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