4. Геометрические характеристики профиля.

Профилем крыла называется форма его поперечного сечения. Профили могут быть: симметричными и несимметричными. Несимметричные в свою очередь могут быть двояковыпуклыми, плосковыпуклыми, вогнутовыпуклыми и S-образными. 

На современных самолетах применяются в основном симметричные и двояковыпуклые несимметричные профили.

1 - симметричный; 2 - не симметричный; 3 - плосковыпуклый; 4 - двояковыпуклый; 5 - S-образный;6 - ламинизированный; 7 - чечевицеобразный; 8 - ромбовидный; 9 - D видный

Основными характеристиками профиля являются: хорда профиля, относительная толщина, относительная кривизна

Хордой профиля b называется отрезок прямой, соединяющий две наиболее удаленные точки профиля.

4. Координатная и векторная диаграмма распределения давления по профилю.

4. Аэродинамические силы крыла. Центр давления.

С_у – подъёмная сила, C_R – полная аэродинамическая сила, С_x – сила лобового сопротивления. Центр давления – точка приложения полной аэродинамической силы.

4. Подъемная сила.

5. Сила лобового сопротивления. При у_а = 0: , где x_a – сила лобового сопротивления, х_р – сопротивление давления, х_тр – трения.

6. Парадокс Эйлера – Даламбера.

Отсутствие силы сопротивления для тел, обтекаемых потенциальным потоком идеальной жидкости, в гидродинамике называется парадоксом Эйлера - Даламбера. 

4. Эффект Магнуса.

Эффект Магнуса — физическое явление, возникающее при обтекании вращающегося тела потоком жидкости или газа. Образуется сила, воздействующая на тело и направленная перпендикулярно направлению потока. Это является результатом совместного воздействия таких физических явлений, как эффект Бернулли и образования пограничного слоя в среде вокруг обтекаемого объекта.

Ротационное крыло, принцип создания подъемной силы основан на эффекте Магнуса.

4. Аэродинамический момент крыла.

4. Индуктивное сопротивление. Особенности обтекания крыла конечного размаха.

4. Особенности обтекания профиля околозвуковым потоком.

4. Особенности обтекания стреловидного крыла.

При обтекании такого крыла невозмущенный поток со скоростью  раскладывается на два потока: текущий по нормали к передней кромке со скоростью   =  и текущий вдоль размаха со скоростью  . Поток со скоростью   , которая не изменяется вдоль размаха, не будет влиять на распределение давления по крылу и вызовет только поверхностное трение. Поток со скоростью   , которая будет изменяться вследствие торможения и разгона при обтекании профиля, будет определять и поверхностное трение, и распределение давления по сечению крыла, т. е. несущую способность стреловидного крыла. Поскольку нормальная составляющая скорости, участвующая в создании сил давления меньше скорости полета, то местная скорость течения будет достигать звуковой на больших, чем у прямого крыла, скоростях полета. Следовательно, волновой кризис наступит при больших скоростях полета и критическое число Маха будет больше. Однако несущая способность стреловидного крыла меньше, чем у прямого, поскольку в создании подъемной силы у стреловидного крыла участвует только составляющая потока   , текущая по нормали к передней кромке. Кроме того, специфика пространственного обтекания стреловидного крыла на больших околозвуковых скоростях полета, свойственное ему стекание пограничного слоя вдоль размаха к концевым сечениям крыла и срыв потока на концах крыла (концевой срыв) приводят к росту лобового сопротивления (и, как следствие, к снижению аэродинамического качества), а также оказывают неблагоприятное влияние на устойчивость и управляемость самолета со стреловидным крылом. Для снижения этих неблагоприятных явлений на стреловидных крыльях применяется геометрическая и аэродинамическая крутка.

В отличие от прямого крыла, на котором образуются прямые скачки уплотнения, замыкающие сверхзвуковые зоны, на стреловидном крыле образуются скачки уплотнения, наклоненные к вектору набегающего потока. Этот наклон обуславливает снижение интенсивности скачка уплотнения и уменьшение сопротивления.

4. Особенности обтекания крыла малого удлинения.

4. Аэродинамические характеристики крыла.

4. Зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки.

4. Зависимость коэффициента силы лобового сопротивления от угла атаки.

4. Аэродинамическое качество крыла. Аэродинамическое качество крыла - отношение коэффициента подъемной силы к коэффициенту силы лобового сопротивления.

4. Поляра крыла. Поляра крыла – зависимость коэффициента подъемной силы, от коэффициента силы лобового сопротивления.

4. Зависимость аэродинамического момента тангажа от угла атаки.

4. Центр давления и фокус профиля крыла. При безотрывном обтекании и малых числах Маха положение фокуса профилей остается практически постоянным.

4. Влияние числа Маха на коэффициент подъемной силы.

4. Влияние числа Маха на коэффициент лобового сопротивления.

4. А эродинамические характеристики стреловидного крыла. Так как коэффициент подъемной силы стреловидного крыла создается только нормальной составляющей скорости, то при равных углах атаки, коэффициент подъемной силы у стреловидного крыла меньше, чем у прямого.

Профильное сопротивление стреловидного крыла практически полностью определяется сопротивлением трения и практически не зависит от угла стреловидности. Коэффициент индуктивного сопротивления прямого крыла и стреловидного одинакового удлинения с углом стреловидности ≤20⁰ и при малых числах Маха практически одинаковый. При больших углах стреловидности, коэффициент индуктивного сопротивления увеличивается и при χ = 35⁰ практически в два раза больше, чем у прямого крыла.