15 И

2-106

0,99

1,19

1,185

1,12

1.24

1,24

3,5-106

1,13

1,40

1,31

1,26

1,40 ■

1,34

6-106

1,375

1,52

1,41

1,50

1,52

1,435

8-106

1,46

1,57

1,45

1,59

1,57

1,48

Оставьте ответ

Вы можете использовать эти HTML теги и атрибуты: <a href="" title=""> <abbr title=""> <acronym title=""> <b> <blockquote cite=""> <cite> <code> <del datetime=""> <em> <i> <q cite=""> <s> <strike> <strong>