VanRein:

Студент ?

"Как следует изменить параметры профиля крыла хс, с, f и радиус за¬кругления носка r, чтобы уменьшилось профильное сопротивление?"

- Все уменьшить, разумеется... Если все уменьшить до нуля - и сопротивления никакого не будет...

"Как следует изменить параметры профиля крыла хс, с, f и радиус закругления носка r, чтобы уменьшилось профильное сопротивление?"

- Все уменьшить, разумеется... Если все уменьшить до нуля - и сопротивления никакого не будет...

Ламинарный профиль отвечает вашим запросам.

Знали бы как, давно изменили бы.

уже знают и уже меняют.

Подожди маленько, калькой перенесут и у нас через годков 5

To VanRein:
Уже 100 лет аэродинамики всех стран бьются над этой проблемой, а Вы за две минуты хотите это узнать.

Для автора VanRein

Лобовое сопротивление при нулевой подъёмной силе вырождается в профильное сопротивление, состоящее из сопротивления давления (разность давлений перед и за крылом из-за нарушения парадокса Даламбера-Эйлера при образовании пограничного слоя и, как следствие, возникновении при этом вокруг профиля воздушного "тела вытеснения", фактически подменяющего собой реальный профиль) и сопротивления трения.

При протяжённом по профилю безотрывном обтекании (на малых углах атаки) до 80 процентов профильного сопротивления приходится на сопротивление трения.

Чем дальше (в пределах 40-60 процентов) от носка по хорде сдвинута наибольшая толщина профиля (хс), тем больше протяжённость безотрывного обтекания. А, значит, меньше сопротивление трения. И, как следствие, меньше профильное сопротивление.

Чем меньше относительная толщина профиля (с/b, где b – длина хорды профиля), тем меньше и сопротивление давления, и сопротивление трения, которые являются слагаемыми профильного сопротивления. Сопротивление давления при этом уменьшается быстрей.

Профильное сопротивление мало зависит от относительной кривизны принятых в авиации профилей (f/b), но в общем случае с уменьшением кривизны оно уменьшается в результате некоторого снижения давления набегающего на носок профиля воздушного потока и затягивания безотрывного обтекания на верхней поверхности профиля.

Для автора VanRein

С одной стороны (по физическому смыслу), уменьшение радиуса закругления носка профиля снижает положительный градиент давления на верхней поверхности профиля и затягивает отрыв пограничного слоя. При этом "тело вытеснения" становится менее выраженным, парадокс Даламбера-Эйлера всё более "выправляется" и разность давлений на носке и на задней законцовке профиля (передней и задней нулевых линиях потока) уменьшается, то есть уменьшается сопротивление давления.

С другой стороны, по мере уменьшения радиуса закругления носка обтекание профиля воздушным потоком становится слишком чувствительным к изменению угла атаки. С увеличением угла атаки наступает момент, когда чересчур "заострённый" носок профиля провоцирует раннее наступление критического значения положительного градиента давления на верхней поверхности, при котором происходит отрыв пограничного слоя в хвостовой половине профиля, сопровождающийся разрежением. То есть сопротивление давления увеличивается. При дальнейшем росте угла атаки отрыв легко переходит в срыв потока со всей верхней поверхности профиля.

Всеобъемлющей формулы, по которой можно было бы определить оптимальный радиус закругления носка профиля, не существует. Есть прикидочные методики расчёта. К окончательному решению приходят после экспериментальных продувок в аэродинамической трубе. На основании этих продувок составляется каталог профилей крыла, наиболее приемлемых для летательных аппаратов разных предназначений.