Текст
, А.С. КРАВЕЦ
www.vokb-la. spb.
li —
7-?
ХАРАКТЕРИСТИКИ
АВИАЦИОННЫХ
ПРОФИЛЕЙ
Утв^жд<яс ГУУЗ НК АП в качестве згчеФяоге лособм* длд
авкацлокных втузов
Криз tv/
ГОСУДАРСТВЕННОЕ ИЗДАТЕЛЬСТВО ОБОРОННОЙ ПРОМЫШЛЕННОСТИ
МОСКВА
19ЭУ
ЛЕНИНГРАД
В книге рассматриваются геометрические и аэродинамические характер-
стики профилей и влияние разных факторов иа аэродинамические карактеристг-
ки профиля При освещении вопроса о подборе профиля исследуется влияие
формы профиля на полетные качества, устойчивость и прочность самолев
и изложены способы модификации профилей, а также дана статистика яр-
менеяия профилей иа самолетах
В атласе авиационных профилей помещено 118 профилей, значительна® чаСь.
которыхисследоваиа при больших числах Рейнольдса. Приведен ряд необходим|х
конструктору н студенту-дипломнику данных, отсутствующих в существ} ювах
атласах профилей.
Книга предназначена в качестве учебного пособия при изучении экспси-
меитальной аэродинамики и в качестве справочного пособия при проектнрда-
нин самолетов. Оиа рассчитана на инженеров и техников конструкторских Стро
авиазаводов и иа студентов авиационных втузов.
Редактор М. А Тайц Теки, редактор А. А Базанова
Сдано в набор 17/111 1939 г. Подписано к печ. 9/VII 1939 г. Издат JA 94 Автср. дог
А6 378. Иид А 30 5-2(3>. Тираж 6000. Кол. печ лист. 20,75. +1 вклейка, Учетно-авт
лист. 28,ТО Формат бум ТОХ108/,(, Угтолн Главл. Д-12981)- Заказ № 440
_______ _______J_____________ш______________________________-______-___-___
Типография Оборонгиза Киев, Крещатик, № 42.
итятя' vokb-la. spb .tu
ОСНОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ
ЛАТИНСКИЙ АЛФАВИТ
V
Ва = р— — число Берстоу.
С
V у
г пил
Dv ** V " — диапазон скоростей.
КШ1П
G — вес самолета (кг).
Н — высота полета.
_ суух _ коэфицнент совершенства толщины профиля
у с
с
К* =« —----- — коэфнциент совершенства толщины профиля
X QI о
L — дальность полета (я«м).
Af = СтА qSb — аэродинамический момент относительно передней кромки.
Мф = Слф qSb — аэродинамический момент относительно фокуса
N — нормальная сила.
Р — тяга.
R — полная аэродинамическая сила
VI
Re •=• —---число Рейнольдса.
Re9 — эффективное число Рейнольдса
ReM Re 10Г®— число Рейнольдса, выраженное в миллионах единиц (по Б. Н. Юрьеву —
мегаре).
S — площадь крыла
l^c/qS —касательная сила.
7", — абсолютная температура наружного воздуха на уровне моря.
Туу — абсолютная температура наружного воздуха иа высоте Н.
Vy вертикальная скорость (njceK)
V — скорость |
X = сх qS — лобовое сопротивление
У = су qS — подъемная сила.
tfCv v .
а —— градиент подъемной силы для крыла с удлинением А при измерении угла
“° в радиана,
cjc.
—то же при измерении угла в градусах.
а —то же при бесконечном удлинении крыла
оо \ иЛ со
4
ПРЕДИСЛОВИЕ
В результате интенсивной работы аэродинамических лабораторий ряда стран непрерывно
пополняется материал по профилям Использование конструкторами этого материала затруд-
няется теле, что ок разбросан по различным источникам.
Помимо этого проведение продувок моделей крыльев в различных аэродинамических
лабораториях и трубах при различных условиях испытаний лишает возможности произво-
дить с достаточной точностью сравнение профилей. Быстрое сравнение профилей затруд-
няется также и тем обстоятельством, что каждая лаборатория пользуется своей системой
обозначений, применяет свои масштабы графических построений и свои условные коэфи-
циенты.
Необходимость систематизации и учета слияния условий испытаний, обобщения к макси-
мальной унификации их результатов, а также потребность в систематическом освещении
вопросов о подборе профиля крыла и о модификации профилей побудили выпустить на-
стоящую работу.
При составлении работы была использована довольно обширная литература, перечень
которой приведен в конце книги. & тексте книги числа в квадратных скобках означают
ссылку на соответствующий номер в перечне литературы.
В заключение считаю своим долгом выразить благодарность бригкижеиеру проф. С. Г. Коз-
лову 11 лроф. Б. Н. Юрьеву за ряд ценных указаний, военинжеиеру 1 го ранга
проф. Б. Т. Горощенко за просмотр рукописи, бригииженеру проф. В. С. Пышновуза первона-
чальное редактирование ее и кандидату технических наук инж. М. А. Тайпу за окончатель-
ное редактирование данной работы.
А. Кравец
www.vokb-la. spb.
b — хорда крыла (л).
с — максимальная толщина профиля.
— с
с = -g- — относительная толщина профиля.
су— ксвфипиент трения плоской пластинки.
%
г, — коэфнциент лобового сопротивления.
У
су = — коэфнциент подъемной силы.
Л1
---коэфнциент момента относительно переднее кромки.
Сщф — коэфнциент момента относительно фокуса профиля.
cm4t — коэфицнент момента относительно точки, расположенной на 1 /( ордИ
профиля.
<yopt —значение су при xJJ т10.
ств — коэфицнент момента при су = 0.
коэфнциент центра давления.
= qS
— коэфицнент нормальной силы.
е( = — коэфии иеит тангенциальной силы.
сЛ^ = 2с/ коэфнциент трения бесконечно тонкого профиля.
схр — коэфицнент профильного сопротивления
слр min — коэфицнент минимального профильного сопротивления.
Cji — коэфицнент индуктивного сопротивления.
R
eR = — коэфицнент полной аэродинамической силы.
d — диаметр (м).
/ — вогнутость профиля.
/ - ---относительная вогнутость профмя.
Л — толщина профиля.
Су
k — - — качество.
Сх
I — размах.
л ₽ а— ~ градиент модота.
р — давление.
pV®
— скоростной напор.
г— радиус
хс — положение максимальной толщины.
1
www-vokb-la. spb .ru
x, = -Л — относительное положение максимальной толщины.
V
ху — положение максима ьной вогнутости.
Ху = — относительное положение максимальной вогнутости.
х — абсцисса точек контура профиля.
хая —расстояние от передней кромки до центра давления.
x^ — абсцисса фокуса, отсчитываемая по хорде от передней Кроши.
Уф -ордината фокуса.
_у„ — ординаты точек верхнего контура профиля.
У„ — ординаты точек нижнего контура профиля.
Л+Л
>ср “ —2-----— ординаты средней линии профиля.
ГРЕЧЕСКИЙ АЛФАВИТ
о’ — угол атаки (в градусах),
а — угол атаки (в радианах).
о, — угол нулевой подъемной силы.
Ря
А м — — относительная плотность
F®
Да’ — угол скоса потока (в градусах).
Лсхра — прирост коэфициента профильного сопротивления во углам ЗТЯКМ по
сравнению с cxpmkL
т) — коэфиииент полезного действия винта.
р
х = — — коэфиииент давления.
Р
X — -у — удлинение
Р — коэфиииент вязкости.
СХ
р — —— — обратное качество.
Cj,
v — кинематический коэфишект вязкости
р —плотность воздуха.
www.vokb-la. spb .tu
ЧАСТЬ I
ХАРАКТЕРИСТИКИ АВИАЦИОННЫХ ПРОФИЛЕЙ
ГЛАВА I
ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ И АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
ПРОФИЛЕЙ
§ 1. КЛАССИФИКАЦИЯ ПРОФИЛЕЙ
Формы профилей. Профилем называется поперечное сечение крыла.
т. е. сечение крыла плоскостью, перпендикулярной к размаху крыла.
Различают следующие типы профилей в зависимости от их формы
а) двояковыпуклые симметричные, <) двояковыпуклые несимметричные,
с) плосковыпуклые, d) вогнуто выпуклые
(фиг. 1)-
Крылья с перечисленными типами профи-
лей обладают различными свойствами. Так,
вогнутовыпуклые крылья (фнг. 1, d) развивают
большую максимальную подъемную силу,
однако, вихреобразование, сопровождающее
обтекание таких крыльев, приводит к увели-
чению их лобового сопротивления, вследствие
чего наряду с большой подъемной силой во-
гнутовыпуклые крылья обладают большим
лобовым сопротивлением.
Двояковыпуклые крылья обладают не-
сколько меньшей подъемной силой, чем вогну-
товыпуклые крылья, и значительно меньшим
Фиг.»1. Типы профилей.
лобовым сопротивлением.
Крылья с плосковыпуклым профилем занимают по своим характеристикам
промежуточное положение между крыльями с рассмотренными выше профи-
лями При достаточной подъемной силе лобовое сопротивление этих крыльев
лишь несколько превышает лобовое сопротивление крыльев с двояковыпук-
лым профилем.
Симметричные профили (фиг. 1, а) характеризуются малым лобовым
сопротивлением, сравнительно малой подъемной силой и постоянным центром
давления. Симметричные профили (например, Мунк-2, Мунк-3) примени
ются главным образом для оперений самолетов; лишь в последнее время
они получили распространение для крыльев скоростных самолетов. Наиболее
распространенными профилями для крыльев самолетов являются несиммет-
ричные двояковыпуклые профили.
Хорда профиля. Хордой профиля называется отрезок прямой линии,
длина которого определяет ширину крыла Ь, от направления хорды ведется
отсчет углов атаки. \
Обычно в двояковыпуклых профилях в качестве хорды принимают радиус
дуги, описанной из адней кромки и касательной к передней кромке
wrew-vokb-la. spb .ru
В этом случае хорда профиля представляет собой отрезок прямой, соединя-
ющей наиболее удаленные точки профиля (фиг. 1, а и Ь), и называется
внутренней хордой.
Для плосковыпуклых и вогнутовыпуклых профилей в качестве хорды
часто принимают отрезок прямой, проходящей через заднюю кромку и
касательной к нижнему контуру (фиг. 1, с и d). Такая хорда, проходящая
вне профиля, называется внешней хордой.
> Необходимо помнить, что понятие хорды профиля является условным.
Например, для плосковыпуклых или вогнутовыпуклых профилей можно
пользоваться как внешней, так и внутренней хордой. Для избежания пута-
ницы в этом вопросе при опубликовании результатов аэродинамических
исследований всегда приводят чертеж профиля с изображением хорды, (
, относительно которой производились вычисления.
Построение профилей. Для построения контура профиля обычно даются '
чертеж его и таблица ординат. Чтобы изобразить профиль на чертеже, |
пользуются системой прямоугольных координат х, у; в качестве оси х выби-
рают какую-либо строительную горизонталь, которая может занимать любое
положение относительно хорды и проходить как внутри, так и вне профиля.
Обычно строительная горизонталь совпадает с внутренней или внешней
хордой или параллельна одной из них. Длину хорды принимают за единицу
или 100%, а ординаты профиля выражают в долях или процентах от хорды.
Отложив на строительной горизонтали длину хорды, разбивают ее на
несколько частей, беря более частые сечения у носка и у хвостика профиля,
вблизи которых кривизна его резко меняется.
Обычно принято разбивать строительную горизонталь на сечения, отсто-
ящие от начала координат на следующих расстояниях (в процентах от
хорды): 0; 1,25; 2,5; 5; 7,5; 10; 15; 20; 25; 30; 40; 50; 60; 70; 80; 90; 95; 100%.
У Через эти сечения проводят вертикальные линии, на которых откладывают
вверх или вниз, в зависимости от знака, ординаты.
Принято ординаты верхнего контура обозначать ув, а нижнего— уи.
Если уи отрицательны, то строительная горизонталь проходит внутри профи-
ля. Ординаты нужно давать достаточно точно, так как для тяжелых
самолетов применяются крылья с хордой 8—10 м, для которых один
процент хорды соответствует сотне миллиметров; ошибки в этом случае
могут привести к большому разбросу точек. Обычно принято указывать
ординаты с точностью до третьего знака, т. е. до 0,01%.
Толщина профиля. Расстояние от верхней до нижней части контура
профиля в каком-либо сечении, перпендикулярном к хорде, называется
абсолютной толщиной профиля. Толщина профиля переменна по хорде;
наибольшая толщина с расположена на расстоянии от передней кромки
л,, равном обычно 20- 40% от хорды. Относительной толщиной профиля
с называется отношение максимальной толщины профиля к хорде:
— с
С — ~Ь'
Значения относительной толщины даются в долях хорды или в процен-
тах от нее.
В зависимости от значения относительной толщины профили подразде- о
ляютгя на тонкие, средние и толстые.
Тонкими профилями называются профили, у которых с не больше 8%.
У профилей средней толщины с равно 8—12% и, наконец, у толстых
профилей с больше 12%.
ч На малых углах атаки крылья с тонким профилем дают малое лобовое
сопротивление, вследствие чего нх обычно применяют на скоростных само-
летах Увеличение толщины профиля приводит к увеличению максимальной
1 .- подъемной силы и возрастанию минимального лобового сопротивления.
8
www vokb-la. spb.
Крылья с толстим профилем на малых углах атаки дают сравнительно
большое лобовое сопротивление, а на больших углах—сравнительно малое;
вследствие этого они более пригодны для работы на больших углах атаки
и применяются преимущественно в сравнительно тихоходных самолетах
тяжел го типа с большой грузоподъемностью.
Осевая дуга к средняя линия профиля. Внутри профиля проводят две
характерные линии: осевую дугу и среднюю линию. Для построения средней
линии проводят ряд перпендикуляров к внутренней хорде профиля до
пересечения с контуром его.
Геоме рическое место точек, рас-
положенных посредине отрез-
ков, соединяющих верхнюю и
нижнюю части контура, назы-
вается средней линией профиля
(фиг. 2).
Для построения осевой дуги
профиль пересекается рядом пря-
мых, наклоненных под равными
углами к верхнему и нижнему
контуру профиля. Геометрическое место точек расположенных посредине
соответствующих отрезков, называется осевой дугой (фиг. 3).
Фиг. 3. Построение осевой дуги.
Всякий несимметричный
профиль может быть получен
из некоторого симметричного
путем изгибания последнего.
Пусть нам дан симме ричный
профиль (фиг. 4, а),внутренняя
хорда которого является сред-
ней линией и о<;ыо симметрии.
И огнем теперь ось симметрии
этого профиля по некото-
рой кривой так, чтобы толщины, считая их по нормали к изогнутой кривой,
остались без изменения (фиг. 4 Ь). Тогда сама изогнутая линия и будет
осевой дугой несимметричного про-
филя. Ординаты симметричного профи-
ля тп, сохранив свою величину, рас-
положа ся по радиусам кривизны
осевой дуги делящей эти ординаты
пополам.
Обратно, любой несимметричный
профиль можно перевести в симмет-
ричный, разогнув его осевую дугу.
Последнюю приближенно находим,
воспользовавшись тем обстоятель-
ством, что при достаточно больших
п
сравнительно С отрезками тп радиу- Фиг. 4. Образование осевой дуги при
сах кривизны осевой дуги углы ? изгибе симметричного Профиля,
между секущей и обоими о р ичи-
вающими ее элементами контура равны друг другу. На этом основании про-
водим ряд секущих под равными углами к элементам профиля и делим их
пополам. Соединяя полученные точки плавной кривой, находим осевую
дугу.
На фиг. 5 показа! ы осевая дуга и средняя линия на одном и том же
чертеже. Для тонких маловогнутых профилей обе линии практически
совпадают, но чем толще профиль, тем заметней отличаются друг от друга
осевая дуга и средняя линия и тем больше угол между хордами, стягива-;
ющнми первую н вторую.
9
www.vokb-la. spb .ru
Построение осевой дуги для заданного профиля несколько затруднительно
и требует последовательных приближений. Осевой дугой приходится поль-
зоваться в тех случаях, когда координаты контура профиля подсчитываются
по формулам, исходя из уравнения осевой дуги. Средней линией обычно
пользуются при модификациях профиля, а также для определения некото-
рых основных геомет-
Средптття рических характери-
стик профиля.
Вогнутость профиля.
Стрела прогиба сред-
ней линии относительно I
внутренней хорды на- i
зывается вогнутостью
профиля f. Вогнутость
меняется по хорде про-
филя. Максимальная I
вогнутость расположе-
на на расстоянии Xf
от передней кромки, равном обычно 15—50% от хорды. ]
Относительной вогнутостью f называется отношение максимальной во-
гнутости к хорде:
Значения относительной вогнутости / даются в долях хорды или в процен-
тах от нее.
Иногда вогнутость определяют по осевой дуге. Вогнутость, определя-
емая по осевой дуге, всегда больше вогнутости, определяемой по средней
линии. Отношение первой вогнутости ко второй колеблется обычно в
пределах от 1,1 до 1,2.
В зависимости от значения относительной вогну гости / профили разде-
ляются на маловогнутые, средневогнутые и сильновогнутые. Маловогнутыми
профилями называются профили, у которых f не больше 1,5%. У профилей
средней вогнутости / равно 2—4%. Сильновогнутыми называются профили,
у которых / больше 5%. Профили с нулевой вогнутостью являются сим-
метричными профилями.
Профили, у которых кривизна средней линии меняет свой знак, называются
S-образными профилями Эти профили дают хорошие моментные качества
и обладают малым перемещением центра давления, однако лобовое сопро-
тивление их больше, а подъемная сила меньше, чем у обычных профилей.
Серни профилей- Аэродинамические исследования профилей обычно
ведутся не над одним каким-либо профилем, а над семейством профилей,
построенных по тому или иному закону.
Семейством профилей называется совокупность профилей, у которых ха
рактер средней линии и форма профиля одинаковы а остальные геометриче-
ские характеристики профиля, как относительные толщина и вогнутость,
положения максимальной толщины и вогнутости в др., меняются в зависи- - t
мости от серии. Примером могут служить семейства профилей S-образных,
симметричных, лобастых (с толстой передней частью), с очень передним
положением вогнутости и т. д
Серией профилей называют семейства профилей, у которых положения
максимальной толщины и вогнутости неизменны, а меняется только отно-
сительная толщина или относительная вогнутость, либо то и другое вместе.
Остальные геометрические параметры, как например радиус передней
кромки, ординаты и радиус задней кромки, меняются соответственно изме-
нению относительной толщины и вогнутости. Примером может служить
серия профилей ЦАГИ-РП с относительными толщинами от 8 до 24%, у
tn
www.vokb-la. spb .ru
которых положение максимальной вогнутости совпадающее с.положением
максимальной толщины, неизменно и находится на расстоянии х/=хе=0,25.
При относительных толщинах более 14% относительная вогнутость не
изменяется, остаааясь равной 4%. При относительных толщинах менее 14%
вогнутость соответственно изменяется, причем сохраняется постоянным
, отношение ^-=3,5.
Серни профилей ЦАГИ В н BS сосгаалены таким образом, что с изме-
нением относительной толщины изменяется соответственно и относительная
вогнутость.
Американские серии профилей NACA составлены таким образом, что
I1 для каждой серии относительная вогнутость неизменна, а меняется лишь
относительная толщина профилей.
Шифровка профилей NACA. Для того чтобы иметь представление об
основных геометрических характеристиках профиля, американцы стали
применять обозначения профилей шифром.
Профиль может быть записан четырьмя^ цифрами: первая цифра обозна-
чает величину относительной вогнутости f в процентах от хорды, аторая—
положение максимальной вогнутости xf в десятых долях хорды, послед-
ние две цифры—относительную толщину профиля с в процентах от хорды.
Так например, профиль NACA-2315 обозначает профиль, имеющий 2%-ую
относительную вогнутость, расположенную на 30% хорды, н обладающий
15%-ной толщиной.
В связи с появлением профилей с очень передним положением макси-
мальной, вогнутости четырехзначная система шифровки профилей стала
неудобной, так как при ней легко спутать положения максимальной вогну-
тости, например на 5 и 50%. Для таких профилей была предложена
пятизначная система, при которой положение максимальной вогнутости х/
обозначается двумя цифрами, дающими удаоенное значение Ху в процентах
от хорды. Так, появившийся в последнее время профиль NACA-23012
расшифровывается следующим образом: пераая цифра 2 обозначает отно-
сительную вогнутость в процентах от хорды, следующие две цифры 30
' обозначают, что максимальная вогнутость расположена на 15% хорды от
носка, последние две цифры обозначают толщину профиля в процентах от
хорды.
Указываемая в шифре профилей первая цифра, обозначающая относи-
тельную вогнутость профиля, округлена и отличается от фактической
вогнутости, которая в американских профилях NACA изменяется в
зависимости от положения максимальной вогнутости.
Ниже приводится таблица шифровок профилей NACA (табл 1) с указа-
нием фактической вогнутости и положения максимальной вогнутости по
хорде.
Для обозначении серий профилей NACA пользуются обычным шифром,
откидывая последние дае цифры, обозначающие толщину профиля. Напри-
мер, серия профилей NACA-230 обозначает серию профилей разной
। толщины, у которых относительная вогнутость приблизительно равна 2%
1 (фактическая относительная вогнутость f =1,8%, см. табл. 1), а положение
максимальной вогнутости, обозначаемое „30°, находится на 15% от хорды.
Таким образом профили NACA-23012 и NACA-33012 или NACA-22012
и NACA—24012 как имеющие в первом случае разную вогнутость, а во
втором случае разное положение максимальной вогнутости принадлежат
к разным сериям, но к одному и тому же семейству профилей.
Профили с передним положением максимальной вогнутости дают по
нижнему контуру неплавное обтекание близ носка. В шифре профиля,
у которого этот провал сглажен, имеется приставка в виде букаы А.
11
чтги'. vokb-la. spb.
Tax, вапрямер, в обозначении NACA-43012-A буква А означает исправ-
ленный нижний контур профиля.
Таблица 1
Иногда для обозначения профилей с S-образной средней линией
употребляется система обозначений при помощи буквы К (Reflex) Напри-
мер в шифре 2R 12 первая цифра обозначает относительную вогнутость
буква R с индексом указывает на S-образность средней линии и степень
обратной изогнутости ее, а последние две цифры показывают толщину.
Для характеристики носка профиля раньше встречались буквенные обо-
значения, например NACA-0012-Т нли NACA-0018-В, причем обозна-
чение Т относится к профилям с исключительно тонкой носовой частью,
а В — к профилям с исключительно тупым носком. В дальнейшем эти ши-
фровки стали развиваться в сторону охвата всех значений радиуса перед-
ней кромки и положения максимальной толщины. Нередко можно встретить
шифровку такого вида, как например профиль NACA-23012-63. В шифре
такого профиля первая цифра обозначает приблизительную величину отно-
сительной вогнутости в процентах от хорды, следующие две цифры обо-
значают удвоенное положение максимальной вогнутости от передней кромки,
в процентах от хорды, последние две цифры указывают относительную
толщину в процентах от хорды; первая цифра из второй группы цифр
(после тире) соответствует условному обозначению радиуса передней кромки,
а последняя цифра указывает положение максимальной толщины в деся-
тых долях хорды. Для радиусов передней кромки принята такая система
обозначений:
О обозначает острую форму передней кромки,
3 „ нормального радиуса,
6 „ нормальный радиус, равный у профилей NACA г=0,011 с2
(и гиг берутся в процен-
тах от хорды),
9 обозначает радиус
передней кромки, в три
раза больший нормаль-
ного.
Значения радиусов
профилей NACA в завн-
Фиг. fi. ординаты и радиус задней кромки. симости ОТ ИХ ТОЛЩИНЫ
приведены в табл. 2.
Теоретически ординаты профиля на задней кромке должны быть равны
нулю. Однако острые задние кромки встречаются очень редко. Обычно
задняя кромка имеет некоторую фиктивную толщину, определяемую орди
12
www.vokb-la. spb .tu
иатами y(B и y-m (фиг. 6), и закругление, описываемое радиусом задней
кромки гти..
Таблиц^ 2
Значение радиусов передней кромки профилей NACA
Толщина с °/о б 9 12 15 118 21 25
Радиусы пе- редней крпмки в от хорД“ Обозна- чение 6 Нормаль- ный 0,4 0,89 1Д8 2,48 3,56 4,85 6,88
3 г/4 нормаль- ного 0,1 0,22 0,40 0,60 0,89 1,21 —
9 Утроенный нормальный 1,2 2,67 4,74 7,44 — — —
Ординаты задней кромки а%ог корды Лв 0,06 —0,06 0,1 -0,1 0,13 —0,13 0,16 —0,16 0,19 —0,19 0,22 —0,22 0,262 —0362
Величины ординат увв и уЛЯ у профилей NACA являются функциями
толщины профиля и даны в табл. 2. Значения радиусов задней кромки
зависят от максимальной вогнутости профиля и положения максимальной
вогнутости по хорде и даны в табл 3.
Таблица 3
Значения радиусов задней кромки профилей НАСА в процентах от хорды
Серия гаадй 210 0,595 220 0,393 230 0,305 240 0,252 »> 1 0215
Серия 310 320 330 340 350
0,892 0,589 0,458 0,379 0,322
Серия 410 420 430 440 450
гвада 1,19 0,785 0,610 0,505 0,430
Получившая широкое распространение в США шифровка профилей
позволяет по шифру профиля определять его форму. Взамен различных
наименований профилей в США введена довольно стройная система серий
профилей NACA. Для удобства в табл. 4 приведены названия некоторых
распространенных профилей и примерно эквивалентных им серийных про-
филей NACA.
S 2. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ КРЫЛА И СПОСОБЫ
ИХ ИЗОБРАЖЕНИЯ НА ДИАГРАММАХ
Аэродинамические силы и моменты. Разлагая полную аэродинамиче-
скую силу f}, действующую на крыло при обтекании его воздушным пото-
ком, на направление полета и на перпендикуляр к нему, получаем две
составляющие / и У, называемые соответственно лобовым сопротивлением
и подъемной силой.
Подъемную силу крыла принято представлять в следующем виде-
13
Таблица 4
Разные профили и эквивалентные им профили NACA
Название профиля Относите ib- ная вогнутость 7% Относитель- ное положе- ние максималь- ний вогнутости х/% Относитель- ная толщина 7% Серийные профили NACA
Clark-Y 3,9 40 И 7 4412
Clark-Y-15 5,2 37 15,0 5415
Clark-Y-18 6,3 37 18,0 6418
Clark-YM 15 4,0 40 15,0 4415
Clark-YM-IH 4,0 40 18.0 4418
Clark-YH 3,1 31 11,7 3312
Мунк-6 2,4 29 12,0 2312
Мунк-12 2,0 30 12,0 2312
Navy-22 3,5 36 134 4412
Gdttingen-398 3,5 36 131 4413
USA-27 56 34 11,0 6311
USA-35-B 4,6 38 11.6 5412
C-72 4,0 46 11,7 4512
Boeing-103 4,2 36 12,7 4413
Boeing-106 3,5 36 13,1 4413
где Y — подъемная сила в кг,
Р — плотность воздуха в кг сек*/м*,
V — скорость полета в м!сек,
с? —коэфициент подъемной силы,
Ч~^2----скоростной напор в кг/мй
Лобовое сопротивление крыла принято представлять в следующем виде:
X^c^'-S - cxqS,
где сх— коэфициент лобового сопротивления.
Коэфициенты су и сх определяются для каждого данного крыла путем
испытаний его модели в аэродинамической трубе. Аэродинамические ха-
рактеристики крыла зависят как от формы профиля, так и от положения
крыла относительно потока, определяемого углом а между направлением
скорости полета и хордой крыла. Угол а называется углом атаки. Он
отсчитывается от хорды крыла и считается положительным, если воздуш-
ный поток набегает на нижнюю часть крыла, и отрицательным, если он
набегает на верхнюю поверхность. Каждому углу атаки а соответствует для
данного профиля некоторая определенная величина коэфнциентов cv и сх.
Разлагая силу, по направлению хорды крыла и по перпендикулярному
к нему направлению, получаем две составляющие Т и N, называемые со-
ответственно тангенциальной и нормальной силами. Они могут быть пред-
ставлены аналогично силам X и У в виде:
T--ct^S-ctqS.
N-cn^S-c^S.
Из фиг 7 видно, что
сп = су cos а. + сх sin а,
с, = су sin а Сх COS и.
14
Фиг 7 Разложение полной аэроди-
намической силы.
гэродинамическ^м моментов относит ё^>но какой-либо ^ГечтЙй111
бывают момент полной аэродинамической силы относительно этой оси. _
' jWtot момент выражают формулой
Af-cm^Sb = cmqSb,
где ст—коэфициент момента относительно
крыла. Момент, действующий на пикиро-
вание, будем считать положительным
Аэродинамические характеристики
крыла в функции угла атаки. Аэроди-
намические характеристики крыла приво-
дят в виде диаграмм, изображающих
зависимость коэфициентов су, ст от
угла атаки.
На этих диаграммах по оси абсцисс
обычно откладывают углы атаки, а по оси
ординат значения су, сх и ст.
Диаграмма изменения коэфициента
подъемной силы су в зависимости от угла
атаки имеет вид, изображенный на фиг. 8.
До угла атаки порядка 10 —16° наблюдается
линейный закон изменения су по а. При больших углах су изменяется по
криволинейному закону вследствие появления местных срывов обтекания.
Фиг 8. Зависимость коэфициента
подъемкой силы от угла атаки
Фиг 9 Зависимость коэфициента ло-
бового сопротивления от угла атаки
По мере дальнейшего увеличения углов атаки область срыва расши-
ряется; величина су растет все медленнее, доходит до максимального значе-
ния сушп, а затем начинает падать. Величина с, „„ обычных профилей
лежит в пределах 1,1 — 1,6.
Угол атаки, при котором cY достигает своего максимального значения,
называется критическим углом атаки; он находится обычно внутри диапа-
зона 15 — 22 . Угол атаки, соответствующий ^ = 0, называется углом ну-
левой подъемной силы и обозначается через а0 У обычных несимметричных
профилей, обладающих небольшой подъемной силой при отрицательных
углах атаки, лежит в пределах от —0,5° до —4*.
tic у
Наклон прямолинейного участка кривой су к оси а, равный, —, обо-
~ Дсу
значается обычно через а. Величина а = имеет разные значения в зави-
15
Для крыла бесконечного размаха наклон обычно равен 0,096,
л*сЛ „ „
и следовательно L, = 5,5. Для крыльев конечного размаха величина
rfCy d ^у dCy
меньше; при удлинении К=*5 ^=^0,068, а следовательно — ^3,9.
Типичная диаграмма изменения коэфициента лобового сопротивления
сх в зависимости от угла атаки в дана на фиг. 9. сх никогда не равен нулю;
он достигает минимального значения при углах атаки от —2° до 4 — 5®.
Максимального значения сг достигает при угле атаки 90°, т. е. когда крыло
расположено перпендикулярно воздушному потоку.
Качество крыла. Отношение подъемной силы Y к лобовому сопротив-
лециюл X при данном угле атаки называется качеством крыла й:
ь_У_ех
k~ Х~сх'
Качество крыла достигает своего максимального значения при сравни-
тельно небольших положительных углах атаки. Типичная кривая измене-
ния качества по углам атаки показана на фиг. 10. Угол атаки, соответству-
Фнг. 11. Зависимость обратного
качества от угла атаки.
ющий максимальному качеству, называется наивыгоднейшим углом атаки
и обозначается <хив.
с I
Величина носит название обратного качества и обозначается
через р. Она характеризует угол планирования. Кривая зависимости ц от
угла атаки представлена на фиг. 11.
Поляры Лилиенталя., Для получения на одной кривой зависимости
между су и сх или с„ и ct и углами атаки пользуются диаграммами, назы-
ваемыми в честь пионера авиации Отто Лилиенталя кривыми Лилиенталя.
Эти кривые очень наглядны и удобны в пользовании.
Кривой, или полярой, Лилиенталя первого рода называется кривая, изо-
бражающая в прямоугольной системе координат зависимость cv от сх, на
этой же кривой приводится обычно и разметка углов атаки (фиг. 12).
Кривая Лилиенталя первого рода строится по точкам следующим обра-
зом: по данным из таблиц или по кривым су = /(а) и сх = /(а) находят
16
ww vokb-la. spb.
для каждого угла атаки « соответственные значения и я наносят их
на диаграмму Лилиенталя в виде точек (сх1 су)\ над каждой такой точкой
надписывают соответствующий угол атаки а.
Так как сх обычно в несколько раз меньше, чем су, то для получения
достаточной точности отсчета сх по кривой для него принято брать мас-
штаб в 5 или 10 раз
больше, чем для cv.
На кривой Лилиенталя
первого рода (фиг. 12)
можно отметить следую-
щие характерные точки:
точку А, соответствую-
щую с га1ж И акрят, точку В,
соответствующую
и точку С, соответствую-
щую максимальному ка-
честву.
Для определения точ-
ки С следует провести
касательную из начала
координат к кривой Ли-
лиенталя.
Кривой Лилиенталя
второго рода называется
кривая, изображающая в
прямоугольной системе
координат зависимость еп
от ctl на этой кривой
обычно производится раз-
Фиг 12 Кривая Лилиен-
таля первого [рода.
Фиг. 13 Кривая Лилиен-
таля второго рода
метка углов атаки (фиг. 13). -Кривая Лилиенталя второго рода применяется
в расчетах прочности и устойчивости самолетов.
Центр Давления. Точка пересе-
чения полной аэродинамической
силы с хордой крыла называется
центром давления. Положение цент-
ра давления (фиг. 14) определяется
расстоянием хал от передней кром-
ки. Отношение расстояния лп, к
хорде крыла b называется коэфи-
циентом центра давления и обозна-
чается cd:
Значения cd дают часто в процен-
Фнг. И Положение центра давления. тах от хорды.
При изменении углов атаки ме
няется положение центра давления.
Диаграммы перемещения центра давления для профилей разного вида
указаны на фиг. 15.
На летном диапазоне углов при увеличении углов атаки центр давле-
ния перемещается вперед, а при уменьшении переходит назад. J симме
тричных и S-образных профилей (кривые 5 и 6) в пределах плавного
обтекания перемещение центра давления мало.
Для определения коэфициента центра давления са находят момент кры-
ла относительно моментной точки Л (фиг. 14), выбираемой обычно на пе
редней кромке крыла (в американских продувках моментная точка нахо-
дится на 1 4 хорды или в фокусе крыла, см. ниже).
-Кравец—440—г
wwiff-vokb-la. spb.
Момент крыла Af относительно моментной точки Л равен сумме
моментов сил N и Т, приложенных в центре давления (фиг 14). Тшфсак
плечо силы 7 равно нулю, то
M = Nxu
откуда
v М cmA<lSb _ cmA h
CnqS ~ C„ °'
Фиг 15 Перемещение центра давления по углам атаки
Коефмциен центра давления
_______________________ -*111 стА ______стА
а 6 С„ су cos а + сх Siu а'
Для углов а до 18—20° величина sin а мала, a cos а блвзок к елинипе,
вследствие чего сп можно приближенно заменить су, а следовательно
£И|Л
V
Коэфициент момента. Типичная диаграмма изменения cml в зависимо-
сти от а представлена на фиг. 16 Обычно дают изменение ст в зависимо-
сти от с на той же диаграмме, на которой дана поляра Лилиенталя
(фиг. 17).
В пределах плавного обтекания профиля изменение ст по су протекает
по линейному закону, причем наклон кривой ст к оси су, измеряемый вели-
чиной т —для всех профилей почти постоянен
Величина ст при су = 0 обозначается и зависит от формы профиля.
Профили, у которых сто = О, имеют на линейном участке кривой ст по су
почти неподвижный центр давления. Действительно, для этого участка
формулу для ст можно написать в следующем виде.
— Cjng
1 Во всех случаях, когда нет специальной оговорки, ст — коэфициент момента относи-
тельно точки А (фиг 14)
18
wwwvokb-la. spb .ru
а следовательно
если Сто = 0, то
с“- сп
Cd
тС
Принимая, что су^сп, получим, что са^т, т. е. постоянной величине
При углах атаки более 10° нельзя считать су — сп, вследствие чего отно-
шение — не является постоянной величиной, а следовательно даже при
Гид —0 будет иметь место изменение в положении центра давления.
Фокус крыла. В американских про-
дувках часто приводится величина
коэфициента момента, взятого не от-
носительно передней кромки крыла,
а относительно его фокуса.
Фокусом крыла называется такая
точка, коэфициент момента относи-
тельно которой сохраняет постоянную
величину на линейном участке кри-
Фиг 17 Зависимость коэфн-
ииента момента от с.
Фиг 16 Зависимость коэфиииента
момента от ума атаки
вой су по ч Пользование фокусом является удобным при расчетах проч
ности и устойчивости самолета.
Коэфициент момента относительно передней кромки стЛ -J- тсу
можно рассматривать как сумму момента и момента силы cv, действу-
ющей на плече т относительно передней кромки Если расстояние от фо-
куса до передней кромки, измеряемое вдоль хорды в долях ее будет
лф , то коэфициент момента относительно фокуса будет равен
Сл) Ф ~ С,ng (/И Хф) Cyt
при Хф — т
Ст ф == Сто Const,
а следовательно точка, лежащая на расстоянии Хф — x$ b = mb от перед-
ней кромки крыла, является фокусом крыла
Коэфициент момента относительно фокуса равен постоянной вели-
чине ств на всех углах атаки в пределах плавного обтекания профиля
(фиг. 18).
19
ww. vokb-la. spb.
Переход от стЯ иля, наоборот, от стА к производите* «о -
формуле
CttiA = “k — ^<яф -Хф уг
Где стА — коэфиииент момента относительно передне® кромки, а
— коэфициент момента относительно фокуса крыла
Необходимо помнить, что мы принимаем в качестве положительного
направления момента момент, действующий в сторону пикирования. Аме-
риканцы считают пикирующий момент отрицательным; при пересчетах не-
обходимо это учитывать, изменяя знак с„ф в американских продувках-
Положение фокуса по хор-
де в основном зависит от от-
носительной толщины профиля
и почти не зависит от относи-
тельной вогнутости его.
Фиг 18. Зависимость
коэфициента момента от-
носительно фокуса
ОТ Су.
ЦФнг 19 Положение фокуса по хорде
в зависимости от толщины профиля.
На фиг. 19 приведена зависимость между Лф и относительной толщи
ной профиля по данным испытаний профилей NACA.
Обозначение аэродинамических коэфициентов в разных странах.
В разных странах (и даже в одной н той же стране) по-разному обозна-
чаются и исчисляются аэродинамические коэфициенты. До 1922 г. у нас
в Советском Союзе и в других странах пользовались эйфелевской систе-
мой обозначений, в которой коэфициенты были размерными числами, при-
чем размерность их была такой же, как размерность плотности воздуха.
Формулы для лобового сопротивления и для подъемной силы писались так:
Q=kxSV\
P = kySV*
Из сравнения этих формул с принятыми у нас в настоящее время фор-
мулами видно, что kx — ?~, а р-^1 ; обычно значения эйфелевских
1 «. Г > г.
коэфициентов приводили при ₽ = р0 = §; в этом случае кх — , a ky =
= _*>
16 '
20
www.vokb-la. spb.
В 1922 г, у вас перешли к системе безразмерных коэфицийнтов в виде*.
С = - ®
fSV”
с -^-Р-
.у pSV1’
М.
C.
?SV*i ‘
где Mz — продольный момент, a t — хорда крыла.
После 1931 г. были введены так называемые новые коэфициеяты, отлн-
чающиеся от старых коэфнцнентов тем, что они отнесены не к рУ*, а
eV1
к скоростному напору 9— 2~> легко измеряемому при опытах.
В отличне от старых коэфнцнентов, писавшихся при помощи больших
букв, новые коэфициенты пишутся при помощи малых букв. Все обозна-
чения в данной работе даны в новых коэфициентах.
Мирового стандарта аэродинамических коэфнцнентов в настоящее время
нет. В табл. 5 и 6 приведены обозначения и аэродинамические коэфи-
циенты, применяемые в ряде стран. Для удобства приведены также назва-
ния аэродинамических величин, принятые в лабораториях СССР, Англии,
США, Германии и Франции
Таблица 5
Названия и обозначения величин входящих в формулы аэродинамических сил
СССР Англия и США Германия Франция
Лобовое сопротивление X Подъемная сила Y Момент М Плотность о Площадь 3 Скорость V Хорда b Drag D Lift L Moment M Density p Area A(S) Speed V Chord c Widerstand W Auftrieb A Moment M Dichte p FIBche F Geschwindigkeit V Title l Trainfe T Portance P Moment JW Density i Surface S Vitesse V Corde c
Для перехода от одних коэфнцнентов к другим надлежит пользоваться
следующими соотношениями:
сх = 2Сл = 2Ad - 2DC =СД = cv = = 16^ = 392Ад,
Су = 2Су = 2Л^ = 2АС = CL = са ~ — 16^ — 392ft,.
§ 3. ИНДУКТИВНОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ КРЫЛА
Лобовое сопротивление крыла самолета складывается из индуктивного
и профильного сопротивлений
х-х,+хр,
или, переходя к коэфициентам, можно написать, что
При обтекании крыла конечного размаха вдали перед крылом направ-
ление потока совпадает с направлением полета. Затем постепенно поток
начинает скашиваться, причем наибольший скос имеет место за крылом
и равен 2 ба. Вблизи самого крыла вихревые нити, образующиеся на обоих
21
Обозначения аэродинамических коэфициентов в разных странах
продольного момента 5 о- II N F м рУ«Ас М pV'Sc с = М m qSb Ste 5 А 1 о М Ст qSt 8 II в CJ 5 й о о и Е Q l~ S'i- co 11 у s •i:
II s< 11 II Е С II
Коэфициент подъемной силы п и1 11 к* со 5. 1 11 II G1 «1%. г в о. •ч г с. 5 4 J o-l'g. 8 и o' Д. 11 4 0
лобового сопротив- [ пения 'со О-|£_ 1! и 1? V 11 <а к 4 II cu в Q О /И 1 ®| 11 А» ха- 8 II э <□ 8 II ч Q ®ll II 4 4C k - 5- d ~ AV*
Страна СССР (старые коэфициенты) i Англия (старее коэфициерггы) 5 5 У Е Zf X Г ж 3 сх М ь с 3 СССР (новые коэфициенты) США и Англия (новые коэфи- циенты) f Германия 1 Франция, Япония и Бельгия ' - - Геимания Польша a u s V J 1Л T X Li X 2Л I й й и aJ Э- s Г) Эйфелевскне с 'английской си- , стемой единиц (силы в фун- тах, площадь в кв дратных футах, скорость в милях в час)
Группа 1. Безразмерные коофищсенты, от- несенные к рУ* 2 Безразмерные коэфициекты, от- несенные к скоростному на- рУ’ нору q = rg- 3, Безразмерные коэфициенты, от- : несенные к скоростному на- рУ* пору fl = 2” и увеличенные в 100 раз c 1 £ 3 1 о 3 Hr 1 nJ L
22
wwiff-vokb-la. spb.
концах крыла, отбрасывают вниз с некоторой скоростью «у набегающий на
крыло со скоростью И поток воздуха. Последний вследствие этого пере-
кашивается вблизи крыла на некоторый угол Ла (фиг. 20), и крыло как бы
находится в потоке с направлением скорости движения а не И.
Угол Да называется углом скоса потока; величина его зависит от вели-
чины дополнительной скорости Из-за наличия скоса потока фактический
угол атаки крыла уменьшается на величину Да, вследствие чего полная
аэродинамическая сила, направление которой в невязкой
'жидкости должно быть перпендикулярно направлению
движения, также отклонится на угол Да от перпендику-
ляра к направлению полета. Разложив полную аэродина-
мическую силу по двум направлениям — перпендикулярно
к линии полета н вдоль этой лнннн, мы получим дей-
ствующую в направлении скорости К слагающую Л,-, на-
зываемую индуктивным сопротивлением.
Величина индуктивного сопротивлении крыла, появ-
ление которого связано с возникновением подъемной
силы, находится в полной зависимости от величины
подъемной силы. Если подъемнаи сила равна нулю, то и
индуктивное сопротивление также равно нулю; с уве-
личением подъемной силы возрастает и индуктивное
Сопротивление, Опытами установлено, что индуктивное
сопротивление зависит также от удлинения крыла и
формы его в плане.
Удлинение крыла. Удлинением прямоугольного крыла
называется отношение размаха крыла I к его хорде Ь; удлинение обозна-
чается буквой /. В случае непрямоугольного крыла с переменной хордой
удлинение
С
где bCf — средняя хорда, равная -у. Удобней удлинение выражать через
размах и площадь; для этого умножим и разделим правую часть формулы
для X на размах I:
y-.L.Z- С
/'S’
так как площадь крыла S =
Зависимость скоса потока и индуктивного сопротивления от удли-
нения и формы крыла в плане. Зависимость скоса потока йа от подъем-
ной силы для крыла с удлинением X выражается следующей формулой:
Ля = 1—с (1)
где Лк = , а т —- коэфициент, учитывающий влияние формы крыла
в плане на скос потока. Как видно из формулы (1), скос потока линейно
зависит от величины коэфициента подъемной силы су.
Изменение коэфициен а индуктивного сопротивления в зависимости от
подъемной силы следует параболическому закону:
(2)
где Ki=b+J> а коэфициент S учитывает влияние формы крыла в плане
на индуктивное сопротивление.
23
www.vokb-la spb.
Коэфициенты т и 6, а следовательно и /G и Kt зависят как от формы
крыла в плане (т. е. от сужения — отношении корневой хорды крыла к кон-
цевой, размеров центроплана по отношению ко всему размаху, обводов
концов крыла), так и от закрутки крыльев и удлинения. Учет влияния всех
этих факторов довольно сложен. В табл. 7 даны значения коэфициентов
Кк и для незакрученных крыльев разных очертаний в плане в диапазоне
наиболее распространенных удлинений,
Значения коэфициентов т и 8 для прямоугольных крыльев в зависи-
мости от их удлинения приведены на
Фиг. 21. Коэфициенты т и t для прямоуголь-
ного крыла в зависимости от удлинения
фиг. 21.
Как видно из формулы (2), для
заданной формы крыла в плане и
заданного удлинения а коэфициент
индуктивного сопротивления про-
порционален квадрату сг Кривая
^^/(с), называемая параболой
индуктивного сопротивления, нано-
сится обычно на той же диаграмме,
на которой изображена поляра Ли-
лиенталя. Рассматривая характер
этой кривой (фиг. 17), мы видим,
что на малых углах атаки в
диапазоне максимальной скорости
самолета, когда су незначительно,
индуктивное сопротивление состав-
ляет небольшую часть полного ло-
бового сопротивления; вследствие
этого для скоростных самолетов
величина сх1 не является решающей
в деле уменьшения лобового сопро-
тивления.
Для самолетов, рассчитанных
для полетов на дальность, а также для транспортных самолетов, летаю-
щих на сравнительно больших углах атаки, величина cxt играет довольно
значительную роль.
Как видно из формулы (2), чем больше удлинение крыла, тем меньше
коэфициент индуктивного сопротивления, а следовательно тем меньше и ко-
эфициеит лобового сопротивления крыла. С этой точки зрения целесо-
образно крылья самолетов строить с возможно большим удлинением.
Однако условия прочности сильно ограничивают пределы возможного уве-
личения удлинения; на практике редко встречаются самолеты с удлине-
нием крыльев больше 8 — 9. Обычно удлинения крыльев самолетов коле-
блются в пределах 5,5 — 7,5. Только в лучших типах современных планеров
встречаются большие удлинения, доходящие до 16 20 и более.
Как видно из табл. 7, индуктивное сопротивление эллиптического или
трапецевидного крыла, а также прямоугольного крыла с закруглением на
концах меньше, чем прямоугольного крыла, но без закругления на концах.
Объясняется это меньшими завихрениями у крыльев с плавными очерта-
ниями концов. Крылья, сильно суживающиеся к концам, обладают при том
же удлинении большим индуктивным сопротивлением; однако, несмотря
На их плохую форму они оказываются выгодными, так как по условиям
прочности удается применять большие удлинения.
Пересчет аэродинамических характеристик крыла на другое удли-
нение. По кривой Лнлненталя, полученной в результате испытания в лабо-
ратории модели крыла с некоторым удлинением К (обычно 1 = 5 в Геттин-
генской лаборатории и в ЦАГИ и 1 = 6 в французских, английских и амери-
канских лабораториях), находят путем пересчета аэродинамические харак-
теристики крыла самолета с тем же профилем, но с другим удлинением.
24
www.vokb-la spb.
* - Таблица 7
Коэфициеяты K„ Л для иеэахруияных крымьеа
Форма крыла в плане
Удли-
нение
к
Эллиптическое крыло
Трапецевидное крыло
в пределах
% _ I .2
bit ~ З' ' 3
Прямоугольное крыло
Крыло со скошенными
назад концами
Крыло с закругленными
концами
Ромбоидальное крыло
0318
0,3)8
0,335
0318
0318
0375
0318
0318
0.375
0,338
0365
0362
В случае монопланного крыла, составленного из нескольких профилей
или закрученного, а также в случае билланной коробки для пересчета
приходится прибегать к теории индуктивного сопротивления. В случае же
крыла моноплана, у которого во всех сечениях постоянны профиль и углы
установки, поляра крыла пересчитывается весьма просто указанным ниже
способом.
При изменении удлинения изменяются при одном и том же значении
с величины индуктивного сопротивления и угла атаки, величина же про-
фильного сопротивления зависит от условий испытания и от геометрических
параметров и формы профиля, но не зависит от удлинения крыла. Вслед-
ствие этого для пересчета лобового сопротивления крыла при изменении
его удлинения достаточно определить при одном и том же су разность
индуктивных сопротивлений в обоих случаях и полученное значение алге-
браически прибавить к лобовому сопротивлению испытанной модели крыла.
Точно так же производится пересчет углов атаки: определяется разность
скосов потока при одном и том же су и полученное значение алгебраи-
чески прибавляется к углу атаки модели.
Обозначая через 1ЫМ удлинение модели крыла, а через Xс» удлинение
крыла самолета, можно формулу для пересчета коэфициента индуктивного
сопротивления при су = const представить в следующем виде.
Аи—Z- И — МОД Г * ~ са” - И 2 =1
° *'ДГ1 “ ИОД — bxi сам — 1
*мод
мол
^мол
итятя' vokb-la. spb.
где
ЛК, мол Kjcm ,
e 1 1 ’
Лмод сам
следовательно
Сх сам в Сдр + Сг сак = Схр Ч Сх мол 1 Л СХ1 Сх мод — Ас^*
Формула для пересчета углов атаки при cf = const имеет ледующий вад:
Да° = Да°м . - Аа°саМ - 57,3 (С = Вс„
У *мод сам / r *
где
£-57,3
а следовательно
Я°сам = я°мол До ° = а°мод ВСу.
Пересчет удобно вести по формуляру, приведенному в табл, 8, вы-
числив заранее коэфициенты А и В.
Таблица 8
Пересчет аэродинамических характеристик крыла на другое удлинение
можно с вполне достаточной точностью сделать и графически (фиг. 22)
Для этого:
1) строят по лабораторным данным кривую Лилиенталя и кривую су по
а (пунктирные кривые на фиг 22);
2) строят параболы индуктивного сопротивления для модели (пунктир-
ная кривая) по уравнению
_ ^,МОД 2
t-r/МОД--J--- 1у
и для крыла самолета (сплошная кривая) по уравнению
СлГсам
'сам
26
www.vokb-la. spb .ru
3) строят кривую Лилиенталя для крыла самолета (сплошная кривая)
по уравнению
Сдгсам —“ СЛ[ сам -f- Сху ,
где
Ср ~ G Чс,д СХ1 МОД)
для этого построения к каждому значению еЛ1сак при данном су доба-
вляют значение схп, получаемое как разность полного сопротивления
модели крыла и ее индуктивного сопротивления при том же су;
4) вычисляя
* о г-7 о сам) п
йа° — 57,3 |----------------- Су
\ ^мсд /
для с =1,0, строят прямую ОМ, после этого строят кривую су по а для
Jvsk, для чего каждую точку кривой су по а для модели (например, точку Н
на пунктирной кривой) переносят влево или вправо на величину отрезка EF
между прямой ОМ и осью су для того же значения су, что и в переноси-
мой точке (при ^свм > ^«ол перенос делается влево, при т1ЯМ < лкод перенос
делается вправо);
5) на кривой Лилиенталя размечают углы атаки, пользуясь новой кри-
вой с по а.
Для быстрого подсчета величин cxJ, Дсх/ и Да для эллиптических и
трапецевидных крыльев на фиг. 23 приведены графики сх, и Да* для раз-
ных удлинений При построении кривых фиг. 23 принималось, что
К МОД “ А" ЫОЛ = -~ — 0,318.
Приведенными на фиг. 23 графиками пользуются следующим образом:
на фиг 23 накладывается вычерченная на кальке кривая Лилиенталя для
модели; при помощи циркуля откладывают от поляры Лилиенталя в соот-
ветствующую сторону величину отсчитываемую между параболами
индуктивного сопротивления модели и крыла (при перенос де-
лается влево, при )«и < >мод перенос делается вправо). Для разметки углов
атаки на новой кривой Лилиенталя поступают следующим образом. Из
каждой точки кривой Лилиенталя для модели, в которой имеется раз-
метка угла атаки, проводим горизонтальную линию до пересечения с
27
www.vokb-la. spb .ru
лучом в левой части диаграммы фиг. 23, соответствующим ХМОд- После этого
из точки пересечения проводим вертикальную линию до пересечения с лу-
Фиг 23 График величин и Да° для разных удлинений крыла.
чом нового удлинения; найденная таким путем величина Дс„ даст нам ве-
личину изменения су при одном и том же угле атаки.
§ 4. РАСПРЕДЕЛЕНИЕ ДАВЛЕНИЯ ПО РАЗМАХУ И ХОРДЕ КРЫЛА
Вопрос об изучении распределения давлений и нагрузок, действующих
на самолет в целом или на его детали, имеет большое значение для са-
молетостроения. На результатах этих исследований, с одной стороны, ба-
зируется расчет прочности крыльев, оперения и других деталей самоле-
тов, с другой стороны — эти исследования позволяют изучать физическую
картину обтекания и изучать силы, действующие на элементы конструкции
(например, на консоли крыла).
В настоящее время имеется довольно большой экспериментальный ма-
териал по распределению внешних нагрузок на крыло и другие части са-
молета. Однако усовершенствование и изменение типов самолетов и не-
I
i
28
итятя' vokb-la. spb .tu
-обходимость' уменьшения веса их являются причиной продолжающегося
изучения вопроса о распределении нагрузок и давлений.
Сравнение суммарных сил, полученных в результате интегрирования
местных нагрузок, с силами, непосредственно измеренными на аэродина-
мических весах, показывает вполне удовлетворительное совпадение обеих
сил.
Существует несколько методов определения распределения давлений;
наибольшим распространением пользуется метод дренажа моделей.
При обтекании тела (крыла) потоком воздуха в каждой точке его по-
верхности действует гидродинамическое давление ркг[м\ В эксперимен-
тальной аэродинамике в качестве давления в данной точке тела прини-
мают разность между абсолютным давлением в данной точке и атмосфер-
ным давлением. Эта разность может быть и положительной и отрица-
тельной.
Отношение избыточного давления р, т. е. разности давлений в данной
точке поверхности модели крыла и атмосферного, к скоростному напору
<7 = -^, являющееся безразмерной величиной, называется коэфициентом
давления и обозначается буквой
При построении диаграмм распределения давления по профилю крыла
принято величину коэфициента давления х для каждой точки про-
филя откладывать перпендикулярно хорде крыла
С этой целью точки,
ются иа хорду крыла или
рах к хорде, восстанов-
ленных в соответствую-
щих точках, отклады-
вают, учитывая знаки,
величину коэфициента
давления в том или ином
масштабе.
Такого рода диаграм-
мы весьма наглядны и
позволяют легко опреде-
лить величину нормаль-
ной к хорде силы. В
частности, нагрузка на
единицу размаха крыла
пропорциональна площа-
ди, ограниченной кривой
коэфициента давления. Действительно, спроектировав на нормаль к хорде
элементарную силу dF, действующую на элемент поверхности крыла с дли
ной вдоль размаха, ранной единице, и с шириной ds (фиг. 24) найдем что
dTVj — pds 1 cos ,
Нагрузка Nt на единицу размаха крыла равна '
Aj = J" pds cos <f>,
причем интеграл следует взять как по верхнему, так и по нижнему кон-
туру профиля крыла. Замечая, что ds cos о — db, а p = получим
W, -- fpdb=qfxdb.
Легко ви хеть, что величина Л4 равна по величине площади, ограниченной
кривой коэфицие тов давления (фиг. 25). Коэфициен нормальной силы
в которых было измерено давление, проектиру-
линию, параллельную хорде. На перпендикуля-
Фяг 24 Разложение сил. действующих на элемент
поверхности профиля.
29
oir vokb-la. spb.
в данном сечении крыла ся1 равен
г _ g -X Г Hh_ 1 Л
n1 \bq bq b J * b mImb’
где Л —площадь в см\ ограниченная кривой *,
/п,—число см, соответствующих единице х на диаграмме,
ть - число см на диаграмме, соответствующих 1 м хорды.
Нормальная сила, действующая на все крыло, равна
N = ff pdldb
ИЛИ
z
Фиг. 25. Изменение коэфициента
давления по хорде профиля.
как по верхнему, так и по нижнему
контуру сечения крыла.
Коэфициент нормальной силы для
всего крыла равен
С,
г
Величина
ляется по
ниченной
грузки по
построить,
тов нормальной силы c„i в каждом
сечении крыла.
Для иллюстрации приводим кри-
размаху и хорде трапецевидного крыла,
этого интеграла опреде-
величине площади, огра
кривой распределения на-
размаху, которую нетрудно
зная значения коэфициен-
вые распределения давления по
заимствованные из работы А. К. Волкова [4].
NACAM-6-17%, испытанное на распределение дав-
Крыло с профилем
ления, имело трапе-
цевидную форму в
плане (фиг. 26).
Модель имела
геометрическую за-
крутку, равную —6°.
Давления
лись в
ниях,
ных
крыла
показано на фиг. 26.
Координаты дренажных трубок в центральном сечении
фиг. 27.
Испытание модели проводилось в трубе Т-5ЦАГИ
сти потока 36 MjceK и при углах атаки, равных примерно 0°, 5*, 10°, 15°
и 20°.
При построении диаграмм распределения давления были приняты сле-
дующие масштабы: х = — — 1 соответствует 50 мм, а масштаб хорд рав-
нялся ‘/я натуры, следовательно тг — 5, a mi = 50.
измеря-
девяти сече-
расположен-
по размаху
так, как это
крыла указаны на
при средней скоро-
30
www.vokb-la. spb.
Часть экспериментального материала по исследованию модели крыла на
распределение давления приводится в виде сводных диаграмм. На диа-
граммах по оси ординат отложена величина х = х„ — х», где х„—коэфнциент
давления в точке, лежащей на нижней поверхности крыла, а *в — коэфи-
циент давления в соответствующей точке верхней поверхности. Легко ви-
деть, что площади, ограниченные кривой х и хордой, равны [площадям
Л, по которым определяется величина нагрузки в каждом сечении крыла.
На фиг. 28—30 приведе-
ны диаграммы распреде-
ления нагрузки в различ-
ных сечениях полураз-
маха крыла при разных
углах атаки.
Рассмотрение диаг-
рамм, Соответствующих
различным углам атаки,
показывает, что при увеличении угла атаки нагрузка возрастает,
несколько выдающийся „лик“ на кривой распределения давления.
цент*
Фиг 27. Распределение дренажных трубок в
ральном сечении крыла.
причем
соответ-
Фиг. 28 Диаграмма распределения давления в различных сече-
ниях полуразмаха арыла; а = 0,05е.
ствующий передней кромке профиля, по мере увеличения угла атаки вы-
равнивается и картина нагрузки по хорде ближе подходит к форме тре-
угольника.
Кривые распределения нагрузки по хорде, соответствующие концевым
сечениям, отличаются от кривых нагрузок по сечениям, лежащим дальше
от конца крыла. Особенно это заметно на больших углах атаки. Здесь
образуется второй максимум нагрузки, лежащий своим основанием на рас-
стоянии 0,5 — 0,3 хорды концевых сечений от задней кромки крыла.
Кривые распределения давлений по хорде концевых сечений, особенно
на углах атаки, близких к критическим (15— 20е) показывают резкое воз-
растание разрежения на верхней поверхности крыла в этих сечениях, при-
чем область разрежения захватывает примерно 2/3 хорды Это местное
разрежение вызывается вихрями, возникающими вблизи концов крыла.
Вследствие этого разрежения и возникает упомянутое увеличение нагрузки
по концам крыла. По своей величине это разрежение достигает скоростного
напора.
На фиг. 31 дана кривая распределения циркуляции Г = сп1б по полу-
размаху крыла при различных углах атаки Кривая распределения цирку-
ляции по полуразмаху крыла по своей форме напоминает форму крыла
в плане. Кривые нагрузки на конце крыла имеют так называемые „пики
в крайних сечениях крыла нагрузка резко возрастает.
31
www.vokb-la spb .m
Фиг. 29 Диаграмма распределения давления в различных
сечениях полуразмаха крыла; а = 9,45’.
Фиг. 30. Диаграмма распределения давления в различных
сечениях полуразмаха крыла; а = 19,1°
Фиг. 31. Распределение нагрузки по полуразмаху крыла.
ГЛАВА II
ВЛИЯНИЕ ЧИСЛА РЕЙНОЛЬДСА, ТУРБУЛЕНТНОСТИ ПОТОКА И ЧИСЛА
БЕРСТОУ НА АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ПРОФИЛЯ
§ 5. ЧИСЛО РЕЙНОЛЬДСА И ТУРБУЛЕНТНОСТЬ ПОТОКА
Число Рейнольдса. Воздух при скоростях потока, значительно меньших
скорости звука, можно рассматривать как несжимаемую вязкую жидкость.
Как показывает теория, для динамического подобия потоков обтекания
двух геометрически подобных тел в невесомой и несжимаемой вязкой
жидкости должно соблюдаться следующее равенство:
Pt Ps ’
где и —скорости потока при испытании первого и второго тела, I*
и /2 —характеристические размеры этих тел (дли крыльев в качестве этого
размера принимают обычно хорду крыла Ь), и коэфициенты вязко-
сти, а рх и р2— плотности соответственно первой и второй среды.
Так как кинематический коэфициент вязкости >= то условие ди-
намического подобии можно переписать так:
Vi и, /„
Выражение
называетси числом Рейнольдса. Часто принито обозначение /?еЛ1, причем
ReM = Re- КГ*.
Число Рейнольдса является важнейшим поиитием в современной аэро-
динамике. Ойо оценивает силы вязкости, тормозящие движение жидкости
Так как воздух является весьма вязкой жи костью, то учет влияния сил
вязкости очень важен для правильного перехода от модели к натуре. Все
аэродинамические коэфициенты являются функцией числа Рейнольдса.
Влияние числа Рейнольдса на эти коэфициенты часто называют „масштаб-
ным эффектом’,
Коэфициент вязкости воздуха при Г- 15° Ц равен
Р = 1,82-10-* р4^].
Кинематический коэфициент вязкости воздуха (при tq = 15° Ц, рм>7б0 мл
Hg и р =0,125) равен
V = — = 1821 °- = 1 455-10"* Г—],
р 0 115 ’ LcckJ ’
а следовательно при стандартных условиих у земли число Рейнольдса
Re - ------- 68 700 VI.
* 1,455-10“®
Коэфициент вязкости р зависит от температуры. Согласно исследова-
ниям Милликена, эта зависимость для воздуха выражается следующей
формулой:
И = 1,86 - 10“® — 5,03 - Ю“* (23 — t ),
которую удобнее представить в таком виде.
Р = (1,745 — 0,00503 Г) 10“’
КраввЦ—440-"3 gj
«тятг vokb-la spb .n
При полете на высоте значения'числа Рейнольдса при прочих равных
условиях уменьшаются, так как коэфициент вязкости воздуха уменьшается
с высотой значительно медленнее, чем плотность, вследствие чего коэфи-
циент кинематической вязкости значительно увеличивается.
В табл. 9 приведены значения v и —а также t0 и р для разных
высот полета, ta и р взяты по данным Международной стандартной
атмосферы.
На фиг. 32 приветна зависимость р, * и — от высоты /7.
Таблица О
Значения р, v н дм разных высот
н 1° р р- 10* V 105 1 V
0 15,0 0,1250 1,8200 1,455 68700
1000 8,5 0,1134 1,7878 1,572 63500
2000 2,0 0,1027 1,7556 1, 10 5 400
3000 — 4,5 0,0927 1,7223 I 860 53700
4 000 —11,0 0,0836 1,6896 2020 49400
5000 —17,5 0,0751 1.6510 2,200 45400
6000 —24,0 0,0673 1,6240 2410 41500
7000 —30,5 0,0601 1,5920 2 37 700
8000 —37,0 0,0536 15580 2,000 34500
9000 43 5 0,0476 1,5250 3,200 31200
10000 —50,0 0,0421 1 4930 3,550 28200 ।
11000 —56 5 0,0371 1 4610 3,930 2! 00
12000 —56,5 0,0317 1 4610 4600 21700
13000 —56,5 0,0271 1,4610 5380 18600
итятя' vokb-la. spb .tu
С целью получения одинаковых чисел Рейнольдса для моделей и натуры
в настоящее время применяют гигантские атмосферные трубы и трубы
с повышенным давлением воздуха. В последних большие числа Рейнольдса
получаются вследствие того, что кинематический коэфицнент вязкости
воздуха при повышении давления понижается.
Построенная в 1931 г в США гигантская труба NACA имеет в рабочей
части овальное сечение с размерами 9,15 на 18,3 м Скорость потока в трубе—
52 м/сек, мощность моторов — 8000 л. с. В трубе можно испытывать нату-
ральные самолеты и большие модели при числе Рейнольдса /?« = 6,5- 10*,
что близко соответствует значениям Рейнольдса для натуры
Труб с повышенным давлением воздуха, или так называемых „труб
переменной плотности", существует в настоящее время несколько (в США,
в Англии и в других странах).
Американская труба, построенная в 1924 г , работает при 20 атмосфе-
рах избыточного давления воздуха. Диаметр рабочей части трубы — 1,52 м,
скорость потока -21 м/сек, мощность мотора — 900 л. с. Число Рейнольдса
при испытаниях моделей крыльев равно примерно 4 • 10е, т. е почти дости-
гает значения чисел Рейнольдса для крыла самолета в натуре.
В построенной в 1930 г. английской трубе переменной плотности избы-
точное давление воздуха равно 25 атмосферам, диаметр рабочей части
трубы — 1,83 м, скорость потока — 27,5 м/сек, мощность мотора — 1600л с.;
число Рейнольдса при испытаниях моделей крыльев — около 8 • 10*
Турбулентность потока. Практика аэродинамических исследований
показывает, что равенство чисел Рейнольдса еще не обеспечивает совпа-
дения результатов испытаний. Уже давно были обнаружены значительные
расхождения в результатах испытаний геометрически подобных моделей,
проведенных в различных аэродинамических трубах, а также расхождения
в результатах испытаний, проведенных в аэродинамических трубах и в
полете.
Прежде эти расхождения относили за счет точности самих опытов и за
счет влияния числа Рейнольдса. Однако постепенно накапливавшийся
материал позволил установить, что указанные расхождения объясняются
не только несоответствием в числах Рейнольдса и точностью опытов.
Точность опытов с каждым годом возрастала, а между тем расхождения
в результатах почти ие уменьшались. С другой стороны, с постройкой
американской трубы переменной плотности оказалось возможным дости-
гать при испытаниях моделей весьма больших чисел Рейнольдса, что,
вообще говоря, во многих случаях уменьшило расхождения между резуль-
татами экспериментов в трубе и в натуре; однако в других случаях при
других профилях крыльев расхождения продолжали наблюдаться.
Сравнительные испытания в различных трубах при одинаковых числах
Рейнольдса также указывали на наличие больших расхождений в резуль-
татах опытов.
Наличие указанных расхождений привело к углубленному изучению
вопроса о влиянии структуры потока в трубе на результаты аэродинами-
ческих исследований
Структура потока определяется степенью турбулентности его. Теорети-
ческие иЬ эксериментальные изыскания показывают, что турбулентность
потока в трубе зависит как от числа Рейнольдса трубы Re — (D —
диаметр трубы), так и от условий входа, формы и размеров ячеек спрям-
ляющей решетки, шероховатости стенок, формы обратного канала и т. д.,
т. е. зависит от типа самой аэродинамической трубы.
Турбулентный поток характеризуется наличием пульсаций скорости по
величине и направлению в каждой данной точке потока при постоянной
средней величине скорости.
Относительная величина пульсаций скорости может служить мерой
турбулентности потока. В настоящее время в качестве меры турбулентности
35
www vokb-la.
обычно принимают отношение среднего квадратичного уклонения скорости
от своего среднего значения в данной точке потока к средней скорости
в той же точке, т. е. величину
г
-у f iV»di
О _________
Vrp
где Д V — Уют — КР — разность истинной и средней скорости в данной
точке потока в момент времени t, а Т — период времени, в который про-
изошло много пульсаций
^Фиг. 33. Диаграмма лобового сопротивления металлического шара по испытаниям в разных
трубах.
Так как непосредственные измерения величины пульсаций представ-
ляют очень значительные экспериментальные трудности, то для сравнения
степени турбулентности потока в различных трубах пользуются методом
испытания шара. Как показывают опыты, коэфнциент лобового сопротив-
ления шара значительно меняется в зависимости от числа Рейнольдса и от
степени турбулентности потока.
Влияние турбулентности потока на результаты аэродинамических испы-
таний особенно отчетливо обнаруживается при испытаниях шара в различ-
ных трубах при разных числах Рейнольдса Re = ~, тце d — диаметр
шара.
Кривая зависимости коэфициента лобового сопротивления шара от числа
Рейнольдса имеет три характерных участка. При малых числах Рейнольдса
сх сохраняет приблизительно постоянное значение (около 0,50), вслед за
тем в узком диапазоне значений чисел Рейнольдса коэфицнент лобового
сопротивления шара резко уменьшается (приблизительно до 0,10), после
чего изменение ск при дальнейшем возрастании чисел Рейнольдса стано-
вится незначительным. Числа. Рейнольдса, при которых происходит резкое
падение коэфициента лобового сопротивления шара, называются крити-
ческими и обозначаются
Описанный характер протекания кривой cx=f{Re) для шара имеет
место для всех аэродинамических труб (фиг. 33) Однако в зависимости
от степени турбулентности потока в трубе сдвигается в ту нли другую
36
www. vokb-la. spb.
сторону диапазон критических значений чисел Рейнольдса, причем чем
меньше степень турбулентности потока, тем правее лежит кривая, и нао-
борот, чем больше турбулентность потока, тем меньше величина /?с.
Драйден и Куэт предложили в качестве критического числа /?с при-
нимать значение его, при котором коэфициент лобового сопротивления
шара равен 0,3.
Ряд исследований показал, что критическое значение числа Рейнольдса
может служить мерой турбулентности потока Сопоставление критических
чисел Рейнольдса для разных труб ( мерой турбулентности, определенной
непосредственно по пульсациям потока, показывает, что между ними
имеется однозначная зависимость (фиг 34)
Фиг 34 Диаграмма зависимости меры турбулентности • от
критического числа Рейнольдса /?с для шара
Так как критическое значение числа Рейнольдса & для данной трубы
зависит не только от диаметра шара, но и от способа его подвески при
испытаниях и от состояния поверхности, то при сравнении турбулентности
разных труб по методу испытания шара диаметр его и схему подвески
надо сохранять одинаковыми.
Очевидно, что результаты испытаний одного н того же шара в разных
трубах наиболее пригодны для сравнения Такие испытания были прове-
дены ЦАРИ в 1930— 1932 гг Специально изготовленный для этой цели
металлический шар диаметром 242 мм был испытан в главнейших лабора-
ториях СССР и Европы (кроме Англии)
Результаты этих испытаний представлены на фиг 33. Как видно из
этой диаграммы, по сравнению со всеми другими трубами трубы Т-1
ЦАГИ и Т-2 ВВА обладают наибольшей степенью турбулентности.
Эксперименты показывают, что влияние турбулентности потока на
результаты аэродинамических испытаний до некоторой степени аналогично
влиянию числа Рейнольдса Вследствие этого большая турбулентность потока
при небольших сравнительно числах Рейнольдсам жет оказаться полезной,
так как будет сближать характеристики модели и натуры
Эффективное число Рейнольдса. Число Рейнольдса и турбулентность
потока оказывают большое влияние на результаты испытаний. Для сравне-
ния испытаний, произведенных в различных аэродинамических трубах,
и для перехода от лабораторных данных к данным машин натуральной
величины американцы предложили способ учета совме ного влияния Ле
и турбулентности потока на основные аэродинамические характеристики
профиля при помощи так называемого эффективного числа Рейнольдса .
Значительные изменения величины аэродинамических коэфициентов
в зависимости от числа Рейнольдса, как например изменение коэфициента
лобового сопротивления шара, возрастание коэфициента максимальной
подъемной силы для некоторых профилей или возрастание коэфициента
трения пластинки, связаны с переходом ламинарного пограничного слоя
в турбулентный.
3?
www.vokb-la. spb.
Многочисленные опыты, в том числе классические опыты Рейнольдса,
показали, что по мере увеличения начальной турбулентности всего воздуш-
ного потока уменьшается значение числа Рейнольдса, при котором происхо-
дит переход ламинарного пограничного слоя в турбулентный Вследствие
этого, структура пограничного слоя при обтекании какого-либо тела при
данном числе Рейнольдса в аэродинамической трубе, имеющей данную
степень турбулентности, будет аналогична структуре пограничного слоя
при обтекании того же тела в потоке, свободном от турбулентности, но
уже при большем значении числа Рейнольдса, Величина аэродинамических
коэфициентов при прочих равных условиях зависит от структуры погра-
ничного слоя. Отсюда следует, что при переходе от испытаний в трубе
с начальной турбулентностью потока к натуре, т, е к полету, при котором
поток обладает очень небольшой степенью турбулентности, необходимо
полученные в трубе коэфициенты относить не к действительному числу
Рейнольдса, при котором производились испытания, а к некоторому фик-
тивному числу Рейнольдса, которое и называется эффективным числом
Рейнольдса.
Резюмируя, можно сказать, что эффективным числом Рейнольдса назы-
вается “такое значение Re, при котором структура пограничного слоя, а
значит и аэродинамические коэфициенты, при полете в свободной атмо-
сфере будут те же, что структура пограничного слоя при действительном
числе Рейнольдса в аэродинамической трубе с заданной начальной турбу-
лентностью потока
Для обоснования пересчетов аэродинамических характеристик по эффек-
тивному числу Рейнольдса воспользуемся следующим выводом.
Заменив в выражении числа Рейнольдса крыла Re ~ — хорду крыла
Ь на величину t, равную расстоянию от носика профиля до точки пере-
хода ламинарного слоя в турбулентный, получим число Рейнольдса ,
Rt = в точке перехода. Очевидно, что
Ь Re'
В случае геометрически подобных крыльев равенство отношений
для модели и натуры обеспечивает равенство аэродинамических коэфи-
пиентов. Обозначим все величины, относящиеся к испытанию модели в
трубе, индексом МОд, а величины, относящиеся к натуре, — индексом иат.
Для равенства аэродинамических коэфициентов необходимо, чтобы
, £ «ш _ ^нат
мод &ит
т. е. чтобы имело место совпадение для модели и натуры точек перехода
ламинарного пограничного слоя в турбулентный. Если степень турбулент-
ности потока в трубе при испытаниях характеризуется числом Рейнольдса
R/чолг а степень турбулентности свободного потока в натуре—числом
Raw, то, как легко видеть по формуле (3), равенство (4) будет соблю-
даться при различных числах Рейнольдса для модели и натуры. Действи-
тельно, так как
i
^м д мед
Амод *₽мод ’
а
ат кат
(4)
38
итятя' vokb-la. spb.
то при наличии равенства (4)
откуда
и д кат
««под = ««шт ’
О» ._ П„ ( «/пат
лснат — /\смсд 1 ---В
\ исд
Поскольку точная величина отношения - „ "ат - неизвестна, вместо
«'код
этого отношения возьмем отношение — где /?с и«т — 385000 — крити-
"с мод
ческое число Рейнольдса для шара по опытам в полете, а /?с им — крити-
ческое число Рейнольдса для шара в рассматриваемой аэродинамической
трубе.
Величину —ы американцы называют коэфициентом (фактором) тур-
с мод
булентности и обозначают через TF
Считая, что аэродинамические характеристики в основном зависят от
отношения ~ для модели и натуры, получим, что аэродинамические харак-
теристики, найденные из результатов испытаний в трубе, равны аэродина-
мическим характеристикам, получающимся в условиях натуры, но уже при
другом, эффективном числе Рейнольдса, равном
Re3 = Re^(77=) = Re„0; gCH3T
(5)
Значение коэфициента турбулентности TF для данной аэродинамической
трубы может быть установлено из сравнения сопротивлений шара или
подъемных сил профиля, полученных из испытаний в аэродинамической
трубе и в полете Коэфициенты, установленные по этим двум методам,
могут не совпадать, поэтому предпочтительнее определять TF до испыта-
ниям профиля.
В результате испытаний было установлено, что если принять турбу-
лентность свободного потока в атмосфере за единицу, то коэфициент тур-
булентности большой американской трубы NACA равен примерно 1,1, а
коэфициент турбулентности трубы переменной плотности 2,64.
Таким образом результаты, полученные в трубе переменной плотности
при числе Рейнольдса Re ~ 3,22 К®, можно сравнивать с результатами,
2 64
полученными в большой тру бе при числе Рейнольдса Re — -j-j- • 3,22 -10®=
= 7,73-10*, и это будет соответствовать тому, что происходит в полете при
числе Рейнольдса Re - 3,22 • 10* = 8,5 • 10*.
Указанная попытка стандартизировать результаты испы алий, проведен-
ных в различных аэродинамических трубах, и дать простой способ экстра-
поляции результатов имеет, несомненно, большое значение. Однако следует
подчеркнуть, что значения вычисленных коэфициентов турбулентности
можно рассматривать лишь в качес ве первого приближения
В табл ю приведены основные данные ряда аэродинамических труб
и для них указаны критические числа Рейнольдса, меры и коэфициенты
турбулентности Напомним еще раз, что для определения коэфициента тур-
булентности Г/7 необходимо разделить 385000 (/?сдля свободной атмосферы)
на критическое число Рейнольдса данной трубы
89
Re , с и TF для разных труб
Таблица 10
Страна Лаборатория и название трубы Размер трубы в м Критическое число Рей- нольдса «с Мера турбу- лентно- сти е Коэфициент турбулент- ности TF
США Бюро стандартов, 10-футовая 3,04 230000 0.8— 1,0 1,67
Я » » 4,5-футовая 1,37 265000 —— 1,45
» » 3-футовая 0,912 270000 0,5 1,42
й КАСА, большая труба 18,3x9 15 357000 —— 1.08
А » 20-футовая 608 320000 —- 1,2
> о переменной плотности 152 150000 — 2,64
X» Раит Филд, 5-футовая Массачузетский институт 1,52 260000 1,48
X» 7,5-футовая 2,28 186 000 09 2,05
Англия RAE, 5-футовая 1 52 250000 0 72 1,54
й ь 7-футовая 2,17 185000 1.16 208
я NPL, переменной плотности 1,83 190000 1,12 2,02
Германия DVL 10 325000 — 1,18
X» Геттинген, малая 1,02 310000 0,42 1,24
л » большая 234 320000 0,4 1.2
* Брауншвейг — 300000 — 1,28
Италия Римская лаборатория п 180000 1.8 2,14
а Турин 200000 1,02 1,92
Япония Митсубиси — 330000 — 1,17
Токио и Каваниси _- 270000 —— 1,42
СССР ЦАГИ, Т-1 3,0 148000 1,75 2.6
4 » Т-1-Н 3,0 228000 — 1.7
А » Т-3 1.5 150000 1.4 2,64
4 » Т-5 2,25 318000 0Д7 1,21
4 ВВА, Т-1 2,25 234000 0.7—0,85 1,65
£ о Т-2 1.5 150000 — 2,64
4 МАИ, НК 1 13 160000 1,75 2,4
§ 6. ЗАВИСИМОСТЬ КОЭФИЦИЕНТА МАКСИМАЛЬНОЙ ПОДЪЕМНОЙ СИЛЫ ОТ
ЧИСЛА РЕЙНОЛЬДСА И ТУРБУЛЕНТНОСТИ ПОТОКА
Число Рейнольдса и турбулентность потока оказывают влияние не только
на величину лобового сопротивления, но и на величину су, причем это вли-
яние проявляется наиболее заметно при критических углах атаки и довольно
значительно изменяет сугаа][
Влияние числа Рейнольдса и турбулентности потока различно для раз-
ных профилей. Так как су тах является одной из основных величин, входя-
щих в аэродинамический расчет самолета, и играет большую роль при под-
боре профиля, то вопрос о правильном определении величины су max ПрИ
полетных числах Рейнольдса на основании продувки в трубе профиля при
небольших числах Рейнольдса имеет очень большое значение
Кроме числа Рейнольдса и турбулентности потока существует ряд не-
учитываемых факторов, связанных с индивидуальными особенностями трубы,
влияние которых на су иах профилей очень велико Вследствие этого опре-
деление точных количественных зависимостей су гаах от формы профиля,
числа Рейнольдса и турбулентности потока чрезвычайно затруднительно.
Не приводя подробных выкладок и результатов экспериментальных ра-
бот, укажем лишь окончательные выводы, полученные в США в отно-
шении профилей NACA в результате подробного исследования вопроса о
влиянии масштабного эффекта на су тох Было найдено, что по характеру
изменения су тах в зависимости от числа Рейнольдса профили можно раз-
бить на 5 классов
К первому классу (А) относятся профили, cv иах которых мало зависит
от числа Рейнольдса
40
www.vokb-la. spb .ru
Ко второму классу (В) относятся профили, у которых при Изменении
числа Re значительно изменяется су aiz.
К третьему классу (С) и к четвертому классу (D) относятся профили,
у которых при увеличении числа Рейнольдса су шах тзкже увеличивается^
но менее резко, чем у профилей второго класса»
Наконец, к пятому классу (Е) относятся профили, которые’,по-разному
реагируют на изменение числа Рейнольдса в зависимости от принадлежности
к той или иной группе.
Внутри каждого класса профили делятся на 9 групп, причем по мере
возрастания относительной вогнутости профиля увеличивается номер группы,
к которой он относится.
41
www. vokb-la. spb.
' Принадлежность профиля к той или иной группе определяется по сле-
дующей таблице:
О—тонкие и средней толщины симметричные профили,
1 — толстые симметричные профили,
2 — маловогнутые профили,
3 — профили средней вогнутости,
4 — профили большой вогнутости,
5 и 6— сильновогнутые профили средней толщины.
7 и 8 — снльновогну тые толстые профили. --
На карте каждого профиля в атласе профилей и в сводной таблице их
отметка „МЭ“ обозначает, что данный профиль исследован в отношении
влияния масштабного эффекта на су ша1 и отнесен к тому или иному классу
и группе.
На фиг 35 приведены кривые изменения су гаах в зависимости от эффек-
тивного числа Рейнольдса для профилей, принадлежащих к разным классам
и группам. По оси ординат на этих диаграммах отложена величина Лсу гаах—
прироста коэфициента максимальной подъемной силы при данном эффек-
тивном числе Рейнольдса по сравнению со значением су Л!п, полученным
при испытании в трубе переменной плотности при эффективном числе Рей-
нольдса Res = 8,2 10*. Таким образом, чтобы определить су шах профиля
в условиях натуры при данном эффективном числе Рейнольдса нужно
найти по соответствующей кривой величину приращения Дс^шах и алгеб-
раически прибавить его к величине су ша1, полученной при испытании про-
филя в трубе переменной плотности при Rea — 8,2 • 1С*.
Невидимому, приближенно можно пользоваться приведенными графи-
ками для учета масштабного эффекта и в том случае, когда продувка
производилась в любой трубе при Re3 ф8,2* 10*. Для определения су1пах
в условиях натуры в этом случае необходимо определить разность Дсуоах
для Re3 продувки и натуры и полученный результат прибавить к су max про-
дувки. При Лгват>8,2- 10* для определения Д<^гаа, приходится прибегать
к экстраполяции кривых.
§ 7. ЗАВИСИМОСТЬ КОЭФИЦИЕНТА ПРОФИЛЬНОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ ОТ ЧИСЛА
РЕЙНОЛЬДСА И ТУРБУЛЕНТНОСТИ ПОТОКА
Разность между коэфициентом лобового сопротивления и коэфициентом
индуктивного сопротивления называется коэфициентом профильного сопро-
тивления схр. Величина схр зависит как от геометрических параметров про-
филя, так и от величины угла атаки. Для заданного профиля по мере уве-
личения углов атаки возрастает и величина профильного сопротивления.
При малых углах атаки возрастание профильного сопротивления незначи-
тельно, но на больших углах атаки, при которых нарушается плавность
обтекания и образуются значительные завихрения, профильное сопротив-
ление сильно увеличивается.
Профильное сопротивление зависит также весьма значительно от числа
Рейнольдса и турбулентности потока. Для более удобного изучения этой
зависимости будем считать, что схр при каком-либо значения су равен
Схр — Сцр mln 4" Л Схр а, (6}
гдеЦхрпЦп — коэфнциент минимального профильного сопротивления, а —
приращение коэфициента профильного сопротивления при изменении угла
атаки по сравнению с углом атаки, соответствующим
Зависимость сжрицп от Re и турбулентности. Рассмотрим прежде всего
вопрос о влиянии числа Рейнольдса и турбулентности на сГрплп.
Как известно, профильное сопротивление возникает в результате вяз-
кости воздуха, действие которой практически не сказывается уже на не-
значительном расстоянии от поверхности крыла, но вызывает в непосред-
ственной близости от поверхности существенные изменения в структуре
42
чтит vokb-la. spb .tu
потока и картине обтекания. Образующийся у поверхности крыла погра- .
ничный слой вызывает появление тангенциальных сил на обтекаемой по-
верхности вследствие торможения потока и является причиной возникно-
вения дополнительной лобовой силы в результате нарушения идеального
(отвечающего потенциальному потоку невязкой жидкости) распределения
нормальных сил, интеграл которых по обтекаемому контуру дает отличную
от нуля и при том положительную проекцию на направление потока.
В соответствии с этим профильное сопротивление расчленяется на два
компонента, причем первый компонент принято обозначать термином „со-
противление трения", а второй — „сопротивление формы", хотя оба они,
как показывают теоретические и экспериментальные исследования, в равной
степени зависят от формы обтекаемого контура. Первый компонент, сопро-
тивление трения, удобно в свою очередь разбить на две части, из кото-
рых первая равна сопротивлению трения бесконечно тонкого симметричного
профиля, т. е. идеальной плоской пластинки с данным состоянием поверх-
ности, а вторая часть равна дополнительному сопротивлению трения про-
филя по сравнению с плоской пластинкой, т. е. равна разности сопротив-
лений трения профиля и пластинки. Вторая часть сопротивления трения
зависит от формы профиля и от геометрических характеристик его.
Таким образом коэфициент минимального профильного сопротивления
можно разложить на три слагаемых:
Сцр mln = Сгу -}- Д Cxj +
где cKf коэфициент трения бесконечно тонкого профиля, равный удвоен-
ному коэфициенту трения плоской пластинки Су к - коэфициент допол-
нительного сопротивления трения, а слг! — коэфициент сопротивления формы
вызванный распределением давлений по контуру профиля.
Коэфициент трения зависит от числа Рейнольдса и от структуры по-
граничного слоя. При полностью ламинарном пограничном слое для иде-
ально гладкой поверхности
1
сЛу = 2,656 Re -
(кривая I на фиг. 36); при полностью турбулентном пограничном слое
_ 0,910
(кривая // на фиг. 36); для смешанного пограничного слоя, когда передняя
часть покры а ламинарным слоем, а остальная турбулентным, Прандтль
предложил следующую формулу:
c*f = (1g — 3400 Re 1.
Та или иная структура пограничного слоя зависит от числа Рейнольдса
и от начальной турбулентности потока. При малой турбулентности потока
структура пограничного слоя при небольших Re ламинарная, а при боль-
ших — турбулентная. При значительной начальной турбулентности потока
пограничный слой даже при малых числах Рейнольдса может быть турбу-
лентным.
Рассмотрим теперь изменение Дс^ и сГй, в зависимости от-числа Рей-
нольдса. На основе обработки большого количества экспериментального
материала Ф. Г. Гласс [6] нашел, что при данном числе Рейнольдса
Дсх/ + сла = b с 4- с/2, (7)
1 Двойка в выражении сх! = 2с; появляется вследствие того, что коэфициент трения
крыла с бесконечно тонким профилем мы считаем отнесенным к пл< щади крыла J, в то
время как принято относить к полной площади трения, равной 2S.
43
ww vokb-la. spb .tu
где с к/—относительные толщина и вогнутость профиля в процентах от
хорды, b и с — коэфициенты формы, причем b зависит в основном от тол-
щины, ас — от вогнутости профиля.
При экспериментальной обработке выяснилось, что независимо от числа
Рейнольдса отношение с к Ь постоянно, а именно
-—^0,17.
О '
Подставив в формулу (7) с = 0,17 Ь, найдем, что
й с* + = b Сс + 0,17 7=) = b с
где с* = с 4-0,17/s — так называемая эквивалентная толщина п] офиля.
Таким образом вогнутый профиль с толщиной с и вогнутостью f в от-
ношении Дсх/+с^ равноценен симметричному профилю с некоторой эк-
вивалентной толщиной с*, объединяющей в один параметр два основных
геометрических параметра профиля: толщину с и вогнутость /.
Другие неучтенные геометрические параметры профиля, как-то:полнота
носка профиля, форма кривизны профиля и т. п., проявляются на данном
значении числа Рейнольдса как уменьшение или увеличение эквивалентной
толщины среднего удобообтекаемого профиля той же толщины и вогнутости
Влияние этих второстепенных параметров у общепринятых профилей лежит
в пределах ±20%.
Найдя зависимость b от Re Ф. Г, Гласс построил сетку кривых с пара-
метром с*, дающих зависимость сягпи„ от числа Рейнольдса (фиг. 37), при-
чем он пришел к выводу, что есть „полное основание утверждать, что сред-
ние значения профильного сопротивления для удобообтекаемых профилей
заданной толщины и вогнутости являются чистой функцией одного Re и
не зависят от начальной турбулентности потока, если последняя (мера тур-
булентности) ие превышает 2,5 — 3%. Это положение строго справедливо
для атмосферных аэродинамических труб и может быть распространено
также и на трубы с потоком повышенной плотности при условии введения
эквивалентного или „эффективного1* 7?е“ *.
Кривые на фиг 37 построены в диапазоне значений Re 300000 -•£ Re <
-С 30000 000 (5,5 < lg Re < 7,5) дляс„ от Одо 32% от хорды.
1 Судя по американским исследованиям, указанный вывод правилен лишь при условии,
что коэфицнент турбулентности трубы ТЕ ^1,3.
44
www. vokb-la. spb.
Пользуясь диаграммой фиг. 3/, можно определить профильное сопротив-
ление среднего хорошо обтекаемого профиля' заданных толщины и вог-
нутости для любого встречающегося на практике в аэродинамических
трубах и в натуре значения числа Рейнольдса. При посредстве этой диаграм-
мы возможен также пересчет от Re эксперимента к Re натуры.
Наконец, диаграмма позволяет производить сравнения различных профилей,
испытанных в различных трубах при разных значениях Re, путем приведе-
ния результатов испытания к одному числу Рейнольдса.
Приведем пример перехода от Crpmio = 0,0130, найденного из продувки
профиля ЦАГИ Р-1М4% в атмосферной аэродинамической трубе Т-1
ЦАГИ при значении /?ймод = 800 000, к натуры.
У профиля Р-11-14% с = 14%, а/ = 4%.
45
www vokb-la. spb tr
Определяем эквивалентную толщину:
F. = F+0,17 J8 = 14 + 0,17.4®- 16,72%-
Пусть хорда крыла самолета будет* равна 2 м, а скорость полета его у
земли —360 км к (100 м[сек). Определяем число Рейнольдса натуры:
Re„„ = 68 700 Vb = 68700 • 100• 2 = 13740 000
По фиг, 37 определяем по значению эквивалентной толщины с„ = 16,72 % в
значениям чисел Рейнольдса натуры и продувки значения Сяр «
при Ле М натуры — 13,74 схр га1п = 0 0086
при Ле М продувки -= 0,8 clp mln — 0,0110
Приращение mln=—0,0024
Следовательно, для определения cxpjnm при /?емт необходимо к величине
схр шт — 0,0130 продувки профиля Р-П 14% алгебраически добавить при-
ращение Д cip В|« — — 0,0024:
Схр mlc BIT = Срр ш1п „од + Д Сгр mln — 0,0130 — 0,0024 = 0,0106
Таким образом можно учитывать влияние масштабного эффекта на ве-
личину Сдрш.л-
Американцы на основе своих ис ледований ряда профилей предлагают
пользоваться следующей^ формулой для перехода от idjd продувки к
натуры
С х= С (Д^модУ11 (8>
хриНснат ЛР min мод 7
где индекс ш относится к натуре, а индекс иод— к продувке модели крыла
в трубе.
Сравнение испытаний профиля 23012 в американской натурной трубе,
для которой TF=1 1, и в тру бе переменной плотности (7+= 2,64), приве-
денных к одному и тому же эффективному числу Рейнольдса, пока али,
что в трубе переменной плотности профильное сопротивление больше, не-
жели в натурной трубе. Так как эффективные числа Рейнольдса в обоих
случаях были одинаковы, то это различие в схр объясняется, невидимому,
влиянием турбулентности. Исходя из этого, при учете изменения про-
фильного сопротивления по эффективному числу Рейнольдса американцы
предлагают в случае перехода от результа в полученных в трубе пе е-
менной плотности, уменыпа ь примерно на 15% величин минимального
профильного сопротивления.
Сравним результаты, получаемые по графику Ф. Г. Гласса (фиг. 37) и
по американской формуле (8) На фиг. 38 представлены к иные и ме нения
Cipmn в зави имости от эффективного чи ла Рейнольдса для профиля
NACA-23012, построенные по разным законам На той же диаграмме нане-
сены опытные точки, полученные из и пы аний в атмосферной трубе (точ-
ка Л) и в i рубе переменной плотности NACA (точка /7).
Кривая 1 получена по графикам Ф Г Гласса и, как видим проходит
значительно выше опытных точек Учитывая некоторое р схожд :ние дан-
ных Ф Г. Гласса с опыт мн NA А и DVL, Б. Т. Горошенко [11] рек ме -
дует уменьшать схр ио, определяем е по графику Г tacca, в среднем на
15%. Кривая 4 соответствует уменьшенным на 15% по сравнению с кри-
вой 1 значениям схртр
Как видим, кривая 4 проходит довольно близко от опытных точек-
Еще л чшие результаты дает кривая 3, полученная путем уменьшения
знач ний Cjymin по кривой 1 на 12%.
46
www'.vokb-la. spb.
Фиг 38 Зависимость rtpnl|n от Девиля профиля NACA 23012
по различным законам
формулой (8).
На больших числах Рейнольдса кривая 2 весьма близко подходит к 1 ри.
вой 3, ио дзет преувеличенные результа ы при малых числах Рейнольдса.
Кривая 5 под читана по той
же ф рмуле (8), но в качестве
исходной взята точка А полу-
ченная по продувке в атмосфер-
ной трубе при малых числах
Рейнольдса. Кзк следует из
фиг. 38, в этом случае полу-
чается преуменьшенное значение
сл₽т1п при больших числах Рей-
нольдса
Таким образом приходим к
выводу, что для перехода к на-
туре от результатов продувок,
провед иных при малых числах
Рейноль ?а (в атм ферных тру-
бах), можно пользоваться г[ фи-
ком Ф Г. Гласса, уменьшая
значениг на 12 —15%; в
случае же перехода к натуре от
резуль атов продувок, проведен-
ных при больших числах Рей-
нольдса (трубы переменной плот-
ности), можно пользоваться американской ...
Зависимость Дс^а от угла атаки Перейдем теперь к вопросу об изме-
нении второй части коэфициента профильного сопротивления — Ьсхр,—
47
www. vokb-la:
в зависимости от угла атаки. Как показали американские исследования [38],
величина ДсЛ/7х почти не зависит от типа профиля, а является функцией
отношения ———(фиг. 39), где c^opt — коэфициент подъемной силы
су max су opt
при минимальном профильном сопротивлении. opt почти не зависит от
числа Рейнольдса, но так как су „ах является величиной, зависящей от
числа Рейнольдса, то н также зависит от числа Рейнольдса. Зная
ИЗ Продувки Су opt и Сушах, НЭХОДИМ указанным В § 6 способом Сушах При
/?ен1Т и, пользуясь фиг. 39, определяем ДСл-раиат для любого значения су.
Найдя значения ггр1 для ряда значений су, строим поляру профильного
сопротивления для ДеЯ1Т по формуле
&хр нЗТ =5= ^Лр пил мат + Дс Ф <х мат*
В сборнике авиационных профилей на карте каждого профиля приве-
дены число Рейнольдса при продувке и эффективное число Рейнольдса.
В тех случаях, когда продувка пересчитана на эффективное число Рей-
нольдса, об этом дано соответствующее указание.
Построение поляры крыла с учетом изменения чисел Рейнольдса
по углам атаки и высотам. При аэродинамическом расчете скоростных
самолетов необходимо учитывать изменение лобового сопротивления крыльев
при переходе от модели к натуре. Пренебрежение учетом изменения лобо-
вого сопротивления при переходе от условий испытаний в трубе с одним
числом Рейнольдса к полету самолета в атмосфере с другими числами
Рейнольдса может привести к довольно большим ошибкам.
В настоящее время необходимость такого учета осознана большинством
конструкторов, и обычно принято поляру, полученную в результате про-
дувки модели крыла, „поправлять" для числа Рейнольдса, соответствую-
щего какому-либо одному режиму полета (обычно максимальной скорости).
Таким путем уточняют значение минимального профильного сопротивле-
ния на одном каком-либо режиме полета на расчетной высоте. Полученное
изменение сопротивления считают постоянным и для всех других режимов
полета и сдвигают эквидистантно поляру на постоянную величину.
Однако для других режимов полета (т. е. на других углах атаки и
при скоростях, отличающихся от максимальной) число Рейнольдса будет
иным и поправка на изменение лобового сопротивления также должна
быть другой. Точно так же на других высотах полета — выше или ниже
какой-либо расчетной высоты — будет иная поправка на изменение сопро-
тивления вследствие изменения чисел Рейнольдса. Отсутствие учета этих
явлений приводит к ошибкам при подсчете максимальной скорости по
высотам и скороподъемности. Нам представляется, что для современных
самолетов вполне своевременно поставить вопрос об уточненном расчете
поляры крыла на всех режимах и высотах полета.
Следует подчеркнуть, что получивший некоторое распространение спо-
соб учета изменения профильного и вредного сопротивления путем введе-
ния эффективного удлинения в виде = 0,8 -s-0,9 X [22] или в виде
I 1 I
j—+ учитывает интерференцию крыла и фюзеляжа и рост вред-
ного сопротивления самолета по углам атаки, но не учитывает изменения
лобового сопротивления крыла из-за изменения числа Рейнольдса.
Для обоснования предлагаемой методики учета изменения лобового
сопротивления крыла по углам атаки и высотам в зависимости от числа
Рейнольдса воспользуемся следующим выводом
Лобовое сопротивление крыла сЛ1ф складывается из профильного сопро-
тивления с*?, индуктивного сопротивления сх1 и из добавочного сопротив-
*) См. L. Breguet, Vitesse et altitude en aviation, ,Revue de I'attnee de 1’air", № 83, 1936.
48
. ления Дс<кр, возникающего из-за наличия щелей, илниппп ™кЬ1аЕрЬ1и
обдувки крыла винтом: , . *
Cr*p ~ 4" йГигр-
Можно считать, что си и Дсх от числа Рейнольдса не зависят, а изме-
нение Re влияет лишь на схр.
Как и раньше, коэфициент профильного сопротивления схр при любом
значении су представим в виде
tq) = Г<р»1Ч 4- ^Cjrp «• (6)
При описанном ниже способе учета влияния Re на поляру крыла из
продувки используются ТОЛЬКО значения Сдртщ и Сушах модели; больше
продувкой не пользуются, а весь расчет ведут аналитически или по обоб-
щенным графикам.
Рассмотрим вначале изменение слрт1п в зависимости от скорости и от
высоты полета. Величину слрга.п можно подсчитать, зная числа Рейнольдса
натуры и продувки либо по приведенному ранее графику Ф. Г. Гласса
(фиг. 37), либо по американской формуле (8) при помощи эффективного
числа Рейнольдса. В дальнейшем мы воспользуемся американской форму-
лой. Расчет удобно вести в следующем порядке.
Для какой-либо высоты полета определяем для ряда значений cv ско-
рость и число Рейнольдса натуры, а для каждого числа -Рейнольдса натуры
находим величину минимального профильного сопротивления по формуле
£хр ггэзп мат —• Сtp min мод
(8)
Для наглядности приводим численный пример определения минималь-
ного профильного сопротивления для высоты /7 = 5000 м для крыла само-
лета с нагрузкой р = 133 кг'ж’. Пусть для крыла этого самолета выбран
профиль серии 230 со средней относительной толщиной 13%. схр min КОТО*
рого по продувке в трубе переменной плотности при эффективном числе
Рейнольдса Re$no& ==8,37 • 10® равен Сг.т.пм д --0,0073 при су opt —0 4
Средняя хорда крыла бср = 1,65 м
Определяем числа Рейнольдса натуры по углам атаки по формуле
Re — -^ VbCf.
Для высоты /7=5000 м — 45 400, р -- 0,075,
v-V^--V
Г сур Г Су -0.075
Задаваясь рядом значений су, определяем скорости и числа Рейнольдса
натуры; данные расчета приведены в табл. И.
* Таблица И
Определение чисел Рейнольдса для разных су для Н—5000 м
<> ол 0,2 0,4 0,6 0,8 1,0 1.2 1,4
V MjceK 189 133 94 77 68,8 59,8 54,3 502
’О'* 14,2 995 7,04 5,76 5,00 4,48 4 06 3.74
Далее определяем величину коэфициента минимального профильного
СОПРОТИВЛЕНИЯ intn кз7 для каждого значения су (табл. 12) по формуле
r _ r (Re* - «Г’" _ п М7Ч /а37'10’ Y’u
С гр виа хат — с-лр tnln мод ~ v,vuc о --------J
Кмвец—440—4
49
54.
Та б л и ца 12
Изменение жминммыого профильного сопротивления по углам атаки для #=5400 м
СУ од 0,2 0,4 0,6 0,8 1,0 12 1,4
Re? мох 0,59 0,84 1,19 1,455 1,675 1,87 2,06 2,24
МОД у1'!! 0,943 0,98 1,02 1,06 107 1,08 1,09
\ Лг«*т ) 1 042
1 с*р ° 0,00686 0,09714 0,00744 0,00762 0,00774 0,00782 0,00788 0,00796
Изменение коэфициента минимального профильного сопротивления
и зависимости от с Ии Re для высоты Н ~ 5000 м дано на фиг. 40.
Как видно из фиг. 40 и табл. 12, коэфициент минимального профильного
сопротивления изменяется при Н — const в диапазоне летных (углов атаки
в пределах 15°/0.
Перейдем теперь к расчету изменения коэфициента минимального про-
фильного сопротивления по высотам.
Число Рейнольдса натуры можно написать в следующем виде:
Re.„ = 4 t%> = 1 f/g (9)
не зависит ни от скорости, ни
от высоты. Величина —яв-
'Vf
ляется функцией только вы-
соты полета.
Имея значение числа Рей-
Для данного самолета величина Zр bzv
Фиг. 40 Зависимость коэфициента минималь-
ного профильного сопротивления от с , V и
Це для высоты Н = 5000 .и.
нольдса натуры для какой-
либо высоты для заданного еу,
легко по формуле (9) найти
значение'чиста Рейнольдса на
другой высоте для того же с
Для приведенного ранее число-
вого примера величину Re»n
для разных высот, но для
одинаковых су находим по
формуле
De . - v V p/Н
Лсм1 л — ТСГиат босо —j-г--,
\ v 1ЛР / НХю
где индекс л относится к вы
соте /7, а индекс 5ооо — к вы-
соте Н — 5000 м Результаты
расчета для ряда высот при-
ведены в табл. 13 и 14 По
данным этих таблиц строим
кривые зависимости ReM„ от
су для разных высот полета
(фиг 41,а)
Построив по данным табл. 12 зависимость с^рШ1Пват от /?еввт (фиг. 41, б),
получаем удобный график для определения схр 11Л „„ при любой высоте
www. vokb-la spb.ru
Таблица 13
/ 1 X
л к * j/" Р Определенна величины (~Г7 )н )f>000
Я 0 2500 5000 7500 10000
1 68700 56000 45400 36 100 28200
₽ 1 0,125 0,0976 0,0751 0,0568 0,0421
у 7 2,82 3,2 3,65 4,86
1__ р 193500 179000 165000 151500 137 000
\2 г ₽ А ( vVр ) 5СОО ’ 1.17 108 1.0 0,917 0 828
Таблица 14
Определение чисел Рейнольдса в зависимости от св по высотам
Сц ti 0,1 0Й 1 0,4 0.6 0,8 1,0 1й 1,4
5 000 14,2 9,95 7,04 5,76 5,0 4 48 4,06 374
0 16,6 11,62 8 24 674 5,85 5,25 4,75 437
2 500 15,3 10,75 7,6 6,22 5,4 484 4.38 403
7 500 13,0 9,1 6,44 5,27 4,58 4,11 3,72 342
10 000 11,75 8,24 5,82 4,76 4,14 3,72 3,36 3,11
В1
w-ww vokb-la. spb .tu
Таблица 15
Значение коэфициента минимального профильного сопротивления сЛр шт в аавн
симосгн от св и высоты полета Н
о.> 0,2 04 0,6 0,8 10 1.4
0 0,00674 0,00702 0,00730 0,00748 0.00760 0,00768 0,00764 0,00784
2500 000680 0,00708 0,00738 0,00754 0 00766 1 0077 0.00784 0,00790
5000 0,00686 0,00714 0,00744 0 00762 0,00774 0.00782 0 00788 0,00796
7500 000696 0,00722 0,00752 0,00768 0,00780 0 790 0.00798 0,00806
0000 000700 0,00730 0,00758 0,00776 0,00788 0.00796 0,00804 0.00812
Фис 42. Зависимое ь коэфициента минимального про-
фильного сопротивления от су и высоты полета.
После определения схр ты«« для веек углов атаки и высот полета пере-
1содим к определению ДсхР,ит для разных углов атаки и высот полета.
Определение Лех/,амт производим'указанным выше способом по кривой
фиг. 39, предварительно определив для каждого угла атаки и высоты по-
“ not
лета вспомогательную величину----—, для чего находим для соот-
ветствующего Цей1Т величину по фиг. 35
При Йе» = 8,37*10® величина 1,63. Изменение су tI в зависи-
мости от числа Рейнольдса для рассматриваемого профиля 23013 (тип
M3:D2) дано на фиг. 35.
Не имея продувок при Йе,
больше 8.10е, прибегаем к
экст аполяции для опреде-
ления Ac v га„ при боль-
ших Йе.
Подсчет Асхр « mi ДЛЯ ВЫ
соты // = 5000 м приведен
в табл. 16; подсчет для дру-
гих высот аналогичен и по-
этому здесь не приведен.
В результате аналогич-
ного расчета для всех вы-
сот можно построить график
зависимости коэфициента
профильного сопротивления
' крыла от су и вы< ты
(фиг. 43).
Если к найденным зна-
чениям профильного сопро-
тивления добавить значения
индуктивного сопротивле-
ния и дополнительного со-
противления от шерохова-
тости наличия щелей и
обдувки, то получим поляры
крыла для каждой высоты
полета, на которых и следует ба ировать расчет кривых потребных мощ-
ностей
Учет изменения минимального профильного сопротивления по высотам
уточняет величину лобового сопротивления крыла в пределах примерно
2—3%, в то время как учет влияния числа Рейнольдса и уточняет
величину полного сопротивления крыла на больших углах атаки на 8 10%.
Итак, учет изменения профильного сопротивления по углам атаки за
счет изменения чисел Рейнольдса и Асл/11 может делаться для уточнения
www. vokb-la. spb .ru
. ’ Таблица. 16
Определение я сЛ/?ни для высоты Н=5000 л
0.1 0,2 0,4 0,6 0,8 1,0 1,2 1.4
S — S ОР1 0.016 0,116 0,316 0,516 0,716 0,916 1,116 1,316
A?HaT- Ю'“ь 14.2 9,95 7,04 5,76 5,00 4,48 4,06 3,74
0,020 0,010 —0.030 —0,070 —0,090 —0,108 —0,126 —0,134
л у max 1,650 1,640 1,600 1,560 1,540 1,522 1,504 1,496
% так-opt 1,566 1,556 1,516 1476 1,456 1.438 1,420 1,412
^—‘popt щах ctfjt 0,0102 00745 0,208 0,350 0,491 0.638 0,785 0,93!
if vp д нат 0 0,0002 0,0009 0,0024 0,0045 0.0080 0,0134 0,0240
схр Шт пат 0,00686 0,00714 0,00744 0,00762 0,00774 0,00782 0,00788 0.00796
схр пат 0,00686 0,00734 0.00834 0,01002 0,01224 0,01582 0,02128 0,03196
летны l данных на всех режимах полета. Учет же изменения профильного
сопротивления за счет изменения высоты может дать значительный эффект
Фиг 43. Завися часть коэфициента профильного сопротивления от су
и высоты полета.
в аэродинамическом расчете высотных самолетов и самолетов с неболь-
шим вредным и индуктивным сопротивлением.
Если в аэродинамическом расчете первого приближения ограничиться
точностью в 6—7% лобового сопротивления крыла на больших углах атаки,
53
www.vokb-la.!
то получим ошибку лишь в 3—4% при подсчете суммарного сопротивле-
ния самолета. Таким образом можно провести расчет считая число Рей-
нольдса постоянным на всех режимах. В этом случае расчет сведется к
определению для какого-либо угла атаки разности схр продувки и натуры
и к эквидистантному сдйигу всей поляры, полученной из продувки, на най-
денную величину (схр ю(п „од — схр atn нат )• Обычно зтот расчет принято про-
водить для точки поляры, соответствующей максимальной скорости полета.
Необходимо указать, что изложенные методы пересчета не дают доста-
точно точного решения для конусного трапецевидного крыла, поскольку
в них не учтено изменение хорды крыла по размаху. Фактически на одной
и той же высо е при одной и той же скорости полета числа Рейнольдса
у корня и у конца трапецевидного крыла разные, а следовательно будут
различаться и величины профильного сопротивления Однако можно счи-
тать, что расчет по средней хорде и средней относительной толщине вполне
приемлем для расчета летных данных самолета.
В заключение еще раз подчеркнем, что для более точного расчёт а лет-
ных данных самолета необходимо производить аэродинамический расчет
его на основе поляр крыла, уточненных на всем диапазоне углов атаки;
желательно также уточнение влияния высоты полета.
§ 8. ЗАВИСИМОСТЬ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК ПРОФИЛЯ ОТ ЧИСЛА
БЕРСТОУ
Число Берстоу. Обычно продувки крыльев для определения аэродина-
мических характеристик профилей производятся при сравнительно низких
скоростях, значительно меньших, чем скорость звука В этом случае воздух
можно рассматривать как несжимаемую жидкость." Однако по мере при-
ближения скорости потока к скорости зву на влияние сжимаемости воздуха
на аэродинамические характеристики профиля начинает играть все ббль-
шую роль
Отношение скорости потока И к скорости звука Ve называется числом
Берстоу.
Число Берстоу является критерием, оценивающим влияние сжимаемости
воздуха при больших скоростях Равенство чисел Берстоу указывает на
тождественность потоков в отношении влияния сжимаемости, аналогично
тому, как число Рейнольдса является критерием влияния вязкости.
Если скорость, при которой работает крыло, значительно больше скоро-
сти, при которой была испытана модель крыла, то полученные результаты
испытания модели должны быть исправлены на влияние сжимаемости.
Скорость звука V изменяется с высотой по след ющему закону:
V,. = 340 у м/сек,
где Тн — абсолютная температура на высоте Н, То — то же у земли (Гв =
= 273е).
Так как скорость звука уменьшается с высотой, то числомБерстоу при
полете на постоянной скорости увеличивается по мере подъема на высоту.
Аэродинамические характеристики профиля и число Берстоу. Испытания
профилей при различных скоростях1 показали, что при скоростях выше
1 См. Report № 463, NACA, 1933
з
wwir vokb-la. spb .ru
480 км/час (133 м/сек наблюдается заметное влияние сжимаемости потока
на характеристики профилей. Для изучения зависимости этого влияния
от геометрических характеристик профиля в 1932—1933 гг. в США в лабо-
ратории NACA были проведены испытания 13 симметричных и 3 выпуклых
профилей при больших скоростях. При испытаниях скорость менялась в
диапазоне от 35 до 70 — 80% скорости звука. При этом числа Рейнольд-
са изменялись в пределах от 350000 до 750000. Испытания велись на малых
углах атаки (в диапазоне ± 4°).
К сожалению, эти опыты проводились при небольших числах Рейнольд-
са. вследстаие чего они ке осветили вопроса об одновременном действии
больших чисел Рейнольдса и Берстоу. Так как числа Рейнольдса при этих
испытаниях были ниже, чем ReM7 для современных скоростей полета, полу-
ченные результаты не могут быть непосредственно применены на практике,
а освещают только качественную сторону явления.
Не приводя детального описания указанных исследований, приведем
лишь наиболее важные выводы, показывающие, как влияет увеличение
числа Берстоу на ту или иную аэродинамическую характеристику профиля.
Коэфициент профильного сопротивления изменяется очень незначитель-
но до тех пор, пока не будет достигнута так называемая критическая ско-
рость, равная 0,7 — 0,75 от скорости звука, после чего сгр резко увеличи-
вается. У толстых профилей резкое возрастание схр имеет место при
более низких скоростях, т. е. при меньших Ва. С точки зрения влияния Ва
иаивыгоднейшими профилями являются такие профили, у которых макси-
мальная толщина расположена на 40% хорды Профили, у которых макси-
мальная толщина находится на расстоянии большем или меньшем 40%
хорды, имеют большее значение минимального профильного сопротивления,
а резкое возрастание его происходит при меиьщих числах Берстоу.
Влияние изменения радиуса передней кромки на зависимость схр от
числа Берстоу довольно незначительно (за исключением очень большой
величины радиуса). Наилучшие результаты получаются при радиусе перед-
ней кромки, равном */4 нормального радиуса1.
Рассмотрим теперь влияние числа Берстоу на су. По мере увеличения
de
Ва вначале увеличивается, затем достигает максимума и при каком-то
критическом Ва начинает быстро уменьшаться.
Число Берстоу, при котором достигает своего максимума, умень-
шается при увеличении толщины профили- Навлучшим расположением
максимальной толщины является расположение на 30—40% хорды от перед-
ней кромки. Наилучшим радиусом является нормальный радиус.
Рассмотрим теперь влияние Ва на коэфициент момента и центр давле-
ния. При малых скоростях коэфициент момента увеличивается с возраста-
нием скорости. Это увеличение одинаково с увеличением коэфициента
подъемной силы, вследствие чего центр давления практически остается
неизменным. При скоростях, больших критической, коэфициент подъемной
силы быстро уменьшается, а коэфициент момента увеличивается. В резуль-
тате имеет место быстрое перемещение центра давления к задней кромке
профиля.
Резюмируя, приходим к выводу, что для скоростного самолета наивы-
годнейшим является профиль, удовлетворяющий следующим требованиям:
а) минимальная толщина,
б) расположение максимальной толщины на 40% хорды,
в радиус передней кромки равен от */« нормального до нормального (см. табл. 2
1 Напомним, что для профилей NACA нормальный радиус равен 0,011 с1 (см.
стр. 14—15)
SS
ч'Ц'Ч' vokb-la. spb .tu
ГЛ А В X 111
ВЛИЯНИЕ ФОРМЫ ПРОФИЛЯ НА ЕГО ХАРАКТЕРИСТИКИ
§ 9. ВЛИЯНИЕ ОСНОВНЫХ ПАРАМЕТРОВ ПРОФИЛЯ НА ЕГО ХАРАКТЕРИСТИКИ
Экспериментальные исследования самых разнообразных профилей пока-
зали, что аэродинамические свойства их зависят от следующих геометри-
ческих параметров:
I) наибольшей относительной толщины профиля с и положения по хор-
де максимальной толщины ху;
2) наибольшей относительной вогнутости профиля / и положения по
хорде максимальной вогнутости xf\
3) наибольшей стрелки прогиба верхнего контура профиля и ее поло-
жения по хорде;
4) наибольшей стрелки прогиба нижнего контура профиля и ее поло-
жения по хорде;
5) общего очертания профиля, в особенности носовой верхней части
его и хвостика.
Заметное влияние на аэродинамические характеристики профиля ока- i
зывает плавность его очертания, обусловливающая плавность обтекания
профиля воздушным потоком. Как уже указывалось, помимо геометриче-
ских параметров иа аэродинамичес кие характеристики профиля сильно вли-
яют число Рейнольдса, начальная турбулентность потока и степень шеро-
ховатости поверхности.
Рассмотрим вкратпе влияние геометрических параметров профиля на
его аэродинамические характеристики.
Влияние вогнутости / при неизменной толщине. При увеличении
вогнутости /: а) увеличивается cvщ„, б) значительно увеличивается Opmin,
в) уменьшается ( )т„* г) увеличивается угол ну левой подъемной силы я0,
д) увеличивается сто, е) увеличивается перемещение центра давления.
Влияние толщины с при неизменной вогнутости. С уветиченпем тол-
щины с. а) увеличивается суг>зд при возрастании с до 13 - 16%; при боль-
ших с Cvbus падает, б) увеличивается с1в т|П, в) у меньшается (-•*-) , г) не
\ €r Ztntx
изменяется угол нулевой подъемной силы д) не изменяется сто.
Влияние стрелы прогиба нижнего контура профиля. Выпуклая ииж-
вяя дужка уменьшает су, ф cv и а вогнутая—увеличивает их.
Положение максимальной вогнутости профиля по хорде х а) Наи-
больший Суп,,! получается при положения максимальной вогнутости на
20—30% хорды, б) налбо тьшее качество f ) - при л,=20 40% хорды,
\ / 0111 1
в) наименьший cjp4lin— приду = 40% хорды, г) наименьший стй при х;=
— 10% хорды, д) наименьшее ар —при Лу=10% хорды,
Высо а задней части профиля. По мере увеличения ординат задней
части профиля (например, с целью увеличения высоты заднего лонжерона)
Схр mm немного повышается, качество (J* J понижается, а перемещение цент-
ра давления обычно увеличивается.
Отгиб кверху задней части профиля. Отгибом кверху хвостовой части
средней линии профи 1я диапазон перемещений центра давления может
быть уменьшен до нули (на летных углах), при этом а стремится к нулю,
а су и у уменьшаются.
www vokb-la spb.
Форма носовой части профиля. Форма носовой части профиля обу-
словливается либо ее входящим углом ф (фиг. 44), либо формой атакую-
щего ребра (если последнее толстое).
Входящий угол для профилей, у которых носик представляет собой
дугу окружности, строится следующим образом: проводим касательную
к осевой дуге в передней точке ее и на этой касательной находим центр
окружности; после этого находим крайние радиусы кривых верхнего и ниж-
него контуров в ребре атаки и проводим соответствующие касательные
Угол между касательными к верхнему и нижнему контурам называется
входящим углом ф.
С увеличением угла ф до некоторого предела cv и (-^-^увеличиваются'
для того чтобы сх было возможно меньше, у гол о должен быть тем мень-
ше, чем больше скорость движения. Толстое круглое атакующее ребро
увеличивает су на углах атаки, превышающих критический. Острое же
ребро обычно приводит к резкому падению позади критического угла.
§ 1С. ЗАВИСИМОСТЬ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК ПРОФИЛЯ
ОТ ЕГО ФОРМЫ
В литературе (см. приложение в конце книги) описано довольно много
исследований, посвященных изучению зависимости между геометрическими
параметрами профиля и его аэродинамическими характеристиками. Однако,
так как эти исследования проводились для профилей разных серий и се-
мейств при различных условиях эксперимента, то результаты их дают
весьма расходящиеся экспериментальные и аналитические зависимости.
Наиболее систематизированы работы по сериям профилей А, В и BS
ЦАГИ [7, 8, 9). Каждая из этих серий построена, исходя из постоянства
отношения относительной толщины к относительной вогнутости (в серии А
-- = 4,1, в серии В = 8).
Исследования нчд серией Р-П ЦАГИ J16J велись над основным 14%-ным
профилем (с = 0,14, /'--0,04); модификация профиля совершалась по двум
способам, а именно: 1) при модификации основного 14%-ного профиля на
относительные толщины бо тее 0,14 при построении сохранялась та же средняя
линия, 2) при модификации на относительные толщины меньше 0,14 сред-
няя линия не сохранялась.
Серия профилей D-2 ЦАГИ [23] представляет собой развитие серий
профилей Р-П. По сравнению с профилем Р-П была изменена форма сред-
ней линии для придания ей обратной кривизны, что дало постоянный центр
давления и ст0=0. Модификация профиля D-2 совершалась подобно
модификации профиля Р-П.
В репорте NACA №460 [33] приведены результаты исследований 78 про-
филей в трубе переменной плотности при числе Рейнольдса Re = 3 10е.
Среди этих профилей есть серии профилей NACA с толщиной 6, 9, 12, 15,
18, 21%. В этом же репорте приведены данные о влиянии изменения тол-
ЭТ
v;rwrwr vokb-la. spb .1
тины н вогнутости профиля на его аэродинамические характеристики. Ис-
следования эти велись при сравнительно больших числах Рейнольдса и
результаты их значительно расходятся с результатами исследований, про-
веденных в обычных атмосферных трубах.
Рассмотрим по отдельности зависимость аэродинамических характеристик
профиля от его геометрических параметров.
Изменение угла нулевой подъемной силы. Исследования показывают,
что величина угла нулевой подъемной силы а0 является исключительно
функцией относительной вогнутости профиля и не зависит от его толщины
Следовательно, можно написать, что
Каждая серия профилей имеет свои значения коэфициента k к показателя
степени п. Значение / в приведенной выше формуле следует брать в долях
хорды
Для обычных профилей (не S-образных) показатель степени п можно
с достаточной точностью считать равным единице, a k ~ 90; для S-образных
профилей, ил1еющих отогнутый хвостик, коэфициент л можно приближен-
но считать равным двум. Коэфициент k для S-образных профилей меняется
в довольно большом диапазоне значений от 1500 до 3000 в зависимости от
значения S, степени поднятия хвостика и формы средней линии профиля;
в среднем можно считать k = 2000
На величину угла нулевой подъемной силы % может влиять, как это
установлено исследованием над 78 профилями NACA, еще положение ма-
ксимальной вогнутости по хорде (фиг. 45); однако, поскольку модификация
Фиг. 45. Зависимость угла нулевой подъемной
силы от вогнутости и положения максимальной
вогнутости по хорде
профиля обычно совершается с
сохранением положения макси-
мальной вогнутости по хорде,
мы эту зависимость не будем
рассматривать более подробно.
Изменение Величина
Суши сильно зависит (см. гл. II,
§ 6) от числа Рейнольдса, тур-
булентности потока и условий
испытаний. Одна и та же серия
профилей, испытанная при двух
различных числах Рейнольдса,
дает совершенно различные за-
висимости С,ти от толщины или
вогнутости. На величин) Суп»
оказывают также влияние поло-
жение максимальной вогнутости
и форма передней части профи-
ля, так как эти факторы в значи-
тельной мере определяют режим начала срыва потока.
Было предложено много формул для учета изменения Сут»х в зависи-
мости от формы профиля, однако получаемые по этим формулам значения
отличаются от действительных. Поэтому изменение с?па1 лучше всего опре-
делять по данным продувок профилей данной серии.
Изменение сгр мы рассматривать здесь не будем, поскольку значения
коэфициента схр Ш1П и в зависимости от формы профиля и числа Рей-
нольдса были рассмотрены ранее (§ 7).
Изменение ст0. Величина коэфициента момента при нулевой подъемной
силе при неизменном положении вогнутости является, так же как и угол
нулевой подъемной силы, исключительно функцией относительной вогну-
www vokb-la. spb.
'гости профиля и ве зависит от толщины его. Следовательео, можно нягти-
сать, что
Ст о = kf”.
Как и ля угла нулевой подъемной силы, для норма ьных профилей
показатель степени п можно с достаточной точностью считать равным еди-
нице, а для S образных профилей—равным двум.
Для нормальных профилей коэфициент_£ можно принять равным 1,6,
а для S-образных профилей £=32, причем / берется в долях хорды. Кроме
вогнутости на величину ст$ влияет положение максимальной вогнутости
по хорде (фиг. 46). Профили с передним положением вогнутости имеют
наименьшие с„о.
Изменение максимального качества. Кривые изменения максималь-
ного качества в зависимости от относительной толщины с подобны для раз-
ных профилей (фиг. 47) С увеличением с качество уменьшается. Можно
а(е*-} -
считать приближенно, что Сг_/П1"- = -о,5. (с здесь в процентах от хорды),
de
Градиент момента. Если нанести на одну диаграмму кривые коэфици-
ента момента по су для разных профилей (фиг. 48), то легко убедиться,
ч о для всех профилей прямолинейные участки кривой cm—f(cy) почти
параллельны, т. е. наклонены под одинаковым углом, но имеют разную
веЛИЧИ 1у Сто.
Из фи . 48 можно установить, что величина ^^^0,25; она не зависит"
ни от толщины, вогнутости или формы профиля, ни от удлинения кры а.
§ 11. АНАЛИТИЧЕСКИЕ ВЫРАЖЕНИЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК
КРЫЛА
Изложенные зави* имости характеристик профиля от фо{ мы его дают
возможность найти приближенные характеристики крыла без продувки его
в аэродинамической трубе. Этот прием может быть с пользой применен
при предварительных расчетах крыта, а также в полевых условиях при
отс тствии характеристик крыла
Коэфициент подъемной силы. Приближенно зависимость су от а опре-
деляется по уравнению
СУ ~ — “о) а (а — ’о)-
Это уравнение действа ельно для прямолинейного участка кривой су по я
- de, v
в пределах плавного обтекания; а = —- наклон кривой к оси а — мало
зависит от формы профиля, а зависит в основном от удлинения крыла,
а^-угол нулевой подъемной силы—зависит от вогнутости профиля? обыч-
но отрицателен.
Градиент подъемной Силы. Теоретически для иде . ьной жидкости и
крыла бесконечного размаха величина а
= £^ = 0,110. В действительности вследствие уменьшения величины цир-
куляции из-за трения воздуха о поверхность крыла а» = в Для кры-
ла бесконечного размаха равно в среднем 5,52, а а<ь=~0,096.
Для определения наклона кривой су /(а) для крыла с удлинением X
воспользуемся следующим выводом. Построим прямолинейные участки
кривых с, = f (а) для крыла бесконечного размаха (к = со) и для кры а с
удлинением / (фиг. 49). Обозначим наклон кривой су — /(а) при к = со
59
Фиг 47 Зависимость максимального качества от относительной
толщины профиля для разнит профилен
www. vokb-la. spb.
__ dCy
Фиг. 49 Градиент подъемной силы при конечном и
Да
бесконечном удлинениях крыла
www. vokb-la spb.i
через л», а при удлинении X через а. Как уже указывалось ранее
Д'
при постоянном су скос потока Ил° равен Да° = 57,3-~су.
Для прямоугольного крыла К. = 0,375, а следовательно
Л„р _ 57,3 0,375 „ _2Г5
1 су 1 S’-
Для эллиптического крыла Як = 0,318, а
* о 573-0,318 18,2
=----х = х Су
Из фиг. 49 видно, что
**=*=£=&
Так как
АС —АВ + ВС,
ft 3),
АВ~&’
то
или, так как tg^ ft»,
Так как обычно при вычислении наклона кривой. су углы а' отсчитыва-
Фиг 50 Градиент подъемной силы а0 в зависимости от удлинения крыла
и относительной толщины профиля (для эллиптических крыльев},
ются в градусах, то перепишем предыдущую формулу так:
= dCy____а___аомХ
° da® “ 57,3 X - Я=Ка *
Принимая ft» - (т^)ч=5,52, а следовательно ft>«= 0,096, и п дставив
указанные выше значения Я=, получим:
для прямоугольного крыла а0 = = —0,0^Д ,
de О 096 X
для эллиптического крыла д„ = . в = , , . _д ,
* “ аз X + 1,76
62
ww. vokb-la. spb .tu
Величина зависит не только от удлинения крыла, но н от толщины
профиля (фиг. 50). С увеличением относительно^ толщины профиля значе-
ния а0 уменьшаются. Кривые на фиг. 50 даны для эллиптических крыльев.
Для прямоугольных крыльев значения ао уменьшаются примерно на 4%'.
Угол нулевой подъемной силы Аналитическое выражение для в0 см.
в § 10. Зная аа = ^* и «о легко определить су для любого а по формуле
су = а (а - ав) = а0 (я° — а0‘).
Коэфициент максимальной подъемной силы. Значения cvm*x в зависи-
мости от толщины профиля и эффективного числа Рейнольдса можно при-
ближенно определить по кривым фиг. 51.
Коэфициент лобового сопротивления. Формулы для определения
коэфициента лобового сопротивления крыла подробно рассмотрены в § 3 и 7.
Для грубых прикидок аналитическое выражение поляры крыла может
быть написано в следующем виде:
Cr = + Схрmin + ACjrpа ~ су + 0,050 +
+ 0,003 (с + 0,\lf2) 4- 0 008 с*,
причем с и f следует брать в процентах от хорды
Коэфициент момента. Подставив в формулу для коэфициента момента
Су
значения = — и сто из § 10, получим с. едующее ан:литическоевира- ;
жеине для ст л
ст - 1,6/ + 0,25с„
для обычных профилей и
= 32/=+0,25с,
для S-образных профилей (/ берется в процентах от хорды) Подставив
вместо су его аналитическое выражение, получим.
<+ = с- о + тсу — с„о + та (х — а#)
V
I
♦ г _ ' А. -*- *'
СООБРАЖЕНИЯ К ВЫБОРУ ПРОФИЛЯ КРЫЛА
I
ГЛАВА IV
ВЛИЯНИЕ ФОРМЫ ПРОФИЛЯ НА ПОЛЕТНЫЕ КАЧЕСТВА, УСТОЙЧИ-
ВОСТЬ И ПРОЧНОСТЬ
При выборе профиля крыла конструктор сразу же встречается с рядом
противоречивых требований.
Аэродинамические, конструктивные и производственные требования к
профилю заключают в себе целый ряд взаимно исключающих положений.
Например, для достижения максимальной скорости более выгоден тонкий
малоизогнутый профиль с малым коэфициентом лобового сопротивления;
однако для уменьшения посадочной скорости более выгоден толстый
профиль, с большой вогнутостью, имеющий большой Кроме того,
тонкий профиль не обладает достаточной прочностью из-за малой высоты
лонжеронов, не дает возможности производить уборку шасси в крыло и
не удовлетворяет другим конструктивным требованиям.
Часто лучший в аэродинамическом и конструктивном отношении про-
филь представляет большие затруднения в производстве (острый носок,
загнутый хвостик и т. л.). Вследствие этого при выборе профиля необхо-
димо отказаться от мысли выбрать профиль, наилучший во всех отношениях;
необходимо принять компромиссное решение, наиболее отвечающее тому
конкретному заданию, на которое проектируется самолет.
Развитие технология авиастроения, усовершенствование способов обра-
ботки, применение новых материалов с большой удельной прочностью н
т. п. привели к тому, что производственные требования, а отчасти и кон-
структивные (при условии удовлетворения требования о необходимой тол-
щине профиля) не являются уже решающими при выборе профиля. Все
большее повышение требований к летным характеристикам современного
самолета заставляет считать аэродинамические требования основными при
выборе профиля крыла.
Рассмотрим теперь влияние аэродинамических характеристик и геоме-
трических параметров профиля на летные данные самолета.
§ 12. МАКСИМАЛЬНАЯ ГОРИЗОНТАЛЬНАЯ СКОРОСТЬ
Основной тенденцией развития современного самолетостроения является
достижение возможно большей скорости полета самолетов. Максимальная ’
скорость самолета является общепризнанным и решающим фактором как
для военных, так и для гражданских самолетов.
Повысить максимальную скорость самолета можно не только путем
увеличения мощности моторов, но также и другими способами, одним из
которых является улучшение аэродинамических характеристик крыла.
64
Прирав(1Ивая потребную для горизонтального полета мощность распола-','1
гаемой мощности при работе мотора на полном газе, легко полуЧНТь еле- '*
дующую формулу для максимальной горизонтальной скорости:
I/ — уГ и/гй/с
Игаах— V c^dS м1сек>
где 1\Ге — мрщность мотора на высоте с плотностью р, — к. п д винта а
с^т — коэфициент лобового сопротивления всего самолета. На современных
самолетах /голет на максимальной скорости осуществляется на углах атаки
соответствуЮи4-их малым значениям су или, иначе, значениям cIS близким
к сгшГп. Тайим образом можно считать, что
17 — л/ 150Л^
v аах — у ~ —----~~-
-roiin сам
Коэфищ/еат лобового сопротивления самолета можно разбить на сле-
дующие части:
и» ~ сх кр -ф ся „р = сгр 4- cxi -J. Сх в р>
гдещвр — коэфициент вредных сопротивлений. При выборе профиля крыла
можно счи1гат,> величины cxi и схгр одинаковыми для сравниваемых профи-
лей, тогда предыдущую формулу можно написать в следующем виде:
Ст сам ~ ф “F COllSt*
Так как обмчя0 продувки профилей даны для какого-то конечного удлине-
ния (обычн° 5 или 6), то удобнее при сравнении профилей оперировать не
величиной с*р< а величиной сх продувки профиля, которая больше с на ве-
личину инАУктивного сопротивления при удлинении, для которого дана
продувка, понятно, что при пользовании сх продувки профиля удлинение
сравниваемых профилей должно быть одинаковым
Учитывая вышесказанное, формулу для максимальной скорости перепи-
шем в слет1Уюи1ем виде: _____________
[7 __ \Г 150 const
’ c<-min сам Т c,min -j_ const
где — коэфициент минимального лобового сопротивления профиля по
продувке с заданным удлинением (обычно равным 5 или 6). На основании
этой форму™ приходим к выводу, что для достижения наибольшей макси-
мальной серости необходимо при прочих равных условиях выбирать
профиль, име,Ощий минимальное значение коэфициента лобового сопротив-
ления.
Значений cxmin для современных профилей 12% толщины таковы;
у лучших профилей сгтш = 0,009 и менее
у средних . 0.010 _ 0 012
У худших . 0,013 „ более
Однако выбор профиля на основании простого сравнения с rain полу-
ченных из ряда индивидуальных продувок, проведенных в разных аэроди-
намических трубах при разных условиях испытания, может привести к
неправильному результату: худшему (в действительности) профилю может
быть отдан? предпочтение перед лучшим. При рассмотрении с_0, полу-
ченного из продувок, необходимо учитывать влияние числа Рейнольдса н
турбулентное™ потока на профильное сопротивление и вносить соответст-
вующие noriPaSKH
§ 13. ПОСАДОЧНАЯ СКОРОСТЬ
Увеличение максимальной скорости самолета путем увеличения нагрузки
на квадратный метР площади крыла влечет за собой возрастание посадоч-
ной скорост и
Кравец—440—S
65
www. vokb-la. spb.
Большая посадочная скорость создает значительные трудности в экспло-
атации самолетов, так как требует больших аэродромов и высокой квали-
фикации летчиков, а также влечет за собой возникновение больших дина-
мических нагрузок при ударе о землю. Одним из условий безопасности
полета является низкая посадочная скорость самолета.
Для машин, крылья которых не имеют приспособлений, повышающих
сутах, средством для уменьшения посадочной скорости является соответст-
вующий выбор профиля.
Выражение для посадочной скорости с учетом влияния земли может
быть написано следующим образом.
Hnoc=0,94j/c 2C 5 •
’ сутч Ро'->
Посадка производится на углах атаки, близких к £рт« \ вследствие чего
с небольшой погрешностью можно считать, что при прочих равных усло-
виях величина посадочной скорости равна
12 _ l/"cohsf
К пос — У У' — *
Следовательно, при выборе профиля из условия достижения малых
посадочных скоростей желательно иметь наибольшее значение /
Значения Сушах для современных профилей 12%-ной толщины таковы:
у лучших профилей Су шп “ 1,5 И более,
у средних , 1,2—1.3,
у худших , 10 Я меньше.
В еще большей степени, чем на схОцп, на сути влияют турбулентность
и число Рейнольдса. Поэтому при рассмотрении результатов продувок необ-
ходимо учитывать влияние числа Рейнольдса и турбулентности потока иа
Сущ» и вносить соответствующие поправки.
Как видим, различных профилей имеет довольно узкий диапазон,
заключающийся в пределах 1,2—1,5. При этом необходимо указать, что при-
менение на современных самолетах закрылков, щитков и других посадочных
приспособлений значительно снижает роль исходного профиля в образовании
Суммарного Су max, который даже я у специально скоростных профилей
может быть получен достаточно высоким.
§ 14. СКОРОПОДЪЕМНОСТЬ И ПОТОЛОК
Скороподъемность и потолок являются важнейшими характеристиками
самолета. Для военных самолетов проблемы быстрейшего взлета, набора
заданной высоты в кратчайшее время и максимальной высоты полета явля-
ются решающими в смысле получения преимуществ при встрече с против-
ником.
Для транспортных тяжелонагруженных самолетов вопрос взлета пред-
ставляет также весьма важную проблему которая усложняется еще больше
из-за применения высотных моторов с меньшей взлетной мощностью.
Как изаестно из аэродинамического расчета, вертикальная скорость
И,— 75 G 0 FS м1сек>
где %эв избыток мощности в л. с„ % —мощность у земли (для высот-
ного мотора — эквивалентная мощность), Д - коэфицнент падения мощност i
с высотой. Из приведенной формулы видно, что наибольшая вертикальная
1 Обычи небольшой запас летчик оставляет неиспользованным, исходя из условия
сохранения поперечной управляемости.
66
ww. vokb-la. spb .ru
нли, что то же, максимальное значение
mm \ /J
. ; про-
X /шах г
скорость будет яме ь место (считая А, б'и S постоянными) при наи-
меньшем значении второго члена правой части равенства, чему соответ-
ствуют минимальные значения самолета. Прн прочих равных условиях
СУ
наибольшую скороподъемность обеспечит профиль, имеющий минимальное
значение
фнля.
Рассмотрим, при каких условиях получается наибольший потолок само-
лета. На потолке вертикальная скорость равна нулю, а следовательно,
75JV„AH_ сх 1
О ~~ ‘
2G
S
откуда
профиля.
называется экономическим.
НУ ря 75- СЧ,’ Ney ~s~’
где Ац и р//— соответствующие значения А н р для потолка.
Очевидно, что большей высоте полета соответствует меньшее значение
^н УРн- Следовательно, при выборе профиля для получения наибольшего
потолка желательно, как и для получения наибольшей скороподъемности,
иметь наибольшее значение
с *"
Величина £ носит название коэфициента потребной мощности и имеет
важное значение прн выборе профиля. Угол атаки, соответствующий режиму
полета, при
Отметим попутно, что вследствие различных законов изменения распо-
лагаемой и потребной мощности по скорости экономическая скорость,
прн которой требуется минимум мощности, не совпадает со скоростью,
соответствующей максимальному избытку мощности; последняя, так назы-
ваемая взлетная коростъ, однако довольно близка к экономической; по-
грешность, возникающая из-за допущения, что наибольшая вертикальная
скорость и потолок имеют место при полете на экономической скорости,—
невелика.
Значения
х c-r
таковы:
Г
s для современных профилей 12%-ной толщины (при
у лучших профилей = 14 и белее,
у средних , 11—13, •
у худших , 10 я менее.
§ 15. ДАЛЬНОСТЬ ПОЛЕТА
Формула для дальности полета (без учета выгорания горючего) нмеет
следующий вид-
Д = 270 •
где £ — дальность в кя,
Crop — запас горючего в кг,
Се ~ удельный расход топлива в моторе в кг/л. с. ч.
При прочих равных условиях дальне :ть полета зависит от у- профиля, а
наибольшая дальность нмеет место при полете на наивыгоднейшей скорости,
cv
т. е. при полете на угле атаки, для которого — самолета, а значит и про-
www. vokb-la spb.
филя имеет максимальное значение:
Ди» = const f—-)
\cx/mai профиля
Следовательно, при выборе профиля для получения наибольшей дальности
* (Су\
следует исходить из наибольшего значения npo^Bsn .
Значения f —) для современных профилей 12%-ной толщины (при 1-6)
\ Сх /ши '
таковы:
j лучших профилей (“I — 20 и более,
\сх /ПИХ
у средних . 16 — 18,
у худших . 14 и менее.
У скоростных самолетов обычно полеты совершаются на скоростях,
близких к максимальным. В этом случае дальность будет значительно
меньше, чем дальность при полете на режиме • Вследствие этого
при выборе профиля следует обращать внимание на то, чтобы угол атаки
при^у-) профиля возможно ближе находился к режиму полета на макси-
мальной скорости.
§ 16. ДИАПАЗОН СКОРОСТЕЙ
Вопрос о получении большой максимальной скорости нельзя рассмат-
ривать изолированно от вопроса посадочной скорости. Увеличив нагрузку
на единицу площади крыла, можно получить большую максимальную
горизонтальную скорость, но при этом получится слишком большая поса-
дочная скорость, которая не будет соответствовать техническим условиям
и сделает невозможной нормальную эксплоатацию самолета.
У нас в Союзе предельная посадочная скорость для военных и транс
портных самолетов определена в 100 кч{час. Достижение посадочной ско-
рости меньшей, чем предельная, свидетельствует об излишне большой
площади крыла, что ведет к снижению максимальной скорости.
При проектировании самолета обычно исходят из предельной посадоч-
ной скорости, лимитирующей минимальную площадь крыла самолета, и
определяют возможную при этом максимальную скорость.
Из уравнения для посадочной скорости
26
су
легко определить^ при заданном значении посадочной скорости Иам£яе-
обходимую площадь крыла
0,94* • 26
^пос Р° XX
Подставив найденное значение S в формулу для Ити, получим
150 Ne чРо су т„ vgoc _ _ / су пчх
Ш|П с- Р 0.94* • 26 V сх ш1п
Следовательно, для получения наибольшего значения максимальной
скорое и при заданном значении посадочной скорости необходимо при
прочих равных условиях иметь наибольшее значение профиля
та
68
www.voldo-la. spb .ru
Величина судц* носит название параметра аэродинамического совер-
шенства. Надо оговориться, что значения /ша-, полученные из про-
сх от
дувок профилей, строго говоря, несравнимы вследствие различия во влия-
нии чисел Рейнольдса и турбулентности потока для каждого профиля прн
переходе к натуре.
Сравнение значений /"°** 1 профилей следует производить после учета
Сх roin
и внесения поправок в с „ и слшш от влияния масштабного эффекта.
Значения для современных профилей 12%-ной толщины (при X = 6)
сл min
таковы:
с
у лучших профилей -и1Т1а^ — 150 и более,
С v min
У средних » 110 — 140,
У худших , 90 и менее.
На фиг. 52 представлена зависимость от относительной толщины
профиля для серий профилей
NACA 00, 24 и 44.
Зависимость J'm>x- от вог-
схр ПИП
нутости профиля и положения
максимальной вогнутости по
хорде для 12%-ного профиля
дана на фиг. 53.
Отношение максимальной
скорости полета к посадочной
скорости называется диапа-
зоном скоростей. Боль-
шой диапазон скоростей обе-
спечивает надежность и безо-
пасность полета и повышает
боевые качества самолетов.
Диапазон скоростей самолетов
непрерывно растет; в настоя-
щее время у лучших самоле-
тов он доходит до 4,5 — 5,5.
Формулу диапазона скоро-
стей можно получить, разделив
максимальную скорость на по-
для профилей NACA серий 00, 24 и 44.
садочную;
V
гл ___ “пх
uv — у
• пос
/ 150% ч
у сл mln ели Р ®
/ iG—
0,94 1/ ------—F-
у су max Ра "
consl
'уалх
Величина а —носит название коэфициента’ диапазона скоростей.
V с х row
. 1/ М. .
1 Иногда вместо этой величины рассматривают величину профиля
д р пип
69
www vokb-la
Очевидно, что при прочих равных условиях наибольшему значению
С mix
—— профиля соответствует наибольший диапазон скоростей; следова-
V Сж ТИШ
тельно, при выборе профиля для получения наибольшего диапазона ско-
ростей желательно иметь наибольшее значение
if
У ev ши
Значения в для
Г сл ш!п
современных
профилей 12*/а-ной толщины
(при 1 — 6) таковы- _____
1Z £
у лучших профилей ’—U’LH — 6 и более,
V слтШ
у средних » 4,5 — 5,5,
у худших . 4 и ыенее.
И в этом случае следует помнить о необходимости учета влияния чисел
(7
Фиг. 53. Зависимость 111 * от вогнутости профиля и
схр Ш1П
положения максимальной вогнутости по хорде для про-
филей 12%-ной толщины.
ложительный (пикирую-
щий) момент, а при умень-
шении угла атаки — от-
рицательный (кабрирую-
щий).
rfc
При наличии статической устойччвости величина - Большая сте-
пень статической устойчивости нежелательна, так как самолет будет вяло
отвечать на действие рулей, увеличится давление на ручку и увеличится
инертность самолета. стмм складывается из коэфициентов моментов, соз-
даваемых крылом, хвостовым оперением, винтом, фюзеляжем и другими
частями самолета. Таким образом степень устойчивости зависит не только
от крыла, но и от размеров стабилизатора, руля высоты, плеча и формы
оперения, формы фюзеляжа, расположения винтомоторной группы и т п.
Одним из компонентов, входящих в ст самолета, является ст крыла.
Как известно, формула для ст крыла относительно ц. т. имеет такой вид:
__ х0 >•>
С-т кр — СщА Сп
где Сдд —коэфициент момента профиля относительно передней кромки;
и у» — координаты ц. т самолета относительно системы координат
с началом в передней кромке.
70
wrew. vokb-la. spb.
Таким образом Cm кр зависит не только от аэродинамических величин ст^
сп и ct, связанных с формой профиля, но и от центровки самолета, причем
влияние последней значительно больше, чем влияние остальных факторов.
Все это приводит к выводу, что устойчивость самолета очень мало
зависит от формы профиля в пределах плавного обтекания его, вследствие
чего деление профилей на устойчивые и на неустойчивые совершенно
не обосновано.
Иногда к устойчивым профилям относят профили с постоянным цент-
ром давления. Однако профили с постоянным центром давления имеют
иные преимущества.
У обычных профилей центр давления перемещается при увеличении
углов атаки к передней кромке (при угле 15—18° он расположен в среднем
на %—% хорды), а при уменьшении углов атаки отодвигается назад к
середине хорды (при 1—3° он расположен на 45—55% хорды). Это пере-
мещение центра давления сказывается на устойчивости самолетов с мало-
эффективным оперением и изменяет нагрузку на лонжероны.
Самолет, крылья которого составлены из профилей с постоянным цент-
ром давления, обладает двумя основными преимуществами. Постоянство
центра давления в пределах летных углов атаки обусловливает отсутствие
крутящих нагрузок на крыло при крутом планировании или пикировании;
эти нагрузки имеют место в случае вогнутого профиля нормального типа.
Вследствие этого применение профилей с постоянным центром давлений
приводит к уменьшению веса конструкции крыла. Далее, самолет с профи-
лями крыльев рассматриваемого типа обладает повышенными летными
качес вами, так как при полете на разных углах атаки центр давления
не смещается, в связи с чем нет необходимости в отклонении рулей, которое
приводит к увеличению лобового сопротивления самолета.
Применение профиля с постоянным центром давления дало бы возмож-
ность путем надлежащего подбора и расположения центра жесткости
конструкции крыла уменьшить кручение его н рациональнее использовать
лонжероны. К сожалению, до сих пор не удалось получить профиль с
постоянным центром давления на всевозможных режимах полета. Имеется
ряд профилей, у которых в пределах летных углов перемещение центра
давления довольно мало (3—5% хорды), но и у таких профилей за преде-
лами обычных режимов полета или при отклонении элеронов центр давле-
ния начинает довольно заметно смещаться.
Как уже указывалось в § 2, почти неподвижный центр давления в
пределах плавного обтекания профиля получается в том случае, когда
Ст 0=0‘
В нормах прочности некоторых 'стран имеется специальное указание
о том, что если в случае В крыла центр давления расположен ближе
середины хорды, то при расчете крыла на прочность следует перенести
центр давления в точку, расположенную на расстоянии 0,5 хорды; в этом
случае требование о постоянстве центра давления профиля нецелесообраз-
но и не играет роли при выборе его.
Рассмотрим вопрос о влиянии значения ст0 на прочность крыла. По
нормам прочности самолетов в случае С крыла величина скручивающего
момента при статических испытаниях крыла принимается равной
где / коэфицнент безопасности, а Осам и схв — коэфициенты лобового
сопротивления самолета и винта.
Для самолетов, скорость пикирования которых ограничена до величи-
ны Ип> величина момента принимается равной
Af = -i-/cmoPS(l,3yn)’fr.
71
www. vokb-la. spb .ru
Очевидно, что для уменьшения скручивающего момента желательно иметь
значение ст 0 равное или близкое к нулю.
Встречающиеся значения сто у современных профилей таковы
у лучших немоментных профилей стО = 0,
у средних , 0,03—0,05,
у худших , 0,06 — 0,08.
При выборе профиля представляет также интерес влияние его характе-
ристик на штопорные свойства самолета.
Штопором называется спуск самолета, при котором центр тяжести его
описывает весьма крутую спираль малого радиуса. Причиной штопора
является потеря Поперечной устойчивости на углах атаки выше крити-
ческого, вследствие срыва потока, обтекающего крылья, и возникающего
при этом явления авторотации или самовращения крыльев Самолет кре-
нится на то крыло, на котором начался срыв потока (обычно при повороте
или скольжении), и начинает
вращаться вокруг оси, распо-
ложенной в вертикальной пло-
скости, с возрастающей скоро-
стью вследствие разности углов
атаки и нормальных сил на
правом и левом крыльях.
Явление авторотации заклю-
чается в следующем. При
вращении крыла вокруг про-
дольной оси X опускающееся
Спускают крыло Поднимающ крыло
Фиг. 54. Углы атаки крыльев при колебании отно-
сительно продольной оси.
крыло имеет кроме поступа-
тельной скорости V еще скорость IZT, направленную вниз, а поднимающееся
крыло скорость V'j, направленную вверх (фиг. 54)’ вследствие этого, как
показывает направление равнодействующих W и угол атаки «1 опу-
скающегося крыла увеличивается, а угол атаки а2 поднимающегося крыла
уменьшается. При углах атаки ниже критических это ведет к тому, что
подъемная сила опускающегося крыла увеличивается, а поднимающегося—
уменьшается, вследствие чего возникает момент, стремя ;ийся прекратить
вращение крыла.
В случае перехода за критические углы атаки увеличение угла атаки
сопровождается у опускающегося крыла не увеличением, а уменьшением
подъемной силы, а у поднимающегося крыла уменьшение угла атаки уве-
личит подъемную силу; таким образом в закритической области момент кре-
на способствует вращению крыльев (так называемый режвм авторотации).
Для исследования противоштопорных качеств профилей необходимо
проводить испытания крыльев на авторотацию. Величина поперечного
момента, возникающего при этом на крыле (восстанавливающего или опро-
кидывающего, т. е. способствующего настувившей авторотации), характери-
зует авторотационные свойства крыла.
На фиг. 55 приведены для крыла с профилем Clark-Y и для крыла
с профилем BS кривые с^.с (коэфициента момента вокруг продольной оси
самолета без элеронов) по а при вертикальном порыве, сообщающем концу
крыла окружную скорость, равную 5% от скорости полета. Восстанавли-
вающим моментам приписан знак плюс, а опрокидывающим знак минус.
Из диаграммы видно, что у крыла с профилем Clark-Y потеря устой-
чивости (сгахо — 0) наступает уже при угле атаки, на 2 — Зэ меньшем кри-
тического угла атаки, тогда как у крыла с профилем BS cmJc0 = 0 при угле
атаки, на 4° превосходящем критический угол атаки. Кроме того, нараста-
ние вредных моментов в первом случае происходит в несколько раз (при-
мерно в 5 — 6) быстрее, чем в последнем, причем максимальные значения
72
wwir vokb-la. spb .tu
Фиг. 55. Зависимость ксэфиииейта момента относительно
продольной оси самолета без элеронов от угла атаки.
опрокидывающего момента крыла с профилем Clark-Y получаются при
угле атаки выше критического на 3 — 4°, в то время как у крыла BS — на
13 —14°. Наконец, сама величина вредных моментов в первом случае
в 3,5 раза больше, чем во втором. Однако на больших углах атаки
(после 25°) противоштопорные характеристики профиля BS хуже, чем про-
филя Clark-Y.
Таким образом можно отметить преимущество профилей BS по сравне-
нию с профилем Clark-Y при критических углах атаки вследствие более
устойчивого обтекания,
профиля BS и преиму
щества профиля Clark-Y
на больших закритиче-
ских углах атаки в
отношении предохра-
нения от плоского што-
пора.
Однако к резуль-
татам таких испытаний
в трубах необходи-
мо от носиться весьма
кр г ически, так как
испытания в трубе без
скольжения не отра-
жают явления в доста-
точной мере. В част-
ности, профиль Clark-Y
зарекомендовал себя как один из наиболее сопротивляющихся пере-
ходу в штопор.
При отсутствии продувок на авторотацию о противоштопорных свойст-
вах профиля можно судить по характеру кривой коэфициента подъемной
силы по углам атаки. Наилуч-
шим следует считать профиль
с плавным характером проте-
кания кривой на закритических
углах атаки.
На фиг. 56 представлены
кривые коэфициента подъем-
ной силы су в зависимости от
а для двух крыльев с раз-
личными профилями, кривая /
резко опускается после дости-
жения су тп. а кривая // плавно-
изменяет наклон на большом
диапазоне углов атаки вбли-
ЗИ И после Сутях- Легко ви-
сравнительно малых углах атаки
— 62°,
Фиг 56. Зависимость зоны авторотации от вида
КрИВОЙ Су =f (а).
деть, что кривая I дает авторотацию на
(15 26°, крутой штопор), а кривая //—на больших углах атаки (33 —
пологий и плоский штопор). По характеру протекания кривой II понятны
причины того, что машины, которым свойственен плоский штопор, обычно
вводятся с трудом в крутой штопор, но, будучи введены в него, легко
переходят в плоский штопор, который в противоположность крутому што-
пору характеризуется большим «, большой угловой скоростью, малым
радиусом, малой вертикальной скоростью и трудностью выхода из што-
пора. Зона наиболее опасного штопора нормального самолета характери-
зуется углами атаки примерно от 35 до 65°.
Обычно (но далеко не всегда) крылья с толстым профилем менее
склонны к самовращению вблизи критического угла атаки.
73
www. vokb-la spb.
Резюмиг’У6*4 рассмотренные выше соображения о влиянии характе-
ристик про>л* на устойчивость, прочность и штопорные характеристики
самолета.
В отношении перемещения центра давления желательно иметь профиль
возможно' меньшим перемещением центра давления по углам атаки.
Из усло₽ий прочности на режиме пикирования или крутого планирова-
ния видно ^т0 выгодны профили, имеющие сто равный или близкий к нулю.
Такие профили обладают малым перемещением центра давления.
Для аш5ЛИЗа противоштопорных свойств профиля необходимо иметь
продувки его на авторотацию. При выборе профиля следует обратить
внимание iia отсутствие склонности к плоскому штопору. Наилучшим
является пр°Филь крыльев, не склонный к авторотации на углах атаки
выше 30°.
§ 18. МЕТОДЫ ПОДБОРА ПРОФИЛЕЙ
Как вид1ю 113 вышеизложенного, при выборе профиля следует руко-
водствовать^ РЯД°М различных критериев, как-то:
f СУ \ сmai / су1 \
г,тах, rein ИЛИ Схр min, I —— I ~ , I / ,
с3 УСх/сих, СхЫп \ сл /ши
( су\ СУ т»
cv при Су ПРН ^min, GnO, и ДР
V crmln
Так как все ЭТИ критерии, как уже указывалось раньше, часто проти-
воречат друг ДРУГУ.-выбор профиля является весьма сложной задачей.
Для сис7ематиза11ии всего материала и отбора наиболее подходящего
профиля рекомендуется после предварительного отбора по указанным
параметрам пеРейтн к сравнительным коэфициентам и графическим методам
°Т<5При сравРении профилей необходимо предварительно сделать поправки
на удлинение кРыла> толщину и вогнутость профиля, число Рейнольдса
и турбулеит11ОСТЬ пот°ка. Весьма желательно сравнивать профили, проду-
тые1 в одной и той же тРУ’бе> одинакового удлинения, одинаковой толщины
и вогнутосп/ п₽и °ДНЙХ и тех же числах Рейнольдса.
Идя связи „аэродинамики" профиля с его „геометрией" очень важно
установить некоторые количественные параметры. В качестве таких пара-
метров поль?УЮТСя иногда величинами
к и Л’х = _£_>
С сх min
н зываемым!’ коэфициентами совершенства толщины профиля
Как уже указывалось, с увеличением относительной толщины растет су msxi
однако этот Рост протекает у разных профилей по различным законам;
помимо этог? Равные по толщинам профили имеют разные су шаж. Первый
параметр Ку~ учитывает „отдачу" толщины в отношении (зна-
чения 7 берУтся в долях Х°РДЫ)-
Значения коэфициента Ку для современных профилей 12%-иой тол-
щины ТЭКОВ1 у лучших профилей Ку — 12 и более,
у средних а 10—11,
у худших . 8 и менее
Коэфициент =~сГ— учитывает, насколько рационально используется
-тишина в отношении Схвия. Очевидно, что из двух одинаковых по толщине
www, vokb-la. spb.
профилей лучшим будет тот, у которого меньше Grai„, т. е. больше —-—;
c*rain
из двух профилей с равным сопротивлением лучшим буде+ тот, который
толще, так как он даст больший Срщ», повышенную прочность и т. д.
Значения Кх= —-— для профилей 12%-ной толщины (при X = 6) таковы:
ш п
у лучших профилей Кх — 10 и более,
у средних , 8—9,
у худших „ 7 и менее.
Отметим, что произведение обоих коэфициентов совершенства толщины
профиля дает параметр аэродинамического совершенства (си. § 16):
г, TJ Cvmax с Сугпах
у ** С -- * £ £ , ’
z С СЛ mtn A mid
Одним из критериев выбора профиля является требование об устойчи-
вости пограничного слоя. Профиль с устойчивым пограничным слоем будет
менее чувствителен к небольшим нарушениям его формы (в случае над-
интерференпии, обеспечивает
строек на крыле), менее чувствителен к
большую эффективность щитков, закрылков
и других механизмов крыла, менее склонен
к преждевременным срывам, приводящим
к баффтингу оперения.
Судить о состоянии пограничного слоя
по продувочным характеристикам профиля
возможно лишь косвенным путем, а именно:
1) По характеру кривой подъемной си-
лы по углам атаки. Желательно плавное
изменение су в зависимости от углов атаки
вблизи максимальных значений су Нали-
чие резкого излома в кривой су, крутое
падение cv, срыв свидетельствуют о не-
устойчивом состоянии пограничного слоя.
На фиг. 57 показана кривая еу— f(i) про-
филя NACA 4412 с довольно неустойчи-
вым пограничным слоем
2) По кривым су = f(a) или полярам
профиля при разных числах Рейнольдса.
Пои изменении чисел Рейнольдса не
Фиг 57 Кривая Cy = f(a) профиля
NACA-4412 с резкий падением су на
критическом угле атаки
должно быть резких изменений характеристик профиля. На фиг. 58 пока-
3SH® ЗАВИСИМОСТЬ £у щах от числа Рейнольдса для разных профилей. Как
видно из фиг. 58, профили G6ttingen-387 и RAF-34 имеют переменный харак-
тер зависимости Сушах от Це и уступают в отношении устойчивости погра-
ничного слоя профилю Clark-YH и другим профилям RAF.
3) По продувкам на распределение давления по хорде. Резкое падение
давления свидетельствует о малой устойчивости пограничного слоя.
4) По продувкам на отрицательных углах атаки. Желателен плавный
характер кривой cy=f(x) и поляры Лилиенталя в области отрицательных
значений су. На фиг. 59 даны кривые для профиля Clark-Y-15, имеющие
довольно плавный характер в области отрицательных значений су. На фиг. 60
даны кривые для профиля USA 35А, имеющие неплавный характер
в области отрицательных значений су.
В результате отбора профилей по указанным ранее критериям из десятка
профи ей при выборе оказываются 3 4 профиля, которые являются луч
шими. Внимательное рассмотрение геометрических очертаний профиля,
кривых его аэродинамических характеристик по углам атаки и характера
кривых на самых тяжелых режимах (на закрнтических углах и при отрнца
75
wwwr.
тельных Cj,) и ознакомление со статистикой применения этих профилей на
самолетах поможет окончательно сделать свой выбор.
При рассмотрении поляры следует обратить внимание на угол атаки,
при котором начинается срыв с крыла, и на характер этого срыва.
У хороших профилей срыв происходит постепенно, а поляра вблизи
критического угла загибается плавно; на углах, больших критического,
подъемная сила у таких профилей сохраняется вплоть до очень больших
углов атаки и падает также плавно. Самолет с крылом, имеющим такую
поляру, ие будет проваливаться при посадке, а также не будет иметь
склонности к сваливанию в непроизвольный штопор при передирании.
При выборе профиля по-
лезно также построить кри-
вые потребныхтиг Р = /(1/)
для нескольких профилей,
причем для упрощения ра-
счетов можно принимать
вес, площадь и плотность
равными единице. В этом
случае
Фиг. 58. Зависимость су П1Х от числа Рейнольдса
для разных профилей.
Таким образом вместо кри-
вой Р = /(И) можно по-
строить кривую
Проведя кривую распо-
лагаемой тяги или мощно-
сти, можно в зависимости
от задания выбрать про-
филь, дающий наиболее благоприятный результат в отношении макси-
мальной скорости, скороподъемности, потолка, дальности и т. д.
Представляет также большой интерес исследовать влияние профиля
крыла на прирост Су х при механизации крыла (например при установке
щитков). Как показывает анализ кривых распределения давления по про-
филю крыла, снабженного щитком, увеличение нормальной силы на нижней
стороне крыла со щитками мало зависит от формы профиля; изменение же
разрежения на верхней стороне крыла со щитками сильно зависит от
свойств профиля и в первую очередь от его толщины и вогнутости Так как
эффект щитка получается в основном в результате двух причин, а именно
наличия отсоса пограничного слои у задней кромки, способствующего без-
отрывному обтеканию верхней стороны крыла, и изменения вогнутости
профиля, то большую роль играет распределение давления по верхней
стороне профиля.
Если выразить совершенство щитков с точки арения повышения
величиной Лс>ти, т. е. приращением максимального коэфициента подъем-
ной силы, то для серий профилей NACA 230, 430 и 630 получим линейную
зависимость &Суша от относительной толщины профиля (фиг. 61).
Вогнутость профиля почти совершенно ие влияет на прирост суШах,
а основным параметром профиля, влияющим на значение Ьсу tnaxj ЯВЛЯ6ТСЯ
толщина профиля. Это обстоятельство позволяет применять иа современных
скоростных самолетах, снабженных щитками, симметричные профили,
76
www. vokb-la. spb .tu
Фиг. 59 Аэродинамические характеристики профиля Clark-Y-15.
Фиг. 60 Аэродинамические характеристики профиля USA-35-A
77
дающие меньшее лобовое сопротивление, чем асимметричные профили, и
одинаковую с ними максимальную подъемную силу при откры ых щитках.
Самолеты Breda-28, De-Haviland ТК-4, Caudron-460 и Caudron-362, Macchi-
Castoldi MC-72, Boeing-314 и другие имеют симметричный профиль крыла.
Для примера приводим методику подбора профиля для скоростного
самолета.
1. Зная геометрические параметры крыла, определяем среднюю относи-
тельную толщину крыла сСР по формуле
‘Р
J спыааг „
с — ?________ — ?S
Ьср (/S $ ,
f bit?
о
Фиг. 61. Прирост Су ват от ЩИТКОВ при профилях
различной толщины.
где Сшз! — максимальная толщина крыла в сечении, расположенном на
расстоянии z от плоскости симметрии, а
S' — площадь миделевого сечения крыла при нулевом угле атаки.
Предположим, что сср в нашем примере равно 12%
2. Подбираем всевозмож-
ные профили разных серий
с относительной толщи ной 12%.
Для удобства пользуемся про-
филями NACA, шифровка ко-
торых наиболее полно отра-
жает геометрические парамет-
ры профиля
Для точного сравнения про-
дувки всех профилей должны
быть проведены при одинако-
вых удлинениях и числах
Рейнольдса или приведены к
одинаковым условиям. Жела-
тельно сравнивать профиля,
продутые в одной и той же
лаборатории и в одной и той
же трубе.
Отобранные 12%-ные профили могут отличаться вогнутостью, положением
максимальной вогнутости по хорде, положением максимальной толщины
по хорде, радиусом передней кромки и другими геометрическими особен-
ностями Исследуем сначала оптимальную вогнутость и ее положение по
хорде. Для сравнения возьмем профили
NACA
21012, 22012, 23012, 24012, 25012,
31012, 32012, 33012, 34012.
41012, 42012, 43012, 44012,
имеющие соответственно вогнутость 2, 3 и 4% и положение максимальной
вогнутости на 5; 10; 15; 20 и 25% хорды.
3. Наносим на график (фиг. 62) зависимость суа„, —к слрт!о от
rnin
положения максимальной вогнутости по хорде для профилей разной
вогнутости. Рассматривая эти графики, мы видим, что наиболее благопри-
ятным по этим характеристикам является положение максимальной вогну-
тости на 15% хорды, т. е у профилей, в шифре которых вторая и третья
цифра 30. Построив для этих профилей кривые зависимости указанных
характеристик от вогнутости, можно отметить (фиг 63), что в отноше-
78
www vokb-la. spb .ru
79
ч'Ц'Ч' vokb-la.
«ии Су max наилучшие результаты дает профиль с 4%-йой вогнутостью, но он
неблагоприятен в отношении —и с^вв-
схр tnin
Учи ывая, что современные самолеты снабжены приспособлениями,
увеличивающими максимальный коэфнциент подъемной силы, и исходя из
задания выбрать скоростной профиль, выбираем профиль с 2%-ной вогну-
тостью, обладающий почти наименьшим и наибольшим значением
схр tain
Таким образом выбранный нами профиль принадлежит к серии 230,
а так как толщина его равна 12%, то искомым является профиль 23012.
4. Рассмотрим теперь вопрос о наиболее благоприятном положении
максимальной толщины по хорде и о радиусе передней кромки
Варьируя положением максимальной толщины и радиусом передней
кромки, рассмотрим следующие профили: NАСА-23012-62, 23012-63, 23012-64
’(с нормальным радиусом) и профили 23012-32, 23012-33 и 23012-34
<(с радиусом, равным t)t нормального). Нанеся на график (фиг. 64) зави-
симость Суши, и Дфлпа от положения максимальной толщины по
СЛр 6110
хорде для профилей с разными радиусами передней кромки, найдем, что
наиболее благоприятными являются положение максимальной толщины
на 30%'и нормальный радиус.
В результате нашего подбора мы останавливаемся на профиле, имею-
щем 2%-ную вогнутость, положение максимальной вогнутости иа 15%, поло-
жение максимальной толщины на 30% и нормальный радиус закругления
^передней кромки. Шифр такого профиля: 23012-63.
ГЛАВА V
МОДИФИКАЦИЯ ПРОФИЛЯ КРЫЛА
§ 19. СПОСОБЫ МОДИФИКАЦИИ ПРОФИЛЯ КРЫЛА
В конструкторской практике часто приходится применять профили,
«относительные толщина и вогнутость которых отличаются от профилей,
имеющихся в атласах. Это имеет место в тех случаях, когда у корня и
у конца крыла применены разные профили и необходимо построить для
-какого-нибудь промежуточного сечения крыла контур профиля, отличаю-
щегося своей относительной толщиной и вогнутостью от исходных про-
филей.
В этих случаях приходится производить модификацию профиля, т. е.
Изменение его относительной толщины и вогнутости При модификации
желательно сохранить характер профиля, иначе аэродинамические харак-
теристики модифицированного профиля могут сильно отличаться от аэро-
динамических характеристик исходного профиля.
Существует три способа модификации профиля. Первый из них основан
на сохранении средней линии профиля и изменении только толщины его
(модификация по толщине при неизменной вогнутости), второй способ
основан на сохранении толщины и изменении средней линии (модификация
по вогнутости при неизменной толщине). Третий способ основан на изме-
нении как толщины, так и вогнутости профиля.
Ниже разобраны все три способа модификации, выведены расчетные
формулы я выяснены обстоятельства, при которых применяется тот или
иной способ модификации. Так как модификация профиля в той или иной
мере изменяет аэродинамические характеристики его, то необходимо
учитывать происшедшие в результате модификации изменения аэродина-
мических характеристик профиля.
.80
ww vokb-la spb.
Формулы, учитывающие изменение аэродинамических характеристик,
выведены на основе исследований нескольких серий профилей. Поскольку 1
исследования велись над разными профилями при различных условиях
эксперимента, результаты их иногда численно расходятся. Предлагаемые
формулы не претендуют на абсолютную точность, а дают лишь приближен-
ные средние значения, вполне достаточные по своей точности для конструк-
торской практики.
Первый способ модификации профиля. Так как в этом случае
сохраняется средняя линия
профиля, то все построение
ведем от средней линии, а не
от хорды профиля. Рассмот-
рим общий случай, когда за-
дан профиль, ординаты кото-
рого отложены от строительной
горизонтали Л — Д', не совпа-
дающей с хордой профиля
(фиг. 65).
Коэфициент модификации толщины равен отношению модифицированной
относительной толщины cL к исходной с0 и обозначается через
При модификации по первому способу сохраняется неизменной средняя
линия профиля, а отрезки полутолщин — увеличиваются в К—раз (фиг. 66).
Таким образе м новая ве-
личина полуголщины про-
филя равна
л _ л
2 2 >
а следовательно
Й'=ЛАГ-.
Фиг. 66 Модификация профиля по первому способу.
Определим значения у через заданные ординаты у, и уя верхних и
нижних точек контура Алгебраическая разность ординат (фиг 67) опре-
деляет в данном сеченни профиля его толщину, причем необходимо
Соблюдать обычное правило знаков (положительные уя вверх, а отрица-
тельные у к — вниз от строительной горизонтали). Таким образом
А —У„ — у„ .
Средняя линия делит толщины профилей, отсчитываемые по перпенди-
куляру к строительной горизонтали, на две равные части:
i 2
81
www vokb-la spb
Зная значения полутолщину, которые представ ля ют собой ординаты верх-
него и нижнего контуров исходного профиля, отсчитываемые от средней ли-
нии, достаточно их изменить в Кс раз, чтобы получить точки нового контура.
Однако строить среднюю линию графически, путем деления пополам вс х
толщин профиля, громоздко и неудобно, а гораздо лучше найти значения
ординат средней линии уср от строительной горизонтали через заданные
ординаты у, и ук :
Итак, по ординатам у. и у» в ряде точек профиля можно построить
среднюю линию. Для дальнейшего графического построения контура нового
профиля необходимо отрезки ~ увеличить в /С- раз и эти отрезки построить
над я под средней линией; обводя концы отрезков, получим модифициро-
ванный профиль (фнг. 68).
Для определения путем пересчета ординат у' верхнего контура нового
профиля необходимо к ординате средней линии у€₽ прибавить значение
к=х,+4 к~.
Для ординат ув нижнего контура получим:
Путем лреобразо ваний получим следующие расчетные формулы*
- _L А JZ •Ь.+Л. , Ув-У* „ л(1 +Кг)+уяО-/Сг)
У в Укр 2 2 2 = 2
_ -У»-* /г _ М1 -*г)+л(1 + Кг)
Зср 2 2 2 2
Все вычисления удобно расположить по формуляру, приведенному
в табл. 17.
Таблица 17
Формуляр для пересчета ординат профиля при модификации его
по первому способу
X УВ Ун Уср л 2 с м Ув Ув
t
S3
www. vokb-la. spb.
Если все расчеты были проведены для единичной хорды Ьо, то при
построении профиля для нервюры, имеющей хорду необходимо все
' * bi
величины х, ув и у„ умножить на величину -т- .
При модификации профиля по первому способу аэродинамические
характеристики его почти не меняются. Этот способ является одним из
наиболее распространенных на практике.
Второй способ модификации профиля заключается в изменении
средней линии, причем меняется вогнутость, а толщина остается неизмен-
ной.
Коэфициент модификации вогнутости равен отношению модифицирован-
ной относительной вогнутости Д к исходной /0 и обозначается через
Если у исходного профиля ординаты средней линии отсчитываемые от
строительной горизонтали, были jcp = —в * Ун , то у нового профиля они
больше в Ку раз и равны
v‘ __ ,, 1Z _ У* ly-
Jcp —У ср AjT —-2 Kj~ '
Для определения путем пересчета ординат y't верхнего контура нового
профиля необходимо к ординатам новой средней линии добавить неизмен-
ные значения полутолщнн :
с 4»
У в = Уср + 2 = У'Р 2* *
Аналогично для ординат нижнего контура нового профиля получим.
» * h h
Уя —Уср ~2 —Ус₽ Ку ~2 .
Преобразовывая, получим следующие расчетные формулы:
- „ К _ьА Ув^т+\)+у^(Ку-\}
Ув = Уср Ку + у =--2-----Ку Ч---2----------------2---------
' _ „ if _________-Уп +Уи f, _ Ув Ун __ Ув(К/ 1) 4-
Ув Уср пу 2 К/ 2 ~ 2
Все вычисления удобно расположить по формуляру, приведенному
в табл. 18.
Таблица 18
Формуляр для пересчета ординат профиля при модификация его
по второму способу
модификации профиля могут рассматриваться как частные случая третьего
83
отг vokb-la. spb.
способа, при которой модификация ведется и по толщине и по вогнутости.
В этом случае ординаты новой средней линии можно определить по фор-
муле
3'<Р ~У< г
а новые полутолщнны — по формуле
2 — 2 ’
Ординаты верхнего контура нового профиля будут равны
3». =3’cP4--2--JcP«)- + — К-
аналогично ординаты нижнего контура
Ук = Уср ~~ ~2~ ~У‘9 Kf — 2" •
Преобразовывая, получим следующие расчетные формулы.
JZ I A tf Уа Уа ff , Уч — Ук If _ Уч
У» —У^*^/ + 2 — 2 -г 2 2
tf f> If +jH If_ __ Уч — ун ff_ _
Jh — >cp Ay 2 Лс 2 *V 2^с —
Уа{КГ-К-)+Ук{КГ + КТ)
~ 2
Эти формулы являются обобщающими формулами для всех случаев
модификации. Полагая коэфициент модификации толщины или коэфициент
модификации вогнутости равным единице, получим соответственно фор-
мулы первого или второго способа модификации.
Отметим один частный случай модификации по третьему способу.
Очень часто модификация профиля может быть сделана таким образом,
что коэфициенты модификации толщины и вогнутости о инаковы т. е.
K— = Kf = K. В этом случае формулы значительно упрощаются.
Уч—УьК
И
уГ — уяК
§ 20. ОПРЕДЕЛЕНИЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК
МОДИФИЦИРОВАННОГО ПРОФИЛЯ
Не приводя выводов формул для учета изменения аэродинамических
характеристик профиля в случае его модификации (интересующихся от-
сылаем к нашей работе „Модификация профиля крыла", изд. ВВА, Москва,
1936 г.), укажем необходимые расчетные формулы для основных аэро-
динамических характеристик
Угол нулевой подъемной силы. Изменение угла нулевой подъемной
силы, являющегося функцией отно ительной вогнуто и профиля, для нор-
мальных профилей равно
Д«о = ( ooh — (2о)о = — 90 (д -/0),
а для S-образных нрофилей
6^ =-2000 (7?-/J);
если модификация профиля совершалась по первому способу, без пзмене-
ния вогнутости, угол нулевой подъемной силы не изменяет я
84
wutv. vokb-la. spb.
Коэфициент максимальной подъемной силы. су тик изменяется в за-
висимости от толщины и Вогнутости профиля, а тайже 6т числа Рейнольдса
и турбулентности потока.
Для учета изменения ct. гааж в случае средневогнутых профилей можно
пользоваться графиком (фиг. 69) зависимости от эквивалентной вог-
нутости, равной
л-р
и Иев. Зная /, для исходного и модифицированного профиля находим при
♦яг. 69. Изменение су mlI в зависимости от эквивалентной
вогнутости и эффективного числа Рейнольдса
одинаковом числе Рейнольдса значения суШВХ, а по ним величину измене-
ВЯЯ Су глп'
Коэфициент лобового сопротивления. Для учета изменения cxpmin ‘
можно пользоваться фиг. 37, определив предварительно эквивалентную
толщину по формуле
с, = с + 0,17/2
для исходного и модифицированного профиля.
Коэфициент момента при нулевой подъемной силе. си0 является ис-
ключительно функцией вогнутости. Для нормальных профилей можно
считать, что
&СтО = 1 >6 (А — /о)
Градиент момента т = и градиент подъемной силы а = ~^ меняются
довольно незначительно в зависимости от толщины и вогнутости; при не-
большой модификации этими изменениями можно пренебречь
Рассмотрим теперь, в каких случаях применяете? тот или иной способ
модификации.
Если модифицированный профиль дотжен иметь большую относитель-
ную толщину, чем исходный профиль, рекомендуется применять первый
способ, т. е не менять средней линии и вогнутости профиля. В этом слу-
чае незначительно увеличится величина слртт и не изменятся величины
% и ст«‘ Для профилей, находящихся на концах крыла, где не требуется
большая вогнутость, применяется второй способ модификации
S5
www\ vokb-la. s pt
Если модифицированный профиль должен иметь меньшую относитель-
ную толщину, чем исходный профиль, то лучше одновременно понизить
вогнутость изменением средней линии, т. е. модифицировать профиль по
третьему способу, что приведет к дополнительному уменьшению слрП, „ и
^тО’
При выборе того или иного способа модификации необходимо обращать
внимание и на плавность геометрических очертаний модифицированного
профиля. Так, если модифицировать профиль по первому способу для слу-
чая, когда q < Со, то при больших значениях -°- нижний контур выпук-
лого профиля начинает „проваливаться", так как весь профиль подтяги-
вается под среднюю линию, которая сохраняет неизменной свою вогнутость.
На фиг. 70а показан исходный профиль, имеющий q = 0,125, а на фиг. 70b
показан модифицированный по первому способу профиль, имеющий с =
а
Фиг 70а. Исходный 12% профиль до
модификации
Ь
Фиг. 70Ь Девятипроцентный модифици-
рованный профиль с изогнутым нижним
контуром.
=0,09; нижний контур последнего заметно провалился. Такое изменение
профиля не всегда желательно с точки зрения прочности и по производ-
ственным и конструктивным соображениям, вследствие чего в таких слу-
чаях модификацию лучше производить по третьему способу.
ГЛАВА V!
СТАТИСТИКА ПРИМЕНЕНИЯ ПРОФИЛЕЙ НА САМОЛЕТАХ
Полные указания о самолетах, на которых применен тот или иной прог
филь, даны в сборнике авиационных профилей на карте каждого профиля.
В настоящей главе перечислены наиболее известные самолеты, на кото-
рых применен тот или иной профиль. Отметка в скобках „на конце” или
.у корня* означает, что данный профиль применен соответственно в конце-
вом или корневом сечении крыла данного самолета. Отсутствие указания
о стране означает, что самолет относится к той же стране, что и рас-
сматриваемый профиль.
§ 21. ПРОФИЛИ СССР
Профиль Самолет
Р-111 Г-22 (Грибовский) Планеры XI слета 1936 г. и XI1 слета 1937 г Сталинец 5, РВ-1, Рот Фронт 6, КАИ-3, Ш 10, Стахановец, ГТ 1, КИМ 2
86
отг vokb-la. spb .tu
Профиль Самолет
ЦАГИ-А = 9% ЦАГИ-В = 16% ЦАГИ-BS = 8% 1 На концах винтов ЦАГИ СМВ-1 Сталь-Ц (у корня) Сталь-11 (на конце)
ЦАГИ Р-П » - —— 1 Авизтца «Омега» Г-10 (Грибовский) Г-20 п Г-25 » Планеры XI слета Киров 3-2, Ш-5, Ш-8, Разведчик Тяжелый бомбардировщик ХАИ-1
ЦАГИ-6 ЦАГИ-4 ЦЛГИ-7 ЦАГИ-9 ЦАГИ-14 ЦАГИ-25 . •
ЦАГИ-880 (БИЧ-5) Планер БИЧ-8
ЦАГИ-893 (БИЧ-6) * Планер БИЧ-12 » БИЧ-13 (БИЧ-14)
§ 22. ПРОФИЛИ США
П рофклъ Сам олет
Clark-Y < Curtiss Hawk P-6 E Consolidated-23 General Aviation Ga-43 Почтовый (СССР) Avia-37 (на конце) (Чехо-Словация) Avia-51 » » Cams-110 (у корня) (Франция)
Clark YH Curtiss X-l-G 6-1 Groumman F 3 F-l » F-3 F-2 A rspeed Envoy (Англия) » V iceroy » Closter Survey » Loire XI (Франция) Potez-37 » » -39 » » -40 »
Clark-Y-15 Lockheed Patriot
St
&
Профиль Самолет
Clark-Y-18 Doudelas Deiphin (у корня) Lockheg Electra » » 14 Super-Elec tra » » Y1C-121 Vega 5C (у корня) Avia-51 (у корня) (Чехо-Словакия) Avia-57 » »
Мунк-2 и Мунк-3 Весьма распространенные профили для хвосто- вых оперений
Мунк-б Gee-Bee «'Super-Sportster» Lockheed Alcor Mac-Donnel Amiot 143 (Франция)
Мунк 12 Great Lakes Special Merill Сталь-2 » Сталь-3 v F-2 Tiger (Германия)
Мунк-15 Fiat Kt 35 (Италия)
NACAOOIO Boeing 314 (на конце)
NACA-0018 » (у корня)
NACA-2209 Aeronca (на конце) Curtiss Р-36Л и Douglas DC-3 » Fairchild F-45 »
NACA-2212 Bell BG-1 Douglas XP3 D-2 (на койце)
NACA-22I5 Curtiss Hawk 75 (у корня) t> P-36A » Douglas DC-3 »
NACA-22I8 Douglas XP3 D-2 (у корня) Fairchild F-45 »
NACA 230 2 Beachcraft M 18 Сотрет Scamp GrOumman G-21 Howard Hughes Martin-156 Miles Kestrel Waterman Arrowbille W-5
NACA 2406 Spartan 7W (на конце
www vokb-la spb.
Профиль ' Самолет
NACA 2409 * Gee-Bee С-8 (на конце) ;
NACA-2412 Ari ow G Cessna 34 Curtiss-Wright CA-1 о -Condor BT-32 Great Lakes XSg-1 ’ Howard DGA-6 «Mr Milligan»
NACA 2415 Gee-Bee С-8 (у корня) Granville Aircraft
NACA 2418 Spartan 7W (у корня)
NACA 2Rt12 Howard DGA-9
NAVY N-12 Consolidated PT-11C Douglas ¥0-31 о XO-35 » XB-7 Fairchild 29 Steerman 6A
USA 27 Boudron Kitty Hawk»
USA-35 В Keystone Pup
g 23. ПРОФИЛИ АНГЛИИ
Профиль С а м о л ет .J
RAF 15 V iclcers De Haviland-9 (P-I, СССР)
RAF-25 Gloster IV » VI
RAI 28 Gloster SS 19 b Hawke Hart Weymann-80 (Франция)
RAF-30 Supermarine-S-5
RAF-31 Bristol Fighter IV 1
8ft
www. vokb-la spb.
Профиль Самол ет
RAF-34 i Bristol Bulldog 111 A » о IV A Comper-Streak De Haviland-89 Pterodactii-IV The Westland-Hill Vickers 151 Jockey Vickers Viastra West la nd «Wessex» Chiang-Hay (Китай)
$ 24. ПРОФИЛИ ГЕРМАНИИ
Профиль Самолет
G6ttingen-398 American Piligrim 100-H (США) Consolidated «FJeester» 17A »
• XPV-1 » Douglas «Ambassador» Douglas 0-25-C v 0-38-B * » Y1C-21 и Martin 120 P3M-2 »
» 130 » » 166 »
Reystone » Zenith Z-6 о
wwiv. vokb-la spb.
ЧАСТЬ Hl
СБОРНИК АВИАЦИОННЫХ ПРОФИЛЕЙ
УКАЗАНИЯ К ПОЛЬЗОВАНИЮ СБОРНИКОМ ПРОФИЛЕЙ
Основная цель работы по составлению сборника авиационных профилей
заключалась в предоставлении конструкторам и студентам подобранного я
систематизированного современного материала по испытаниям наиболее
интересных профилей.
Единственный выпущенный у нас „Атлас профилей” Ширманова и Гор-
ского, появившийся еще в 1932 г., к настоящему времени устарел. С тезе
пор в результате интенсивных работ аэродинамических лабораторий всех
стран появились новые профили, которыми теперь часто пользуются кон-
структоры. Данные испытаний этих профилей разбросаны по всевозможным
источникам; вследствие этого мы поставили своей задачей дать в собран-
ном виде весь имеющийся распыленный и разрозненный материал, обращая
особое внимание на подбор серии профилей.
При подборе материала мы стремились всюду, где это было возможно,
пользоваться первоисточниками, т. е. данными той лаборатории, в которой
испытывался профиль.
Описание аэродинамических труб в данной работе не приводится. Крат-
кая таблица основных данных труб, критических чисел Рейнольдса их,
коэфициента и степени турбулентности потока приведена в ч. 1 (табл. 10).
При пользовании диаграммами и таблицами необходимо иметь в виду
следующее:
1. Удлинение крыла бралось согласно данным продувок. Пересчета на
единое удлинение не делалось.
2. Числа Рейнольдса, скорости потока и давления брались согласно,
данным продувок. В случае отсутствия некоторых данных при вычислениях
принималось, что для атмосферных труб
> = 1,45.10-%
а число Рейнольдса
/?е = ^-68700 Vb.
3. Все данные приведены в новых коэфицнентах. Для перехода от но-
вых коэфициентов к старым необходимо уменьшить новые коэфициенты
в 2 раза:
_ S’ _Cm
2’ у~ 2’ 2'
4. Коэфициент центра давления са подсчитывался по приближенной
формуле
S'
Точнее было бы подсчитывать са по формуле = где сп = eicosa 4-
+ Однако, до a = 15—18° погрешность невелика, а начинает ска-
91
зываться только при больших углах Для обычных профилей рабочие углы
атаки не превосходят 15—18®. В случае больших значений углов необхо-
димо пользоваться более точной формулой.
5 Во всех диаграммах и таблицах сборника коэфнциент момента дан
относительно передней кромки профиля.
В результатах американских продувок значения ст даются не относи-
тельно передней кромки крыла, как у нас, а либо относительно точки,
находящейся на хорды профиля, либо относительно фокуса крыла. Для
перехода от американских коэфициентов к обычным служат следующие
формулы:
с mA = 0,25с„ 4- Стч, ИЛИ СтА = Лф Cj, + Cm Ф,
где стЧ, и стф — коэфициенты момента соответственно относительно
передней кромки, ’/4 хорды профиля и фокуса крыла, а хф - расстояние
от передней кромки до фокуса в долях хорды.
Расстояние сй от центра давления до передней кромки (в долях хорды)
определяется соответственно по следующим формулам:
cd = 0,25 + -^ или Q-x*-'"*.
Следует помнить, что знак момента в американских продувках обратен
принятому у нас; поэтому при пользовании данными, взятыми непосредст-
венно из американских источников, следует изменять знак коэфициента
момента до подстановки его в приведенные формулы
Карты профилей В сборнике материалы по каждому профилю даны
на карточке, в которой приведены.
1) Аэродинамические характеристики профиля в виде диаграммы и таблиц.
На диаграммах нанесены кривые:
а) поляра Лилиенталя су ~/(сх) с отметками углов атаки,
б) кривая Су = /(а),
В) Кривая CmA—f^Cy).
г) кривая С~
fl) кривая с, — ^Су.
В таблицах занесены значения я®, су, с„ стЛ и cd.
2) Геометрические характеристики — контур профиля и таблицы коор-
динат.
Контур построен в масштабе, указанном на оси абсцисс. В таблицах
даны значения следующих величин: абсцисс х, ординат верхнего контура
Ув , ординат нижнего контура у„ , ординат средней линии профиля у и тол-
щин профиля А— у»— ум
В некоторых таблицах координат контура профиля при абсциссе х — О
приведено значение уи — О, а значение у-в не приведено Это относится
к тем американским профилям, у которых строительной горизонталью
является внутренняя хорда, стягивающая осевую дугу, на касательной к
которой расположен центр окружности, образующей носок профиля (фиг.44)
Так как для несимметричных профилей центр окружности расположен
ыше хорды, то окружность, проходя через начало координат, дает неко-
торое увеличение расчетной хорды, причем при х = 0 ордината ув имеет
некоторое значение. Однако принято эту координату не давать в явном
виде, а получать ее при построении профиля по величине радиусч перед-
ней кромки.
3) Статистические данные о применении данного профиля на самолетах.
4) Таблица наиболее важных при выборе профиля параметров:
гувэх— козфициент максимальной подъемной силы,
mln — коэфицнент минимального лобового сопротивления,
cmv — коэфицнент момента при нулевой подъемной силе,
62
ww vokb-la. spb .tu
филей, помещении» а сборнике •
Геометрические характеристики А эродит
A 5|.Л 3
« а к « <D =< iJil* fit ° St t v м
ч « °j 5 a Joe a ИНЭ irai Е
s I S 3 E s О H ci й ® О £ 3 <« о О E 3 R E = o n ОТНОСИ ПОЛОЖ 1 малънс 1 СТИ ПО «1 Е 1 £
fit j 32) (13) (ft 15 16 17 18 Г
5 5,97 30 1.2 30 093 0,0068 0,016 28,4
5 8,96 30 2,17 30 1,0 0,0082 0,022 25,7
5 11,94 30 2,89 30 1,046 0,0108 0,036 22,6
5 14,93 30 362 30 1056 0.0122 0,04 20,3
5 1792 30 4,34 30 1,23 00136 0,052 t8,2 tatntoro сборника.
5 20.89 30 5,06 30 1,34 Т>5Й6 0,0160 0,050 -=ц‘0(й^ 16,7 7 24Д
Ь 8.11 “35- 34 30 0,0057
5 10,14 35 168 30 0915 0,00708 0,001 21,45 аса Ref илассифжяи»
5 12,16 35 2,02 30 1,006 0,00828 0,004 20,35
5 14,2 35 235 30 1,086 0 0095 0,006 18,9
5 16,2 35 2,74 30 1 144 0,01312 0,008 18,5 . *
5 18,3 35 3,024 30 1,18 0,01292 0,012 17,56
5 203 35 3,26 30 1.276 0,0147 0,015 16,85 1 •
5 “ 7,95 30 1345 30 0,87 0,008 0,000 21,4
5 5 9^4 11,92 30 30 1,68 2,01 30 30 0,88 0,91 0,009 0009 0,000 0,000 21,4 3 20,7 южения Re
5 13£ 30 2,35 30 0.91 0,010 0,000 20,0 5 ;кие характеристики гг,ао если аэродина-
5 15,92 30 2,69 30 0,885 0,0102 0,004 20,1 6
ir ши 17.9 .19,88 10,0 30 30 _ 25 3,03 3J6_ 2,86 30 _ зо__ 25 0,87 0,86 1,296 0,0115 _0,0] 25 0,0118 0,005 0,010 0,032 20 р 18,2_ 19,1 5 « Тр- альное указание в
5 12 25 3,43 25 135 0,0118 0,040 17,9 5
5 14 16 25 25 4,00 4,00 25 25 1,406 1.47 0,0124 0,0152 0,040 0,046 17,5 2 16,4 6 принятая америкаи-
18 25 400 25 1,476 0,0136 0,040 16.4 ,5 дра типа: А—внут-
5 20 25 4,00 25 1,46 0,0154 0.04 15,7
5 22 25 4,00 25 1,406 0,0162 0,0426 14,7 ,8 италыо, относительно й внутренняя хорда нс
5 5" 15,5 10 25 25 4 45 2,9 22,5 “25 1,78 У25 0,0142 0,009 0 037, 0 17,5 .6 21,3
5 12 25 3,49 25 1,34 00129 0,00 1864 ,4 5'
;5 14 25 4,07 25 1,382 0,0132 0,00 17,73
5 16 25 4,07 25 1 354 0,0136 —0,007 17,11 <
5 18 25 4,07 25 1,373 0,0148 0,00 16,4
5 20 L 25 4,07 25 1,36 0,0162 0,00 15.62 1;
5 8,3 35 ' 3,07 40 1,038 0,0106 0,06 19.S ,,
5 12,0 35 3,28 40 1,19 0,0120 0,068 18.11 и 8 X -о— /
5 13,0 35 3,23 40 1,09 0,0125 0.055 19,2 1 1 / г / D
J 15,85 35 3,12 40 1,246 0,0130 0066 17,3 Г, 1 ' с /
f i 19,0 35 3,24 40 1,28 0,0140 0,056 16,4 J,
20 _2 _ 35 3 J6 _40_. 1,252 гол 0,0150 _ _0,064. -Л-4- * ед - 2 । профилей иниента подъемно» их углах атаки.
J 10,0 30 2,42 30 110 0,0076 0,03 24.5 1_
5 5 14 13,1 30 30 4,01 4,25 30 40 1,444 1,375 0,012 0,011 0.04 0,092 19,7 г 19.6 L- : т числа Рейнольдса
12,67 30 267 30 1,19 0,010 0,015 20,8 в 8 , з5 и обозначена в
5 5 13,4 9,95 40 30 4,1 40 1,242 1,374 0,01 0,0106 0.039 0,064 21,8 7 18,3 8 £ м обозначением МО
536 16 30 3,9 30 1.37 0,0108 тшг 0 064 _ 22,4 )б .9 гических углах атаки
5 6 -ЗСГ " 0 — туз 0,00 23 14
5 9 30 0 — 1,3 0,0064 22.5 с .3
1 12 15 30 30 0 0 ___ 1.55 1,55 0 0069 0,0077 0,00 0,00 21,7 .« 225 h 5 либо по сериям, либо
18 30 0 142 0,0088 0,00 19,55 |f 1,9 в сводной таблице >лей включено только 68 оофилей.
21 30 0 — _Г,38 0,010 0,0 18,13 i'
"12 ' 12 —30 " 30 IJ2 1,54 ~i>r- 5 10 1,52 1,6 0,0671 0,0073 Т">,(Я62' —0,001 0.005 22,3 |- 231 i
6 So i5 n.f 0,012 23,6 1
9 30 184 15 1,55 0,0066 0,009 23,6 | 8,3 9~
12 30 1,85 15 1,63 0,0071 0,008 21.8 i 1
Продолжение
.' “Тамическяе атаки не ппевосхолят 15 1 характере™ к и 1 ’ .—
димо пользоваться более т< 5 Во всех диаграммах относительно передней кро В результатах американ тельно передней кромки к находящейся на г/< хорды и] 0 И S Н Ji Пело же ине фокуса в долях хорды —
и Б 0 е (-Л-) \ г /та К г 'у та В-г V *<т! 1 ьЛ 1 1г । хф 'ф
перехода от американских формулы. стл - 0,25с где с„л, с„ч, и стф — коэ4 передней кромки, */в хорд! от передней кромки до фо Расстояние са от центр? 19 20 21 22 I 23 24 25
195 162 134 94,2 117 181,5 108 _ 99 15,1 14,7 14,05 6,32 5.83 5,18 “4,62 5,08 6,Н 4.96 4.76 |10.7 8.2 6,5 18.3 19,7, 20,5 0,239 5 0,233 0,227 0,06 о.об 0,07
13,5 13,5 16,1 12,4 JJ8.3 “12,04 12,5 13,3 8,94 _7,0_ 13,3 12,6 “7,К 9,4! 13,6' 12,0 _ J47 Т 16,2 15,8
определяется соответствен! Следует помнить, что принятому у нас; поэтому 216 ТОО 16,3 _ <5,7 ~ 6,47 6.26 0737” 0 239 L.0,06 0о7
138.6 177,6 179 154 190 177 136,6 184,2 186,3 154 126 6 105,5 178 207 215 215 163 171 9 111,9 116 130,4 153 145 137 1206 84,5 162,2 129,5 110,5 103,5 91,2 162,5 152,5 158 149 112,0 129,0 117,6 194 174,2 97 78,8 86,9 71,7 1240 90 94 70Д 68,3 177 16,5 * 15,8 16,2 14,7 16,2 16,7 15,8 15,8 14,5 15,2 14,6 16,2 15.4 15,3 167 15,5 16,5 15,8 15,6 15,4 15,3 15,0 15,0 16,2 11,6 15,1 16,1 12,4 12,3 12,7 12,45 12,45 12,45 17,3 17 2 13,2 13.2 13,2 14,0 12,6 13,3 13,6 11,8 12,5 1 “571 6,04 6,12 5,77 '17,32 16,78 13,42 10,28 595 13.24 15,0
венно из американских момента до подстановки Карты профилей В на карточке, в которой 1) Аэродинамические На диаграммах нанес а) поляра Лилиентал б) кривая с>г—/(«), В) Кривая СтД =/(£>) г) кривая ^-==/(»), д) кривая г, = ^с’. В таблицах занесены 2) Геометрические х динат. Контур построен в » даны значения следующ J’» , ординат нижнего ко щин профиля Л— у, —у В некоторых таблица приведено значение уя к тем американским п| является внутренняя хо которой расположен цеи- Так как для несимме выше хорды, то окружи торое увеличение расче некоторое значение. Од1 виде, а получать ее при ней кромки. 3) Статистические да 4) Таблица наиболее с> п»1 — козфивнент м«кс min — коэфициент мни» e_s —коэфициент моим И( € CI п Хс ei я £< и 1 “1 к *1 - 1 > 1 р ч с: М ‘1 li ii г 1 6,08 6,03 5,16 6,1 6,2 5,75 5,35 4,97 6,11 6,33 6,82 654 5,96 6,61 5,76 4,76 5,2 5 55 5,38 5,37 5,22 4,87 5,76 5,33 5,01 4,92 4,76 5,91 5,65 5,78 5,57 4,95 5,1 5,08 6,18 5,95 465 4,54 4,61 4,34 5,20 1 4,71 4,83 1 4 14 4,1 118 12.65 1684 16 78 13,5 10,26 7,95 6414 1348 13,5 14,0 14,0 13,58 13,76 13,08 112 8.98 107 11,66 10,1 12,6 7,64 1188 11,7 10,88 8,58 7,6 13,4 11,35 11,8 0,6 И,2 8,18 9,72 1,48 954 0,2 9,296 9,1 9,48 1,9 8,16 0,29 8,3 8,05 16,0 13,95 8,11 10,97 13,8 150 15,9 16,4 13,21 1535 15,35 1535 12,0 12,5 8,55 10,3 14,5 15,0 12,45 1355 9,55 11.1 13,67 11,0 10,3 12,1 12,0 12,65 13,4 13,4 13,9 10,0 5,75 12,11 16,85 18,25 95 848 9,55 755 0,35 1,04 9,13 8,54 8,45 0,243 0,339 0,240 0,244 007 0 06 0,06 0,05
www. vokb-la. spb .tu
I — 1 — максимальное качество, •
Vx/aax
. — параметр аэродинамического совершенства,
c t min
—коэфициент минимальной потребной мощности,
_ «Л 'mMt
с — максимальная относительная толщина профиля,
У —максимальная относительная вогнутость профиле
X/ —относительное положение максимальной вогнутости,
и —-— коэфициенты совершенства толщины профиля,
С
---коэфициент диапазона скоростей.
г Сх rnfn
На заставке карты профиля указаны
I) порядковый номер профиля имеющий значение только для данного сборника
2} наименование профиля.
3) лаборатория и труба
4) скорость потока V. число Рейнольдса при продувке Re н давление р,
5) коэфициент турбулентности TF. эффективное число Рейнольдса Res, классификация
Профиля по масштабному эффект» (МЭ),
6) номер и размер модели, удлинение к,
7) положение фокуса.
8) дата продувки,
9) источник, в котором описаны испытания данного профиля
Эффективные числа Рейнольдса получены путем умножения Re продув-
ки на 7F, причем в большинстве случаев аэродинамические характеристики
оставлены без изменения и не приведены к Re3, В случае если аэродина-
мические характеристики даны лабораторией с учетом перехода к эффек-
тивному числу Рейнольдса, об этом сделано специальное указание в
таблице аэродинамических характеристик.
Для ряда профилей в сводной таблице приведена принятая американ-
цами классификация их:
1) по типу хорды (графа 7 таблицы); различаются два типа, Л- внут-
реиняя хорда профиля совпадает со строительной горизонталью, относительно
которой даны все координаты контура профиля, и В—внутренняя хорда не
совпадает со строительной горизонталью (фиг. 71);
f Фиг. 71. Классификация профилей по
типу ,хорды ,Профили типа А и В
Фиг 72 Классификация профилей по характер^
изменения кривой коэфициента подъемной силы
на критических углах атаки.
2) по характеру изменения в зависимости от числа Рейнольдса;
эта классификация необходима для пользования фиг. 35 и обозначена в
таблице (графа 8) и на карточке профиля условным обозначением МЭ
(масштабный эффект);
3) по характеру изменения кривой с —/(я) на критических углах атаки
(фиг. 72).
Для удобства отыскания профили расположены либо по сериям, либо
по отдельным лабораториям
Основные характеристики профилей даны также в сводной таблице.
С целью сокращения объема книги в сборник профилей включено только
118 наиболее распространенных и употребительных поофилей.
93
№ 1 * профиль СЕРИЯ А-6% Лаборатория ЦАГИ—МАИ 1 Труба НК-«
•у max 0,93 Относительная толщина с 0,0597
0,0068 Относительная вогнутость / 0,012
cm 0 0,016 Относительное положение ма- ксимальной вогнутости X/ 0,30
(А) \ сх /шах 28,4 „ су шах 15,6
£итах с* min 136.8 с-х Ш1П 11,4
(<л) \ <г / шах 16,5 max 3^- К ^aun. 5,11
4
V =33 м/сек Re = 340000 р ---1 ат TF = 2,4 Rea = 815000 МЭ- Модель Ni Размер 150 x 750 1 = 5 № 1
Дата продувки 1930 г Источник- Ф Г Гласс, Серия профилей А Труды ЦАГИ X? 103
Аэродинамические характеристики
Геометрические характеристики
(в % от хорды)
X Ув Ул Уср /1 о’ Гд. са
0 0 0 0 0
1,25 — — — —
2,5 1,65 —0,52 0565 2.17 —3 —0,150 0,0152 — —
5 236 —0,75 0,805 3,11 —2 —0,092 0,0110 — —
7.5 2,89 -0,93 0.980 3,82 ’—I —0,016 0,0084 0,014 —
10 337 —1,06 1,105 4,33 0 0064 0,0068 0.039 0453
15 3,84 -1Д6 1,290 5,10 1 0,126 0.0070 0,042 0,328
20 4,19 —1,39 1400 5,58 2 0,200 0,0076 0,058 0,290
30 4,43 —1,54 1445 5,97 3 0,280 0,0100 0,072 0257
40 430 —1,57 1,365 5 87 4 0352 0,0124 0,086 0,244
50 3,89 -1,50 1,195 5,39 6 0,496 0,0236 0,114 0,230
60 3,28 —1,36 0,960 4,64 8 0,640 0,0360 0,142 0,222
70 2,56 —1 15 0,705 3,71 10 0,760 0,0592 0,166 0,218
80 1.71 -0,89 0,410 2 60 12 0,864 0,1140 0,194 0,219
90 0,85 -0,54 0,155 1,39 14 0,920 0,1820 0318 0,237
95 0.41 -033 0,040 0,74 16 0,930 3360 0.260 0,279
100 0 0 О 0 18 0,916 — — —
20 0,860 — — —
Самолеты с профилем серии А-6%
№ по пор Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Примечание
*
•
№ 2 ПРОФИЛЬ СЕРИЯ А-9% Лаборатория ЦАГИ—МАИ Труба НК-1
сутн 1,0
с«пНп 0,0082
j ст о 0,022
(i) \ сх /max 25,7
‘Утах сх mln 122
( 'у1'} \ Сх J шах 17,5
Относительная толщина с 0,0896
Относительная вогнутость / 0.О2П
Относительное положение ма- ксимальной вогнутости X/ 030
% шах 11,15
К, --- |'-Г ruin 9,16
г Cv max 3/~ V с* min 4,97
<96
www vokb-la. spb .ru
V = 33 M/Сек /?е = 340000 р - 1 ат TF = 2,4 /?еэ =815000 мэ Модель К“ Размер 150x750 1 = 5 Ml 2
Дата продувки 1930 г Источник: Ф Г Гласс, Серия профилей А Труды ЦАГИ № 103
A.мрагпристикн
X ?в Ун ^ср Л в° [ су 4 СтА
0 0 0 О 0 —4 —0190 0,0230 —
125 — — — — —3 —0120 0,0156 — —
2,5 2 47 —0,78 0345 3,25 —2 —0,070 0,0120 0,0046 —
5 3.54 —1.125 1,2075 4,665 —1 0,016 0,00996 0,0224 —
7Л 4,33 —1395 1,4675 5,725 0 0,080 0,0082 0,0372 0,465
10 4,90 —1,59 1,655 6,49 1 0, 56 0,0084 0.0520 0,334
15 5,76 —1,89 1,935 7,65 2 0,240 0,0100 0,068 0,283
20 6,28 —2.084 2,098 8,364 3 0,312 001246 0,084 0,269
30 6,65 —2,31 2,170 896 4 0,396 0,0154 0,102 0,258
40 6,45 —2,37 2.040 8,82 6 0,542 0,0270 0,132 0,2435
50 5,84 -2,25 1,795 8,09 8 0,684 0,0370 0,162 0,237
60 492 —2,02 1,450 6,94 10 0 804 0,0516 0.188 ,2335
70 3,84 —1,725 1,0575 4,565 12 0904 0,0690 0,212 -Т1Д34
80 2565 — 1,335 0,615 390 14 0 944 0,0956 0,226 0239
90 1,275 —0,81 0,2325 2.085 16 1,980 0,1460 0,244 0,249
95 0,615 —0,495 0,060 1,11 18 1,000 — 0,264 0Д64
100 0 0 0 0 20 0,964 — —
22 0,920 — —
Самолеты с профилем серии A-9%
№ DO пор Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Примечаний
На концах лопастей
винтов ЦАГИ СМВ-1 L
& 5
♦
Кравец—440—
97
№ 3
ПРОФИЛЬ Лаборатория ЦАГИ-МАИ
• СЕРИЯ А-12% Труба НК-1
У Су 1
Ст
7
£ ~~ /
и л > №
_ f Jf 'да3
№ 4ч
Z 1
/л 1J i Yll? 'Гу о Л
0/
7 - /
Ы>/
-!О° 1/ й’ 2!Г а®
ZE 1 а® 0,23 сх
-0,20 -0,2 0,20 О</0
—J
£у щах 1,046
ГлгщШ 0,0108
£т 0 0,036
22,6
\ Сх /щах
njax 57,0
fjcinin
() 15,0
\ cz /шах
Относительная толщина с 0,1194
Относительная вогнутость / 0,0289
Относительное положение ма ксимальной вогнутости х/ 0,30
. , сд max ^ = -7“ 8,75
= с — 11,05
V cg тех ЗуГ^ У Сх min 4,64
«HRwwqw
у = 33 м сек Re^ 340 000 р 1 ат TF =2,4 Re- = 815000 МЭ Модель № Размер 150x750 1 = 5 № 3
Дата продувки 1930 г i 1 Источник: Ф> Г. Гласс, Серия профичей А Труды ЦАГИ №103 |
Геометрические характеристики Аэродинамические характеристики
I” /с ® * л J
X У» Ув Уср h а” су cd
0 0 О 0 0 —4 —0,100 0,0170 — —.
1,25 — — — — —3 —0,070 0,0150 0,020 —
2,5 3,29 —1,05 1,13 4,34 —2 0 0,0128 0,036 —
5 4,73 -1,50 1,615 6,23 —1 0,064 0,0114 0,046 0,719
7,5 5,76 —1,86 1,95 762 0 0,142 0,0108 0,058 0,408
10 6,54 —2,11 2,215 8,65 1 0,204 0,0116 ^ОД72 0353
15 7,66 —2-51 2,575 10.17 2 0,280 0,0134 - 0,086 0,307
20 8,36 —279 3,785 11,15 3 0,352 0,0156 0,104 0,295
30 8,86 —3,08 2,89 11,94 4 0442 0,0200 0, 24 0,281
40 8,60 —3,13 2,735 11,73 ~6 0590 00300 0,156 ОД64
50 7,79 —306 2,365 10,85 8 0,740 0,0430 ' 0,187 0,252
60 6,56 —2,71 1,925 9,27 10 0,884 0,0560 0,218 0,247
70 511 —2,31 1,405 7,42 12 0,952 0 0720 0,235 0,247
80 3,43 —1,77 0,83 5,20 14 1,046 0,0940 0,258 0,246
90 1,70 —1,09 0,305 2,79 16 1 042 0,1344 0,264 0,253
95 0,80 —0,66 007 1,46 18 1,020 01780 0,296 0,291
100 0 0 0 0 20 0,960 —
Самолеты с профилем серии А- 12%
№ по пор Название самолета Страна Год вы пуска Тип конструкции Назначение Примечание
—
— - 1 — ' — —
№ 4 ПРОФИЛЬ СЕРИЯ А-15% Лаборатория | ЦАГИ МАИ Труба НЦ-1 ।
S’шах 1,056
G-mln 0,0122
Qw О 1 004
\ <г/тах 20,3
си шах min 86,6
( 1 \ Cjr /шах 13,9
Относительная толщина с 0,1493
Относительная вогнутость / 0,0361S
Относительное положение ма ксимальной вогнутости х/ 0,30
„ сц шах 7 06
с С mln 12,18
max * 3/— V min 4,4
wwv vokb-la. spb .ru
V = 33 м/сек Ле = 340 000 р 1 сия TF = 2,4 Леа =815000 МЭ М дель № Размер 150x750 3 = 5 № 4
Дата про увки 1930 г. Источник* ф. Г- Гласс, Серия профилей А. Труды ЦАГИ Ns 103
Генметрически^характеристнки Аэродинамические характеристики
X Ув Ун У ср Л о 9 «г етА
0 0 0 0 0 —4 —0,070 0,0148 0,020 —
1,25 — — — — —3 —0,024 0,0136 0,032 —
2,5 4,12 —1,30 1,410 5 42 —2 0,062 0,0124 0,042 0,678
5 5,90 —1,875 2,0125 7775 —1 0,120 0,0122 0,067 0,475
7,5 7,215 —2,325 2,445 9,55 0 0,184 0,0122 0,069 0,375
10 8,17 —2.65 2,760 10,82 1 0,246 0,0138 0,080 0325
15 9,60 —3,152 3,224 12752 2 0,324 0,0160 0,096 0^86
20 10,46 — 478 3,491 13,938 3 0,402 0,0210 0114 0,283
30 11,08 —3,85 3,615 14 93 4 0,480 0,0256 0,132 0,275
40 10,74 —3.926 3,407 14,666 6 0,646 0,0370 0,164 0,254
50 9 73 —3,75 2,900 1348 8 0,790 0,0500 0,200 02535
00 8,21 —3,40 2 405 1 ,61 10 0,924 0,0648 0,230 0,249
70 6 41 —2 876 1,767 9,286 12 1,016 0,0830 0,256 0,252
80 4,28 —2,225 1,0275 6,505 14 1056 01052 0,272 0,258
90 2,125 -1,35 0,3875 3 475 16 1036 0,1440 0,282 0,272
95 1,025 —0,825 0,100 1,85 18 0,980 0,1880 0,292 0,298
100 0 О 0 0 20 0,920 — .—
Самолеты с профилем серии А-15%
м по лор. Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Примечание
КН
*Утах 1,23
'•‘min 0,0136
0 0,052
р) X Сх Jta^x 18,2
*gmax сх mln 00,5
(<JV‘) \ сх /тах 13,2
Относительная толщина с 0,1792
Относительная вогнутость / 0,0434
Относительное положение ма- ксимальной вогнутости X/ 0,30
„ ст max с 6,86
кх ——— сх mln 13,18
г in ах mln 4,64
102
www vokb-la. spb.
V - 33 м/сек Re = 340 000 р = 1 ат TF = 2,4 ReB 815000 М3: Модель № Размер 150x750 1 = 5 № 5
Дата продувки 1930 г. Источник: Ф Г. Гласс, Серия профилей А. Труды ЦАГИ №103
Геометрические^хара^ернстикж Аэродинамические характеристики
X Ув Ун Уср Л о° 9 G ст4
0 0 0 0 0 —0,056 0,0164 0,040 —
1,25 =-—- — — —3 0,016 0,0148 0,056 —»
2,5 4,43 —1,57 1,68 6,50 —2 0.080 0,0140 0,068 0,850
5 7,09 —2,25 2,42 9.34 —1 0,134 0,0136 0,076 0,568
7,5 8,67 —2,78 2,945 11,45 0 0,210 0,0142 0,086 0,409
10 9,80 —3,17 3,315 12,97 1 0,276 0,0152 0,098 0,355
15 11,50 —3,77 3865 15,27 2 0,334 0,0190 0,109 0,326
20 1238 —4.18 4.20 16,76 3 0,400 0,0240 0,125 0,312
30 13,30 —462 434 17,92 4 0486 0,0270 0,142 0,292
40 12,90 —4,70 4,105 17,61 6 0,642 0,0390 0,182 0,2835
50 11.70 —4,50 3,60 16,20 8 0,800 00520 0,216 0,270
60 9,84 —4,06 2,89 14,90 10 0,930 0,0690 0246 0265
70 7.60 —3,46 2,07 11,06 12 1,064 0,0850 0,272 0,255
80 5,14 —2,66 1,24 7,80 14 1,140 0,1020 0,291 0,256
90 2,55 —1,63 046 4,18 16 1,200 0,1280 0,303 0,253
95 1,24 —0,99 0,125 223 18 1,230 0,1646 0,318 0,259
100 0 0 0 О 20 1,190 — — —
22 1,120 — — —
1 24 1,024 — - - 1
Самолеты с профилем серии А-18%
№ DO пор. Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Примечание
103
Kt 6 ПРОФИЛЬ СЕРИЯ A-21% Лаборатория ЦАГИ—МАИ Труба НК-1
0 to 20 3Q 00 50 60 70 SO 90 /00
е> шах 134
mln 0,016
сяг 0 0.050
\ Сл /шах 16,7
fymai rxmtn 83,8
1 С4' \ i У 1 \ сх ' max 12,8
Относительная толщина с 0,2089
Относительная вогнутость / 0,05055
Относительное положение ма- ксимальной вогнутости X/ 0,30
„ су шаг лу = _ с 6,41
= Gmin 1305
Л V су max с*гп»о 4,6
www. vokb-la. spb ru
V = 33 м/сек Re- 340 000 р 1 ат TF =.2,4 Кея =815000 МЭ Модель Размер 150 х 75 1 = 5 № 6
Дата продувки 1930 г. Источник Ф. Г Гласс, Серия профилей А Труды ЦАГИ № 103
Геометрические характеристики Аэродинамические характерно ики
( % от хорды)
X Ув Ун Уср 1 ! Л 0° СУ «е
0 0 0 0 0 —6 —0,120 0,0200 0,032 —
1,25 — — — — -4 0 0,0170 0,050 —
2,5 5,78 —1,82 1,980 *7,60 —3 0,060 0 0160 0,060 —
5 8,26 —2,625 2,8175 10885 —2 | 120 0,0164 0,072 0,600
7,5 10,30 —3,25 3,525 13 55 —1 0,170 0,0166 0,082 0,483
10 11,42 —3,71 3855 15,13 0 0248 0,0180 0,094 0,379
15 13,43 —*, 1 4,510 17,84 1 304 о ;04 0,105 0,3456
20 1468 —4,87 4905 19 55 2 0,360 0,0233 0,120 0,333
30 155 —5,39 5055 20,89 3 0,448 0,0272 0,134 0299
40 15,05 —5,48 4,785 20,53 4 0,520 0,0312 0,152 0,292
50 13,61 —5,25 4,180 18,86 6 0,680 00436 0,192 0,282
60 11,48 —4,76 3360 1624 8 0,830 0,0594 0,131 0,278
70 896 —4 024 2 468 12,984 10 0970 0,0770 0,264 0,273
80 5,98 —3,114 1,433 9 094 12 1 094 0,0934 0,286 0,261
90 2,973 —1,889 0,542 4,862 14 1,190 0,1030 0,306 0,257
95 1,434 —1,154 0,140 2,588 16 1,268 0 1320 0 320 0,253
100 0 О 0 0 18 1,310 0,1560 0,327 0,2495
20 1,340 0,1892 0 340 0,234
22 1 320 0,2280 — —*
24 1,280 —
26 1,216 — — 1
Самолеты е профилем серии А 21%
№ по пор- Название самолета Страна Год вы пуска Тип конструкции Назначение Примечание
105
№ 7 профиль СЕРИЯ В 8% Лаборатория ЦАГИ—МАИ Труба НН-1
£ушах 0,886
Гхт1ц 00057
ст 9 — 0,002
\0х /тах 24,5
щах £х min 155,0
/ V } \ сх /гаах 15 8
Относительная толщина с 0,08112
Относительная вогнутость / 0,01344
Относительное положение ма- ксимальной ВОГНУТОСТИ Xf 0,30
V Су max -- с 10,9
Kt = -^- 14.25
V fyniax PZ сtrain 5.28
106
www. vokb-la. spb .tu
1- V = 33 м 'сек TF - 2,4 Модель, № Г
Re = 340 000 Re3 — 815 000 Размер 150 х 750 № 7
р = 1 ат М'З 1-5
1 Дата продувки 1931 г- Источник: Ф. Г. Гласс, Серия профилей В Труды ЦАГИ №146
Аэродинамические характеристики
Геометрические характеристики
(в % от хорды)
X Ув Уч Уср h а° СУ сг еа
0 0 0 0 0 —6 7 40-157 0,01864 —
1 0,978 —0,786 0,096 1,764 —4 —02246 0,01182 — —
2 1,519 —1,119 0200 2,738 —3 —0,1512 0,00894 — —
4 2,216 —1496 0,360 3,712 —2 —00844 0,00756 — —
6 2,794 —1,754 0,520 4,548 —1 —0,0136 0,00626 —0,0039 —
8 3,266 —1 954 0,656 5,220 0 (Г0562 0,0057 0,0116 0,206
10 3,679 —2,079 0,800 5,758 1 0,136 0 00676 0,0290 0,213
15 4,434 —2,354 1,040 6.788 2 0220 0.00936 00492 0,2235
20 4,938 —2,506 1,216 7,444 4 02746 0,0153 0,0850 0,228
25 5,232 —2,608 1312 7,940 6 0,510 0,02456 0 1174 0,230
30 5,368 —2 680 1,344 8,048 8 0,633 0,0372 0,1459 0,230
40 5,250 —2.750 250 8,000 10 0,7426 0,0555 0,1720 0,231
50 4,726 —2726 1,000 7,452 12 0836 0,1019 01940 0,232
60 3 63 —2,599 0,632 6,462 >4 0,884 0,1780 0,2136 0.242
70 2,998 —2,326 0,336 5,324 16 0,886 0,2364 0,2530 0,286
80 1984 —1.856 0064 3,840 18 0,850 — — —
90 1,001 —1,145 —0072 2,146 20 0,816 — — **-
95 0 522 —0,737 —0,1075 1,259
100 0 0 0 0
Самолеты с профилем В-8%
м по пор Название самолета Страна Год ВЫ’ пуска Тип конструкции Назначение 1 Примечание
d
107
№ 8 ПРОФИЛЬ СЕРИЯ В-10% Лаборатория ЦАГИ МАИ Труба НК-1
S’max 0,915 0,00708 1 Относительная толщина с 0,1014 0,0168
с,« mm Относительная вогнутость 7
о 0,001 Относительное положение ма- ксимальной ВОГНУТОСТИ ~Xf 0,30
) \ Ути 21,45 9,02
у max сл mln 129,0 кх — схтщ 14,35
1£\ \ /шах IV <аак * Чу-,—— г c*min 4,99
108
wmr. vokb-la. spb .ru
Г" -33 MjceK Re = 340000 р = 1 ат TF = 2,4 Rc3 =815000 МЭ Модель № Размер 150 х 750 X = 5 № 8
Дата продувки 1931 г Источник. Ф Г Гласс, Серия профилей В Труды ЦАГИ № 146
Аэродинамические характеристики
Геометрические характеристики
(в % от хорды)
X Ув Ин У ср h <х° СУ сх
0 0 0 0 0 —6 —0,341 0,01952 —
1 1,222 —0,982 0,120 2,204 —4 —0214 0,01282 — —
2 1,899 —1,399 0,250 3,298 -3 —0,144 0,01068 -0 0272
4 2,770 —1,870 0,450 4,640 —2 -0 0772 0,00882 —0,0136 —
6 3492 —2,192 0,650 5,684 —1 —0016 0,00772 0,0000 —
8 4,082 —2,442 0,820 6,524 0 0,056 0,00708 0,0136 0,244
10 4,599 —2,599 1,000 7,198 1 0,126 000810 0.0300 0,238
15 5,543 —2,943 1,300 8486 2 0,215 0 01024 0.0502 0,233
20 6,173 —3,133 1,520 9306 4 0,376 0,01746 0,0870 0,32
25 6,540 —3,260 1,640 9,800 6 0,522 0,2595 0,1190 0,228
30 6,710 —3,350 1,680 10060 8 0,662 0,03620 0.1470 0,222
40 6,562 —3,438 1,562 10,000 10 0,778 0,05120 0,1700 0,218
50 5,907 —3,407 1250 9,314 12 0,856 0 06676 0,1848 0,216
60 4,929 —3,249 0,840 8,178 14 0,906 0 09040 0,1978 0,218
70 3,747 —2,907 0,420 6 654 16 0,915 0,18220 0,2120 0,232
80 2,480 —2,320 0,080 4,800 18 0,875 — 0,2496 0,285
90 1,251 —1,431 —0090 2 692 20 0.824 — — —
95 0,653 —0,819 —0,083 1,472
100 0 0 0 0
Самолеты с профилем серин В-10%
№ по пор. Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Примечание
109
№ 9 ПРОФИЛЬ СЕРИЯ В-12% Лаборатория | ЦАГИ—МАИ Труба НК-1 }
max 1,006
Гт mln 0,00828
ст о 0,004 1
\ сх /щах 20,35
сутах 123,0
(*?•) \ ст / max 13,9
Относительная толщина с 0,12164
Относительная вогнутость /" 0,02016
Относительное положение ма- ксимальной вогнутости ~Xf 0,30
„ су max 7 8,26
г сх min 14,7
У^/ушах я, —— V cxmln 4,98 1
110
c vokb-la. spb .ru
V = 33 mJ сек Re = 340 000 р = 1 ат TF = 2,4 ' Re3 =815000 МЭ Модель № Размер 150 X 'So 1. = 5 № 9 '
Дата продувки 1931 г. Источник- Ф. Г- Гласс, Серия профилей В Тр^ды ЦАГИ № 146
Аэродинамические характеристики
Геометрические характеристики
(в % от хорды)
X У„ Ун у<» h в” 9 ГтА Са
0 0 0 0 0 —6 —0,337 001904 —0,0708 —
1 1.466 —1,178 0144 2,644 —4 —0,208 0,01376 —0,0390 —
2 2,267 —1 679 0,294 3946 —3 —0,142 0,01170 —00256 —
4 3 324 —2 244 0,530 5,568 —2 —0,076 0,01016 —0,0108 —
6 4,190 —2,630 0,780 6,820 —1 —0,014 0,00858 00000 —
8 4,898 —2,930 0,984 7,828 0 0,053 0,00828 ' 0 0138 0,260
10 5,519 —3,119 1.200 8,638 1 0,122 0,00878 0,0298 0,244
15 6 652 -3,532 1,560 10,184 2 0,200 0,01088 0,0482 0,241
20 7,408 —3,760 1,824 11,168 4 0,360 0,01800 0,0880 0,241
25 7,848 —3,912 1968 11,760 6 0,524 0,02740 0 0124 0,237
30 8,052 —4,020 2,016 12,072 8 0,670 0,03908 0,0159 0,237
40 7,874 —4,126 1,874 12,000 10 0,796 0,05340 0,1856 0,232
50 7,088 —4,088 1,500 11,176 12 0,910 0,06880 02096 0,224
60 6,915 —3,899 1,008 10814 14 0,980 0 08380 02218 0,226
70 4,496 —3,488 0,504 7,984 16 1,006 0,10900 0,2360 0,235
80 1,976 2,784 —0,404 4,760 18 1,005 0,14680 0,2440 0,243
90 1,501 — 1,717 —0,108 3,218 20 0,905 0,26300 0,2680 0,296
95 0,784 -0,983 —0,0995 1,767 22 0,840 — —'
100 0 0 0 — 24 0,790 — — —
Самолеты с профилем серии В-12%
№ по пор* Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Примечание
III
№ Ю ПРОФИЛЬ СЕРИЯ В-14% Лаборатория ЦАГИ—МАИ Труба НК-1
—
1086
cxmla 0,0095
с т о 0.006
(—) \ Од. /ПИХ 18,9
Jymax cxniin 114
' с* /так 13,6
Относительная толщина с 0,141Гб
Относительная вогнутость / 0,02352
Относительное положение ма- ксимальной ВОГНУТОСТИ Xf 0,30
„ cv шах 7 7,65
Кх ~ cjc min 14,9
V Sr max 3 г—.—— lz cjc mln 4,93
112
wtsts' vokb-la. spb .ru
V 33 м]сек Re = 340 000 р = 1 ат TF' —2,4 Rea =815000 мэ Модель № Размер 150 х 750 Х = 5 № 10
Дата продувки 1931 г. Источник: Ф Г. Гласс, Серия профилей В. Труды ЦАГИ Лё 146
Аэродинамические характеристики
Геометрические характеристики
(8 % ОТ ХОрДы)
X 1 ” Ун Кер h а* 9 Сг Са
0 0 0 • 0 0 —6 1 -0,348 0,03414 — —
1 1,711 —<,375 0,168 3,086 —4 —0,213 0,01560 — 1
2 2,645 —1,959 0,343 3,604 —3 — — —0 0256 —
4 3,878 —2,618 0,630 6.496 -2 —0 077 0 01176 —0 0108 —
6 4,889 3,069 0,910 7,958 —1 —0 013 0,01042 00000 *—
8 5,715 —3,419 1.148 9,134 0 0,047 0,00950 0,0138 0 290
10 6.439 —3,639 1400 10078 1 0,114 0.01036 0,0296 ода
15 7,760 —4 120 1.820 11,880 2 0,183 0,01178 0,0457 0,250
20 8,642 -4,386 2,128 13,028 4 0,349 0,01890 00855 0242
25 9,156 —4,564 2,296 13,720 6 0,508 002724 0,1190 0,234
30 9,391 —4,690 2,352 14,084 8 0668 0,03908 0,1526 0,228
40 9,187 —4,813 2,187 14,000 10 0,824 0 05370 0,1840 0223
50 8,270 —4,770 1,750 13,040 12 0 945 0,07080 02090 0,221
60 6,90! —4 549 1,176 11450 14 1,048 0,08600 0.2316 0,221
70 5 246 —4 070 0,588 9,316 16 1,086 0,10860 0,2416 0,2215
80 3,472 —3,248 0,112 6,720 18 1,086 0,14060 0,2416 0,2215
90 1,751 —2,003 —0126 3.754 20 1,066 — 0 2490 0,234
95 0,914 —1,147 —0.И65 2,061 22 0,934 — — —
100 0 0 0 ° 24 0,846 — — —
1 1
Самолеты с профилем серии В-14%
№ по пор Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение 1 1 Примечание
1 1
Л равен—440—8
113
№ 11 ПРОФИЛЬ СЕРИЯ В-1в% Лаборато рия ЦАГИ—МАИ Труба НК-1
S'max 1,144 Относительная толщина с 0162
- e^min 0,01312 Относительная вогнутость/ 0,0273
cmo 0,008 Относительное положение ма- ксимальной вогнутости ~if 030
в~^ и 185 „ ^шах с 7,05
max c-»mln 855 к £— ^min 12,35
У \ сх /шах 13,3 У шах 8^- V c-rm£n 453
114
vokb-la spb.ru
V = 33 м сек Re — 340 000 р = 1 ат ТЕ — 2,4 Re, =815000 мэ Модель >№ Рази р 150 x 750 1=5 № 11
Дата продувки 1931 г. Источник Ф Г. Гласс, Серия профилей В. Труды ЦАГИ № 146
Геометрические характеристики Аэродинамические характеристики
(в °/ ОТ хорды»
X Ув Гн Гс /1 а° СУ сх стА са
0 0 0 0 ° — 6 — — —
1 1,955 —1,571 0,192 3,526 — 4 —0,129 0,01374 -- -
2 3,022 —2,233 0,3945 5,255 — 3 0,078 — —
4 4,432 —2,992 0,720 7,424 — 2 —0,014 0,01382 —
6 5,587 —3,507 1,040 9,094 — 1 0,044 0,01388 0,014 0, 16
8 6,531 —3,907 1,312 10,438 0 0,108 0,01376 0,026 0,240
10 7,358 —4 58 1,600 11,516 2 0,252 0,01496 0,057 0,226
15 8,869 4,709 2,080 13,578 4 0,412 0,02224 0,092 0,223
20 9,877 —5,013 2 32 14,890 6 0,566 1 3320 0,126 0,222
25 10.464 5,216 2624 15,680 8 0,720 0,04580 0,160 0,222
30 10,736 —5,360 2,735 16,096 10 0,864 0,06120 0 - 0,222
40 1 ,499 —5,501 2 494 16,000 12 0,988 0,08280 0,220 0222
50 9,451 —5,451 2,000 14,902 14 1,094 < 450 0,243 0,222
60 7,886 —5,198 1,344 13,084 16 1,132 0,11520 — —
70 5,995 —4,651 0672 10,646 18 1,144 0146 — —"
80 3 968 —3,712 0,128 7,680 20 124 0,17740 — —
90 2,002 2290 0,144 4,292 22 1,106 — — —
95 1,045 —1 310 “0,1325 2,355 24 1 044 — — —
100 0 0 0 0
Самолеты с профилем серин В-16°
№ го пор. Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Примем 1ие
1 Сталь 11 СССР 1936 Моноплан Пассажир- ский У корня крыла
। №> 12 ПРОФИЛЬ СЕРИЯ В-18% Лаборатория ЦАГИ—МАИ Труба НК-1
S’max 1,18
Sr mln 0,01292
0,012
(£t_\ \ cx /max 17,56
S'max Sr mln 91,2
/ c ’/• \ 1 *> j \ Cx / max 13,3
Относительная толщина с 0,1 !62
Относительная вогнутость/ 0,03024
Относительное положение ма- ксимальной вогнутости X/ 0,30
S max с 6,48
Кх = —^ с-гщ1п 14,1
шах V Srmin 4,65
ч'Ц'Ч' vokb-la spb.ru
V - 33 м/сек Re = 340 000 р — 1 ат 7Р = 24 /?еэ =815000 МЭ Модель № Р змер 150 x 750 > -5 № 12
Дата продувки 1931 г. Источник: ф. Г Гласс. Серия профилей В Тру ы ЦАГИ № 146
Геометрические характеристики Аэродинамические характеристики
(в % от X рды)
X ув У ср ft а3 СУ с, Са
0 0 0 0 0 — 6 0,269 0,02076 —0,0418 —
I 2,200 —1 768 0,216 3,968 — 4 —0,141 0,01544 —0,0142 —
2 3,400 —2,518 0,441 5,918 — 3 —0,079 0,01412 —0,0024 —
4 4,9 - 3,366 0,760 8,352 — 2 —0,012 0,0(368 0,0100
6 6,286 —3 946 1,170 10,232 — 1 0,045 0,01340 0,0204 0,450
8 7,3ч8 —4,396 1,476 11,744 0 0,105 0,01292 0,0320 0,306
10 8,278 —4,678 1 800 12,956 2 0,239 0,01562 0,0600 0,252
15 0,977 —5,279 2,349 15,628 4 0,391 0,02216 0,0900 0,230
20 11,111 —5,639 2,736 16,750 6 0.548 0,03160 0,1250 0,228
25 11,772 —5,868 2,952 17 640 8 0 704 0,04450 0,1600 0,227
30 12,078 —6,030 3,024 18,108 10 0.842 005900 0,1904 0,226
40 11,812 —6,188 2,812 18,000 12 0,985 0,07590 0,2210 0,224
50 10,633 —6,133 2,250 16,766 14 1,106 0,09340 0,2462 0,223
60 8,872 —5.848 1,512 14,720 16 1,170 0,11360 0,2600 ода
70 6,745 —5,233 0,756 11,978 18 180 0,14100 0,2720 0,231
80 4.464 - 4 76 0,144 8,640 20 1.166 — 0.2740 0.235
90 2,252 —2,576 —0,162 - 4,828 22 1,150 — — —
95 1,175 —1,4’ 4 —0,1495 — 2,649
100 0 0 0 0
Самолеты с профилем серии В-18°„
№ по пор- Н (звание самолета Стр а Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Приметаиие
№ 13 т “ ——II ПРОФИЛЬ СЕРИЯ В-20% Лаборатории ЦАГИ—МАИ Труба НК-1
шах 1,276
с mln 0,0147
cm о 0,015
\ /щах 16,85
^Ушах c-fmln 87
\ Сх / шах 12,9
Относительная толщина с 0,2028
Относительная вогнутость / 0,0326
Относительное [положение ма- ксимальной вогнутости X/ 0,30
9 max КУ ~ С 6,29
Кх^~ - Л f *'-rmin 13,85
lfey max Or mln 4,63
www. vokb-la. spb.
V =33 м/сек Re- 340000 р = 1 ат TF - 2,4 Re., =815000 МЭ Модель № Размер 150x750 1 -5 № 13
Дата продувки 1931 г Источник Ф Г Гласс, Серия профиле ь Труды ЦАГИ № 146
Л родниамические характеристн и
Геометрические характеристики
(в % от хорды>
X Ун Уср * 1 я’ СУ сг стЛ са
0 0 0 0 0 — 6 —0,219 0,0218 —0,028 —
1 2,444 —1,764 0.340 4,208 — 4 —0,101 0,0168 —0004 —
2 3,798 —2,798 0.500 6,596 — 3 —0,045 0,009 —
4 5,540 —3,740 0,900 9,180 — 2 0,021 0,0148 0,020 —
6 6,984 —4,384 1,300 11,368 — 1 0,080 0,0148 0,032 0,408
8 8,164 —4,884 1,640 13 048 0 0,138 0,0147 0,042 0,304
10 9,178 —5,176 2001 14,354 2 0,259 0,0174 0060 0,239
15 11,086 —5.886 2600 16,972 4 0,400 0,0241 0,086 0215
20 12,346 —6,266 3,040 18,612 6 0,561 0,0332 0,120 0,206
25 13,080 —6,520 3260 19,600 8 0,705 0,0458 0,156 0,221
30 13,420 —6,700 3,360 20,120 10 0,852 00619 0,190 0,222
40 13 124 —6,876 3,124 20,000 12 0982 0,0782 0220 0,224
50 11,814 —6,814 2,500 18,628 14 1,112 0,0970 0,250 0,225 1
60 9858 6,498 1 680 16,356 16 1,205 0,1080 0,274 0,227 1
70 7,494 —5,814 ‘ 0,840 13,308 18 1,264 0,1424 0,289 0,228 [
80 4,960 —4,640 0,160 9,600 20 1,276 — 0,300 0,235
90 2,502 —2,862 —0,180 5,364 22 1,228 — — —
95 1306 — 1,638 —0.166 2,944
100 0 0 0 0
Самолеты с профилем серии В-20%
№ по пор. Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Примечание
119
№ 14 ПРОФИЛЬ СЕРИЯ BS-8% Лаборатория ЦАГИ Труба Т-1
S'max 0,87 Относительная толщина с 0,0705
“Slain 0,008 Относительная вогнутость f 0,01345
ст 0 0 Относительное положение ма- ксимальной ВОГНУТОСТИ Xf 0,30
\ с г /шах 21,4 су max *\и = —- с 10,95
Smax Cjmin 108,8 9,94
( S'7* ) \ С_г /Шах 12,0 шах |/ cxmin 4,67
Положение фокуса. хф -= 0,227
120
www. vokb-la. spb .ru
V =3i) MjceK Re = 621 000 p = 1 am TF = 3,6 Re3 — 1610000 МЭ- Модель'Ке Размер 300 X 1500 1 = 5 № 14 |
Дата продувки Июль 1933 г. Источник: Ф. Г. Гласс, Серия профилей В8
Геометрические характеристики Аэродинамические характеристики
(в % от хорды>
X Ув уи >'ср Л а° СУ Сх cd
0 0 0 0 0 — 3,5 —0,20 0,016 —0,047
I 0,56 —0,32 0,12 0,88 — 2,1 —0,10 0,010 —0,022
2 1 02 - 0,60 0,21 1,62 ) — 0,6 0,00 0,008 0,000 —1
4 1,78 —1,07 0,36 1,85 0,7 0,10 0,008 0,023 0,230
6 2,45 —1,41 0,52 3,86 2,2 0,20 0,010- 0,046 0,230
8 3,00 —1,66 0.67 4,66 3,5 0,30 0,014 0,068 0,226 ।
10 3.46 —1,86 0,80 5,32 48 0,40 0,021 0,092 0,230
15 4,32 —2,22 1,05 6,54 6,2 0,50 0,032 0,(14 0,228
20 4,82 —2,42 1,20 7,24 7,4 0,60 0,045 0,136 0,227
25 5,18 —2,56 1,31 7,74 8,8 0,70 0,067 0,160 0,230
30 5,32 —2,63 1,345 7,95 10,5 0.80 0,110 0.200 0,250
40 5,18 —2,68 1,25 7,86 12 0,85 0,160 0,260 0,305
50 4,64 —2,63 1,01 7,27 14 0,87 0.210 0,280 0,322 ।
60 3,80 —2,47 0,67 6,27 16 0,86 0,240 0,290 0.337
70 2,86 —2,17 0,35 5,03 18 0,83 0,280 0,295 0355 j
80 1,83 —1,69 0,07 3,52 20 0,82 0,300 0,297 0,362 |
90 0,865 -0,975 —0,055 1.84 22 080 0,340 0300 0,375
95 0,41 -0,535 —0,062 0,945 24 0,78 0,390 0,310 0,397
100 0 0 0 0 26 0,76 0.410 — —
28 0,75 0,420 — —
Самолеты с профилем серии BS-8%
№ по пор* Название самолета 3 Страна Год вы пуска Тип конструкции Назначение Примечание
19t
№ 15 профиль СЕРИЯ BS 10% Лабора ория ЦАГИ Труба Т-1
СУ max 0,88
с-^тш 0,009
0 0
\ Cjr /шах 21,4
fy max min отл
/ г "/• \ 1 У ) \ Ct / max 17,6
Относительная толщина с 0,0994
Относительная вогнутость / 0,0168
Относительное положение ма- ксимальной вогнутости X/ 0,3
^угоах КУ- ~ - ♦ с 886
Кх^—^— cxmia П.05
^су max Я, ^-ггшп 4,53
Положение фокуса, х^ = 0,225
122
www vokb-la. spb .ru
V =30 м!сек Re = 621 000 р - 1 ат ТЕ = 2.6 /?е, = 1610000 МЭ Модель № Размер'ЗОО х 1500 Х = 5 № 15
Дата продувки Июль 1933 г Источник- Ф- г- Гласс, Серия профилей BS
Геометрические характеристики Аэродинамические характеристики
(в % от хорды)
X УВ Ух Уср Л «V СУ V %
О 0 0 0 0 —3,4 —0,20 0,017 —0,050 —
1 0,70 —0,404 0,15 0,104 —2 —0,10 0,012 —0,026 —
2 1,27 —0,754 0,26 2,024 —0,8 0,00 0,0095 0,000 —
4 2,22 —1,335 0,44 3,555 1 010 0,009 0.021 0,210
6 3,06 —1.76 0,65 4,82 2,2 0,20 0,010 0043 0,215
8 3,76 —2,08 0.84 5,84 3,7 0,30 0,014 0,065 0,216
10 4,33 —2,33 1,00 6,66 5 0,40 0,020 0,090 0,225
15 5,40 —2 77 1,32 8,17 63 0 50 0 029 0,111 0,222
20 6,03 —3,03 1,50 9,06 Ifi 0,60 0,040 0,133 0,221
25 6,48 —3,20 1,64 9,68 9 0,70 0,056 0,155 0,221
30 6,65 —3,29 168 9,94 10,5 0,80 0 085 0180 0.225
40 6,47 —3,35 1,56 9,82 12 0,86 0,120 0,200 0,232
50 5,80 —3,29 1,26 9,09 14 0,88 0170 0,245 0,278
60 4,75 —3.09 0,83 7,84 16 0,875 0,220 0,280 0.320
70 3,57 —2,71 0,43 6,28 18 0,85 0,280 0,290 0,341
80 2,29 —2,11 0,09 4,40 20 0,82 0,300 0,290 0,353
90 1,08 —1.22 —0,08 2.30 22 0,785
95 0,51 —0,67 —0,08 1.18 24 0,76
too 0 0 0 0 26 0,74 -
Самолеты с профилем серки BS-1O%
№ по Пор. Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Примечание
1 Сталь-11 СССР 1935 Моноплан Пассажир- ский На конце крыла
123
№ 16 профиль СЕРИЯ BS-12% Лаборатория ЦАГИ Труба Т-1
су шах 0,91 Относительная толщина с 0,1192
mln 0,000 Относительная вогнутость / 0,0201
ст о 0 Относительное положение мак сималыюй вогнутости X/ 030
р1) \ сх /шах 20,7 „ сушат Ку -с 7,57
S' щах сх mln 101,0 . Кл^ —— и 13,25
(£) 1 сх /шах 12,2 V су шах 3 F c-r mln 4,58
Положение фокуса: х^ ~ 0,223
чтлпг vokb-la. spb.
V , = 30 м/сек Re = 621 000 р = 1 ат TF =2.6 Re3 =1610000 МЭ Модель № Размер ЗбО X 1500 1=5 № 16
1 Дата продувки Июль 1933 г Источник Ф Г. Гласс, Серни профилей BS
Геометрические характеристики
(в % от хорды)
Аэродинамические характеристики
X Уи ^ср fl 1 - 1 '' Сд.
0 0 О О 0 1—38 —0,20 0,016 —0,043 —
1 0,84 —0,485 0,178 1,325 -2,4 —010 0,0115 —0,020 —
2 1.52 -0,905 0,308 2,425 |—1 0,00 0,0095 0.000 —
4 2,66 —1,60 0,530 4,26 0,5 010 0,009 0,0215 0,215
6 3.67 —2,11 0780 5,78 2 о,2о 0,010 0,044 0 220
8 4,51 -2,50 1,010 7,01 3,2 0,30 0,0145 0.067 0,223
10 5,20 —2,80 350 8,00 4,5 0,40 0,021 0,090 0.225
15 6 46 —3,32 1,570 9,78 5,9 0,50 0.029 0,112 0,224
20 7,23 —3,64 1 800 10,87 7,2 0,60 0,040 0.135 0,225
25 7,76 3,84 1,960 11,60 8,6 0,70 0,055 0,154 0 220
30 7,97 —3,95 2,010 11,92 10 1 0,80 0.073 0.180 0,225
40 7,75 —4.02 1,870 11.77 12 0,89 0,110 0,197 0,221
50 6,95 —3,95 1,500 10.90 14 0,91 0,130 0,250 0,274
60 5,70 —3,71 1,000 9,41 16 0 90 0,160 0,260 0.289
70 4,28 —3,25 0970 7,53 18 0 87 ОД 0 0,280 0.322
80 2,74 —2.53 ОНО 5,27 20 083 0,340 0,290 0350
90 1,30 —1.46 —0 080 2,76 22 079 — — —
95 0,61 —0.805 —0 097 1,415 24 076 — -”
100 0 0 0 0
Самолеты с профилем серин BS-12%
№ по пор. Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Примечание
125
ПРОФИЛЬ Лаборатория
№ 17 СЕРИЯ BS-14% ЦАГИ Труба Т-1
с>тах 0,01
0,010
0
(*) \ 7 max 20
Г_УП1ЯХ С-ЧП1И 91
/ «ЛА 1 У > \ сл /шах 12,55
Относительная толщина с 0,139
Относительная вогнутость у 0,0235
Относительное положение ма- ксимальной вогнутости Xf 0,30
„ СУ шах 6,55
схша 13,9
Р^утпах — У с* mln 4,43
Положение фокуса; хф = 0,22
126
jwtstt vokb-la spb.
V 30 Mjctu Re = 621 000 р = 1 ат TF = 2,6 Вея = 1 610 000 мэ- Модель № Размер 30(! х 1500 1-5 № 17
Дата продувки Июль 1933 г. Источник. Ф. Г. Гласс, Серия профилей BS
Аэродинамические характеристики
Геометрические характеристики
(в % от хорды)
X Ув Ун Ус Л я’ се стЛ са
0 0 0 0 0 — 4 —0,20 0017 -0043 —
1 0,88 —0565 0,158 1,445 2,5 -0,10 0,013 -0,022 —
2 1,78 —1,05 0Д7 2,83 —1,2 0,00 0,0105 0000
4 3,11 — 1,87 0,62 4,98 0,3 0.10 0,010 0,022 0220
6 4,29 —2,46 0,92 6,75 1,8 0,20 0,0115 0,044 0,220
8 5,26 —2,91 1,18 8,17 ] 3,2 0,30 0,015 0,068 0,227
10 6,05 —3,26 1,40 9,31 4,5 040 0,021 0,090 0,225
15 7,55 —3,88 1,84 11,43 6 0,50 0,030 0,112 0,224
20 8,45 4,22 2,12 12,67 7,3 обо 0.040 0132 0,220
25 9,06 —4,48 2,29 13.54 9 0,70 0,054 0,152 0,217
30 9 30 —4,60 2,35 13,90 10,5 0.80 0.075 0,172 0,215
40 9,05 --4,69 2,18 13,74 12 0,86 0,090 0 185 0,215
50 8,12 —4,60 1,76 12,72 14 0,90 0.110 0205 0,228
60 6,65 —4,32 1,17 10,97 16 091 0,130 0 240 0.264
70 5,00 —3,80 0,60 8,80 18 0,89 0,240 0,265 0,298
80 ЗД1 -2,96 0,13 6,17 20 0,86 0,290 0 275 0,320
90 151 —1,71 —0.10 3,22 22 0,80 — 0,285 0,356
95 0,71 -0,94 —0,115 1,65 24 0,77 — 0,288 0,374
100 0 0 0 0 26 0,73 — одао 0,396
28 0,72 — — —
Самолеты с профилем серии BS-14%
№ по пор. Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Примечание
1
127
№ 18 профиль СЕРИЯ BS-16% Лаборатория ЦАГИ Труба Т-1
£>тах 0,885
£-*П)1П 0,0102
f*no 0,004
\ сх /тах 20,1
fymax 86,7
fe) \ /шах 13,0
Относительная толщина с 0,1592
Относительная вогнутость / 0,0269
Относительное положение ма- ксимальной вогнутости X/ „ сушах 0,30 5,56
к,--*- £ХЩ1П 15,6
су щах 3 — F схщ1п 4,33
Положение фокуса = 0,217
128
V =30 MjctK Re =621000 р -= 1 ат ТЕ =2,6 Rea = 1 610000 мэ- Модель № Размер 300 X 1500 1 = 5 u'ivu/ лчлда Jft 18
Дата продувки Июль 1933 г Источник Ф Г. Гласс, Серия профилей BS
Геометрические характеристики
(в % от хорды}
Аэродинамические характеристики
X ув >к Уср h СУ стА cd
0 0 0 0 0 —45 -020 0.018 —0,040 —
1 1 12 — 0,65 0,235 17,66 —3 -0,10 0,013 -0,018 —
2 2,03 — 1,21 0,41 3,24 —1,5 000 0.0106 0,004 —
4 3,55 — 2,13 0,71 568 0 0,10 0,0102 0.025 0.250
6 4,90 — 2,82 1,04 7,72 1,5 020 0012 0,049 0,245
8 6,02 — 3,33 1,35 9,35 3 0,30 0,015 0,073 0243
10 6,92 — 3,72 1,60 1064 4,3 0,40 0,020 0,095 0,237
15 8,65 — 4,43 2,11 13,08 5,8 050 0,027 0,115 0230
20 9,65 — 4,85 2,40 1450 7,4 0,60 0.039 0,133 0 221
25 10,40 — 5,12 2,64 15,52 94 0,70 0056 0,153 0219
30 10,65 — 5,27 2,69 15,92 12,5 0,80 0,095 0,178 0223
40 10,40 — 536 2,52 15,76 14 0,83 0,120 0,186 0,224
50 930 — 5,27 2,02 14,57 16 0,87 0,140 0,200 0 230
60 7,60 — 4,95 1,33 12,55 18 0,885 0160 0,235 0,270
70 5,72 — 4,34 0,68 10,06 20 0,885 0,200 0,260 0,294
80 3,66 — 3,38 0,14 7,04 22 0,865 0,260 0,270 0312
90 1,73 — 1,95 -0,11 3,68 24 082 — 0,276 0,336
95 0,916 — 1,07 =0,077 1,986 26 0,76 — 0288 0,380
100 0 0 0 0 28 0,73 — 0,291 0399
Само еты с профилем серии BS-16%.
№ по пор. Название самолета Страна Год ВЫ’ пуска Тип конструкции Назначение Примечание
Кравец—440—в
129
L ПРОФИЛЬ Лаборатория
№ 19 СЕРИЯ BS-18% ЦАГИ Труба Т-1
а га ги за w a ее ?а ga se tee
0,87
кии 0,0115
0 0,005
р) \ /шзт 20
Sr mm 75,7
и 14 JS »L 3Л j*2-t 13,05
Относительная толщина с 0,179
Относительная вогнутость / 0,0303
Относительное положение мак- симальной вогнутости X/ 030
г, S' —~~ 4,86
15,55 |
Глщп 1 1 4,12 ।
Лотожеме фокуса хф = 0,208
130
wwiv vokb-la.spb.ru
V “30 м/сек Re = 621 000 р = 1 дт TF -2.6 /?еэ - I 610000 МЭ Модель № Размер ЗЙО х 1500 1 = 5 № 19
Дата продувки Июль 1933 г. Источник Ф Г. Гласс, Серия профилей BS
Аэродинамические характеристики
Геометрические характеристики
(в % от хорды)
X Зв Ун Jxp- h а” ^пгД
0 0 0 0 0 —4,9 -0,20 0,018 -0 035 —
1 1,26 —0,727 0267 1,987 -33 —0,10 0,0135 —0,015 --
2 2,29 —1,36 0,47 3,65 -13 ооо 0,012 0,005 —
4 4,00 —2,40 0,80 6,40 —0,2 0,10 0,0115 0,025 0,250
6 5,51 —3,17 1,17 8,68 1.2 020 0,01-3 0,048 0,240
8 6,76 —3,75 1,51 1051 2,6 0,30 0,016 0,072 0,240
10 7,80 —4,20 1,80 1200 4 0,40 0,020 0.095 0,237
15 9,72 —4,98 2,37 14,70 5,3 050 0,027 0,П5 0,230
20 10,85 —5,40 2.73 16,25 7 0,60 0,039 0134 0,223
25 11,68 —576 2,96 17,44 9.8 0,70 0,068 0,157 0,224
30 11,98 —5,92 3,03 1790 12 0.75 0 100 0.170 0,227
40 11,65 -6,03 2,81 17,68 14,5 0,80 0,128 0,185 0,231
50 10,45 —5,92 22? 1637 16 0,83 0150 0,192 0231
60 8,55 —5,66 1,45 1421 18 0,86 0170 0,212 0,247
70 6,43 —4,88 0,78 11,31 20 0,87 0,210 0,230 0,264 I
80 4,12 -3,80 0,16 7,92 22 0,86 0,270 0,260 0,302
90 1,94 —2,20 —0,13 4,14 24 0,84 — 0,273 0325
95 ;о,92 -1,21 —0,145 2,13 26 079 — 0,278 0351
100 0 0 0 0 28 0,74 — 0,279 0,376 '
Самолеты с профилем серии BS-18%
м по пор- Название самолета ,Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Примечание
-
131
№ 2» ПРОФИЛЬ СЕРИЯ BS-20% Лаборатория ЦАГИ Труба Т-1
» 10 20 JO W SO 60 70 80 SO W
{/ЛИХ 1 0,86 । Относительная толщина с 0,1988
сх mm 00125 Относительная вогнутость / 0336 озо 432
cm<j 0,01 Относительное положение ма кснмальной вогнутости х/
\ С^/тах «8,2 С
5* max fxlBln £3,7 к,- —Е— ‘л ПН:. 15,9
( \ Ox /max «2,2 3/ ^Щ,п 3,99
Положение фокуса x# =0,208
wwtt. vokb-la. spb.
V - - 30 м/сек Re = 621 000 р «1 ат TF = 2,6 Re3 = 1 610 000 мэ Модель № Размер 300 х 1500 Х = 5 № 20
Дата продувки Июль 1933 г Источник Ф Г Г л асе, Серия профилей BS
Геометрические характеристики
(в % от хорды)
Аэродинамические характеристики
X J's Ун У ср Л 1- i £ v сс 1 Cd
0 0 ° 0 0 —4.2 —0,20 0,020 -о.озо —
1 1,40 —0,808 0,296 2,208 -3,7 —0,10 0,015 _0,011 —
2 2.54 —1,508 0,516 4,048 —2,1 0,00 0,013 0,010 —
4 4,44 —2,67 0,89 7.11 —0,5 0,10 0,0125 0,030 0,300
6 6,12 —3,52 1.30 9,64 1 0,20 0,0145 0,052 0,260
8 7,52 —4,16 1.68 11,68 2,4 0,30 0,0175 0,075 0,250
10 8,66 —4,66 2 00 13,32 3,8 0,40 0,022 0,096 0,240
15 1080 —5,54 2,63 16,34 5 0,50 0,0285 0,115 0,230
20 12,06 -6,06 3,00 18.12 6,9 0.60 0,039 0,132 0,220
25 12,96 —6,40 3,28 19,36 Ю 068 0,070 0,152 0,223
30 13,30 —6,58 3,36 19,88 12 0,70 0,090 0,160 ода
40 12,94 —6,70 3,12 19,64 14 0,72 0 ПО 0,165 0,229
50 11,60 -6,58 251 1818 16 075 0,140 0,173 0,231
60 9,50 —6,18 1,66 15,68 18 080 0,180 0,197 0,246
70 7,14 —5,42 0,86 12,56 20 0,83 0.210 0,210 ода
1 80 4.58 -4,22 0,18 8,80 22 0,86 0,240 0,227 ода
90 2,16 —2,44 -0 14 4,60 24 0,86 0,280 0,242 ода
95 1,02 —1,34 -0,16 2,36 26 0,83 0 310 0,272 0,327
100 0 0 0 0 28 0,78 — 0,275 —
Самолеты с профилем серин BS 20%
№ по пор. Название самолета Страна Год вы пуска Тип конструкции Назначение Примечание
-
133
№ 21 ПРОФИЛЬ СЕРИЯ P-II-10% Лаборатория ЦАГИ Труба Т-1 J
S'шах 1,296
min 0,0118
о 0,032
\СХ /шах 19,1
S'max Irmin НО
(£L 13.0
Относительная толщина с 0,10
Относительная вогнутость / 0,02856
Относительное положение мак- симальной ВОГНУТОСТИ Xf 0,25
& = S'max v *с 12,96
8,5
max д-mln 5,00
134
www vokb-la. sp .ru
V =41 м/сек Re = 850 000 р = 1 ат TF = 2,60 Re3 = 2210000 МЭ МоДель № Размер 300 х 1500 1 = 5 №21
Дата продувки 1/VI— 5/Х 1932 г. Источник- П- П. Красильщиков Серия профилей Р-П. Труды ЦАГИ № 212-
Аэродинамические характеристики
Геометрические характеристики
(в % от хорды)
Л У„ Уи Уср Л o’ s- Гх ГгпЛ cd
0 0 0 0 0 .2 —0010 0.0Н8 0,0290 0
1 1,859 -0,899 0,480 2.758 0 0,120 0.0118 0,0636- 0 530
2 2,687 —1,271 0,708 3,958 2 0252 0,0144 0,0960 0,382
4 3,939 —1608 1,165 5,547 4 0,386 0,0202 0,1294 0.336
6 4.851 —1,775 1,538 6,626 6 0 518 0,0286 0,1638 0,316
8 5.553 —1,878 1.837 6431 8 0650 0.0404 0,1960 0,301
10 6,127 —1,963 2,082 8,090 10 0,780 0,0550 0.2290 0,295
П 7,131 —2.060 2.535 9,191 12 0912 0 0720 0,2630 0289
20 7,665 —2.138 2,768 9.803 14 1 056 0,0916 0.2944 0,278
25 7 854 —2,142 2,856 9,996 16 1,152 0,1126 0,3244 0281
30 7,843 —2,134 2,85 9,977 18 1,254 0,1376 0,3500 0,279
40 7,405 —2,006 2699 9,411 20 1,296 0,1810 0,3660 0,728
50 6,550 —1,772 2,394 8,322 ; 22 1,212 0,2482 __ —
60 5,449 — 1,488 1,980 6,937
70 4,220 —1,162 1,529 5,382
80 2,889 —0,807 1,041 3,696
90 1,474 —0,430 0,522 1 904
90 0,723 —0,219 0,252 0,942
100 0 0 0 0
Самолеты с профилем серии Р-1(-10%
№ по пор. Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Примечание
1 АТ-1 (Моск, авиатех- нику») СССР 1935 Моноплан Пассажир- кий На конце крыла
135
Jft 22 ПРОФИЛЬ СЕРИЯ Р-П-12% Лаборатория ЦАГИ Труба Т-1
с/гвах 1.35
0,0118
0,040
\ С /mat 17,9
f/mat Cjrmin 1145 Г
(Л V* /я» ax 133
Относительная толщина с 0,12
Относительная вогнутость 7" 0,03428
Относительное положение ма- ксимальной ВОГНуГОСТИ Xf 035
V ‘j'ma Ку- - 11,46
кх = —— ^пнп 10,15
1^ С mat у G mta 5,13
|3+
итятя' vokb-la. spb .tu
V =41 м/сек Re = 850 000 р - 1 ат TF = 2,6 Rea = 3210 000 МЭ. Модель № Размер 300 х 1500 1 = 5 №22
Дата продувки l/VI-5 X 1932 г. Источник П П. Красильщиков, Серия профилей P-II. Труды ЦАГИ 212
Геометрические характеристики Аэродинамические характеристики
(в % от хорды}
X Гв Ун Уср h о0 етЛ
0 0 0 0 0
1 2,232 -1,080 0,576 3 312 —4 —0,078 0,0130 0,0198 —
2 3,226 -1,525 0,850 4,751 —2 0,054 0,0118 0,0534 0,990
4 4,728 —1,930 1,399 6,658 0 0190 0,0138 0,0860 0,454
6 5,823 —2,131 1,845 7,953 1 2 0,326 0,0182 0,1210 0,371
8 6,666 —2,254 2,206 8,920 • 4 0,456 0,0260 0,1544 03 8
10 7 355 —2,357 2,499 9,712 * 6 0,592 0,0358 0,1882 0318
15 8,560’ —2,472 3,044 11,032 < 8 i ю 0,726 0,0470 0.2222 0.306
20 9200 —2,532 3334 11.732 0,854 0,0616 0,2560 0399
25 9,427 —2,571 3,428 11998 i 12 0982 0,0781 0,2878 0,293
30 9,414 —2558 3,426 11972 14 1092 0,1000 0,3158 0,290
40 8,888 —2 407 3240 11,295 16 1202 0,1242 — —
50 7,862 —2 127 2,817 9989 18 1ДО2 0,1596 — —
60 6,541 — 1,786 2,377 8.327 20 1350 0,2026 —> —
70 5.065 —1,395 1,835 6 460
80 3,468 —0,969 1,249 4 437
00 1,770 —ОД 17 0,626 2.287
05 0868 —0,263 0302 I 131
100 0 0 0 0
Самолеты с профилем серин P-11-1'2%
№ по пор Название самолета Страна Год ВЫ пуска Тип конструкции Назначение Примечание
-
137
№23 ПРОФИ пь Лаборатория
СЕРИЯ Р-11-14% ЦАГИ Труба Т-1
% шах 1,406 Относительная толщина с 0.14
%Ш1П 0,0124 Относительная вогнутость / 0,04
сто Относительное положение ма- ксимальной вогнутости X/ 026
(-) \Cx/max 17,5 „ су шах 10,14
fpmax С r min 114 5 Кх“~— rr min 11,3
(—) \ сг /шах 12,7 с« шах 3 — |/ \ min 5,18
138
www. vokb-la. spb .ru
V = 41 MjceK ' TF -2,6 Модель №
Re = 850 000 - 2216000 Размер 300 х 1500 №23
р = 1 ат мэ Х = 5
1 Источник: П П Kpacn'|ыцикоа серия профилей P-II
1933 г I Труды ЦАГИ Va 212
Геоне рические характерно ики
(в % от хорды)
Аэродинамические харктери гики
X )'в VH Уср h г« с4
0 0 0 0 0
1 2 604 —1 260 0 672 3,864 —4 —0048 00136 — —
2 3,764 —1,780 0992 5 544 —2 —0,092 0,0124 00730 0,79+
4 5 517 —2.252 1 632 7 769 0 0,232 00150 0.0960 0,414
6 6 794 —2,486 2154 0 280 2 0374 00214 0,1298 0346
8 7 778 —2.630 2,574 10 408 4 0.514 0 0300 0,1620 0,315
10 8 582 —2,750 2,916 11 332 6 0.654 00+16 0,194 0,296
15 9 988 -2,885 3.551 12 873 8 0792 0,0556 0,2270 0287
20 10,735 —2,955 3,890 13,790» - 10 0,926 0,0722 0.2580 0,279
25 11,000 —3.000 4,000 14 000 12 1,056 0,0920 0.2884 0,274
30 10985 —2,989 3,998 13974 14 1.178 01132 0,3160 0,268
40 ИЗ,371 -2 809 3,781 13.180 16 1,294 0,1378 03530 0,265
50 9,174 -2,482 3,346 12656 18 1.394 0.1678 03684 0264
60 7.632 —2,084 2 774 9726 20 1,406 02064 0,3906 0,277
70 5 910 —1628 2 141 7,538 22 1,330 0,2602 03790 0284
80 4.047 —1,131 1458 5178 23 1,282 0,2944 — —
90 2 065 -0.603 0.731 2668
95 1,013 0,307 0,353 1,320
too 0 0 0 0
Самолеты с профилем серии Р-11-14%
№ по пор. Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Примечание
1 Г-10 СССР 1934 Моноплан Спортивный
2 Г-20 » 1935 Триниро- вочный
3 Омега (Харьков} Л 1933 Спортивный
4 ХАИ-1 > 1933 ♦ Пассажир- ский
139
№23 ПРОФИЛЬ СЕРИЯ Р-П-14% Лаборатория ЦАГИ Труба Т-1
I
1406 Относительная толщина с 0,14
£*rain 0,0124 Относительная вогнутость / 004
о ff' Относительное положение ма- ксимальной ВОГНУТОСТИ Ху 0,25
И V* /шах 17,5 „ су max Ку ~с 10,14
fymax Сгшш 114,5 Кх — СГ Ш1П 113
(-1 \ /max 12,7 шах 3 /а- у *4 mm 5,18
ww vokb-la. spb.
V = 41 я сек Re = 850 000 р И ага TF Re3 МЭ '=2,6 = 22Ю000 Модель № Размер 300 х 1500 1-5 №23 1
Дата продувки 1/VI —5/Х 1933 г. Источник: П Л Красильщиков, серия профилей Р-П Труды ЦАГИ № 212
Аэродинамические харктернстикн
Геометрические характеристики
(в % от хорды)
X у. % Уср л %
0 0 0 0 11 о !i
1 2 604 -1 260 0672 3 864 1 -4 —0.048 0-0136 •"—' —
2 3,764 — 1 780 С 992 5,544 —2 —0.092 0,0124 0,0730 0,794
4 5,517 —2252 1,632 7,769 0 0,232 0,0150 00960 0414
6 6,794 —2,486 2,154 9,280 2 0,374 0,0214 01298 0346
8 7,778 —2 630 2,574 10,408 4 0,514 0,0300 0,1620 0 315
10 8,582 —2,750 2,916 11332 6 0,654 0,0416 0,194 02°6
15 9.988 -2 885 3,551 12,873 8 0792 0,0556 0,2270 0287
20 10,735 - 2,955 3,890 13 790» 10 0 926 0,0722 0 2580 0,279
25 11,000 —3000 4,000 14,000 12 1056 00920 0,2884 0 274
30 10,985 —2 989 3,998 13,974 14 1,178 0,1132 03160 0268
40 143,371 - 2809 3,781 13,180 16 1294 0.1378 03530 0 265
50 9,174 —2,482 3346 12 656 18 1,394 0,1678 03684 0,264
60 7 632 —2084 2,774 9726 20 1.406 0 2064 0,3906 0277
70 5,910 —1,628 2 141 7,538 22 1,330 02602 03790 0284
80 4,047 — 1,131 1 458 5178 23 1,282 0,2944 — —
90 2 065 —0,603 0,731 2668 *
95 1013 —0307 0,353 1,320
100 0 0 0 0
Самолеты с профилем серии Р-11-14%
№ по пор. Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение^ Примечание
1 Г-10 СССР 1934 Моноп гаи Спортивный
2 Г-20 й- 1935 ф Триниро- вочный
3 "Омега (Харьков) » 1933 » Спортивный
4 ХАИ-1 » 1933 Пасса жир- скнй
139
№ 24 1 ПРОФИЛЬ СЕРИЯ Р-1!-1в% Лаборатория ЦАГИ Труба Т-1
сушах 1,47 1 Относительная тотщина с~ 0,16 _
mln 0,0152 Относительная вогнутость / 0,04
£mo 0,046 Относительное положение мак- симальной вогнутости ~Х/ 0,25
\ Сх /так 16,4 i, fу тали 9.2
S'так с* mln 105,00 Xr»f—- 1Хй11П 11,4
(?L 12Д Су шах 3 f У Сх ВД1П 5,05
140
• V =41 MjctK Re =850000 р --1 ат TF -2,6 Re. -= 2210000 МЭ Модель Ас Размер 300 х 1500 X = 5 WWT?" №24 okb-la.spb.ni
Дата продувки I/VJ—5(Х 1932 г Источник-П- П Красильщиков, Серия профилей Р-Н. Труды ЦАГИ № 312
Геометрические характеристики Аэродинамические характеристики
(в % от хорды)
V'
Ун Усу Л X ч сх | стА cd
1 * * >'
0 0 0 0 0 1 —4 *0,058 0,0140 0,0320 —
1 2880 —1,536 0,672 4,416 —2 *-0074 0,01410 0,0646 0376
2 4,160 —2176 0 992 6336 0 0,210 0,0182 00964 0460
4 6064 —2806 1629 8,870’ 2 0,344 0,0210 0,1290 0374
6 7456 —3,148 2,154 10604 4 0,478 00292 0,1620 0339
8 8521 —3,373 2.574 11,894 1 6 0,612 0,0400. 0,1860 0320
10 9,392 —3560 2,916 12952 8 0,748 0 0528 02300 0.307
15 10909 —3,805 3 552 14 714 10 0,882 00684 01654 озоо
20 11712 —3 932 3,890 15644 7г 1,016 0,0866 озооо 0295
“ 25 12,000 —4000 4000 16000 14 1,142 01082 03336 0392
30 11,984 —3,988 3,998 15,972 16 1 254 0,1314 03646 0389
40 11,312 -3,750 3,781 15062 д8 1,4378 0J562 03958 0377
50 10,007 —3,316 3348 13323 20 1,466 01860 0 4224 0388
60 8,326 —2,778 2774 11 104 22 1,460 03260 0.4300 0394
7оП 6,448 —2.166 2,141 8,614 23 1.396 03610 —
80 4.4J6 —1,500 1458 5,916
90 2,256 —0794 0,731 3050
9в 1,127 —0.403 0362 1,630
100 ° 0 ° 0 -
Самолеты с профилем серии Р-П-12%
№ по пор. Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Примечание
1 АТ-1 СССР 1935 Моноплан Пассажир- ский У корня крыла
141
№ 25 ПРОФИЛЬ СЕРИЯ Р-11-18% Лаборатория - ЦАГИ Труба Т-1
1 „ Относительная толщина с o,i8j
Относительная вогнутость / 0,04
Относительное положение ма- ксимальной ВОГНУТОСТИ Ху 0,25
„ сутах Ку--е- 8,2
кг =—— mSn 13^5
Су тал У СхПНп 5,10
www.t? okb-la.spb.ru
№25
V =41 м)сек\ TF =2,6
Ре = 850 000 | ₽еэ = 2210000
Р - 1 ат МЭ
Модель -Х“
Размер 300 х 1500
1=5
Дата продувки
1/VI -5 XI
1932 г.
Источник П П. Красильщиков, Серия профилей Р-11,
труды ЦАГИ № 213 1
__— ----------------------_-------------J
Геометрические характеристики Аэродинамические характеристика
(в % от хорды)
1 X 1 ' Уср h с fx СЛ1Л cd
1 0 0 0 0 0 —4 0042 0,0136 0,0318
1 3,156 — 1,812 0672 4968 -2 —0,088 0,0140 0 0646 0,734
2 4,556 —2.572 0,992 7,128 0 0,220 0 0164 0,0974 0,444
4 6,619 —3,361 1,629 . 9,980 2 0350 0,0220 0,1284 0367
6 8,119 —3,811 2,154 11 930 4 0,486 0,0296 0,1620 0333
8 9,265 —4,117 2,574 13382 6 0620 0,0400 0,1940 0 313
Ю 10 202 —4,370 2916 14,572 8 0,752 0,0522 02276 0 303
15 И 828 —4,724 3,552 16,552 10 0,886 0,0680 0,2600 0 293
20 12,690 —4,910 3,890 17,600 12 0,014 0,0858 02906 0,287
25 13,000 —5,000 4.000 18.000 14 1,136 0,1048 0,3204 0,283
30 12,982 —4,986 3,998 17,968 16 1,256 0,1266 03504 0,279
40 12,254 —4,692 3,781 17,946 18 1372 0,1522 03800 0277
50 10,839 —4 147 3,346 15,086 20 1466 0,1834 0.4460 0304
[ 60 9,020 —3.472 2,774 12.492 22 1454 0.2204 0,4080 —
! 70 6,981 —2705 2 138 9,686 24 1,360 02634 04064 —
। 80 4 786 —1,870 2.916 6.656 25 1326 .0,2870 — —
90 2,446 —0,984 0,731 3,430
95 1,222 —0498 0.367 1720
1 100 0 0 0 0 1
Самолеты с профилем серии Р-11-18%
№ по пор Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Примеча ке
I
I
143
№ 26
профиль
СЕРИЯ Р-Ч-2»%
Лаборатория
ЦАГИ
Труба Т-1
суоах 1,46 0,0154 Относительная толщина с Относительная вогнутость / 0,20 0,04
Сто 0,040 Относительное положение ма- ксимальной вогнутости Xf 0.25
м \ сл /шах сляах Стрип { с!' \ 1 fy 1 \ Ст /лих 15,7 95 11,65 „ ша* с Кг^-С cxmln V cxmin 73 13,0 5,00
144
www vokb-la. spb.
V =41 м/сек Де -850000 р = 1 ат TF = 2,6 Де, - 2210000 МЭ Медаль № Размер 300 X 1500 Г-5 № 26
Дата продувки I/VI—5/X 1932 г. Источник: П. П Красильщиков, Серия профилей Р-П Труды ЦАГИ 212
Аэродинамические характеристики
Г метрические характери тики
(и % от хорды)
: х Ув 1 Гер h а° 9 Сх
0 0 0 0 0 — 4 —0,034 0,0154 о.оззо
1 3,432 — 2,088 0,672 5,520 — 2 — 0,102 0,0156 0,0718 0 702
2 ( 4,952 — 2968 0,992 7,920 0 0,256 00182 0,1024 0,400
4 7.173 — 3,915 1,629 11,088 2 0,372 00244 0,1378 0,370
6' 8,782 — 4,474 2,154 13,556 4 0,508 0,0324 0,1718 0,338
8 10,008 —4,860 2,574 14,868 6 0,642 0,0438 0,2060 0,320
10 11,011 — 5,179 2,916 16,190 8 0,772 0,0576 0,2380 0308
15 , 12,748 — 5,644 3,552 18,392 10 0,906 0,0738 02730 0,300
20 13,668 — 5888 3 890 19.555 12 1.042 0,0928 0,3076 0,296
25 1 14,000 — 6,000 4,000 20,000 14 1,172 0,1144 0,3400 0 290
30 13,980 — 5,984 3,998 19,964 16 1,288 0,1396 0,3700 0,287
40 13,195 — 5,633 3,781 18,828 18 1.386 0,1674 0.3980 0,276
50, 11,672 — 4980 3,346 16,652 20 1,444 02020 0,4220 0,292
6Q Г 9,714 — 4,166 2,774 13880 22 1,460 03440 0,4200 ода
70 7,525 — 3.243 2,141 10,768 24 1,430 0.2870 0,4484 0,313
80 5,156 — 2,240 1,458 7,396 25 1,396 03064 — —
90 2,637 1,175 0,731 3,812
95 1318 — 0594 0,362 1,912
100 0 0 0 0
Самолеты с профи ем серин Р-П-20%
№ по пор. Название самолета Страна Гоя вы пуска Тип конструкции Назначение Примечание
Кравец-440—tO
146
J* 27 ПРОФИЛЬ СЕРИЯ Р-И-22% Лаборатория ЦАГИ Труба Т1
— — ——— “ ~ — ——
*
1
'j'rast 1,400
mln 0,0162
cm р 0,0426
(*) \ cx/tnax 14,7
су шах с->пЯп 86,8
/ су'У \ J шах П.4
Относительная толщина с 0,22
Относительная^вогнутость ~f ^Гадм
Относительное положение ма- ксимальной вогнутости И/ 0.25 ’
у сугплх Ку = —_— с F 639
Кл-— 13,58
l/' дах Р" Сх Ш щ 4,7
146
ч'4'U' vokb-la spb.
V =41 м/сек Re = 850 000 р =1 ат TF =2,6 Re, = 2 210 000 мэ Модель № Размер 300 х 1500 Х = 5 № 27
Дата продувки 1/VI—5/Х 1932г Источник: П П. Красильщиков, Серия профилей Р-П. Труды ЦАГИ № 212
Геометрические характеристики А родивамические характеристики
(в % от хорды)
* Ув Ув J'cp h Й* СУ Сх I ^лЛ
0 0 0 0 0
0,5 2,56 — 1664 0,450 4,220 — 4 — 0,048 0,0162 0,0318 —
1 3,708 — 2,364 0,672 6,072 — 2 0,084 0,0164 0,0630 0,750
2 5,348 — 3,364 0,992 8,712 0 0,214 0,0196 0,0946 0,442
4 7,727 — 4,469 1,629 12,196 2 0344 0 0246 0,1260 0367
6 9 444 — 5,137 2,153 14,581 4 0,474 0,0322 0,1574 0,332
8 10751 — 5.603 2,574 16354 6 0,606 0,0424 0,1890 0311
10 11,821 — 5,989 2,916 17 810 8 0,734 0,0556 03200 0 300
15 13,668 — 6564 3,552 20 232 10 0,862 0,0703 02320 0,293
20 14,646 — 6,866 3,890 21,512 12 0,986 0,0880 0,2840 0,289
25 15,000 — 7,000 4000 22,000 14 1 108 0,1082 0,3160 0286
30 14,978 — 6,982 3,998 21,960 16 1,214 0,1320 03444 0,282
40 14,136 — 6574 3,781 20,710 18 1304 0,1582 0.3718 0,286
50 12 505 — 5 813 3,316 18318 20 1,372 0,1876 0,3920 0,286
60 10,408 — 4,860 2,774 15268 22 1,406 0,2240 0.4160 0396
70 8,063 — 3,781 2,141 11,814 24 1,384 02638 0,4150 озоо
80 5,526 — 2 610 1,458 8,136 25 1,364 3990 — —
90 2,828 — 1,366 0,731 4194
95 1,414 — 0,690 0362 2,104
100 0 0 0 0
Самолеты с профилем серии Р-11-22%
№ по лор. Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение 1 Примечание
147
№ 28 ПРОФИЛЬ СЕРИЯ Р-Ш Лаборатория ЦАГИ Труба Т-1
с>’шал 1,78 Относительная толщина с 0,155
c-rmin 0,0142 Е Относительная вогнутость / 0,0445
0,037 Относительное положение-Мак- симальной вогнутости Ху 0,225
\ £л- /max 17,5 S’шах Ку'~ т 11,45
£ymax £*tain 125,0 к,-—с- сжт1ц 109
\ C* /max 12,8 ./ с ’ F max fjrmm 5,52
www. vokb-la spb.ru
V —40 м/сек Re -830000 р — 1 ат TF —2,6 Яеэ ='2160000 мэ Модель № Размер 300 х 1500 1=5 № 28
Дата продувки 1932 г Источник: «Самолет» № 1, 2, 1938 г.,№ 5, 1936 г.
Аэродинамические характеристики
Геометрические характеристики
(в % от хорды)
X Ув уи h а° 9 G С17)А
0 0 0 0 0 — 4 0,04 0,0142 0,045
(1,5 2,30 — 1,06 062 336 0 0,30 0 018 0,109 0363
1 330 ' — 1,45 0,93 4,75 4 056 0,032 0,172 0,308
2 484 — 1,95 1,45 6,79 8 0.84 0,059 0,240 0,285
3 6,00 — 2,23 1,89 8,23 12 1,08 0,090 0,298 0,275
5 7,75 — 263 2,56 10,18 16 1 34 0,136 0,360 0,269
7 9,05 — 2,90 3,08 11,95 20 1,58 0,190 0 417 0,264
10 10,40 -3.12 3,64 13,52 24 1,78 0,250 0,467 0,262
15 1170 -3,25 423 14 95
20 12,18 —3,31 4,44 15,49
.25 12,18 — 3,32 4,43 1550
30 11,92 -3.26 4,33 15,18
40 10,90 -3,08 3,91 13.98
50 9,40 — 2,74 3,33 12,14
60 7,60 -230 2.65 9,90
70 5,70 -1.80 1,95 750
80 3.80 — 1,22 ; ‘ ВДтТ?" 5,02
90 190 — 0,61 0,65 2,51
100 0 ° 1 0 0
л
Самолеты с профилем серии Р-I II
№ по пор. Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Примечание
1 Г-22 (Грисов кий) СССР 1936 1937 Мон п тан Трениро- вочный
2 Планеры XII слета СССР
Ст тинец 5, РВ-1,
Рот-Фроит 6, КАИ-3,
Ш 10, Стахановец,
ГГ 1, КИМ 2
148
'№ 29 ПРОФИЛЬ СЕРИЯ D-2-10% Лаборатория ЦАГИ Труба Т-1
^утах 1.25 Относительная толщина с 0,10
Cxmln 0,009 Относительная вогнутость / 0,029
слн 0 Относительное положение ма- ксимальной вогнутости X/ 0.25
И Я S й 4 1 213 Jymax 12,5
*утах * Ш1П 139 ж min 11.1
-Я \ /тах 14,1 fjniax ч V гхгаш 5.38
150
V =50 т/сек Re - 1000000 р — 1 ат TF =2,6 7?е„ = 26000ЙО МЭ Модель № Размер'300 х 1500 Х = 5 № 29
Дата продувки 24/XI—31/V 1935 г Источник Е. Е- Солодкин, Серия профилей D-2. < Труды ЦАГИ № 264 |
А роди аиичес не характеристики
Геометрические характеристики
(в % от хорды}
Л Ув Уи Zcp fi я’ СУ С* сягЛ
0 0 0 0 0
1 1,864 — 0394 0,485 2,758 — 2 — 0,056 0,0090 —0,012 —
2 2,764 — 1,194 0,785 3,958 0 0,084 00096 0,019 ода
4 4,040 — 1,508 1,266 4,548 2 0,216 0,0116 0,050 0,231
6 4,965 — 1,662 1,652 6,627 4 0,350 0,0164 0,084 0,240
8 5,690 — 1,741 1,975 7,431 6 0,483 6,0242 0,116 0,240
10 6,275 - 1.813 2,231 8,088 8 0,615 00360 0,150 0244
15 7,270 — 1,922 2,674 9,102 10 0,755 00480 0,184 0,244
20 7,765 —2,008 2,879 9,773 12 0,890 0,0650 0,220 0,247
25 7,905 —2,092 2,907 9,997 14 1,020 0,0840 ода 0,247
30 7,830 — 2,147 2,842 9 977 16 140 0.1070 0,288 0,253
40 7,215 — 2,196 2.509 9411 18 1,250 0,1390 0,320 0,257
50 6,165 — 2,148 2009 8313 20 1,240 0,1900 0340 0,274
60 4,900 - 2036 1,267 6,936 21 1,200 02240 0,360 0300
70 3,490 — 1,892 0,799 5,382
80 2,116 — 1 581 0,268 3,697
' 90 0,864 — 1 060 —0,980 2,924
95 0364 — 0578 — 0107 0,942
IO0 0 О 0 0
Самолеты с профилем серии D-2-10%
№ по ПОра Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Пр мечаиие
-
151
Ле 30 ПРОФИЛЬ СЕРИЯ D-2-12% Лаборатория ЦАГИ Труба Т-1
еушах 1,34
схщ1п 0,0129
сто 0
\ сх /max 1864
*Ид>ах ^xiain 103,0
/ Cf*\ \ е* /max 13,2
Относительная толщина с 0,12
Относительная вогнутость / 0,03487
Относительное положение ма- ксимальной ВОГНУТОСТИ Xf 0.25
„ *ymax 11,16
1 : 1 ' । 0 -1 В 1 9,3
cymax с xia in 4.95
152
iranr vokb-la. spb .ru
V = 50 м/сек Re= 1000000 р -- 1 am TF =2,6 Re, = 2600000 мэ Модель № Размер 300 'х 1500 1 = 5 № 30
Дата продувки 24/XI—31/V 1935 г Источник: Е Е Солодкин Серия профилей D-2 Труды ЦАГИ № 264
Аэродинамические характеристики
Геометрические характеристики
(в % от хорды)
X ув г. У ср ft ! «° СУ Cd
0 0 0 0 0 'У — 0,020 0,0131 — 0,0044 —-
1 2,238 — 1,073 0 5775 3311 0 0,116 0,0129 00284 0,245
2 3,318 — 1,433 0,9425 4,751 2 0,250 0,0154 0,0610 0,2445
4 4,858 — 1,810 1,524 6,668 4 0,388 0,0208 00934 0241
6 5,960 — 1,992 1984 7,952 6 0,524 0,0298 0.1268 0241
8 6 834 — 2 086 2,374 8,920 8 0,664 0,0410 0,1602 0,241
10 7,535 — 2177 2,679 9,712 10 0,802 0 0554 0,1931 0,241
15 8,725 2 306 32095 11,031 12 0 936 0 0724 0,2270 0,242
20 9,320 — 2,412 3,454 11,732 ! 14 1,064 0,0924 0,2620 0246
25 9,486 — 2,512 3,487 11,998 16 1,190 0,1040 0,2960 0,248
30 9,396 — 2,576 3,410 11,972 18 1308 0,1414 02284 0 251
40 8,660 — 2,635 2,0125 11 295 20 1340 0,1814 03532 .02635
50 7,410 — 2,586 2,415 9990 21 1296 0,2200 03584 0,2765
60 5,882 — 2,445 1,7185 8,327 1
70 4,190 — 2270 0,960 6,46 1 t
80 2 540 — 1,897 0,3215 4,437
90 1,015 -1272 — 0,1285 2,287 1
95 0437 — 0,694 — 0 1285 1 131 1
100 0 0 0 0
Самолеты с профилем серии D-2-12%
№ по пор Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Примечание
#
153
№ 31 ПРОФИЛЬ СЕРИЯ D-2-14% Лаборатория ЦАГИ Труба Т-1
Syntax 1,382
cxmin 0,0132
‘«о 0
\ (х /п>ат 17,73
с*оип 104,8
(—) \ сх f raai 12,8
Относительная толщина с 0.14
Относительная вогнутость /" 0,0407
Относительное положение ма- ксимальной ВОГНУТОСТИ Х( 0.25
К = с 9.88
с min 10.6
шах ГСХ ПИВ 4.9S
154
wrr vokb-la. spb.
V — 50 м/сек Re = 1000000 р = 1 ат TF — 2,6 2?еэ = 2600 000 МЭ МоДель № Размер 300 X 1500 > =5 № 31
Источник: E. E. Солодкин, Серия профилей D-2.
24 19 5 г Труды ЦАГИ № 264
Геометрические характеристики Аэродинамические характеристики
(в % от хорды)
X Ув у« Уср h а° 9 сх | гтЛ Q
0 0 0 0 0 —2 0,0072 0,0132 00016 0,229
1 2.612 —1252 0,680 3,864 0 0,145 0,01390 00340 0,234
2 3,872 —1,672 1,100 f 544 2 0,280 0,0174 0.0666 0,238
4 5,657 —2,113 1,772 7,700 4 0,415 0,0234 0,0994 0,240
6 6.955 —2,325 2,315 9,380 6 0,551 0,0324. 0 1326 0,241
8 7,969 —2,439 2,765 10,408 8 0,686 00444 0 1670 0,243
10 8,792 —2,540 3,126 11,332 10 0824 0,0594 0,2000 0 242
15 10,181 —2,692 3,744 12,873 12 0,950 0.0770 0,2350 0245
20 10,875 -2,815 4,030 13690 14 1,095 0,0976 0,2696 0,246
25 11,070 2,930 4,070 14,000 16 1,223 0,1204 0,3040 0,248
30 10,967 —3,007 3,880 13974 18 1,337 0.1474 0,3364 0,252
40 10,103 —3,075 3,514 13,178 20 1,382 0,1840 0,3650 0^64
50 8,648 —3,008 2,820 11 656 21 1,344 02084 0 3740 0.276
60 6,858 2,854 2,002 9,712 22 1,324 0,2360 0,3784 0 286
70 4,889 —2649 1,(20 7,538 23 1 288 0,2660 О.3830 0,297
80 2,964 —2,214 0375 5,178 24 — — —
90 1,184 —1,484 -0,150 2,668
95 0,510 —0,810 —0,150 1,320
100 ГТ 0 0 0
Самолеты с профилем серин D 214%
№ по пор- Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Примечание
155
№ 32 профиль Лаборатория
СЕРИЯ D-2-16% ЦАГИ Труба Т-1
-
max 1,354 Относительная толщина с Относительная вогнутость У 0,16 00407
СХ Ш1П 0,0136
—0,007 Относительное положение ма- ксимальной вогнутости X/ „ шах КУ- 7 0,25 8,46
\ /max 17,11
‘ушах Й П 09,5 кх = — 11,75
/ су,г \ \ /max 12,7 ‘ушат а» V min 4,87
156
www. vokb-la. spb.
V = 50 м!сек Лс = 1 000000 р --1 ат TF = 2,6 /?«8 « 2600000 МЭ ’Модели №' Размер 300 X 1500 1 = 5 № 32
Дата продувки 24/liI—31/V 1935 г. Источник Е Е Солодки н. Серия профилей D-2- Труды ЦАГИ № 264
Аэродинамические характеристики
Геометрические характеристики
(в % от хорды)
X Ув Ун Уср h а” СУ 1 стЛ
0 0 0 0 0 —0.120 0,0136 —0,0422
1 2888 —1,528 0,680 4,416 —2 0,017 0,0134 -0,0078 —
2 4.268 —2,068 1,100 6,336 0 0,153 0,0147 00266 0174
4 6,207 —2,663 1772 8,870 2 0,290 0,0186 0,0610 0,210
6 7,617 —2,987 2,315 10.604 4 0 426 0.0249 0,0948 0,222
8 8,712 —3,182 2,265 11.894 6 0,563 0,0338 0,1294 0,228
10 9.602 —3 350 3,126 12,952 8 0,699 0 0458 0,1640 0,235
15 11,102 —3,612 3,745 14,724 Ю 0,834 0.0610 0,1980 0,237
20 11,852 —3,792 4 030 15,644 12 0,970 00776 0,2324 0,239
25 12,070 —3,930 4,070 16,000 14 1,102 0,0996 0,2662 0,242
30 11,966 —4,006 3,980 15,972 16 1,229 0,1224 0,3002 0,244
40 11 046 —4,016 3,515 15,062 18 1,334 01488 0,3314 0.248
50 9,482 —3,842 2,820 13 324 20 1,354 0,1870 0,3572 0,254
60 7,552 —3,552 2000 11,104 21 1,350 0,2120 0,3640 0,275
70 5,427 —3,187 1,120 8,614 22 1,346 02370 0,3760 0,279
80 3,333 —2583 0375 5,916 23 1,330 02620 0,3780 0284
90 1,375 —1,675 —0,150 3,050
95 0,615 —0,015 —0,150 1,530 *
100 0 0 0 0
Самолеты с профилем серии D-2-16%
№ по пор. Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Примечание
1ST
cy max 1,373
fxmin 0,0148
0
f—) \ «хЛ 2ЙХ 16,4
fxmiE 92,8
)max 12,0
Относительная толщина с 0,18
Относительная вогнутость / 00407
Относительное положение ма- ксимальной вогнутости лу 0,25
^ = _£хт« 7,63
, -.-А min 12,15
V СУ щах с* шт 4,79
158
V 50 м/сек Re — 1000 000 р = 1 ат ТР = 2,6 - /?еэ =2600000 МЭ Модель № Размер 300 X 1500 1 = 5 wrm № 33 kb-la.spb.ru
Дата продувки 24/111-31/V 1935 г. Источник Е. Е Солодки и, Серия профилей D-2. Труды ЦАГИ № 264
Геометрические характеристики Аэродинамические характеристи и
(в % от хорды)
X )'в У'н Уср А а° СУ Сг стА
0 0 0 0 0 —2 0.009 0,0148 0,0006 —
1 3,164] -1.804 0.680 4,968 0 0,142 0.0158 00322 0,227
2 4,664 —2,464 1 100 7,128 2 0,273 0,0188 00640 0,234
4 6,762 —3,218 1,772 9,980 4 0,403 00246 0,0946 0.234
6 8,280 —3 650 2315 11,930 6 0.537 00334 0,1256 0,234
8 9456 —3.926 2,765 13,382 8 0,666 0,0448 0,1572 0,236
10 10,412 —4,160 3.126 14,572 10 0,800 0,0586 0,1996 0,237
15 12 021 —4,531 3,745 16,552 12 0,932 0,0748 0,2228 0 239
20 12830 —4,770 4,030 17,600 14 1,0630 0,0938 0 2544 0,240
25 13.070 —4,930 4070 18,000 16 1,180 0.1158 0,2874 0,243
30 12964' —5,004 3,980 17 968 18 1,290 0,1406 0,3192 0.247
40 11 988 —4,958 3.515 16 946 20 1,373 0,1734 03464 0,252
50 10.313 -4,673 2,820 14,986 21 1,368 0,1842 0,3566 0,261
60 8,246 —4,246 2000 12,492 22 1.360 02162 0,3648 0.268
70 5,963 —3,723 1 120 9,686 23 1,350 0,2374 0,3716 0,275
80 3,685 —2,971 0357 6,256 24 1,338 0,2596 — —
90 1565 —1.866 —0.145 3,421
95 0,710 —1,010 —0,150 1720
100 0 0 0 0
Самолеты с профилем серии [>-2-18 о
№ по пор. Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Примечание
Г 1
159
№ 34 1 1 ПРОФИЛЬ СЕРИЯ D-2 20% Лаборатория ЦАГИ Труба Т-1
- — — - ——
G Ю 20 30 4? 50 ЬО ?0 30 SO 1Ь0
1
г ;0‘ ?2‘
1 У 15°
~г^ '•'Off /
!
-г fl
'1 fa
Г /i °
'1 /
1 (е й > //
'] f1Q оу
1 ’ _ л/ _
1
02
1 /
-®» to* 20‘
-il 6,10 0,20
-ого -0,2 ? цго CiO гт
1
-W
z5L~
с>иа! 1,36
C»mJn 0,0162
с/п« 0
(—) \ сл /та» 15,62
fymai с*тШ 84,0 12,1
ЛуА\ \ с-* f шах
Относительная толщина с 0,2
Относительная вогнутость / 0,0407
Относительное положение ма- ксимальной ВОГНуТОСТи Xf 0,25
tr max 6,81
= —с— cxmtn 12,35
S’max )/ <* пип 4,6
1АЛ
ч'ч'ч- vokb-la. spb tu
V — 50 M!ctK Fe= ЮООООО p = I am TF = 2,6 Re3 = 2600000 МЭ Модель N> Размер 300 х 1500 к = 5 № 34
Дата продувки Источник: E. E. Солодкам, Серия профилей D-2. Труды ЦАГИ № 264
Аэродинамические характеристика
Геометрические характеристика
(в % от хорды)
X Ув 1'в Уср Л а? 9 Сх са
0 0 0 0 0 —1 —0.108 00172 0.0224 —
1 3,440 —2 080 0680 5,520 —2 0,026 0,0162 00090 0346
2 5,060 —2,860 1,100 7,920 0 0,161 00172 0.0406 0,252
4 7,316 —3,772 1,772 11,088 2 0,295 0,0210 00716 0,243
6 8,943 —4313 2315 13356 4 0,427 0,0273 0,1038 0,243
6 10,199 —4,669 2,765 14,868 6 0,560 0,0362 0,1352 0,342
10 11,221 —4,969 3,126 16190 8 0,693 0,0476 0,1664 0 240
15 12,941 —5,451 3,745 18,392 10 0,825 0,0626 0,1984 0,241
20 13,808 —5,748 4030 19,556 12 0,958 0 0796 0.2306 0.241
25 14,070 —5,930 4,070 20,08 14 1 048 0 0990 0.2622 0,242
30 13,962 —6,002 3980 19 964 16 1,200 0,1220 0,2940 0,245
40 12,929 —5,899 3,515 18828 18 1303 0.1490 0,3240 0,248
50 11,145 —5,505 2,820 16,651 20 1,356 0,1824 03508 0,259
60 8,940 —4,940 2000 13,880 21 1360 03022 0,3606 0,265
70 6,504 —4,264 1,120 10,768 22 1354 03258 0,3686 0,272
80 4,055 —3,341 0357 7,396 23 1342 0,2550 0,3604
90 1,756 —2,056 —0,150 3,812 24 — —*
95 0,806 -1,106 —0,150 1,912
| 100 0 0 0 0
Самолеты с профилем серии D-2-20%
№ по пор. Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Примечание
Кравец—440—11
161
Vb* ПРОФИЛЬ Лаборатория
СЕРИЯ ЦАГИ-6-8,3% Труба Т-1
Сугаах 1,038
cxmin 0,0106
crfit> 0 06
\ Сх /щ ! 103
с max ^mln 87,6
\ * /max 13 0
Относительная толщина с 0,0829
Относительная вогнутость / 0,0307
Относительное потоженне ма- ксимальной вогнутости _*у 0,40
S’max Ay sc v-- Z C 12,6
mm 732
V cytnai 3/*—— J r m in 4,57
/
итдтг vokb-la. spb.
V -=483 м/сек Re = 1 005 000 р 1 ат 7F-=2,6 Яеэ -- 2600000 МЭ Модель № 1112 Размер 300 X 1500 Х = 5 № 35
Дата продувки 4/Х 1933 г. Источник. Атлас аэродинамических характеристик. Труды ЦАГИ № 193
Геометрические характеристики Аэродинамические х рактсрнстнкн
(в % от хорды)
X У В Уя Ус» Л <Г СУ с г сзпД
0 0 0 0 0 —2 0.034 0,0106 0,068 —
1,25 1,20 —”0178 0,2) 1,98 0 0,168 0 0122 0,104 0,619
2,5 1,80 —098 0,41 2,78 2 0,294 0,0160 0,138 0,470
5 2,78 —133 0,775 4 01 4 0,428 00222 0,170 0,298
7,5 3,62 —132 1,15 4,94 6 0,562 0,0322 0202 0359
10 4,29 — 1,34 1,475 5,63 8 0,684 0 0454 0,234 0,342
15 5,26 -134 1 96 660 10 0,808 0,0610 0,260 0,322
20 .6,05 —1,28 2,39 7,33 12 0,922 0.0866 0,280 0303
30 7,20 —1,09 3,06 829 14 0,004 0,1220 0,300 0,298
40 7,04 —0,90 3,07 794 16 0,038 0,1682 0,320 0308
50 6,63 —0,60 3,01 7,23 18 0,024 0,2310 0354 0346.
60 5.82 -035 2,74 6,17
70 4,52 —028 2,12 4,80
80 3,04 —0,16 144 3,20
90 1,51 —0,07 0,72 1,58 *
95 0,77 —004 0365 031
100 0 0 0 0
Самолеты с профилем серин ЦАГИ-6-8,3°0
Ns ЛО пор- Название самолета Страна Год вы пуска Тип конструкции Назначение Примечание
—
ie?
i 1 j Nf 36 i i профиль СЕРИЯ ЦАГИ-6-12% Лаборатория ЦАГИ Труба Т-1
су max 1,19 Относительная толщина с 0,12
c-*mln 0,0120 Относительная вогнутость / 0,0328
Cfrt о 0,068 Относительное положение ма- ксимальной вогнутости X/ 0,40
pl) \сх/ max 18.11 „ су шах <И= 7 9,91
Сушах min 99,1 CJC rain 10,0
(\ X сл /max 13,0 Vсу шах 3/ У ct mm 4,79
164
www. vokb-la. spb.
V ™ 48,9 м/сек Re= 1 016000 р = 1 ат TF = 2,6 Re =2 640000 МЭ: Модель Ле 1111 Размер 300 х 1500 X —5 № 36 а
Дата продувки 18/IX 1933 г Источник Аттас аэродинамических характеристик Труды ЦАГИ № 193
Аэродинамике кие характеристики
Геометрические характеристики
(в % от хорды)
X Ув Ун ^ср Л а0 СУ С, fmA
0 О О о о —4 -0,096 0,0136 0,044 —
1,25 1,70 -1,24 0,23 2,94 —2 0,036 0 0120 0,078 —
2,5 2,54 — 1,63 0,455 4,17 0 0,170 0,0136 0,110 0647
5 3,89 —2,11 0,89 6,00 2 0,304 0,0176 0,144 0.474
7,5 4 91 2,40 1,255 7,31 4 0,442 0.0244 0,176 0,398
10 5,76 —2,60 1,58 8,36 6 0,576 0,0336 0,210 0,364
15 6,70 —2,83 1,935 9,53 8 0,704 0,0460 0,242 0,344
20 8,02 —2,88 2,57 10,90 10 0,828 0,0610 0,270 0,327
30 9,08 —2,82 3,13 11,90 12 0,946 0,0780 0,296 0,313
40 9,18 —2,62 328 11,80 14 1,068 00988 0,322 0,302
50 8,67 —2 24 3,215 10,91 16 1,168 0,1230 0,340 0,292
60 7,54 —1,75 2,895 9,29 18 1,190 0,1540 0,342 0,287
70 5,97 —1,32 2,32 7,29 20 1,168 0,2030 0,364 0,312
80 4,20 0,84 1,68 5,04
90 2,18 —0,37 0,94 2,55
95 1.Н —0,14 0,485 1,25
100 0 0 0 О
Самолеты с профилем серии ЦАГИ-6-12%
№ ' по пор. Назначение самолета Страна Год ВЫ пуска Тип конструкции Назначение Примечание
165
№ 37 профиль СЕРИЯ ЦАГИ-6-13% Лаборатория ЦАГИ Труба Т-1
0 to 20 30 40 SO 60- 70 SO SO 100
~1
СУ max 1,09
c-»mm 0,0125
с т о 0,055
\ Cjc J max 19,2
max Cjr min 87,2
( ) \ Cx ! max 15,2
Относительная толщина с 0,13
Относительная вогнутость / 0 0323
Относительное положение ма- ксимальней вогнутости X/ 0,40
„ СУ шах 838
Кх--- - — 104
J‘y max 3y- г min 4,33
166
чтятя' vokb-la. spb.
V = 46,1 м/сек /?е 1 000 000 р = 1 ат TF = 2,6 Re= 2600000 МЭ Модель JV? Размер 300 X 1500 1=5 [№ 37
Дата продувки Источники' 1- Протокол ЭАО ЦАГИ № 9832. 2. Вьпуск № 31 6-й Бригады ЦКБ.
Геометрические характерно ики Аэроди амические характеристики
(в “о ОТ хорды)
X Ув Ул )’ср h а° СУ стЛ са
1 0 0 0 0 0 —6 —0,22 0018 0,000 —
1 1.11 1.74 —084 0,45 2,58 —4 —0,10 0014 0,028 —
’2,22 2,84 -1,50 0,67 4,34 —2 0,04 0,0125 0,060 —
ч 3,33 350 — 1,64 0,83 5,34 0 0,185 0 013 0,090 0,486
s'5,00 4,25 —2,25 1.00 6,50 2 0,36 0019 0,135 0375
£ 6.67 5,04 2,54 1,25 7,58 4 0,48 0 025 0,160 0,333
8,33 5,67 —2,81 1,43 848 6 0,63 0 035 0,200 0,316
; ю 6 23 —3,05 1.59 9,28 8 0,77 0,048 0,220 0,285
51ззо 7,12 —3,32’ 1.90 1044 10 0,90 0065 0,250 0278
’ 16,67 7.90 —3,46 2,22 11,36 12 1,00 0,085 0,275 0 275
Г 20 8,54 **-3,50 2,52 12,04 14 1,05 0,100 0,300 0,285
'130 9,58 *—3,42 3,08 13,00 16 1,09 0,135
(140 9,73 13,27 3.23 13,00 18 1,07 0,180
г 50 9,01 —2,95 3.03 11,96 20 1.03 0,260
60 7,73 2,39 " 2,57 11 12
70 6,07 —1,79 2,14 7,86
80 4.29 —1.17 1,56 5,46
90 221 -0,57 082 2,78
100 0 0 0 0
Самолеты с профилем серии ЦАГИ-6-13%
№ по пор. Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Примечание
1 ЦАГИ-4 1929 Моноплан Грузовой
2 ЦАГИ-7 ъ 1930 £ Почтовый
3 ЦАГИ-9 4 1928 пассажир- с кий
4 ЦАГИ-14 $ 1930 ь »
5 ЦАГИ-25 1931 1» Рекорд даль- ности
167
№ 38 ПРОФИЛЬ СЕРИЯ ЦАГИ-6-16% Лаборатория ЦАГИ Труба Т-1
‘ушах 1,246
cxmln 0,013
о 0.066
X сх / max 17.3
min В6.0
1 - У- ) \ сх / max 12,45
Относительная толщина с 0,1585
Относительная вогнутость / 0,03115
Относительное положение ма- ксимальной вогнутости X/ 0,40
,, еу шах К> ~7~ 7,76
* min 12,3
шах 3/ F rx mln ,72
168
www. vokb-la. spb.
| V = 49,4 м/сек №=1019000 р = 1 ат TF = 2,6 №3 = 2640 000 МЭ: Модель >№ 1110 Размер 300 х 1500 А =5 * № 38
Дата продувки 18/IX 1933 г. Источник: Атлас аэродинамических характеристик. Труды ЦАГИ № 193
Аэродинамические характеристики
Геометрические характеристики
(в % от хорды)
X Ув Ум ^Ср fi 1 “° 1 СУ
0 0 0 0 0 1 —0 072 0,0140 0,048 —.
1,25 2,15 -1,69 0,23 3,84 —2 0,066 0,0130 0,082 —
2.5 325 —2,30 0,475 5,55 О 0,214 0,0152 0.116 0,542
5 488 -3,07 0.905 7,95 2 0,346 0,0200 0.152 0,439
7,5 6,14 —3 61 1,265 9,75 4 0,480 0,0298 0 184 0383
10 720 4,02 1,590 11,22 6 0,614 0,0390 0,218 0,355
15 872 —4,50 2,11 13,22 8 0,746 0,0510 0,252 0,338
20 9,84 —4,71 2,565 14,55 10 0,876 0,0680 0,282 0322
30 10,98 —437 3,055 15,85 12 0,996 0,0866 0.310 0.311
40 11,10 —4.70 3,115 15,80 14 1.100 0,1084 0,334 0,304
50 10,30 —4,17 3,065 14,47 ! 16 1,182 0,1340 0,356 0.301
60 8,96 —3,44 2.76 12,40 18 1.236 0,1650 0,392 0,301
70 7.08 —2,63 2.225 9,71 20 1246 0,2016 0,384 0308
80 4 79 —1,77 1,51 6,56
1 90 2.41 —0,90 0,755 3,31
95 1,17 —0,47 0.30 1.64
100 0 0 0
Самолеты с профилем серии ЦАГИ-6-16%
№ i no nop. Название самолета Стра на Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Примечание
4
|6S
№ 39 профиль СЕРИЯ ЦАГИ-6-19 i Лаборатория ЦАГИ Труба Т-1
‘j'max 1.28 Относительная толщина с 0,19
c*min 0,014 Относительная вогнутость / 0,0324
о 0,056 Относительное положение ма- ксимальной ВОГНУТОСТИ Xf 0.40
И \ Q / шах 16,4 t, су max 6,76
S’max c*mln 91,5 Кт-7“ L•*mп 13,55
1 у 1 \ / max 11,75 max V— г mln 4,72
170
www vokb-la. spb.
V — 37 м/сек Re-=765 000 р 1 ат TF - 2,6 Re3= I 99Э000 МЭ: Модель ftj 103| Размер 300 х 1500 1 = 5 1 № 39 j J I
Дата продувки 6/Х 1932 г. Источник. Атлас аэродинамических характеристик. Труды ЦАГИ № 193
Геометрические характеристики Аэродинамические характеристики
(в % от хорды)
X Ув Ук Уср Л а° Су Cv ГтЛ
0 0 0 0 0 —18 —0812 00960 —0,144 —
1,25 284 —1.91 0,465 4,75 —16 —0.750 0,0736 —0,128 —
2,5 4,08 —2,67 0,705 6,75 — 14 -0656 00566 —0,100 —
5 5,81 -3,73 1,04 954 — 12 0.544 0,0420 —0074 —
7,5 7,21 —4,55 1,33 11,76 -10 -0,428 0,0300 —0 046 —
10 8,32 —5,18 1,57 1340 — 8 —0 304 .00218 —0,018 —
15 10,05 —5,92 2,06 15,97 -6 -0,174 0,0168 —0 014 —
20 >1,30 —629 2,51 17,59 - 4 —0.040 0 0148 0 046 —
30 12,58 —6,42 3,08 19,00 — 2 —0.088 0 0140 0,078 0,885
40 12,73 —6,27 324 19,00 0 0,212 0,0158 0,110 0,518
50 11,77 —5.71 3,04 17,48 2 0336 0,0210 0,142 0,423
I 60 10,07 —4,73 2,66 14,80 4 0 464 0 0284 0,172 0,371
70 7,88 —3.60 2,14 11,48 6 0588 0 0390 0,204 0,346
80 5,55 —2,43 1,56 7,98 8 0,710 0,0514 0 232 0,327
90 285 — 1,21 0,82 4,06 10 0 830 0.0650 0.258 0,311
95 1 46 0,06 0,70 1,52 12 0936 0,0820 0,282 0 301
too 0 0 0 0 14 1,030 0,1024 0,306 0,297
16 1,106 0,1250 0,330 0,298
18 1,174 0,1334 0,354 0.301
20 1,226 0,1860 0,374 0,305
22 1 264 0,2210 0,386 0.305
24 1,276 0,2560 0,390 0,305
26 1,210 0,2880 — —
Самолеты с профилем серии ЦАГИ-6-19%
№ по пор. . Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Примечание
171
№ 40 ПРОФИЛЬ СЕРИЯ ЦАГИ-6-20% Лаборатория ЦАГИ Труба Т-1
су шах 1,252
Cj И1 0,015
• 0,064
И \ еГ/шах 16,1
max сх min 83,5
(<) \ с г /шах 12,0
Относительная толщина с 0,20
Относительная вогнутость / 0,0316
Относительное положение ма- ксимальной вогнутости XJ 0,40
„ СУ max 6,26
Кг mm 13,3
Усу шах V— V с* min 2.79
J 72
wr.vokb-la. spb .ru
V = 48,2 м)сек Ле= 999000 р = 1 ат 7Р=2,6 Re3= 2600000 МЭ- Модель № 1109 Размер 300 х 1500 1 = 5 № 40
Дата продувки 16/IX 1933 г Источник Атлас аэродинамических характеристик Труды ЦАГИ № 193
Геометрические характеристики Аэродинамические характеристики
(в % от хорды)
X >’в VB У ср Л а* Ср Сг
0 0 0 0 0 ~-4 —0,084 0 0160 0,042 —
1.25 2,86 —2,03 0,415 4,89 —2 0,046 0,0150 0,076
2,5 4,12 —2,85 0 635 6,97 0 0,176 0,0170 0,108 0,614
5 6,09 4,10 0,995 10,19 2 0,314 0,0208 0,138 0,440
75 7,62 —4,87 1,375 12 49 4 0,444 0,0276 0,170 0,383
10 8,79 —5,40 1,695 14,19 6 0,574 0,0364 0,200 0,348
15 10.55 -6,20 2,175 16,75 8 0,694 0,0480 0,230 0 331
20 11,73 —6,68 2,52 18,41 10 0,808 0,0630 0,258 0.320
30 13,02 —6,98 3,02 20.06 12 0 924 0,0830 0 288 0,312
40 13,00 —6,67 3,16 19.67 14 1,034 0,1020 0,314 0,303
50 12,01 —5,98 3,01 17,99 16 1 136 0,1240 0,340 0 299
60 10,45 —1,92 276 15,37 18 1,214 , 0,1540 0,362 0298
70 828 —3,86 2 Л 12,14 20 1252 0,1860 0,372 0,296 1
80 5,72 —2,60 1,56 8,32
90 286 —1,30 0,78 4,16
95 1,42 —0,65 0,385 2,07
100 0 0 0 0
Самолеты с профилем серин ЦАГИ-6-20%
№ по пор- Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Примечание
173
j № 41 профиль ЦАГИ-683 (плоская пластинка) Лаборатория ЦАГИ—МАИ Труба НК-1
руслах 0,870 г Относительная толщина с 0,02
fxiuio — Относительная вогнутость f 0
-" Относительное положение ма- ксимальной вогнутости X/ —
(-) \ сх /шах 8,4 v _ S’max 7 —
cj>max сял1а — ^ХПНП —
(<) — су in ах V С г х min —
174
V = 34 м]сек Яе = 350о00 р -1 ат TF = 2,4 ' Яеэ =840000 М3: Модель № 683 Размер 150 х 750 X = 5 — ППА'Ц' и U. № 41 b-la.spb.ru
Дата продувки Апрель 1930 г. Источник: Атлас профилей. Труды ЦАГИ № 99
Геометрические характеристики Аэродинамические характерце гики
(в % от хорды)
X Ув Ги Jcp fi в0 СУ Сс Сц
0 2 0 I 2 2 0,128 0,020
1,25 2 0 1 2 4 0,2696 0,032
2,5 2 0 1 2 6 0,442 0,059
5 2 0 1 2 8 0,608 0,096
7,5 2 0 1 2 10 0,754 0,142
10 2 0 1 2 12 0,812 0,186
15 2 0 1 2 14 0,836 0,226
20 2 0 1 2 16 0,848 0,262
30 2 0 1 2 18 0,856 0,292
40 2 0 1 2 20 0,870 0,336
50 2 0 1 2 22 0,866 0,364
60 2 0 1 2 24 0,862 03Э6
70 2 0 1 2 26 0,853 0,433
80 2 0 1 2
1 90- 2 0 1 2
95 2 0 1 2
100 2 0 1 2
Самолеты с профилем серии ЦАГИ-683
№ по пор- Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Примечание
—
175
№ 42 ПРОФИЛЬ ЦАГИ-731 Лаборатория ЦАГИ—МАИ Труба НК 1
щах 1,10 Относительная толщина с 0,10
Semin । 0,0076 Относительная вогнутость / 00242
Сп« 0,03 Относительное положение ма- ксимальной вогнутости Xf 0,30
/ЧЛ \ Сх /max 24,5 144,8 „ су тих КУ т ИО
_ymax Semin. Кх = ~ xmin 13,2
\ €r у max 16,5 су max 8 г V сх min 5,35
176
V = 34 м/сек Re = 357000 р = 1 ат ТР *=2 4 Re, =844000 МЭ f Модель № 731 Размер 1Й0 х 750 1-5 № 42
Дата продувки Апрель 930 г И точных Атлас профилей. Труды ЦАГИ № 90
Геометрические характер** тики Аэродинамические характеристики
(в % от хорды)
X У В Уср Л а3 су сг Cd
0 0, 0 0 — 2 0,006 0t0t)96 0t026 —
1.25 —. — — — 0 0.138 0 0076 0 051 0,391
2,5 2 74 —0,87 0935 3 61 2 0,294 00120 0,090 о.зоб
5 394 —1,23 1 33 522 4 0,458 00191 0126 0.275
7,5 — — — 6 0604 00238 0 15) 0 261
10 5 43 — 1,77 1,855 7,25 . 8 0,740 0,0403 0,190 0 257
15 — — — — 10 0,872 0,0560 0,220 0,252
20 7,00 —2 33 2385 9,33 12 0990 0,0740 0.248 0.251
30 7.45 —2,61 2 42 юов 14 1,072 0,0Э52 0276 0253
40 723 —2 62 2 305 9S5 16 1.100 0,1426 0,300 0273
50 6.52 —2,51 2005 9,03 18 1.016 0 2 400 —’
60 5 52 —2,29 1615 7,81 20 0940 — — —
70 421 —1,93 1,175 t>,21
80 2,90 —1,48 0,71 4,38
50 1,45 —0,91 027 236
95 — —ь —
100 0 0 0 0 »
Самолеты с профилем серии ЦАГИ-731
№ no пор Название самолета / Страна Год вы- пуска | Тип конструкции Назначение Примечание
— (
1 1
1
Ьравец— 4 6 0—1 2
П7
№ 43 ПРОФИЛЬ ЦАГИ 846 Лаборатория ЦАГИ Труба Т-1
Сушах 1,444 Относительная толщина с 0,14 ।
е г mln 0,012 - Относительная вогнутость / 0,0401
0,04 Относительное положение ма- ксимальной ВОГНУТОСТИ X/ 0 30
(—) . \ /max 19,7 ~ cyiaax 10,32
Су Hl3X_ Гг mln 120,5 Kt = -Z- G-mm 11,65
IV. \ **-г /птах 14,6 max У c r mm 4,47
178
www-vokb-la. spb .tu
И =50 м)сек Re - 967 000 р = 1 ат TF = 2,6 Модель ’№ 846 Re3 =2 500000 Размер 280 х 1400 № 43 МЭ 1=5
Дата продувки Источник* В. П. Горский it П. М. Ширма нов. Атлас профилей
Аэродинамические характеристики
Геометрические характеристики
(в от хорды)
X ^Б гн 7’ср h G <d
0 0 0 0 0 _ 4 —0,044 00144 0,031 —
1,25 2,80 —1,40 0,70 4,20 — 2 —0,098 0,0128 0059 0,602
2,5 4,03 — 1,80 1.115 5,83 0 0,236 00140 0,090 0,381
5,0 600 -2,30 1,85 8,30 2 0,370 0,0188 0,131 0,327
7,5 7,40 —2,50 2,45 9,90 1 4 0.516 0,0270 0,154 0,2.8
10 8,50 —2 60 2,85 И,1 6 0,652 0,0360 0,187 0287
20 10,60 —290 3,85 13,5 8 0,792 0,050 0 220 0277
30 11,00 —2 98 4 01 13,98 10 0 928 0 0662 0.252 0 271
40 10,40 —2,80 3,80 13,20 ' 12 1.053 0,856 0,286 0,270
50 9,3 —2 30 3,50 11,60 14 1,194 01090 0,316 0,265
60 7,70 —2,06 2,82 9,76 16 1,310 0,1330 0,345 0.263
70 6,00 —1,60 2,20 7,60 18 1,412 0,1616 0,370 0 261
80 4,20 —1,10 1 55 5,30 20 1432 0,2054 0,393 0-274
£0 2,10 —0,59 0,755 * 2.69
95 1,06 —0307 0,3'6 1.367
100 0 0 0 0
Самолеты с профилем серии ЦАГИ-В46
по пор Название самолета Страна Год вы= пуска Тип конструкции Назначение Примечание
179
Суйах 1,375
Л» min 0,0110
cmo 0,092
\ сх /max 19,6
*/niax 1252
гжп11п
45 i ' и 14 14
I - Относительная толщина с 0,131
Относительная вогнутость / 0,04»
Относительное положение ма ксимальной вогнутости Xf t, fymax КУ~ ~ 0,40 10,5
Kx--S— с min 11.9
cvmu 528 1
180
www-vokb-la. spb .ru
V = 48,9 м/сек ffe = 1010000 р 1 ат TF =2,6 Re3 = 2620000 МЭ Модель № 880 Размер 300 х 1500 Щ 44 1 = 5
Дата продувки Источник В П Горский и П. М Ш и р м а н о в, Атлас профилей j
Геометрические характеристики Аэродинамические характеристики
(в % от хорды>
X Ув vH У ср h 0° СУ С1ЯА са
0 0 0 0 0 — 6 —0008 0,0116 о,о?о —
1,25 — — — - — 3 0198 0,0126 0,136 0,687
2,5 3,4 —2,0 0,95 5,9 0 0.392 0 0202 0,182 0.464
5 5,1 -2.4 185 75 2 0,540 ооаю 0214 0,396
7,5 — — 4 0,672 00338 0,244 0,363
10 7,3 —2,7 2,30 10,0 7 0.862 0,0518 0292 0,338
15 — — 10 1,044 0,0344 0,334 0 320
20 9,7 —2,7 3,50 12,4 13 1.202 0,1140 0,366 0.304
30 10.5 —2,6 395 13,1 16 1,325 0,1490 0,382 0 238
40 10,6 —21 4,25 12,7 18 1,364 0,1786 0.391 0,237
50 9,9 —1,8 4 05 11,7 19 1,372 02036 0394 0,287
60 8,7 -U 3.65 10,1
70 7,7 —1,2 3,25 8,9
80 5 1 —07 2,20 5,8
90 2,5 —0,6 0,95 3,1
95 — — — —
100 0 0 0 о'
Самолеты с профилем серии ЦАГИ-880 (БИЧ-5)
№ по пор. Название самолета Страна Год вы пуска Тип конструкции Назначение Примечание
1 Планер БИЧ-8 СССР
181
№ 45 ПРОФИЛЬ ЦАГИ-890 (БИ 4 7) Лаборатория ЦАГИ Труба Т-1
- - .
с>п1ах 1 19
схппп 0 01
ГП1О 0,015
к сл /шах 20,8
Sах cxmlo 119
й , а 137
Относительная толщина с 0,1267
Относите льная вогнутость У 0,02665
Относительное положение ма- ксима. Ь вогнутости ~Xf 0,30
с if _ 7 Шах т— 9,4
-г min 12,67
су max ^mln 5,07
182
www. vokb-la. spb .m
| v =48,4 м/сек Re — 1000000 р = \ ат TF = 2.6 fies =2600000 мэ- Модель № 890 Размер 300 х 1500 7 = 5 № 45
Дата продувки ! Источник В. П. Горский и П М Ш и р м а н о в, Атлас профилей
Геометриче кие характеристики Аэродинамические характеристики
(а % от хорды)
f ч х Уъ Ун ?'ср h а° СУ «г с тЛ
1 0 0 0 0 — 3 —0,064 0,011 —0 006 —,
1,25 I/O —1.53 0,135 333 — 2 0022 0,0106 0018 0.815
2.5 2,87 —1,87 0,50 4,74 0 0,106 0,0104 0,033 0358
5 4,20 —2,67 0 765 687 2 0,232 0,0124 0 070 0302
7,5 5,20 —ЗЛО 0,75 8,£0 4 0376 00(8 0 1Q2 0,271
10 6.34 —3,33 1.505 967 7 0,578 0 032 0153 0265
15 7,53 —367 1/3 11,20 10 0 753 0050 0,198 0,261
20 833 —3.67 2.33 12 00 13 0,940 0,072 0 246 0 261
30 9.00 —3 67 2,665 12,67 16 1,110 0 102 02S4 0265
40 8,80 —3.67 2.565 12 47 19 1,188 0150 0,326 0274
50 7,66 —367 1,9'5 11 33 20 1.188 0,166 0,352 0 296
6,20 —3.67 1,265 9,87
70 4,8 -367 0,565 8,47
! 80 2.67 -2,67 0,00 5,34
so 1,20 —1.67 -0235 2,87
95 0,53 —0 73 —0,10 1 26
too 0 0 0
Самолеты с профилем серии ЦАГИ-890 (БИЧ 7)
№ ПО лор Назван ie самолета Страна Год ВЫ пуска Тип конструкции Назначение Примечание
— - —— : — — —
183
ПРОФИЛЬ Лаборатория (
м 46 ЦАГИ-893 (БИЧ-6) ЦАГИ 1 Труба Т-1 |
.гт^
—
Л И 2Л ЛЮ 40 58 № да 80 " 30 100
LS СУ cz
- 1 ? 20°
I \ 13е/
-08 PIU/
U,o 4 о У
~Т" 0,6
-10. 24 o'*
I |_ ПЛ 1/
'2'
п/
-2“
-10“ 10 * 20“ а
-4° 0,10 о,го С-Г
-0,20 -0,2 ofy 0,40.
-0t4 1
|. -0,6 -1
1—1
cjniax 1,242
or mfliJ 0,01
< s 0,039
\ cx /max 21,8
j max rain 124,2
/ ry \ CX \ -* f mix 14,14
Относительная толщина с 0,134
Относительная вогнутость / 0,041
Относительное положение ма- ксимальной ВОГНУТОСТИ Xf 0,40
„ су шах 9,27
xmm 13,4
су max сл mln 5.18
184
www. vokb-la spb.
V' = 49 м/еек Ле — 1010000 р — 1 ат TF — 2,6 Re3 = 2 620 000 МЭ Модель № 893 Размер 300 X 1500 * = 5 № 46
Дата продувки Источник В П Горский и П. М Ширманов, Атлас профилей
Ге метрические характеристики Аэродинамические характерис ики
(в % от хорды)
X У« >И у /ср * 1 Q* СУ сг СИ1Л
0 0 0 0 0 —4 -0008 0,0110 0,038 —
1,25 2,17 —1.33 0,42 3 50 ' —2 0,122 00106 0,070 0,574
2,5 3,17 —2,00 0,585 5,17 0 0,254 0,0124 0,100 0,394
5 4,77 —2,87 0,95 7,64 2 0384 0,0176 0,132 0,3395
7.5 5,86 —3 27 1,295 9,13 4 0 512 0,0258 '0,164 03205
10 6,76 —3,33 1,715 10,09 7 0700 0,0416 0,212 0,303
15 8,17 —3,10 2 535 11,27 10 0892 0,0644 ‘ 0256 0,287
20 9,16 —3,00 3.08 12,16 13 1064 0,0936 0,298 0580
30 10,13 —2,80 3,665 1293 16 1202 0,1290 0,335 0279
40 10,80 -2,60 4,10 1340 18 1.242 0,1600 0,350 0,282
50 9,40 —2,33 3.535 11,73 20 1 204 0,1970 0,354 0594
60 8,10 —2,17 2,965 10,27
70 6.23 —2.00 2.115 823
80 4 17 —1.83 1,17 6,00
90 2,10 — 1,17 0,465 327
95 1,17 -0,60 0,285 177
100 ° ° 0 0
Самолеты с профилем ЦАГИ-893 (БИЧ-6)
№ по пор Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Примечание
18J.
ПРОФИЛЬ Лаборатория
№ 47 ЦАГИ
ОСС ЦКБ № 5 Труба Т-1
Мутазе 1,374 Относительная толщина с 0,0995
СЛГО1П 00106 Относительная вогнутость / —
ст о 0,064 1 Относительное положение ма- ксимальной вогнутости Ху —
[Су] 183 „ су mai А» — Л С 13.9
су max лип 131,2 jt min 9,4
(i) \ сх /таг 12,8 V су max V' с г •'л mm 5,13
J 86
www. vokb-la. spb .tu
V — 48,3 м/сек Re = 1000000 р — 1 ат TF = 2,6 Rea =2600000 МЭ : Модель №.876 Размер 300 X 1500 >. = 5 № 47
Дата продувки 13/V 1931 г. Источник Атласа аэродинамических характеристик Труды ЦАГИ № 193
Геометриче кие характеристики Аэродинамические характеристики
(В % от хорды}
X Ув Ун Уср Л cP 9 «г 1 1 Cd
0 2.33 2 33 2,33 0 —6 -0.112 0.0156 1 0038
1,25 460 1.25 2.92 3,35 —4 0.036 0 0120 0.074 —
2.5 5.40 0.89 3,14 4.51 —2 0,170 0 0132 0.106 0,623
5 655 0,46 3.505 6,09 0 С,294 0.0172 0,136 0,462
7.5 7 37 0.24 3,81 7,13 2 0,428 0 0234 0,168 0,392
10 8 05 0,10 4,08 7.95 4 0,566 0,0332 0.202 0.356
15 9.10 0.00 4,55 9.10 6 0694 0 0454 0 234 0.337
20 9.64 о.оо 4,82 964 8 0816 0,0602 0.266 0.326
30 9,95 0,00 4.97 9.95 10 0 942 00772 0.294 0.312
40 9,60 0,00 4,80 960 12 1066 00976 0 324 0,304
50 8,67 0.00 4,33 8,67 14 1.184 0 1202 0.352 0,297
60 7.40 0.00 370 7 40 16 1,294 01448 0 378 0 292
70 6,00 0,00 3.00 6,00 18 1.374 0,1792 0,404 0,294
80 4,34 000 2,17 4 34 20 1.372 0,2282 0.426 0,310
90 2.40 0,00 1,20 2.40
95 1,37 000 0,685 1,37
,100 о.2б ; 0,00 0.13 0-26
Самолеты с профилем ОСС-ЦКБ № 5
№ по пор. Название самолета Страна Год вы- пуска Тип хснструкшт Назначение i Примечание
187
cymax 1,37
fxmm 0,0108
о 0,064
\ Cjt /max 22,4
max cjrmin 126,0
(*L 15,9
Относительная толщина с 0,16
Относительная вогнутость / Относительное положение ма- ксимальной НОГНуТОСТИ ~Xf 0,039 0,30
~ су max 8,55
К, = ГГ* f Gimm 14,8
су шах У сл mia 5,31
188
www vcikb-la.spb.ru
I V = 50 М/сек [ Re =673000 р = 1 ат ТЕ *=2,б 7?е;) = 1 750000 МЭ Модель № 760 Размер life х 1435,2 1 = 7.36 № 48
Дата продувки 9/1 1930 г Источник* 1) Протокол ЗАО ЦАГИ № 2628 2) Атлас профилей 6-й бригады ЦКБ
Геометрические характеристики Аэродинамические характеристики
(в % от хорды)
J X Ул Ун Уср h о“ СУ Сх СтА Са
0 4,10 4.10 4,10 0 —6 —0,12 ООП 0,03 —
1,25 6,61 2.55 4,58 4,05 —4 0,03 0,0108 0 07 *—
2.5 7,85 201 4,93 5,84 а —2 0 17 0,011 0.10 0,585
5 9,70 139 5,545 8 31 0 0,30 0.016 0.13 0.433
7,5 11.20 1,06 6,13 1014 2 0,47 0.021 0,16 0,340
10 12,38 0J9 6,58 11,59 4 0,57 0.028 0 19 0333
15 13.97 0,38 7,175 1359 6 0.73 0.039 0,225 0,308
20 15,13 0,148 7,639 1498 , 8 0.87 0049 0,26 0298
30 16,00 0,00 8,00 16,0 10 1.01 0 061 0,295 0 292
40 1558 0,31 7,945 15,27 12 1 13 0,076 0,32 0,284
50 14,54 0,92 7,73 13,62 14 124 0,093 0,345 0,278
60 13,20 1,69 7 445 11.51 16 1,35 0,120 0,37 0,274
70 11,42 2,51 6,965 8,91 18 1,37 0,155 0 42 0,306
80 9.22 315 6,185 6.07 20 1,30 0,215 042 0 323
90 6,78 363 5,205 3.15 22 1,23 0,245 0,42 0342
95 5,46 3,89 4675 1.57 24 1,19 0292 0,42 0352
100 4,10 4,10 4,10 0 26 1,12 0,330 0,42 0.374
Самолеты с профилем МОС-27
№ по пор Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкций Назначение Примечание
180
№ 49 профиль NACA-0006 ' Лаборатория IMAI. NACA Труба переменной плотноеth
Су шах 0,88 1 Относительная толщина с 0,06
'a min 0,0054 Относительная вогнутость / 0
ст о 0 Относительное положение ма- ксимальной вогнутости X/ —
\<г /шаг 23 су ШЗХ 14,7
fymax СХ Ш1П 163 Я\ = — сх пип 11.1
(—) \ с* / max 15,85 Г V max V4m,O 5,33
Положение фокуса: хф — 0^43; уф = 0,020.
190
wwir. vokb-la. Spb .ru
V = 20,8 м 'сек = 3210000 p 20,8 am TF = 2,64 . Re, =8470000 МЭ A Модель № 744 Размер 121 x 762 1=6 Nt 4»
Дата продувки 4/1 Ю32 г Источник Report NACA № 610
Геометрические характеристики Аэродинамические характеристики
(в % хорды)
X ’* гн Уср h 1 9 Cx cmA
0 0 0 0 0 —2 -0,15 0,007 I — 0.0365 —
1,25 0,95 —0,95 0 1,90 0 ООО 0 0054 0,000 —
2.5 1,31 —1,31 0 2,62 2 015 0,007 0.0365 0.243
5 1.78 —1.78 0 3,56 4 0,32 0,014 0.078 0,243
75 2,10 —2,10 0 4,20 6 0.47 0.021 0114 0,243
10 234 -2-34 0 468 8 0,61 0,038 0.148 0,243
15 2,67 —2.67 0 5,34 10 0,72 [0070 0,190 0264
20 287 —2.87 0 574 12 0.81 0140 0.234 0,293
25 2,97 —2.97 0 5,94 14 0,85 0200 0270 0 322
30 3,00 —3,00 0 6.00 16 0,88 0.250 0.290 0 330
40 2.90 —2.90 0 580 18 0.87 0,295 0 312 0.358
50 2,65 —265 0 530 20 085 0,330 0.325 0.383
60 2.28 -2,28 0 4,56 22 0.835 0 360 0,332 0397
70 1 83 — 1.83 0 3 66 24 0.83 0,396 0.342 0,412
80 1,31 —1,31 0 2,62 26 0,825 — 0 347 0,422
90 0,72 —0.72 0 1,44 28 0 822 — 0,352 0,427
95 0,40 —0,40 0 0,80 30 0,818 — 0 357 0 430
100 0 0 0 0 1 »
Самолеты с профилем N АСА-0006
no nop. Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Примечание
Расп ростране н ныи профиль для хвосто- вых оперений само- летов
-
191
Nt SO профиль Лаборатория LMAL NACA
NACA-0009 Труба переменной
ПЛОТНОСТИ
0 10 го 30 40 50 60 70 00 30 100
I । J, i 1 Т~-
• £v *0 1
У Cj. V ЙГ
1''
1.2
1/Ь 70°
- — 2i 7А 14 о
7Л
!\ о
I /7/7
-—I 10 I
04 \е' у
Ог- 32
-10° 10" 20° □f
—I azo OJO сг
-0.20 — / 12 2е 0.20 040
/7?
пл
I |-й &
1
□
*> max 1,3
cjtmin 0,0064
• 0,00
(—) \ Cjc /max 22^
S' max crmln 203,0
\ c-*r / max 166
Относительная толщина с 0,09
Относительная вогнутость / 0
Относительное положение ма- ксимальной вогнутости X/ —
л. S’™»* ^=— 14 45
— 1 Sr min 14,05
max 5" c ’ c«min 6,13
Положение фокуса = 0,24 Уф = 0 05
192
V = 21,1 м/сек Re = 3140000 । р = 20 2 ат ТЕ = 2 64 Нел = 8290 000 МЭВ0 Модель № 1136 Размер 127 х 762 Х = 6 www.vokb- № 50 а. spb.ru
Дата продувки 315/V 1934 г. Источник Report NACA № 610
Геометрические характеристики Аэродинамические характеристики
(в % от хорды)
X Ув Ун Уср л j 1 а* СУ стл Са
0 0 0 0 0 —6 -0,45 0,020 -0108 —
1,25 1,42 — 142 0 2,84 -4 ’0,30 0,014 -0,072 —
2,5 1,96 —196 0 3,92 —2 -0,16 0,0085 0,031 —
5 2.67 —2,67 0 5,34 0 0,00 0,0064 оооо —
7,5 315 —3,15 0 6,30 2 0,16 0,0085 0,031 0240
10 351 —3,51 0 7,02 4 0,30 0014 0,072 0,240
15 4,01 —4,01 0 8,02 6 0,45 0020 0,108 0,240
20 4,30 —4,30 0 8.60 8 060 0032 0,150 0,240
25 4,46 —4,46 0 8,92 10 0 74 0,042 0,178 0,240
30 4,50 —4,50 0 9,00 12 0,90 0.059 0,216 0240
40 4,35 —4,35 0 8.70 14 1,05 0,077 0252 0,240
50 3,97 —3,97 0 794 16 1,19 0,098 0,285 0,240
60 3,42 —3,42 0 6,84 18 1,30 0,120 0,312 0,240
70 275 —2,75 0 5,50 18 1,17 0,165 0311 0,266
80 1,97 -1,97 0 3,94 20 1,06 0230 0344 0324
90 1.09 —1,09 0 218 22 0,98 0,340 0355 0.362
95 0,60 -060 0 1,20 24 0,91 0 392 0,349 0,383
100 0 0 0 0 28 0,835 — 0 342 0,410
30 0,82 — 0 347 0,423
Самолеты с поофилем NACA-0009 (
№ по пор. Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Примечание
1 Boeing 314 США 1938 Моноплан, лодка Пассажир- ский На конце крыла
2 Breda 28 Италия 1934 Биплан Треш ро- вочний
Кравец—140—13
1»3
Л 51 J ПРОФИЛЬ!"* ' N АСА-0012 Лаборат^ия LMAL —«АСА Труба переменной плотности
| cv rial 1 55
я min 0,0069
ТП D 0.00
\ слл 217
cu max 225
^xmiri
/ 1 v_ \ €jr /max 14,6
Относительная толщика’с 0,12
Относительная вогнутость f 0
Относительное положение ма- ксимальной ВОГНУТОСТИ Ху —
еу шах Лу — - _ с 1295
Кх = —Я— сх min 17,4
су max 1^ гятп1п 6,52
Положение фокуса- = 0,244, уф — 0 030
1<Ч
www. vokb-la spb.
I V = 21 м/сек Ле = 3170 000 р = 20,5 ат TF =2,64 Леэ =8370000 МЭ СО Модель № 1237 Размер 127x762 1 = 6 № 51
Дата продувки 9/1II 1S35 г Источник: Report NACA № 610
Геометрические характеристики Аэродинамические характеристики
(в % от хорты) (пересчитаны ио Ле,)
X Ун Уср ft ав СУ сг Cd
j 0 ! о 0 0 0 — 8 —OJBO 0,033 —0,146 —
135 1,89 —189 0 3,78 — 4 —0,30 0,015 —0,0733
2,5 2,62 —2,62 0 5,24 — 2 —0,15 0,009 —0,0368
5 , 3,5б —3,56 0 7,12 0 0,00 0,007 0 000 —
7,5 4 20 —4,20 0 ело 2 0,15 0.009 0,0368 0,244
10 4,68 —4,68 0 9,36 4 0,30 0,0155 0.0733 0344
/ 15 534 —5,34 0 10.68 1 6 0,445 0,0205 0,109 0,244
20 5,74 —5,74 0 11,48 i 8 0,60 0 033 0146 0344
25 5,94 —5,94 0 11,68 10 0,745 0041 0182 0344
30 6,00 —6,00 0 1200 12 0,90 0,059 0,220 0344
40 5,80 —5,80 0 11,60 14 1,045 0 075 0255 0,244
50 539 —5,29 0 10,58 16 120 0 096 0,293 0,244
60 4,56 —4,56 0 9,12 18 1 32 0,119 0322 0,244
70 3,66 й' —3,66 0 7,32 20 1,46 0,142 0356 0344
Vjz 80 —2,62 0 5,24 22,1 155 0173 0,378 0244
3*5 SO 1,45 —1,45 а 5 2,90 22,1 1,20 0,262 0,362 0,301
5 Ь 95 0,81 —0,81 0 1,62 24 1 09 0,322 0,365 0335
100 0 0 0 0 1 i 28 30 0,92 089 0,410 0,430 0,369 0368 0,400 0,413
Самолеты с профилем НАСА-0012
№ по пор. Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Примечание
1 De Haviland ТК-4 Англия 1937 Моноплан Гоночный
I
№ 52 ПРОФИЛЬ N АСА-0015 Лаборатория IMAL — NACA Труба переменной плотности
——"—— ——— — —
щах 1,55
ехщ1п 0,0077
стп в 0,00
(^) \ сх /шах 22J5
'у гаах ^хшШ 201,0
(^) \ <г / шах 16,6
Относительная толщина с 0.15
Относительная вогнутость / 0
Относительное положение ма- ксимальной ВОГНУТОСТИ Xf —
шах Лу -= _ с 10,35
к* = £ ^х min 19,45
1/ Sy ntax V V 6,3 1
Положение фокуса- — 0238 уф = 0,04-
196
wwir vokb-la. spb .tu
V — 20,0 мсек Re = 3260000 р = 20 ит TF =2,64 Rc3 =8610000 МЭ: DO Медель № 1135 Размер 127 x 762 1 = 6‘ ’ № 52
Дата продувки 17/Х 1034 г. " Источник* Report NACA № 610
Геометрические характеристики Аэродинамические характеристики
(в % от хорды) (пересчитаны по /}ев)
У» Ун Уср It «о СУ «г f»nA cd
1 0 0 О 0 0 — 8 —0,60 0,03| —0,143 —
1,25 2,37 —237 0 4,74 — 4 —0,30 0 014 0,0715 —
2,5 3,27 —3,27 0 6,54 - 2 —0,15 0,009 —0,036 —
5 444 —4,44 0 888 0 0.00 00077 0,000 0,238
7,5 525 —5.25 0 10,50 2 0,15 0,009 0,036 0,238
10 5,85 —5.85 0 11,70 4 0,30 0,014 - 0,0715 0,238
15 6,68 -6,68 0 13,36 6 0,45 0,020 0,107 ’ 0,238
20 7,17 —7.17 0 14,34 8 0,60 0,031 0,143 0,238
25 7.43 —7,43 0 14,86 10 0,74 0,042 0.176 0238
30 7,50 —7,50 0 15,00 12 0,89 0,060 0,212 0,238
40 7,25 —7,25 0 14 50 14 1,03 0,075 0243 0,238
50 6,62 —6,62 0 13,24 16 1.17 0.095 0,279 0238
60 5,70 —5,70 0 11,40 18 1,30 0.119 0,310 0,238
70 4,58 —4,58 0 9,16 20 1,42 0,140 0,338 0,238
80 3,28 —3,28 0 6,56 23 1,55 0,178 0,369 ж 0,238
90 1,81 —1,81 0 362 23 129 0,210 0367 0,284
95 1,01 —1,0! 0 2,02 24 1,21 0,269 0,363 0,300
100 0 0 0 ° 28 1,00 — — —
30 090 — — * —
Самолеты с профилем NACA-00J5
№ по пор. Название самолета Страна Год вы пуска Тип конструкции Назначение Примечание
1
197
№ 53 * профиль N АСА-0018 Лаборатория LMAL — NACA Труба переменной ПЛОТНОСТИ
— — . —
О W 20 30 40 50 60 73 &)" 'оо'1~ко
си так 1,42
cxmin 00088
0
Ч Сх / щах 19,55
сутах cxmin 161,5
К - 1 \ /так 14,35
Относительная толщина с 0,18
Относительная вогнутость / 0
Относительное положение ма ксимальной вогнутости х/ —
„ _ С1>шах Лу - _ С 788
сх min 204
так fxmln 5,79
Положение фокуса’
198
хф = 0233; -= 0,04-
V — 21,7 м/сек Re = 2970000 р = 20,2 ат TF =264 =7 840000 МЭ: ЕО Модель № 1161 Размер 127 х 762 ' Х = б *&$3
Дата продувки 8/VI11 1934 г. Источник: Report NACA № 610
Геометрические характеристики Аэродинамические характеристики
(в % от хорды) (пересчитаны по Ret}
X в 1 Ун 1 ' У ср Л о» '' сх стЛ
0 0 0 0 0 — 8 —060 0,032 -0,137 ’—
1,25 2,84 —2,84 0 5,68 — 4 -0,30 0,018 —0,070
2,5 3,92 —3,92 0 7,84 — 2 -0,14 0,012 —0,033 —
5 5,33 —5,33 0 1066 1 0 0-00 0 0088 о.ооо 0,233
7,5 63о —630 0 12,60 2 0.14 0,012 0033 0,233
10 7,02 —7,02 0 14 04 4 0 30 0.018 0,070 0,233
15 8,02 —8,02 0 16,04 6 0.43 0,022 0 100 0.233
20 861 —8.61 0 17,22 8 0,60 0 032 0,137 0,233
25 8.91 —8,91 0 17 82 10 0.72 0,044 0,168 0,233
30 9,00 —9,00 0 18,00 12 0,88 0.059 0,205 0,233
40 8,70 -8,70 0 17,40 14 1.01 0.078 0.235 0,233
50 7,94 —7 94 0 1588 16 1,15 0097 0268 0233
60 6,84 —684 0 13,68 ' 18 1,28 0,118 0,298 0,233
70 5,50 —5,50 0 И 00 20 1,39 0,140 0,324 0233
80 3,94 —3,94 0 7,88 21,8 1.42 0,160 0,331 0,233
90 2,17 —2,17 0 4,34 21,8 1,31 0,188 0341 0,261
95 131 —1,21 0 2,42 24 1,24 0,260 0,339 0273
100 0 0 0 0 28 1,08 0,357 0342 0,317
30 0,96 0,396 0344 0358
Самолеты с профилем NACA 0018
№ по пор Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Примечание
1 Boeing 314 США 1938 Моноплан, лодка Пассажи рек У корня крыла
109
№ 54 ПРОФИЛЬ NACA-O021 Лаборатория LMAL — NACA Труба переменной плотности
Sr так 1,38 Относительная толшина с 0,21
cimto 0,010 Относительная вогнутость / 0
0 Относительное положение ма- ксимальной вогнутости Ху —
\ Сх / tn я* 1813 су mat т 6,58
V max £amin 1380 ^ = —5- сх min — 21.0
р) * \ сх /шах 13,9 су max К Smm 5,44
Положение фокуса хф = 0,220 Уф = 0,06.
www-vokb-la. spb.
V — 21 м/сек Re = 3160 000 р = 20,8 ат TF -2,64 Re3 =.8340000 МЭ: Е1 Модель № 748 Размер 127 x 762 X — 6 № 54
Дата продувки 7/1 1932 г. Источник: Report NACA № 610
Геометрические характеристики Аэродинамические характеристики
{в % от хорды) (пересчитаны по Лев)
X У* Ув VCP 1 - 1 1 ’> fr».i 1 “
0 0 0 0 0 — 2 —0,15 0 012 —0,033
1,25 3,314 3,314 0 6,628 0 0,00 0010 0 000 —
2,5 4,576 — 4,576 0 9,152 2 0,15 0,012 0 033 0,220
5 6,221 — 6,221 0 12 442 4 0,30 0 019 0,066 0.220
7,5 7,350 - 7350 0 14,700 6 0,42 0.024 0,092 0,220
10 8,195 — 8,195 0 16,390 8 0,58 0,032 0 1275 0,220
15 9,354 — 9,354 0 18,708 10 0,70 0,042 0,154 . 0,220
। 20 10,041 —10 041 0 20,082 12 0,86 0,058 0,189 0,220
1 25 10,397 —10.397 0 20,794 14 0,96 0,072 0,211 0,220
30 10,503 —10,503 0 21.006 16 1,12 0,092 0,246 0,220
40 10,155 —10,155 0 20.310 18 124 0,110 0273 0,220
50 9,265 9,265 0 18,53 20 1,37 0,140 0,301 0,220
60 7,986 — 7,986 0 15,972 22,2 1,38 0192 0 303 0,220
70 6,412 6.412 0 12,824 22,2 1,31 0,210 0,328 0,251
80 4590 — 4,590 0 9180 24 1,29 0240 0,334 0.259
90 2.533 — 2,533 0 5,066 26 1,22 0,290 0,328 ода
95 1,412 — 1,412 0 2 824 28 1,12 0,330 0,326 0,291
1D0 0 0 0 0 30 1,02 0,372 0,312 0,306
Самолеты с профилем N АСА-0021
№ по пор Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Примечание
201
№ 55 профиль N АСА-21012 Лаборатория I.MAI, — NACA Труба переменкой плотности
cv max 1.52
cxmia 0,0071
cm. — 0001
(-&-) \ /шах 22,3
су шах 214
fxmEn
/ cf' \ | V | у / так 15,7
Положение фокуса
Относительная толщина с 0,12
Относительная вогнутость / 0,0112
Относительное положение ма- ксимальной вогнутости ~if 0,05
„ сишах КУ = — с 12,7
АГЛ = г сх min 16,9
су ш а — V fxiuin 6,34
хф = 0,235, Уф = 0,060
202
V = 20,8 м/сек Де = 3170000 р =21 ат TF =2,64 Rea =8370000 МЭ D3 Модель № 1126 Размер 127x762 Х = 6 итлтх' vokb-la ЬЙ 55 spb.ru
Дата продувки 24/IV 1934 г. Источник: Report NACA № 610
Геометрические характеристики Аэродинамические характеристики
(в % ОТ хорды) (пересчитаны по Ае,)
X Ув Ун Уср h а° СУ 'к спгА
0 — 0 О 0 — 4 -0,26 0.014 —0,062 —
1.25 2 95 —0,90 1,03 385 — 2 -0,20 0,0095 —0.024 —
2,5 3,72 —1.45 1.13 5,17 0 0,035 0.0071 0 0072 0,206
5 4,67 —2,44 1,12 811 2 0,20 0,011 0046 0,230
7.5 5,28 —3,12 1,08 8.40 4 0,36 0 017 0,0814 0,232
10 5,72 —3,64 1,04 9,36 6 0,50 0 0225 01165 0,233
15 6,33 —4,36 0,99 10,69 8 0,65 0,034 0.152 0,234
20 6,67 —4,80 094 1147 10 0,80 0,047 0,187 0,234
25 6,82 —5,07 0.88 11,89 t 12 0,95 0065 0 222 0 234
30 682 —5.18 082 1200 14 1,09 0,083 0,255 0 233
40 6,52 —5,10 0.71 11,62 16 123 0,114 0 288 0234
50 5.89 —4.71 0,59 1060 18 1,36 0,128 0,319 0234
60 5,04 -4,09 0,48 9,13 20,8 1,50 0,160 0,352 0,234
70 4.03 -3,30 0,37 7,33 21 152 0,182 0,354 0,234
80 2.86 —2,38 0,24 5,24 21 1,20 0252 0,352 0,293
90 1,57 —1.32 0,13 2,89 22 1,12 0 281 0,353 0,315
95 0,87 —0,75 0,06 1,62 24 1,02 0,341 0,360 0353
too 0 0 0 V 26 0,96 0,392 0,346 0,360
30 0,88 0,464 0 347 0,394
Самолеты с профилем NACA-21012
№ по пор Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Примечание
1
1
203
№ 5fi ПРОФИЛЬ N АСА-22012 Лаборатория LMAL—NACA Труба переменной плотности
I
S/toax 1.6
СХП11П 0,0073
fm0 0005
V S 4ах 23,1
Г у Шах Юш 219
(4) \ /пах 16,1
Относительная толщина с 0,12
Относительная погнутость / 0,0154
Относительное положение ма- ксимальной вогнутости X) 0,10
v fcmax с 133
*- 16,4
су шах У— У rain 6,5
Положение фокуса: хф •= 0,237; уф = 0,050
204
V = 21 м/сек Re = 3150000 р — 20,6 ат TF — 264 Re3 =8320000 M3:D2 Модель № Размер 127 x 762 1 = 6 wwtt vci № 56 b-la spb.ru
Дата продувки 23fIV 1934 г Источник: Report NACA Ns 610
Геометрические характеристики Аэродинамические характеристики
(в % от хорды) (пересчитаны по Re* )
X Ув Ун Уср Л 0° СУ сл сшД Cd
0 — 0 0 0 -4 —0,25 0,0092 —0 054 —
1,25 2,84 —1,10 0,87 3,94 —2 —0,10 0,008 —0,019 —
2,5 3,76 —1,60 1,08 5,36 0 0 05 0,0073 0,017 0,336
5 4.97 —2,17 1,40 7,14 2 0,20 0.009 0,052 0,260
7,5 5,71 —2 68 1,52 839 1 4 0,37 0016 0,092 0,249
10 6,22 —3,15 1,54 9,37 6 0,50 0022 0123 0,246
15 6 80 —389 1,46 10,69 8 0,66 0034 0,161 0 244
20 7,11 —4,38 1,37 11,49 10 080 0048 0,195 0,244
25 723 —4,66 1,29 1189 12 0,97 0,063 0237 0,244
30 7,22 —4,80 1.21 12,02 14 1,10 0,082 0,268 0244
40 6,85 —4,76 1,05 11,61 16 ! 24 0,105 0,300 0,244
50 6,17 —4,42 0,88 10,59 18 1,38 0,130 0,337 0,244
60 5,27 -3,85 0,71 9,12 20 1,50 0,156 0,366 0244
70 4 19 —314 0,53 7,33 22 1,60 0,180 0,389 0,245
80 2,99 —2,26 037 5,25 22 126 0,252 0,368 0.292
90 1,63 —126 0,19 2,89 24 1,13 0,320 0378 0,334
95 0,89 —0,71 009 1,60 26 1,04 0,372 0,377 0,363
100 0 0 0 0 30 0,94 0,454 0372 0,395
Самолеты с профилем NACA-22012
№ по пор Название самолета Страна Год вы- пуска Тил конструкции Назначение Примечание
2(6
N) 57 ПРОФИЛЬ КАСА-23006 Лаборатория LMAL-«АСА Труба переменной плотности
Srmax 1.1
fxmm 0,0062
Ст 0 0,012
(—) ' 'max 23.6
су max сх rain 169
/ cv‘ \ \ c* /max 16,6
Положение фокуса’
Относительная толщина с 0,06
Относительная погнутость / 0,0184
Относительное положение ма- ксимальной вогнутости X, 0,15
„ CV max ^ = -7— 18,3
^ = -~~ х mln 9,23
V max 3, г сх mln 5,63
~ 0,24, уф - 0,08.
6
V = 20 9 м/сех Re = 3140 000 р = 20,7 от TF =2.64 Re, = 8290000 МЭ.А Модель № 1229 Размер 127 x 762, Х = 6 № 57 www. vokb-la. spb .ru
Дата продувки 12/П 1935 г. Источник: Report NACA 610
Геометрические характеристики Аэродинамические характеристика
(в % от хорды) (пересчитаны по Re3 )
X yB Ун У cp ft о’ 9 Г7пЛ
0 0 0 0 —4 —0*22 0,014 —0041 —
1,25 1.41 —0,52 0,445 1,93 —2 -0,07 0,0062 -0004 —
2,5 2,08 —0 60 0,74 2,68 0 0,09 0,0062 0,034 0,374
5 3,09 -0,61 1.20 3,61 2 0,22 0,010 0,065 0,295
7,5 3,62 —0,60 1,51 3,72 4 0,40 0017 0108 0.270
10 4,06 —0,63 1,72 469 6 0,52 0,024 0,137 0,263
15 4 51 —0,83 1,84 534 8 0,70 0,040 0,180 0,257
20 4,63 —1,10 1,77 5,73 10 083 0050 0,211 0,254
25 4,63 —1,32 1,66 5,95 12 0,99 0,068 0 250 0,253
30 4,56 —1,46 1,55 6,02 14 1,09 0,100 0374 0,251
40 4,23 —158 1,33 5,81 16 1,10 0,180 0,276 0,250
50 3,75 —1,54 1,11 5,29 18 1,08 0,260 0,310 0.286
60 3,17 —1 40 0,89 4,57 20 1,04 0350 0,390 0,375
70 2,50 — 1.17 0,67 3,67 22 100 — 0390 0,390
80 1,75 —0,87 0,44 2 62 24 0,95 — 0,388 0,408
90 0,95 -0,50 0,23 1,00 26 0,91 — 0,378 0,415
95 0,51 —0,29 0,11 080 28 0,895 0,380 0,420
100 0 0 0 0 30 0,88 — 0,382 0,425
Самолеты с профилем N АСА-23006
№ no nop. Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение 1 Примечание
207
№ 58 ПРОФИЛЬ NACA 23009 Лаборатория LMAL NACA Труба переменной плотности
fvmaz 1,55
0,0066
cm 0 0,009
(^\ 23,6
1 ?l i гй 1 235
\ /max 16,4
Положение фокуса- хф = О 241; уф -= 0,070-
Относительная толщина с 0,09
Относительная вогнутость / 0,0184
Относительное положение ма ксимальной вогнутости xf 0,15
1еутях 17,25
Кх= ‘xmln 13 65
V су таг сх rain 6 66
208
wwr vokb-la spb.
V —21,1 м, сек Re = 3130000 р = 20Д ат TF = 2,64 Re3 =8260000 МЭ: С2 Модель № 1230. Размер 121x762 к = 6 № 58
Дата продувки 13/Н 1935г Источник: Report NACA № 610
Геометрические характеристики Аэродинамические характеристики
(в % от хорды) (Пересчитаны по /?еэ )
X Ув УИ Уср h aJ СУ Сх SnA Cd
0 — 0 0 0 4 —022 0,012 —0 0415 —
1,25 2,04 0,91 0,07 2,95 —2 —0,09 0,009 —0,013 —
2,5 2,83 —1,19 0,82 4,02 0 009 0,0066 0,031 0,344
5 3,93 —1,44 1,25 5.37 2 0,225 0,011 0063 0,280
7,5 4,70 —1,63 1,54 6,33 4 0,39 0.0165 0,103 0,264
10 5,26 — 1,79 1,74 7,05 6 0,53 0,023 0,137 0,258
15 5,85 —2,17 184 9,02 8 0,69 0,035 0,175 0254
20 606 —2,55 2,26 8,61 10 083 0,050 0209 0,252
25 6,Н —2,80 1,66 8,91 12 0975 0066 0244 0250
30 6,05 —296 1,55 9,01 14 1,12 088 0,279 0,249
40 5,69 —3 03 1,33 8,72 16 1,29 0,110 0,320 0,248
50 5,00 —2,86 112 7,95 18 1,40 0,133 0,347 0,247
60 432 —2,53 0,89 6,85 20,3 1,55 0.170 0,383 0.247
70 3,42 —2,08 0,72 5,501 20,3 1 30 0,232 0383 02»
80 2,41 — 1.51 0,45 392 22 1,25 0,290 0 401 0,320
90 1,31 —0,86 0,23 2,17 24 1 16 0360 0420 0 362
95 0,72 -0,50 0,11 122 26 1,08 — 0,410 0,380
100 0 0 0 0 30 0,95 - 0,389; 0,409
Самолеты с профилем НАСА 23009
№ по пор. Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Примечание
1
Кравец *40—14 209
Ni 59
ПРОФИЛЬ
NACA-23012
Лаборатория
I. MAI, NACA
Труба,—переменной
плотности
fyinax 1,63
min 0,0071
ст 0 0 008
) \ сх/ пхах 21,8
Stniax fxmin 229,0
/jq \ Cx / max 16,4
Положение фокуса
Относительная толщина t 0,12
Относительная вогнутость 0 0185
Относительное положение ма- ксимальной вогнутости ~Xf 0,15
,r cvmai 12.15
htniin 16,9 —
j/ gu max 3 z-— V extain 6,66
= 0,238; уф = 0 070
210
V = 21 мсек. Re = 3170000 р = 20 6 от TF -=2,64 Rea =8370000 МЭ D2 Моле ь’К° 1231 Размер 127x762 1 = 6 № 50
Дата продувки 14/11 1935 г Источник: Report NACA № 610 и 530
Геометрические характеристики Аэродинамические характеристики
(а % от хорды) (Пересчитаны по Re3 )
X У. Уя Уср ft o’ 1 * f/nA
0 — 0 0 —4 —0,22 0,013 —0,046 —
1,25 2,67 — 1,23 0.77 3,90 —2 —0 08 0,0095 —0 011 —
2,5 3,61 —1.71 0,95 5,32 0 0,085 0,0071 0,028 0,330
5 4,01 —2,26 1,33 717 2 0,24 0,012 0,065 0,270
7.5 5,80 —2,61 1,60 8 41 4 0,385 0,018 0,099 0 257
10 6,43 —2,92 1,76 9,35 6 0,53 0,025 0,134 0,253
15 7,19 —3,50 1,85 10,69 8 0,68 0,035 0.169 0,248
2» 7,50 —3,97 177 11,47 10 0,835 0050 0206 0,247
25 7,60 —4,28 1 66 11,88 12 0,98 0,067 0,242 0,247
3» 7,55 —4,46 1,54 12,01 14 1,12 0,088 0,275 0,245
44 7,14 —4,48 1,33 П.62 16 1,28 0,108 0,313 0,244
54 6,41 —4,17 1.12 10,58 18 1,40 0,130 0,342 0,245
6* 5,47 —3,67 0,90 9 14 20 1,53 0,159 0,372 0,243
7Р 4,36 —3,00 0,68 7,36 22 1,63 0,186 0,396 0,243
И 3,08 —2.16 0,46 524 22 1,31 0,255 0,382 0,292
N 1,68 —1,23 0,23 2,71 24 1,19 0,317 0,394 0.331
95 0,92 —0,70 о.н 1,62 26 1,045 — 0,390 0,375
1Н 0 0 0 0 30 0,98 0,393 0400'
Самолеты с профилем NACA-23012
№ no nop Название самолета Страна Год вы пуска Тип конструкции Назначение Примечание /
1 Beachcraft M-18 США 1936 Моноплан Пассажир- ский
2 Groumman G-21 Я 1937 * Транспорт- ный Амфибия
3 Howard Hughes 1» 1935 Гоночный Рекорд ско- рости 1935 г.
4 Martin 156 * 1937 д Пассажир- ский Лодка
5 Waterman Arrowbiile W 5 Л 1937 Х> Эксперимен- тальный ' J
6 Comper Scantp Англия 1938 £> Учебный
7 Miles Kestrel ♦ 1937 0 Двухчестн. истребитель
211
Idn £Л профиль Лаборатория LMAL—КАСА
JTS О</ КАСА-23015 Труба переменной
плотности
22.2°
max 1,61
схпИп 00082
0 0008
(-’) \ Сх /ти 21,7
тая fxmin 195,0
(—) \ Сх / max 15,1
Относительная толщина с 0,15
Относительная погнутость 7 0,0184
Относительное положение ма- ксимальной ВОГНУТОСТИ X/ 0,15
сута< С 10,7
к - —-— х37 г хшт 18,3
у - V СХГО1П 6,32
Положение фокуса хф == 0,239. уф = 0,06.
212
www.vokb-la. spb .ru
V *=21-м/сек /?е-= 3170000 р = 20 б от TF = 2 64 7?еа = 8370000 МЭ : D2 Моделр № 1232 Размер 127x762 к = 6 № 60
Дата продувки 15/11 1935г. Источник. Report NACA № 610
Геометрически* характеристики Аэродинамические характеристики
{в % от хорды) (Пересчитаны no Rea )
X У« Уи Уср h of* СУ СглЛ Cd
0 — 0 ° 0 —4 —0 21 0014 —0 042 —
1,25 3,34 —1 54 0,90 4,90 —2 —0,06 0,011 —0,006
2,5 4,44 —2,25 1,095 6,69 0 0,09 0,0082 0,029 0,332
5 5,89 —3,04 1,425 8,93 2 0,23 0,014 0,063 0,274
7,5 6,91 —3,61 1,65 10,52 4 0.39 0,018 0,101 0259
10 7,64 —4,09 1,78 11,73 6 0,53 0,027 0,135 0,255
15 8,52 —4,84 1,84 13,36 8 0,69 0,038 0,173 0,251
20 8,92 —5,41 1.76 14 33 10 0,83 0,051 0,206 0,248
25 9,08 —5,78 1,65 14,86 12 0,98 0,068 0 242 0,247
30 9,05 —5,96 1,55 15,01 14 1,13 0,088 0,278 0,246
40 8,59 —5,92 1,34 14,51 16 127 0108 0,312 0,246
50 7,74 —5,50 1,12 13,24 18 1,40 0,132 0,343 0,245
60 6,61 -4.81 0,90 11,42 20 1,52 0,158 0,372 0,244
70 5,25 —3,91 0,67 9,16 22/2 1,61 0,190 0,393 0,244
80 3,73 —2,83 0,45 6,56 22,2 1,36 0,245 0,375 0,275
90 2,04 —1,59 0,23 3,63 24 1,27 0,288 0,379 0298
95 1,12 —0,90 0,12 2.02 26 1 18 0,338 0,382 0,324
100 0 0 0 » 30 1,01 — 0,372 0,368
Самолеты с профилем НАСА-23015
№ по пор Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Примечание
— —
213
еу max 148
cxmin 00091
о 0,006
И \ сх /тах 19,5
Stnax cxmln 162
I C*,‘\ / > I \ f x / max 14,7
Положение фокуса
Относительная толщина с 018
Относительная вогнутость / 00184
Относительное положение ма- ксимальной вогнутости"х/ ‘ 0,15
S max КУ~ т 82
Кг^ сх mm 19,75
шах 8/ V с.х mm 5.83
ж*--0,233, уф-0,06.
214
И =21 jh/mk Re-3090ООО р = 20,7 ат TF -264 Re3 - 8160000 МЭ Е2 Модель Ti 1286 Размер 127 х 762 >. = 6 № 61
Дата продувки 21/VIII 1035 г. Источник: Report NACA № 610
Геометрические характеристики Аэродинамические харак еристики
(и % от хорды) (Пересчитаны по Re^ )
X Ув Ун Уср h су стА «4
0 — 0 0 0 — 4 — 0,21 0,016 — 0,043 —*
1,25 4.09 — 1,83 1.13 592 1-2 -0,06 0,010 — 0008 —
2,5 5,29 — 2,71 129 800 0 0.09 0,0091 0.027 0,300
5 692 — 3,80 1,56 1072 2 034 0,016 0 062 0,258
7,5 801 — 460 1.705 12,61 4 0,39 0,020 0,097 0249
10 8,83 — 5,22 1305 14 05 6 0,53 0,028 0 130 0,245
15 9,86 — 618 1,84 16,04 8 0,69 0,039 0.167 0242
20 10.36 — 6,86 1.75 17,22 10 0.83 0,052 0200 0,241
25 10,56 — 7,27 1645 17,83 12 0,97 0,069 0 232 0,239
30 1055 — 7,47 1,54 18,02 14 1.10 0.088 0263 0239
40 10,04 —737 1345 17,41 16 1.24 0.108 0,295 0238
50 9,05 — 6,81 1.12 15,86 18 1,38 0.131 0,327 0,237
60 7,75 — 5.94 0,91 13,69 203 1 48 '0,160 0,351 0,237
70 6,18 — 4,82 0,68 11,00 22 1.32 0231 0,348 0,273
80 4,40 — 3,48 0,46 788 24 1,27 0.280 0,366 0288
90 239 — 1 94 0.23 4,33 26 130 0,320 0,360 0,300
95 1,32 — 1,09 0,12 2,41 28 1 12 0,367 0,351 0,314
100 0 0 0 0 30 1,01 0.412 0.356 0 352 [ 1
Самолеты с профилем NACA-23018
№ по пор* Название самолета. Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Примечание
-
215
№ 02 ПРОФИЛЬ НАСА-23021 Лаборатория LMAL — НАСА Труба переменной плотности
-0,6
S’та! 1,37 1
mln 0,0102
сто 0.005
) \. с* /шах 18.6
?х шт 134
/ с’л \ 1 и 1 \ /тих 1405
Относительная толщина с 0,21
Относительная вогнутость / 0.0184
Относительное положение ма- ксимальной ВОГНУТОСТИ Xf 0,15
К^У-^L 6,5
mln 20,5
c>mai Й с* mln 5.18
Положение ф куса. = QZZ7, уф = 0,070
216
V = 21 м ик Яе = 3110000 р - - 20,6 ат TF = 2,64- Рея =8210000 МЭ* Е2 Модель Л* 1285 Размер 127 х 762 > =6 № 62
Дата продувки 17/VIII 1935 г. Источник: Report NACA № 610
Геометрические харак еристнки Аэродинамические характеристики
(в % от хорды) (Пересчитаны по Re^ у
X Ув Ув ^ср Л <г* 1 Су i с г
0 0 0 0 — 4 —0,20 0,0165 -0,042 —
125 487 —2,08 1,405 6,95 — 2 — 0,05 0,013 — 0,007 —
2,5 6,14 — 3,14 150 9,28 0 0,09 0,0101 0,026 0,289
5 7,93 — 4,52 1,705 12,45 2 0,22 0,0175 0,057 0359
7,5 9,13 — 5,55 1,79 14,68 4 0,38 0,0205 0,098 0351
10 10,03 — 6,32 1,855 16,35 6 0,51 0 028 0,126 0,247
15 11,19 — 7,51 1,84 18,70 8 0,67 0,039 0,164 0,245
20 11,80 — 8.30 1,75 20,10 10 0,80 0 052 0 195 0,244
25 12 05 - 8,76 1,645 20,81 12 0,93 0,068 0,226 0,243
30 12,06 — 8,95 1,55 21,01 1 14 1.08 0,086 0,261 0,242
40 11,49 — 883 1,33 20.32 16 120 0,106 0,290 0342
50 10,40 — 8.14 1,13 18,54 18 1,30 0131 0,313 0241
60 890 — 7,07 0,915 15,97 20 1.37 0,144 0,330 0,241
70 7,09 — 5,72 0,685 12,81 22 1,26 0,230 0,349 0377
80 505 — 4,13 0,46 9,18 24 1,23 0,262 0,354 0,288
00 2,76 — 230 033 5,06 26 1,18 0314 0,350 0297
95 1,53 — 1 30 0,115 2,83 28 1,11 0,351 0Д51 0315
100 0 0 0 0 30 1,00 0393 0,357 0,357 ।
Самолеты с профилем NACA-23021
№ по пор. Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкция Назначение Примечание
217
№ 63 ПРОФИЛЬ NACA-22O9 Лаборатория ВВА Труба Т-1
cymax 1083
cxmln 0,0115
Gn « 0,033
(>) \ /max 20
fymax ЦМД 942
(£L 13,5
Относительная толщина с 0,09
Относительная вогнутость / 0 02
Относительное положение ма- ксимальной вогнутости Ху 0,20
„ 'ушах ** 12,04
К,- ~ сх ram 7,82
су max 1Z cxmln 4,62
218
чтлтг vokb-la. spb.
V = 37,6 М/сек Re -568000 р — 1 ат TF = 1,65 ReB =938000 М3. - Модель № 248 Размер 240 X 1200 1=5 № 63 j
Дата продувки 3/VJJ 1935 г. Источник* Атлас аэродинамических испытаний ВВА
Аэродинамические характеристики
Геометрические характеристики
(в % от хорды)
Л 1 ' УК Уср й п3 Сг *4
0 0 0 0 1 0 -14,09 — 0,5665 0,1786 — 0,2076
1,25 1.87 — 1,04 0415 2 91 12,39 — 0,558 0,1497 —0,1929 —
2,5 2,60 — 1,36 0,62 3,96 -10,58 — 0,5345 0,1205 — 0,1596 —
5 3,62 — 1,70 0.96 5,32 — 8,84 — 0,4705 0,0843 — 0,1063 —
7,5 4,51 - 1.80 1,355 6,31 — 698 — 0,340 0,0465 — 0,0466 —
10 5,15 — 2,05 1,55 7,20 -5,11 — 0,2184 00222 — 0,01698 —
15 5,95 — 2,18 1885 8,13 — 3,25 — 0.0973 0,0174 — 0,0089 —
20 6,30 —2,30 2.00 8,60 — 1 5 — 0,0265 0,0115 — 0.0391 —
25 6,46 — 2,45 2,00 8,91 0 28 0,1447 0.0117 — 0,0652 0,451
30 648 — 2,52 1,98 9,00 2.14 0,2674 0,0142 0,0919 0,344
40 6,25 — 2,48 1,885 8,73 4 01 0,409 0,0214 01317 0,322
50 6,00 — 2,25 1,875 825 5,78 0Л385 0,0295 0,1635 0.305
60 4,90 — 1,90 1.50 6,80 765 0,6725 00409 0,1980 0,294
70 3,83 — 1,45 1,19 5,28 9,51 0,792 0,0543 0,2269 0,287
80 2,74 — 1,04 085 3 78 11,37 0,912 0,0710 0.2559 0,28!
90 , 1,52 —0.53 0.495 2,05 13.13 1,016 0,0891 0,2781 0374
95 0,80 — 0,26 0,27 1,06 14,96 1,083 0,1122 0,2981 0,275
100 0,08 —0.08 ООО 0,16 16,82 0,999 0,2086 0,3302 0,33]
1 18,48^ 0,9325 0,2425 03430 0,368
Самолеты с профилем NACA 2209
№ по пор. Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Примечание
1 Аегр пса США 1 й Моноплан Спортивный На конце крыла
2 Curtiss Hawk 75 * 1936 & Истребитель &
3 Си tiss Р-36А *> 1937 1» * j»
4 Douglas <Bomber* * 14 Бомба р ди ровщик ф
5 Fairchild F-45 * 1935 *
219
№ 64
профиль
N АСА-2210
Лаборатория
ЦАГИ
Труба Т-1-Н
max 1.25
exmin 0,0106
ст о 0 025
\ сх /шах 202
S’шах £ t min 117
(£) \ е* /шах 13,5
Относительная толщина с 0,10
Относительная вогнутость / 0.02
Относительное положение ма- ксимальной вогнутости Xf 0,20
~ су max с 1Л5
—-— с г ат 9.42
су шах сх min 5,08
220
V = /?е = 1000000 р = 1 ат TF «= 1.7 Re3 = 1700 000 МЭ , __ Модель № Размер X = 5 «'«'И' void № 64 -la spb.ru
Дата продувки 1936 г. Источник: Справочник авиаконструктора, т - I 4
Геометрические характеристики Аэродинамические характеристики
(в % от хорды)
X Ув Vb Zsp h a0 Cy er Cd
0 — 0 0 0 — 0,017 0,0108 0,0240 —
1,25 2,01 — 1,03 0,49 3,04 0 0,120 00106 0,0560 0467
2,5 2,92 — 1.52 0,70 4,44 2 0,262 0,0134 00888 0,339
5 4,02 — 1,96 1,03 5,98 4 0.403 0,0200 0,1228 0,304
7,5 4,83 —2.17 1,33 7,00 6 0.545 0,0296 0,1583 0291
10 5,51 — 2,47 1,59 7,98 8 0,688 0,0430 0 1922 0279
15 6,40 —2,60 1,96 9,00 10 0,827 00580 0,2255 0,273
20 6 78 — 2,78 2,00 9.56 12 0,960 00746 0,2565 0,267
25 6,94 —2,96 1.99 9,90 1 14 1,080 0,0940 0,2850 0264
30 6,97 —3,03 1,97 10,00 16 1,195 0,1146 0,3115 0260
| 40 6,75 —2,95 1.90 9,70 172 1250 0.130 0,3220 0,257
50 6,16 —2,72 172 888 18 1,162 0,1630 0 3285 0283
60 5,34 —2,30 1,52 7,64 20 1,158 0,2070 0Д460 0.299
70 4,29 — 1,81 1,24 6,10 22 1,130 0,2780 0.3555 0317
80 3,19 — 1 41 0Д9 4,60
SO 160 — 0,74 0.43 234
95 0,92 — 0.42 0,25 1,17
100 ' 0 0 0 0
Самояеты с профилем NАСА-2210
№ no nop. Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Примечание
221
N? fi5 • ПРОФИЛЬ Лаборатория LMAL — NACA
N АСА-2212 Труба переменной
ПЛОТНОСТИ
fymax 1,60
min 0.0088
cmo 0029
\ «J /max 22,4
max £xm® 181,5
v) \ £* /max 16.1
Относительная толщина с 0,12
Относительная вогнутость / 0,02
Относительное положение ма- ксимальной ВОГНУТОСТИ Xf 0,20
С 13,3
ж mm 1365
V fytnax mln 6 И
222
V — 20,9 м/сек Re = 3220000 р ’=20,8 ат TF = 2,64 ' Модель № 714 Яеэ =85000001 Размер'127 х 762 МЭ ( ». = 6 № 65
Дата продувки 2 ХИ 1931 г. Источник: Report NACA № 460
Геометрические характеристики Аэродинамические характеристики
(в % от хорды)
1 X 1 Ув >н Уср h <1° * ст/1 са
0 0 0 0 !-4 — 0,17 аопо — 0,013 —
1,25 2,44 — 1,46 0,049 3,90 — 2 — 0,01 0,0088 0 026 —
25 3,35 — 1,96 0,695 5.31 0 0,13 0,0088 0,062 0.476
5 4,62 — 2,55 1,035 7,17 2 0,29 0,0135 0,101 0.348
7,5 5,55 — 2,89 1,300 8.14 4 0,43 0,0195 0,136 0,316
10 6,27 —3,11 1,580 9,38 6 0,59 0,0280 0,177 0,300
15 7,25 — 3,44 1,905 10,69 8 0,73 0.0400 0,211 0289
20 7,74 — 3,74 2,000 11,48 10 0.88 0,0550 0,249 0,283
25 7,93 — 3,94 1.995 11,87 12 1 02 0 0720 0,284 0.278
30 7,97 — 4,03 1,970 12,00 14 1,16 0,0920 0,319 0275
40 7,68 — 3,92 1,880 11 60 16 1,30 0.1130 0,354 0,272
50 7,02 — 356 1,730 10,58 18 1,42 0,1390 0383 0,270
60 6,07 — 3,05 1,510 9,12 20 1.54 0,1620 0.414 0,269
70 4,90 —2,43 1,235 733 21,8 1,60 0,2030 0,429 0,268
80 3.52 — 1,74 0,890 5 26 22 1,40 0,2400 0.420 0 300
90 1,93 — 0,97 0,480 2,90 24 1,31 0.3100 0 428 0,327
! 95 1,05 — 0,56 0,245 1.61 26 1,22 03600 0,425 0,349
1100 0 0 0 0 28 1,12 0,415 0,371
1 30 1,02 — 0.400 0,391
Самолеты с профилем NACA-2212
№ I по пор. 3 Назва ие самолета 1 Страна Год вы* пуска Тип конструкции Назначение 1 Примечание^
1 Bell BG 1 США 1937 Биплан Разведчик
2 Douglas XP3D-2 1937 Моноплан, лодка Морской разведчик На конце крыла
223
N* 66 профиль NACA-2214 Лаборатория ВВА Труба Т-1
"Т7Т — —
I 1 1
7 10 го 30 40 50 60 70 80 90 100
I —J -X I |_ 4 i д J Су —I— л 16,9 1°_ 18л —
$4.99 ZL 43 p '22.2Г
tfi- “J: 1/ / // 4/J 7/
I /l1.39°/
I — i- 1 '7,65 / *A оy- Л/ — * —
— -U —L 46- 0.4- _L / i / у/ |П/ -£ mA — — —
1 П2 T6£,14t
м — * Моз?
-10 гг 1 У 1/1.51° 1L 7° 20° о ex
I 1 , у JO 0,1 0 ZO c7
2ь- у1 0,2/ r? ~TL г •7C 7O — o± crr
— I / i Z 1 у 0,4 t— 35 j__ t l . A — a <?J —
- I 17 — Iй" 1 1 t — / J' — —
cy шах 1,257
слш1п 0,0116
d 00275
(") \ Cjr /шах 16,67
max Cjmln 108
\ cx /mai 12,4
Относительная толщина с 0,14
Относительная вогнутость / 0,02
Относительное положение ма- ксимальной ВОГНУТОСТИ Xf 0,20
сутаах КУ- - 894
7 - схпип 12,0
V сую»х Г сл шт 4,96
224
Ч'Ч'Ч' vokb-la.spb.ru
V = 36,8 м/сек! /?е= 565000 р = 1 ат ГР = 1,65 Реа =933000 МЭ Модель № 249 Размер 240 X 1200 ). = 5 № 66 !
Дата продувки । 4/VII 1935 г- Источник: Атлас аэродинамических испытаний ВВА ]
Аэродинамические характеристики
Геометрические характеристики
(в % от хорды)
X VB УЕ Уср h а° СУ стА са
0 — 0 0 0 —17.7 —0,528 0,2287 —0,1940 0.368
125 2,76 —1,78 049 4,54 —15,96 —0,513 0,2000 —0,1934 0,376
2,5 3,8 —2,41 0,70 6,21 —14,06 —0,504 0,1649 —0,1649 0327
5 5,21 —3,15 103 8,36 —12,4 —0,508 0,1539 —0,1742 0342
7,5 6,23 —358 1,33 981 —10,58 —0547 0,0750 —0,1095 0200
10 7,08 —3,9 1,59 1098 — 8,84 —0,470 0,0264 —00744 0,158
15 8.20 —4,275 196 12,475 — 6,98 —0349 0,0229 —0,0480 0,137
20 8,69 —4,69 2,00 13,38 — 5,12 —0,229 0,0162 —0,0238 0,104
25 8,92 —4.94 1,99 13,86 — 3,27 —0106 0,0131 0,0038
30 8,97 —5,03 1,97 14,00 — 1,51 0.01725 0,0116 0 03143 —
40 8.68 —4.89 1 90 13,57 0.3 0,139 0,0127 00581 0,418
50 7,88 —4 44 172 12,32 2,14 0,264 0,0165 0 0862 0,327
60 6,85 —3,71 1 52 10,66 4,01 0,396 0,0235 0 1184 0299
70 5,5 —3,02 1 24 8,52 5,79 0,535 0,0325 0,1530 0,286
80 3,96 —2,18 0,89 6,44 7,65 0,678 0,0446 0,1890 0,279
90 2,07 —1.21 043 3,28 9,5 0,825 0,0596 0,2270 0275
95 1,19 —0696 0,25 1,886 11,39 0 943 0,0764 0,2586 0,275
100 0 0 0 0 13,15 1,057 0,0923 0 2807 0,261
14,99 1,154 0,1100 0,3015 0,261
16,94 1,226 0,1302 03182 0,260
18 65 1,257 0,1672 0,3301 0263
20,43 1,214 0,2041 0,3458 0,285
i 22,22 1,190 0.2359 0,3590 0,302 |
Самолеты с профилем NACA-2214
№ по гор. Назнание самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Примечание
1 Douglas ♦Bomber* США 1934 Моноплан Бомбарди- ровщик
л— .— _ —
Кр»ецов—440—1 >
225
Х° 67 профиль NACA-2217 Лаборатория м ЦАГИ Труба T-I-H ;
c>mai 1,19
Sr mln 0,0120
£т о 0024
(—) \ сх/таг 17,1
^тах Sr min 99,0
/ \ /щах 12,3
Относительная толщина с 9,17
Относительная вогнутость f 0,02
Относительное положение ма- ксимальней вогнутости Xf 0,20
сутлх Ку — > С 7,0
ь г rnfn 14,2
£у щах сх пиа 4,76
www. vokb-la. spb .ru
V = 48 м/сек Re=> 1 000000 р = 1 ат 77=-1,7 Re <=1700000 МЭ Модель № Размер 300 X 1500 7 = 5 №67 ’ i
Дата продувки 1936 г. Источник: Справочник авиаконструктора т I
Геометрические характеристики Аэродинамические характеристики
(в % от хорды)
Jf Ув У З'ер * 1 9 Сх 1 Cd
0 — 0 0 0 —2 —0,005 0,0120 0.0240 —
1,25 3,25 —2,27 0,49 5,52 0 0,130 0,0130 0,0540 0,416
2,5 4,46 —3,06 0,70 7,52 2 0,265 0.0170 0,0833 0,314
5 6,11 —4,05 1,03 10,15 4 0400 0,0234 0,1140 0,285
7,5 7,29 4,63 1,33 11,92 6 0,533 0,0314 0,1450 0,272
10 8,26 —5,08 1,59 13,34 8 0,670 0.0440 0,1770 0,264
15 9,53 —5,61 1,96 15,14 10 0,800 ,0,0570 0,2060 0257
20 10,13 —6,13 2,00 16,26 12 0,940 0,0760 0,2380 ,0,253
25 10,41 —6,43 199 16 84 14 1,060 0,0950 0,2650 0250
30 10,47 —6,53 1,97 17,00 16 1,158 0,1130 0,2860 0,247
40 10,12 -6Д2 1 90 16,44 17 1,190 0,1300 0,2920 0,246
50 9,22 —5,78 1,72 15,00 18 1,160 0,1500 0,3060 0,262
60 7,98 —4,94 1,52 1292 20 1,168 0,1880 0,3220 0,275
70 6,40 —3 92 1,24 10,32 22 1,098 0,2210 0,3160 0,287
80 4,80 —2,02 0,89 6,82
90 2,42 —1,56 0,43 3,98 ч
95 1,40 -0,9 0 25 2,30
100 0 0 0 0
Самолеты с профилем NACA-2217
Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Название Примечание
1 Fairchild F-45 США 1935 У корня крыла
.№ 68 ПРОФИЛЬ NACA 240 2 Лаборатория LMAL-NACA Труба перемени й плотности
S’ сл mln 1,60 0,0074 0.013
ст о
\ С г /mix 22,1
су max 216
(#•) \ у / шах 16,3
Положение фокуса
Относительная толщина с 0,12
Относительная вогнутость / 0,0208
Относительное положение ма- ксимальной ВОГНуТОСТИ Xf 0,20
eymsx A v = — > £ 13Л
=—с— СХЩ1П 16,2
еу шах / стт.п 6,47 J
лф=0 237 уф = 0,06.
www. vokb-la. spb.
V -= 21,1 м 'сек Re =3130 000 р -- 20,4 ат TF = 2,64 Re3 = 8260000 МЭ . €3 Модель 1123 Размер 12? х 762 X =6 Ks 68
Дата продувки 20 IV 1034 г. Источник: Report NACA № 610 J
Геометрические характеристики Аэродинамические характеристики
(в % от хорды) (Пересчитаны по Re3 )
X >в У<5р Л я’ СУ «г Ся1Д са
0 0 0 0 —4 —0,20 0,012 —0,035
1,25 2,58 —1,34 0,62 3,92 —2 —0,04 0,0075 -0,0035 —
25 3 50 -185 0,83 5,35 0 0,11 0,008 0,0391 0,356
5 4,80 -2,37 1,22 7,17, 2 0,28 0,013 0,079 0,282
7,5 5,74 —2,70 1,52 8,44 4 0,42 0,019 0,125 0,298
10 6,44 —2,95 1,75 9,39 6 0,57 0,027 0,148 0,259
15 7,37 -3,34 2,015 10,71 8 0,71 0,040 0,1815 0,255
20 7,82 -3,66 2,08 11,48 10 0,86 0,054 0,217 ода
25 7,96 —3 92 2,02 11,88 12 1,01 0072 0,252 ода
30 7,89 —4,11 1,89 12,00 14 1,16 0092 0,287 0 247
40 7,44 —4,17 164 11,61 16 1,30 0,113 0,321 0,246
50 6,66 3,93 1,40 10,59 18 1,43 0,140 0.352 0247
60 5,67 —3,47 1,10 9,14 20,8 1,59 0,175 0,390 ода
70 4.48 —2,84 0,82 7,32 21,5 1,60 0,190 0,392 0,245
80 3,18 —2,0’ 0,56 5,25 21,5 1,38 0,235 0,387 0,280
90 1,73 —1,18 0,28 2,91 24 1.30 0,315 0,388 0299
95 0,94 —0.67 0,14 1,61 26 1,18 0,368 0,400 0339
100 0 0 0 0 30 1,00 0.461 0,387 0,387
Самолеты с профилем NACA-24012
№ по пор. Название самолета Страна Год ВЫ’ пуска Тип конструкции Назначение Примечание
229
№69 профиль N АСА-25012 Лаборатория LMAC — NACA Труба переменной ПЛОТНОСТИ
1,52 Относительная толщина с 0,12
ех mln 0.0076 Относительная вогнутость / 0,0226
Gn. 0,019 Относительное положение ма- ксимальной вогнутости X/ 0,25
(—) \ Сх /ПИТ 22 1 _f^raax ку= 7 12,6
max ntfn 200,0 7 mm 15,8
г ср? 8 И 15,7 V^" су max 3, |/ СЧП№ 6,26
Положение фокуса = 0,239, уф = 0,07.
230
ww vokb-la spb.
И =21.1 м/сек -Re = 3130000 р = 20,6 ат TJ= = 2.64 Re3 = 8 260000 Мэ Модель № 1122 . Размер 127 х 762 1 = 6 № 69
Дата продувки 19/IV 1934 г. Источник. Report NACA № 610 |
Геометрические характеристики Аэродинамические характеристики
(в % от хорды) (Пересчитаны no Res )
X J'cp h - СУ c.r CjnA cd
0 — 0 0 0 —4 —0,19 — —0,0264 —
1,25 2,48 —1,39 055 3,87 —2 —0,03 00076 0,0118 —
2,5 3,37 — 1.94 0,72 5,31 0 011 00085 0,045 0,408
5 4,70 —2,49 1,06 7,19 2 0,28 0,013 0,086 0,307
7.5 5,62 —282 1,40 844 4 0,42 0,019 0,120 С.285
10 6.36 —3,04 1,66 9,40 6 0,57 0,028 0,1» 0.272
15 7,39 —3,33 2,03 10,72 8 0,72 0,039 0,191 0.267
20 7,97 —3,54 2,22 11,51 10 0,88 0,053 0,229 0260
25 8,20 -368 2,26 11,88 12 1,025 0,072 0,264 0258
30 8,21 —3,79 2,21 12,00 14 1,17 0,091 0,299 0255
40 7,75 —3,87 1,94 11,62 16 1,30 0.114 ода 0.254
50 6,92 —3 67 1,63 10,59 18 143 0,139 0,361 0,252
60 5,87 —3,27 1,30 9,14 20 1,55 0,164 0,390 0,252
70 4,64 —2,70 0,97 7.34 21 1,57 0,180 0,394 0,252
80 3,27 —1,97 0,65 5,24 22.2 1,40 0,252 0,404 0.288
90 1,78 —1,13 0,33 2,91 24 1,33 0,312 0,398 0,299
95 0,98 —0,64 0,17 1,62 26 1,25 0,363 0,419 0,335
100 0 0 0 0 30 1,03 0,462 0,386 0,375
Самолеты с профилем NACA-250I2
№ no пор* Название самолета Страна ГоД вы- пуска Тип конструкции Назначение Примечание
231
М> 70 профиль NACA-2306 Лаборатория LMAL — NACA Труба переменной плотности
су гаах 1,04
СЛП)1П 0,0075
8 0,036
\ * г / шах 25
CV max . tnia 138.6
1 17,7
Относительная толщина с 0,06
Относительная вогнутость / 0,02
Относительное положение ма- кс 1мальной вогнутости х/ 030
/> max = 7 17,32
сх min 8
г 1 S’max V fxmin 5.21
232
mnr vokb-la.spb.ru
И = 21,1 MfctK Re = 3080000 d — 20,6 am TF — 2,64 Reg = 8 140 000 мэ , Мо е ь № 680 Размер 127’ х 762 X-6 № 70
Дата продувки 24,. IX 1931 г Источник: Report NACA № 460
Аэродинамические характеристики
Геометрические характеристики
(в °'о от хорды)
X Ув Уи У ср h а° S' сг с<яД Cd
0 - 0 0 0 —4 —0,18 0,010 -0,0 15 —
1.25 116 —0 73 0.215 1,89 —2 0,00 00078 0,036 —
2,5 1,70 --0,95 0 875 2,65 0 0 J3 00098 0,0685 0,526
5 2.43 -1,15 064 3,58 2 030 0,0124 0,111 0 369
7.5 3.01 —122 0 895 4,23 | 4 0,46 0,0206 0,161 0,322
10 3,48 —122 1,13 4,70 6 0,62 0,03б' 0,181 0,312
15 4 18 —1 18 1,50 5,36 8 075 0,040 0,224 0,299
20 4,65 —109 1,78 5,74 10 0,88 0,060 0258 0293
25 4,91 —1,04 1 945 5,95 12 100 0,080 0288 0,288
30 5,00 —1,00 2 00 6,00 14 1,02 0122 0295 0,289
40 4 86 —094 1,66 5,80 16 1,04 0 200 0,350 0,336
50 4 49 —0,81 184 5,30 18 102 озоо 0,394 0,388
60 3,92 —065 1 635 4,57 20 1,00 0350 0,400 0,400
70 3,19 —048 1,355 3,67 22 0,98 0,360 0,400 0,407
80 2 30 —0,33 0,985 263 24 094 — 0,400 0,426
90 1,26 —0,19 0,535 t 45 26 0 92 — 0,400 0,434
95 0,68 -0,13 0,275 0,81 28 0,90 — 0,405 0,45
100 0 0 0 °
Самолеты с профилем NACA 2306
по пор. Название самолета Страна Год вы пуска Тип конструкции Назначение Примечание
233
КЬ 71 ПРОФИЛЬ Лаборатория LMAL — NACA
Jrc i1 МАСА-2309 Труба переменной
плотности
л—и,Ь
t
S’max 1.51
S mln 00085
cmO 0036
\ cr /max 25
Spax Smin 177,6
( —) \ cx JaiA^ 16 5
5 Относительная толщина с 0,09
Относительная вогнутость / 0,02
Относительное положение ма- ксимальной вогнутости Xf 0,30
S max 16,78
-с— *~х min 5.95
V S’ max V *хгп1п 6,04
234
V =21,4 м/сек Re = 2970000 р = 20,3 ат TF =2,64 Re. = 7 850000 МЭ: Модель № 681 Размер 127‘Х 762 1 = 6 — 1VWW " № 71 tkb-la.spb.ru
Дата продувки 24/IX 1931 г Источник: Report NACA N> 460
Гсоме рические^ характеристики Аэродинамические характеристики
X >’в Ун У ср Л 1 СУ Сж
0 0 0 — 4 —0,16 0,0098 —0,004 —
1,25 1,69 —1,16 0 265 2,85 — 2 0,00 0,0090 0,036 —
2,5 2,39 —1,58 0,405 ЗОТ 0 0,15 0,0086 0,0735 0,490
5 3,36 —2 01 0,675 537 2 0,30 0,012 0,111 0,370
7,5 4,09 —2,24 0925 6.33 4 0,45 0,020 0,149 0,331
10 4,67 —2.38 1 145 7,05 6 0,60 0,028 0,186 0,310
15 5,54 —2,50 1,52 804 8 0,75 0040 0,224 0,299
20 6,08 —2,52 1 78 8,60 10 0,90 0,054 0261 0290
25 6 37 —2,51 1.93 8,88 12 106 0,074 0 302 0,285
30 6,50 —2,50 2,00 9,00 14 1,20 0,094 0,338 0,282
40 6,32 —239 1,965 8,71 16 1.34 0,120 0,375 0,279
50 5,82 —2,13 1845 795 18 1,44 0,142 0,400 0,278
60 507 — 1,78 1645 6,85 20,2 1 51 0,188 0,419 0,277
70 4,И — 1,38 1,365 5,49 20,2 1 40 0,238 0,430 0,307
80 2,96 —0,97 0,995 3,93 22 1,30 0,316 0,445 0,342
90 164 —0,54 0,55 2,18 24 1,20 0 380 0,450 0375
95 0,88 -0,33 0,275 1,21 26 1,10 — 0,435 0,395
100 0 0 0 0 30 0,97 — 0,413 0,426
Самолеты с профилем NACA-23Q9
№ по пор. Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Примечание
235
Jw 72 профиль NACA-2312 Лаборатория LMAL — NACA Труба переменной плотности
fymax 161
c^min 00090
*in о 0,038
fA) \ /max 221
cy шах cxmm 175
(—) \ Cjr /max । 15,8
Относительная толщина с 0,12
Относительная вогнутость^ 0,02
Относительное положение’ маТ ксимальной вогнутости Xf 0,30
cjinax ЛУ = “ — с 13,42
c^mln 13,34
£у max схшт 6,12
236
wtvwt vokb-la. spb .ru
V = 21 м]сек Re = 3120000 р =20,9 ат TF = 2,64 Re. = 8250000 МЭ Модель № 720 Размер 127 х 762 Х=6 N° 72
Дата продувки 2/XII 1931 г. Источник: Report NACA № 460
Геометрические характеристики Аэродинамические характеристики
(в % от хорды)
X >в Ун УСр h “• i с> СтА са
0 - 0 0 0 — 4 -0,018 0,0115 —0009 —
1,25 2,25 —1,57 0,335 3,81 — 2 0,00 0,0090 0,036
2,5 3,11 —2,16 0,475 5,27 0 0,13 0,011 0,0685 0,527
5 4 31 —2,85 0,73 7,16 2 0,30 0,014 0,113 0,377
7,5 518 —3,26 096 8,44 4 0 44 0,020 0,149 0338
10 5,86 —3,52 1,17 9,38 6 0,58 0,028 0,180 0,310
15 6,89 —3,82 1,535 10.71 8 0,74 0.040 0,220 0.297
20 7,54 —3,94 1.80 11,48 10 0,90 0056 0260 0,289
25 7,88 —3,99 1 945 1187 12 1,04 0,064 0295 0,284
30 8,00 —4,00 2,00 1200 14 1,18 0,090 0,330 0,279
40 7,77 —384 1,965 11,61 16 130 0,114 0,363 0,279
50 7,14 —3,45 1 845 10,59 18 1,42 0,140 0,392 0.276
60 621 —2,92 1,645 9,13 20 1,54 0,164 0,424 0.276
70 5 02 —2,31 1355 7,33 22 1,61 0.200 0,445 0,276
80 3,62 —1.63 0,995 525 22,5 1,47 0,247 0,443 0,302
90 2,00 —0.91 0,545 2,91 24 1 36 0,300 0.430 0 316
95 1,09 —0,52 0,285 1,61 26 1,24 0,360 0,435 0,351
100 0 0 0 0 . 28 1,14 — 0,415 0,364
, 30 1 1.035 — 0,409 0,395
Самолеты с профилем NACA-2312
№ по пор. Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Примечание
1
237
№ 73 ПРОФИЛЬ НАСА-2315 Лаборатория LMAL—НАСА Труба переменной ПЛОТНОСТИ
1.54
cjmln 0,010
0 0,034
(-&.) \ Cj, /шах 21,5
S' шах Cr min 154
(£) X гх /шах 16,2
Относительная толщина е 0,15
Относительная вогнутость У 0,02 t
Относительное положение ма- ксимальной вогнутости X/ 0,3
г Су max 10,28 1 4
лх = ~- * сл min 15Л ।
су max сл min 5,77 J 1 p
238
www. vokb-la. spb .ru
' V — 2! м/ак Re «3060000 р = 20,8 ат TF = 2,64 Re. = 8 100000 мэ Модель. ГА 683 • _ Размер 127 х 762 Х = б № 73
Дата продувки 25/IX 1931 г. Источник: Report NACA № 460
Геометрические характеристики Аэродинамические характеристики
(в % от хорды) г- г
X Ув Ув Уср It а° СУ
0 0 0 0 —4 —0,19 0,013 —0,0135 —
1,25 2.80 —1,96 0,42 4,76 -2 —0,01 0,010 0.0315 —
2.5 3,85 —2,74 0,555 6,59 0 0,13 0,011 0,0665 0,510
5 5,26 3.66 0,80 8,92 2 озо 0,014 0,107 0,357
75 6,28 —4,25 1,015 10,53 4 0,42 0,020 0,136 0324
10 7,08 —4,66 1,21 11,74 6 058 0,030 0,175 0302
IS 8,25 —5,13 1,56 13,38 8 0.72 0.040 0,210 0.292
20 897 —5,38 1,795 14 35 10 0,86 0054 0.245 0.285
25 9,36 —548 1,94 14,84 12 1,01 0072 0282 0,279
30 9,50 —5,50 2,00 15.00 14 1,10 0,090 0,305 0277
40 9,22 —5,29 1,965 14Д1 16 1,30 0,110 0,355 0,273
50 8,47 —4,77 1,85 13,24 18 1.40 0,140 0383 0,274
60 7,36 —4,06 1,65 11,42 20 1,53 0,162 0418 0,274
70 5,95 —3.22 1,365 9,17 21 1,54 0,172 0.423 0,275
80 4,29 —2,28 1.005 6,57 22 1,44 0,230 0.430 0297
90 2,39 — 1,26 0.55 3,62 24 1,40 0,280 0440 0,314
95 1,30 —0,72 029 2,02 26 134 0,340 0,435 0.324
100 0 0 0 0 28 1,22 0,388 0,430 0,353
30 1,10 0,415 0,377 t
Самолеты с профилем КАСА-2315
№ по пор* Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Примечание
1 Gauks США 1935 Моноплан Эксперимен- тальный Проект
2 Lambert-Monocoach Франция 1936 > Туристский
9ЧЭ
№ 74 ПРОФИЛЬ' NACA-23012-33 Лаборатория LMAL- «АСА Труба переменной плотности
О 10 2D 30 40 SO 60 70 SO SO 100
-0,4
—ь-
-0,6
___I—
с/тах 1,42
Cjrmin 0,0075
о 0,01
\ jr /шах 22,0
fymax f*min 190
(4 \ с* / max 14,7
Относите ьная толщина с 0,1201
Относительная вогнутость/ 0,0184
Относительное положение ма- ксимальной вогнутости X/ 0,15
rr S'та* Ку 11,8
cjc min 16,0
су max с*т n 6,08
Положение фокуса. — О 243, уф = 0,07.
240
www. vokb-la. spb .ru
V = 20,8 м/сек Re = 3230000 р = 20,8 ат TF -- 2,64 Яе9 = 8530000 МЭ.В6 Модель № 1220 Размер 127 х 762 1=6 " № 74
Дата продувки 31/1 1935 г. Источник: Report NACA № 610
Геометрическне^харштеристики Аэродинамические характеристики
X Ув ! Ун Уср Л * СУ <г СтА
0 — 0 О 0 4 —021 0,012 —0,041
1,25 1,90 —0,77 0,51 2,67 —2 -4)06 0,0095 —0,0095 —
2,5 2,89 —1,15 0JB7 4,04 0 0,08 0,0075 0,0295 0,370
5 4,34 —1,70 1,32 6,04 2 0,22 0,011 0,0635 0,289
7,5 5,38 —2,18 1,60 7,56 4 0,396 0 018 0,105 0,270
10 6,15 —2,62 1,77 8,77 6 0,53 0024 0,132 0,264
15 7,08 —3,40 1,84 10,48 8 0,67 0,038 0,173 0258
20 7,49 3,98 1,76 11,47 10 081 0,049 0,207 0256
25 7,60 4,30 165 11,90 12 0,96 0,064 0,243 0,254
30 7,55 —4,46 1,56 12,01 1 14 1,10 0,082 0,278 0,253
40 7,11 —4,30 1,41 11.51 16 1,24 0,104 0312 ОДО
50 6,52 —3,83 1,35 10,35 18 1,37 0,131 0 343 0,251
60 5,61 —3,14 1,24 8,75 19,5 1,42 0 152 0,365 0,257 ч
70 4,48 —2,26 1,11 6,74 20 1,31 0,198 0,368 0,281
80 3,16 — 1,25 | 0,96 4,41 22 1,20 0,280 0,392 0,326
90 1,70 —0,70 0,50 2,40 24 1>Н 0,360 0,390 0,351
95 0,93 0,00 ' 0,47 0,93 26 1,03 — 0.370 0,359
100 0 0 О 0 28 0,95 — 0 361 0,380
30 0,87 — 0,356 0,408
Самолету с профилем NACA-23012-33
№ ло пор. Название самолета Страна Год Вы- пуска Тин конструкции На качение Примечание
1
Кравець—44 о—1 6
241
№ 75 ПРОФИЛЬ NACA2R, 12 Лаборатория LMAL— NACA Труба переменной
ПЛОТНОСТИ
ушах 1,52
min 0,0086
ftnO 0,02
(±) X tx /max 22,6
г^у max £х min Ш
(£) \ сх / max 16,2
Относительная толщина с 0,12
Относитетьная вогнутость/ 0,0198
Относительное положение ма- ксимальной вогнутости Xf 0,30
„ су щах 12,65
сх mm 13,95
max 1/" min 6,03
ww vokb-la spb .tu
V •- 20,8 м1сен Ле = 3 260000 р = 20,0 ат TF =264 Ke:j = 8 600 000 мэ Модель № 764 Размер 127 х 762 1 = 6 № 75
Дата продувки 26/]I 1932 г. Источник' Report NACA № 460
Геометр^ескне^рактеристххм Аэродхнемкческме характеристики
X Ув Уср h а° 1 СУ
0 1 ] 0 0 0 4 1 —0,20 0,011 —0030 —
1,25 2,24 —157 0,33 3,81 —2 —0 04 0,009 0,010 —
2,5 3,10 —2,17 047 527 0 0,11 0,0086 0,0475 0,432
5 4,29 —2,86 077 7,15 2 0,25 0,011 0,085 0 327
7,5 5,16 —3,28 094 8,44 4 0,40 0,018 0,120 0,300
10 584 —3,57 1,14 9,41 6 0,54 0,027 0,135 0,250
15 6,82 —3,88 1,47 10,70 8 0,70 0,038 0,175 0,250
20 7,47 —4,02 1,73 11,49 10 0,83 0,050 0,208 0,250
25 7,82 —4,06 1,88 11,88 12 0,98 0.068 0 245 0 250
30 7,98 —4,02 198 12,00 14 1,П 0,088 0 298 0,269
40 7,76 —3,84 1,86 11,60 16 1,26 0,108 0 334 0,265
50 7,03 —3 55 1,74 1058 18 1,39 0,131 0369 ' 0,265
60 5,94 —3,18 1,38 912 20 1,49 0.148 0,392 0,263
70 4,61 —2.72 0,95 733 21,5 1,52 0,180 0400 ' 0.263
80 3,16 —2,10 0,53 5,26 22 1,41 0,220 0,402 0,284
90 1,63 — 1,26 0,19 2,89 24 ,1.32 0,293 0,410 0,311
95 0,87 —0,74 0,06 1,61 26 1,22 0.352 0,405 0,332
100 0 0 0 0 28 1,11 0,402 0,399 0,356
! 30 1,00 — 0,393 0,390
Самолеты с профилем NACA-2Ril2
Na по пор. Назиаыге самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Примечание
1
№ 76 ПРОФИЛЬ NACA-2406 Лаборатория LM AL— NACA Труба переменной плотности
Smat Iflt
fx«mn 0,0074
Чп • 0.037
\СЖ /инн 25
Г j’ шах j»in 136,6
(<:) \ c-> J mac 16,7
Относительная толщина с 0,06
Относительная вогнутость / 0,02
Относительное положение ли- ксимальной вогнутост х/ 0,40
г- _ су max 7" 16,84
с СГШ1П 811
if max V c-rmln 5,16
ww vokb-la. spb .ru
V = 21,1 м/сек Ле = 3120 000 р 20,7 ат TF =2,64 Яеэ =8250000 МЭ: Модель № 665 Размер 127 х 762 1 = 6 №76
Дата продувки . 8/IX 1931 г. Источник: Report NACA № 460
Геометрические характеристики Аэродинамические характеристики
(в % от хорды)
X У* уа Хер Л 1 “ 9 стА
0 0 0 0 о 1 4 —0,20 0,010 —0010 —
1,25 1,11 —080 0,155 1,91 -2 —0,02 0,008 0,034 —
2.5 1,57 —1.01 0265 2,61 0 0.12 0008 0,070 0,583
5 2,28 —1,29 0 495 3,57 2 0,29 0,0116 0,116 0,383
7,5 2,81 —1,40 0,705 4,21 4 0,43 0,020 0,147 0,343
Ю 3,24 — 1,45 0895 4 69 6 0,58 0,028 0,184 0,318
15 3,90 —1,44 1,23 5,34 8 72 0,040 0.220 0,306
20 4 37 —1,37 1,50 5,74 10 0,84 0,060 0,250 0,298
25 4 69 —1,25 1,72 5,94 12 092 0,100 0,270 0,293
30 4,88 —1,12 1,88 6,0 М 0,98 0,170 0,286 0,291
40 490 —0.90 2.00 5,8 16 1,01 0,230 0,302 0,299
50 460 —0,70 1,95 5,3 18 106 0290 0,348 0,345
60 4,08 —0,49 1,795 4 57 20 100 0,340 0,400 0400
70 3,35 -0,33 1,51 3,68 22 096 0380 0 400 0.417
80 2,44 —0 20 1,12 264 24 092 — — —
90 1,35 —0,11 0,62 1,46 26 0,91 — —
95 0,73 —0,08 0,325 0,84 0,90 —
Самолеты с профилем NACA-2406
К’2 ПО пор. Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Примечание
1 Spartan 7W США 1936 Моноплан Пассажир- ский На дешде крыла
245
1' [ Ml 77 ПРОФИЛЬ NACA-2409 -Лаборатория LMAL—ЛАСА Труба переменной плотности
£_ртах 1,51
ШШ 0,008
0,044
f--) \ Сх/аах. 22,6
С mi 164,2
/ с'*\ I — 1 \ сх J алх. 15,8
Относительная толщина с 0,000
Относительная вогнутость ~f 0,02
Относительное положение ма- ксимальной вогнутости X.J 0,40
тл S'niax КУ=~Т 16,78
кх = — £xmln 10,97
if max Я/"- V CJC min 6,1
246
www. vokb-la. spb.
V - 21,1 м/сек I 7?е =3110000 р/=[20,8 от TF =2,64 < | /?еэ =8 220 000 - МЭ Моделц № 666 Р змер 127 х 762 1 = 6 № 77
Дата продувки 9/IX 1931 г Источник. Report NACA № 460
Геометрические характеристики Аэродинамические характеристики
(в % от хорды)
X УВ Уср м с* СУ стА 'd
0 0 0 0 0
1,25 1,62 —1,23 0,195 2,85 —4 —0,192 0,012 -0004 —
2,5 2,27 —1,66 0,305 393 —2 000 0,008 0044 —
5 3,20 —2,15 0,525 5,35 0 0,13 0.008 0.076 0,588
7.5 3,87 —2 44 0,715 6,31 2 0,29 0,0128 0,118 0,397
10 4,43 —2,60 0,915 7,03 4 0,43 0,020 0150 0,352
15 5,25 —2,77 1,24 8,02 6 0,58 0,028 0,188 0,326
20 5,81 —2,79 1,51 8,60 8 0,72 0,040 0,224 0,311
25 6,18 —2,74 1 72 8,92 10 0.88 0,054 0,264 0,300
30 6,38 —2,62 1,88 9,00 12 1,02 0,070 0,298 0,293
40 6,35 —2,35 2,00 8,70 14 1,18 0 090 0336 0,287
50 5,92 —202 1,95 7,94 16 1,30 0,112 0,370 0,284
60 5,22 —163 1,795 6,85 18 1,43 0,140 0,402 0,281
70 4,27 —1,24 1,515 5,51 20 1,50 0,180 0,416 0,277
80 3,10 —085 1,125 3,95 22 1,30 0 270 0,444 0342
90 1,72 1 —0,47 0,625 2.19 24 1,16 0,370 0,430 0,371
95 0,94 —0,28 0,33 1,22 26 1,08 — 0,420 0,389
100 0 0 0 0 28 1,00 — 0410 0,410
Самолеты с профилем НАСА 2 09
№ ло пор. Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Примечание
1 Gee-Bee С-8 США 1933 Моноплан Гоночный На конце крыла
247
№ 78 ПРОФИЛЬ NACA-2412 Лаборатория LMLA NACA Труба пером иной плотности
О 10 ZP JO 40 50 60 70 80 SO 100
22°
fy щах 1,62
min 0,0087
0,044
\ Cj /max 22,6
Snug min 186,3
(#) \ / max 15,8
Относительная толщина с 0,120
Относительная [вогнутость / 0,02
Относительное положение ма- ксимальной вогнутости Xf 0,40
„ су щах 13,5
X, сх min 13,8
V ‘у max t' cxmin 62
www. vokb-la spb.ru
V =20,8 м/сек Re = 3250 000 р =21,0 ат TF =2,64 J?e3 =8600000 МЭС2 , .Модель Nit 721 Размер 127 х 762 Л = 6 № 78
Дата продувки З/ХП 1931 г. Источник: Report NACA № 460
Геометрические характеристики Аэродинамические характеристики
(в % от хорды)
X ув Ув Уср Л а’ еУ Гг
0 — 0 0 0 —4 0,012 0,001 —
1,25 2,15 —1,65 0,25 ‘ 3,80 —2 0,00 0,0088 0,044 —
2,5 2,99 —2,27 0,36 5,26 0 0,13 0,010 0,076 0,588
5 4,13 3,01 0,56 7,14 2 0,29 0,0128 0,119 0,397
7,5 4,96 —3,46 0,75 8,42 4 0,42 0,020 0,150 0,355
10 5,63 —3,75 091 9,38 6 0,58 0,030* 0.189 0,326
15 6,61 —4,10 1 255 10,71 8 0,72 0,040 0,224 0,311
20 7,26 —4,23 1,515 11,49 10 0,88 0,052 0,264 0,300
25 7,67 —4,22 1,725 11,89 12 1,00 0,074 0,294 0,294
30 7,88 —4,12 1,88 12,00 14 1,16 0,090 0,334 0,288
40 7,80 —3,80 2,00 1,60 16 1,30 0,112 0,370 0,281
50 7,24 —3 34 1,95 10,58 18 1,40 0,140 0.392 0,281
60 6,36 —2,76 1,80 9,12 20 1,52 0,160 0,424 0,279
70 5 18 —2,14 1,52 7 32 22 1,60 0,192 0,444 0,278
80 3,75 —1,50 1,125 5,25 24 1,34 0,300 0,436 0,325
90 2,08 —0,82 0,63 2,90 26 1,20 0,360 0,428 0,355
95 1,14 —0,48 0,33 1,62 28 1,10 — 0,414 0,377
100 0 0 0 0
Самолеты с профилем NACA-2412
№ по пор. Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Примечание
1 Arrow-G США 1937 Моноплан Спортивный
2 Cessna-34 » 1935 Туристский
3 Curtiss-Condore ВТ-32 * 1934 Бомбарди- ровщик
4 Curtiss Wright CA-1 Л 1935 Биплан Спортивный
5 Great Lakes * 1934
6 Howard DOA «Mr. Mulligan,» й- 1935 Моноплан Гоночный
7 Luscomb-90 0 1938 0 | Спортивный
№ 79 I ПРОФИЛЬ НАСА 2415 Лаборат рия LMAL NACA Труба переменной плотности
су лах 1,54
СлгП11п 0,010
0 0,04
) V Сх /max 20,8
max cxmin 154
/ \ cy /max 14,5
Относительная толщина с 0,15
Относительная вогнутость ~j 0,02
Относительное положение ма- ксимальной вогнутости Xf 040
а- _ 5фпах Ку 7 1026
* * 11 В "1 в 15,0
V fymax |/схт1п 5,75
250
www. vokb-la. spb .ru
V = 2\,2м1сек Яе = 3060000 р =20^шп TF =2,64 /?ев — 8 100000 МЭ: 'Модель № 668 Размер 127 х 762 1=6 № 79
Дата продувки 10/IX 1931 г Источник: Report NACA № 460
Геоме рические характеристика Аэродинамические характеристики
(а % от хорды)
X /в Ув Хер Л (•• Cd
0 — 0 0 0 —018 0,013 —0,050 —
1,25 2,71 —2,06 0,33 4,77 —2 —0,02 0,0(0 0,035 —
2.5 3.71 -2,86 0,43 637 0 0,13 0,012 0,0735 0,557
5 , 5,07 —3,84 0,62 8,91 2 0,28 0.016 0,110 0,392
7,5 6,06 —4,47 0,80 10,53 4 0,42 0,020 0,145 0345
10 6,83 —4 90 087 11,73 6 0,57 0 030 0,182 0,320
15 7,97 —5,42 1,28 13,39 8 0,71 0,042 0,218 0307
20 8,70 -5.66 152 14,36 10 0,86 0.056 0,255 0,297
25 9,17 —5,70 1.74 14,87 12 1,00 0,071 0,288 0288
30 938 —5,62 1,88 15,00 14 1.15 0.090 0,326 0.283
40 9 25 —5,25 2,00 14,50 16 1,28 0,112 0360 0,281
50 8,57 -4,67 1,95 13,24 18 1,40 0,136 0,390 0,278
60 7.50 —3,90 1,80 11.40 20 1,50 0,160 0,415 0,276
70 6,10 —3,05 1,53 9,15 22 154 0,192 0,425 0,276
80 4.41 —2,15 1,13 6,56 24 141 0,280 0,441 0,313
90 2,45 —1,17 064 3,62 26 1.31 0.332 0,439 0,335
95 1,34 —0.68 033 2,02 28 120 0,383 0,425 0,354
100 0 ° 0 0 30 1 10 —• 0,415 । 0,378
Самолеты с профилем NACA 2415
№ по пор. Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Примечание
1 Сее-Вее С-8 США 1931 Моноплан Гоночный У корня крыла
2 Granville Aircraft 1933
251
№ во ПРОФИЛЬ NACA-2418 Лаборатория LMAL— NACA Труба переменной плотности
S'max 1,43
Sr mln 0,0113
fJ7TO * 0,038
рл \ c-r /max 20
Smax Gmin 126,6
\ c-r /max 15,2
Относительная толщина с 0,18
Относительная вогнутость / 0,02
Относительное положение ма- ксимальной ВОГНУТОСТИ Xf 0,40
ьг S'max - 7,95
к, —с— _ Sr mln V S' ШЦ Vх cxmln 15,9 5,35
252
wwtt vokb-la spb.ru
F =21 м/сек Re — 3060 000 р = 20,8 ат TF = 2,64 Rea =8100000 МЭ Модерь К» 669 Размер 127 х 762 Х = 5 № 80
Дата продувки 11/IX 1931 г. Источник. Report NACA № 460
Геометрические характеристики Аэродишмичас. .не характеристики
(В % от хорды)
X >'в Х’к Уср Л я5 СУ с* Ч
0 0 0 0 0 —4 0,16 0,014 0,00 —
1 25 3,28 —245 0,415 5,73 —2 -0,00 0,010 0,038 —
2.5 4 45 —3,44 0,505 789 0 0,13 0010 0,073 0,558
5 603 —4 68 0,675 1071 4 0,42 0021 0,143 0,340
7,5 7,17 —5,48 0,845 12,65 6 0,56 0030 0,178 0,318
10 8,05 —6,03 01 14,08 8 072 0,040 0,218 0,303
15 9,34 —6,74 1,30 1608 10 0,86 0,052 0,246 0,287
20 10 15 —709 1,53 17,24 12 0,00 0,070 0,282 0,282
25 10.65 —7,18 1,735 1783 14 1.12 0.090 0,312 0,279
30 10 88 —7,12 1,88 18 16 1,26 0,110 0346 0.274
40 10,71 —6.71 2,00 1742 18 1,36 0132 0,368 0271
50 989 —5,99 1,95 1588 20 1,42 0,162 0.384 0,271
60 865 —5,04 1,805 13,69 22 1,40 0220 0 420 0300
70 7 02 —3,97 1,525 10,99 24 1,36 0,272 0,430 0,316
80 5.08 —2,80 1,14 7,88 26 1,30 0,322 0,424 0 327
90 2,81 —1.53 0,64 4,34 28 1,20 0,380 0,420 0,350
95 1.55 —0,87 034 2,42
100 0 0 0 0 W
Самолеты с профилем МАСА 2418
i № ПО пор. Название самолета Страна Год ВЫ’ пуска Тип конструкции Назначение Примечание
1 Spartan 7W США 1936 Моноплан Пассажир- ский У корня крыла _
. - ———-
253
№ Si ПРОФИЛЬ NACA-2121 Лаборатория LMAL—NACA Труба переменной ПЛОТНОСТИ
су Шах 1.35
Cr min 0,0128
^71 О 0,036
\ С к/ max 17,5
^jrmui 105,5
g 1 14,6
Относительная толщина с AS* « 0,2!
Относительная вогнутость /1 0,02
Относительное положение ма ксимальной вогнутости X/ 0,414
4, _ Су шах с - 04
— кх=—^~ cxmln 16,4
/ ^шах V сх min I 4,97 I
254
www vokb-la spb ru
.V =21,5 м/сек Re— 3 000 000 Р = 20,6 ат TF - 2,64 Ре, = 7920000 МЭ. Модель № 670 Размер 127x762 7 =6 № 61
1 Дата продувки | 11/IX 1931 г. f Источник Report NACAN-460
Аэродинамические характеристики
Геометрнческие характеристики
(в % от хорды)
X З'а Ун Уср Л а= 9 Сд. СЯЛ Q j
0 0 0 0 —4 —0,19 0,0180 —0,008 —
1.25 3,87 —2,82 0,525 6,69 —2 0,00 0,0128 0,036 —
2,5 5,21 -402 0595 9,23 0 0,12 0,0130 0,066 0,550
5 7,00 —5,51 0,745 12,51 2 0,28 0,0180 0,103 0,368
7,5 829 —6,48 0.905 1477 4 0,40 0,0232 0,130 0,325
10 928 —7,18 1,05 16,46 6 0,52 0,030- 0,157 0,309
15 10,70 —8,05 1,325 18,75 8 0,70 0,043 0,195 0,279
20 11,59 —8,52 1 535 20,11 10 0,80 0,052 0,220 0,275
25 12,15 —8,67 174 20,82 12 0,96 0,070 0,260 0,271
30 12,38 8,62 1,88 21,00 14 1,08 0,088 0,290 0268
40 12.16 —8,16 2,00 20,32 16 1,20 0,098 0,320 0,267
50 11,22 -7,31 1,955 18,53 18 1,30 0,130 0,345 0.265
60 9,79 —6,17 181 1596 20 1,34 0,168 0,384 0,287
70 7,94 —4,87 1 535 12,81 22 1,33 0,220 0,4СЗ 0,302
60 5,74 . —3,44 1,15 9,18 24 1,31 0,262 0,408 0,312 ;
90 3,18 — 1,88 0,65 5,06 26 129 0,308 0,413 0,320
& 1,76 -1,06 0,35 2,82 28 1,20 350 0,400 ода
too 0 ° 0 0
Самолеты с профилем N АСА-2421
№ ПО пор. Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Примечание)
255
Nt 82 ПРОФИЛЬ NACA-2512 Лаборатория LM AL—КАСА Труба переменной ПЛОТНОСТИ
О К го 30 ЬО 50 SO 70 80 so too
f°^0/
1 — -“rf — /го 0
4V/Gr
1
у| Afe
— — 1 да- fCfT A —
- я г
— Lr — —
у 2
J р
-<0° -> 2С> Г Ч 0, т” 10 2(t‘ 0,20 ।oe
-020 % F" ого o)o фр
1
1
I 1
^max 1,62
f^min 0,0091
СИ2О 0,054
И \ cx / max 22,5
cy max Srmm 178
(sk) \ / max 16,2
Относительная толщина с 0,1202
Относительная вогнутость / 0,02
Относительное положение ма- ксимальной вогнутости X/ 0^0
I- _ Sraax 13,48
Кж=-ГЛ~ хтЮ 13,21
tf S'max )/ ^xmin 6,И
256
тятятг vokb-la. spb .ru
V = 21,2 м/мк )?е= 3 080 000 р =21,0 ат TF =2,6 /?<,= 8 150000 МЭ Модель № 122 Размер li?7 х 762 k = 6 Na 82
Да -а продувки З/ХП 1931 г Источник- Report NACA № 460
Геометрические характеристики Аэродинамические характеристики
(в % от хорды)
X Ув Уи Уср Л а° СУ сг ГгиД
0 0 0 0 —4 —013 0,010 — —
1,25 209 1,70 0,195 3,79 —2 0,00 0 010 : 0,054 —
23 2,91 —2,33 0,29 5,24 0 0,16 0,010 0,090 0 562
5 402 —3,09 0,465 7,11 2 0,30 0,014 0,135 0,416
7,5 4,83 —3,59 062 8,42 4 0,45 0,020 0162 0,361
10 546 —3,92 0 77 9,38 6 060 0,030 0.200 0,333
15 6,40 —4 30 1 05 10,70 8 0,75 0 040 0,238 0316
20 703 —4,43 1 30 11,46 10 0,90 0,058 0,276 0,306
25 744 —4,44 1 50 11.88 12 1,04 0074 0 310 0298
30 769 —4,33 168 1202 14 1,18 0 092 0 344 0.292
40 7,72 —3,90 1 91 11,62 16 1,30 0,116 0,374 0,288
50 7,29 —3,29 2,00 10,58 18 1.42 0.140 0,404 0 285 '
63 6,49 —2,63 1,93 9,12 20 1,55 0 164 0,434 0282
70 5,35 — 1,97 1,69 7,32 22 1.62 0200 0.451 0280
89 3,92 —133 0,745 525 24 1,30 0300 0,444 0342
90 2 18 —0,72 0,73 2,90 26 120 0 380 0.440 0367
ДО 1 19 —0,42 0,385 1,61 28 1,10 — 0,424 0387
100 0 0 0 0
Самолеты с профилем КАСА-2512
№ по пор. Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Примечание
251
Кравец—440—17
№ 83 ПРОФИЛЬ NACA 32012 Лаборатория LMAL—NACA Труба переменной плотности
у mar 1,62
czmfn 0,0078
0,005
\ Сх Jma.iL 22.2
с mar 207,0
(—) \ Сг / шах 15,4
Относительная толщина с 0,12
Относительная вогнутость / 0.0231
Относительное положение ма~ ксимальной вогнутости х/ 0,10
и- Су ша* 7 13,5
сх min 15,35
S'mat j/ fjr mln 6,33
Положение фокуса: = 0,239; = 0,06.
258
wuir vokb-la spb.
[ V - 21 M/ctK. , Re^ 3180000 р — 20,5 ат TF = 264 Re3 8 400000 МЭ- D3 Модель № 1223 Размер 127 х 762 1 = 6 1 № 83' ।
Дата продувки 4/11 1935 г. Источник: Report NACA № 610
Геометрические характеристики Аэродинамические характеристики
(в % от хорды) (пересчитаны no ReJ
X Уъ Ун З'ср h а° СУ сг
0 0 0 0 —4 —0,20 0,012 —0,043 —
1,25 3,32 —0,86 1,23 4,18 —2 —0 05 0,0078 —0,007 —
2,5 4,36 - 1,11 1 625 5,47 0 010 0,0085 0,030 0,300
5,0 5,69 —150 2,095 7,19 2 0,26 0,0128 0067 0,257
7,5 6,48 —1,91 2,29 8,39 4 0,40 0,018 0,100 0,250
10 6,99 —2,38 2,31 9,37 6 0,55 0,027 0137 0,249
15 7,53 —3.18 2,18 10,71 8 0,70 0,038 0,173 0,247
20 7,80 -3,68 2,06 11,48 10 0,85 0,052 0,208 0,245
25 7,87 —4,00 194 11,87 12 1,00 0,070 0249 0,244
30 7,81 —4,20 1,81 12,01 14 1,16 0090 0,283 0 244
40 7,35 —4,26 1,55 11,61 16 1,30 0,112 ОД 18 0,244
50 6 59 —4,00 1,30 10,59 18 141 0,136 0,346 0,245
60 5,60 -331 1,05 9,11 | 20 1,54 0,161 0,378 0,245
70 4,46 —2,88 0,79 7,34 21,8 1,62 0,185 0,397 0,245
80 3,15 —2,10 033 5,25 21,8 126 0,266 0,370 0,302
90 1,71 —1,19 0,26 2,90 24 1.11 0,334 0,386 0,348
95 0,93 '—069 0,12 1,62 28 1,00 — 0,379 0,379
100 0 0 ° 0 30 1,97 — 0,392 0,404
Самолеты с профилем NACA-32012
№ по пор. Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Примечание
259
* ~ № 84 ПРОФИЛЬ И АСА-33012 Лаборатория LMAL—NACA Труба переменной плотности
сушах 1,68 Относительная толщина с 0,12 1
cxmin 0,0078 Относительная вогнутость / 0,0276
GrO 0,014 Относительное положение ма- ксимальной В ГнуТОСТ Xf 015
\ сх / шах 2 ,6 Й J||u 1 14,0
еутах fxmln 215,0 л mm 15,35
/ г \ 1 У 1 \ / max 15,3 та* V сх mln 6,82
Положение ф куса 0,24 уф = 0 06
260
wvtv vokb-la. spb
V — 20,9 ujctK Re=3 170000 Р 20,8 ат TF = 2,64 7? еэ= 8370000 МЭ D3 Модель № 1224 Размер 127 х 762 X =6 № 84
Дата продувки 5/П 1035 г Источник: Report NACA № 610
Геометрические характеристики Аэродинаиические характеристики
(в % от хорды) (пересчитаны по Ff.)
1 X >'в Ун J’cp Л Cj, сл Cd
0 — 0 0 0 —4 —0 17 0,011 —0,026 —
1,25 309 —1,03 1,03 4 12 —2 — 0,02 0,009 0,0098 —
25 4 15 -1,33 1,41 548 0 0 12 0,0078 0 043 0 358
5 562 —166 1,98 728 2 028 0,1 4 0081 0289
7,5 6,61 —1,87 2,37 848 4 0,43 0,019 0,117 0,272
10 734 —2,08 263 942 6 0,58 0,029 0,153 0,264
15 8,10 —2,58 2,76 1068 8 0 72 0,040 0187 0,260
20 8,38 —3,10 2,64 11 48 10 088 0,056 0225 0,256
25 .8,41 —3,46 2,48 1187 12 1 03 0,063 0,261 0253
30 8,33 —3,69 2,32 12,02 14 1,18 0 093 0 297 0,252
40 7,80 -3 81 2 00 1,61 16 1.31 0,114 0,328 0251
50 6,96 —3,62 1,67 10,58 18 1,46 0,141 0,364 0 250
60 5,90 —3,22 1,34 9,12 20 1,58 0.167 0,394 0,249
70 4 67 — 2,65 1,01 7,32 22,2 168 0198 0,418 0249
80 3,29 -1,94 0 68 523 22,2 1 33 0,263 0,388 0,292
90 1J8 1,11 0,34 2,89 24 1 23 0,310 0,385 0,313
95 098 —063 0,18 161 28 108 0,402 0,394 0,365
100 0 0 0 0 30 1,03 — 0,397 0,385
Самолеты с профилем ЛАСА-33012
№ по пор. Название самолета Страна Год вы пуска Тип конструкции Назначение Примечание
261
№_65 ПРОФИЛЬ NACA 34012 Лаборатория LMAL—NACA Труба переменной плотности
I -V
fytnax 1,68
cxmln 00078
о 0,022
1 (") \ «х / щах 23,5
шах ГгпНп 215
(—) ' Сх / плах 16,2
От тосительная толщина с 0,12
Относительная вогнутость f 00312
Относительное положение ма- ксимальной вогнутости "Xf 0,20
14,0
v _ су max
Lxmln 15,35
if су max V С* mta 6,54
Положение фокуса хф-=0,244: уф = 0,05.
wrew. vokb-la. spb.
Vi = 21 м/сек Re= 3170000 р = 20,5 ат TF^ 2,64 Яеэ«8370000 МЭ: ОЗ Модель № 1224 Размер 127 х 762 1 = 6 № 85
Дата продувки 6/11 1935 г. Источник: Report NACA № 610
Геометрические характеристики Аэродинамические характеристики
(в % от хорды)
X Ув Ун Уср Л 1 “° СУ с.г «4
0 — 0 0 0 —4 —0,15 0,010 —0,0155
1,25 2,90 — 1,10 0,90 4,00 —2 0,00 0,0078 0,022 —
2,5 3,95 — 1,50 123 5 45 0 0,15 0,010 0,0595 0,396
5 5,46 — 1,85 1,81 731 2 0,30 0 014 0,097 0,322
7,5 6,51 —2,00 2,26 8 51 4 0,47 0,020 0,1395 0,297
10 7,34 -2,10 2.62 944 6 0,60 0,030 0.172 0,287
15 8,39 —2,32 3,04 10,71 8 0,76 0,042 ;о,2<2 0,279
20 886 —2,62 3,12 11,48 10 0,90 0,058 0,247 0,274
25 8,97 —2,91 303 11,88 12 1 05 0,078 0,284 0,270
30 8,85 —3,15 2,85 12,00 14 120 0,098 0,322 0,268
40 8,26 —3,38 2,44 11,64 16 134 0120 0,357 0,266
50 7,35 —3,25 2,05 10,60 18 1,48 0,145 0392 0 264
60 6,20 —2,92 164 9 12 20 160 0,175 0,422 0,264
70 4,89 —242 124 7,31 223 168 0,195 0 442 0,263
80 3,45 -180 083 5,25 22,3 1,42 0,253 0,421 0,297
90 1,84 — 1,04 0,40 2,88 24 1,33 0,300 0,425 0,320
95 1,00 —0,60 0.20 1,60 26 1,25 — 0,430 0,344
100 » 0 0 “ 1 30 1,10 — 0 417 0,379
Самолеты С профилем NАСА-340 2
№ по лор Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Наз ачение Примечание
263
>2 86
ПРОФИЛЬ Лаборатория LMAL NACA
NACA-4312 Труба переменной
ПЛОТНОСТИ
тех 1,60
схш1а 001
V /шах 0,075 22
mix cxmia (tL 163 15,5
Относительная толщина с 012
Относи, ельная вогнутость / 004
Относительное положение ма- ксимальной вогнутости X 030
v “ушах К'= Г 1338
Кт= xmm 12,0
У С) шах 3Z F mln 5,96
264
www. vokb-la. spb .ru
V =21 м/сек | Re — 3180000 [ Р — 20,8 ат TF = 2,64 Re, =8400000 МЭ , Модель № 73! Размер 27 X 762 Х=6 № 86
Дата продувки' 4 XII 1931 г | Источник: Rep rt NACA № 460
Геометрические характеристики Аэродинамические характеристики
(в % от хорды)
Л Ув ^ср л а’ су £d
0 — 0 0 0 —8 —0 30 0.020 0,00 —
1,25 2,64 -1,29 0675 3,93 —6 —0,16 0,012 0,035 —
2,5 3,63 —1,75 0,94 5,38 —4 0,00 0,010 0,075 —
5 5,10 —2,19 1,955 7,29 —2 0,14 0,010 ОНО 0786
7,5 6.22 —2,34 1,99 8,56 0 0,30 0,014 0,150 0,500
10 712 —2,39 2,365 9,51 2 0,42 0,019 0,180 0,428
15 8,46 —2,31 3,075 10 77 4 060 0,030 0,226 0,375
20 9.34 —2,17 3585 11 51 6 072 0,040 0,254 0,354
25 9 82 —2,07 3,875 11,89 8 0,90 0,058 0,300 0,333
30 10,00 —2,00 4,00 12,00 10 100 0,074 0,324 0,325
40 9,75 — ,88 3 935 11 63 12 1,16 0090 0,366 0,315
50 8,98 -1,61 3,685 1059 14 1 30 0,112 0,400 0,308
60 7,85 —1,28 3,285 9 13 16 140 0134 0,426 0,304
70 6,39 —0,95 272 7.34 18 1,52 0,160 0,454 0,299
80 4,62 —0,64 1,99 5,26 20 1,60 0,192 0, 76 0,297
90 254 —0 38 108 2 92 22 1,54 0250 0 488 03 6
95 1,38 —0,25“ 0,565 1.63 24 1,50 0,300 0 496 0,317
100 0 0 0 0 26 1 40 0,360 0,490 0,350
1— 28 1,30 0,474 0,365
Самолеты с профи, ем NACA-4312
№ по пор. Название самотет Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение 1 Примечание
265
№ 87 ПРОФИЛЬ N АСА-4412 Лаборатория l.MAL—NACA Труба переменной плотности
су max 1 65 Относительная толщина с 0,12
Semin 0,0096 Относительная вогнутость / 0,04
*171 О 0089 Относительное положение ма- ксимальной вогнутости X f 0,40
r А i tjr /max * 21,8 = с 13,76
у max Semis 171,9 сС mm 12,5
f cj‘\ L f \ /шах 16Д V су max V Semin 6,61
266
www. vokb-la. spb.
V -=20,8 м/сек Re =3200000 р =21 ст TF = 264 Re3 = 8 460 000 МЭ Модель № 732 Размер 127 х 762 К = 6 №87
Дата продувки 15X11 1931 г. Источник- Report NACA № 460
Геометрические характеристики Аэродинамические характеристики
(в % от хорды)
г - X Ув Ун h в’ cv стА
0 * 0 0 0 —8 —0 30 0020 0.015 —
1,25 2,44 -1,43 0,505 3,77 —6 —0,16 0,012 0,049 —
2,5 3,39 —1,95 0,72 5,34 —4 0,00 0,010 0.089
5 4,73 —2,49 1,12 7,22 —2 0,13 00096 0,121 —
7,5 5,76 —2,74 1,51 8,50 0 0,30 0,015 0,164 0.547
10 6,59 —2,86 1,865 945 2 0 43 0,020 0197 0,457
15 7,89 —2,88 250 10,77 4 060 0,028 0,239 0,398
20 8,80 —2.74 3,03 11,54 6 072 0,040 0,260 0,361
25 9,41 -2,50 3455 11,91 8 0,90 0,058 0,304 0 338
30 9,76 —2.26 3,75 1200 10 1,00 0,070 0 330 0 330
40 980 —1,80 400 1160 12 1,15 0,090 0,376 0,320
50 9,19 —1,40 3845 10,59 14 1,28 0,110 0,400 0,312
60 8.14 —100 3,57 9,14 16 1,40 0 136 0,430 0,307
70 6,69 -0,65 3,02 7 34 18 1,50 0.160 0,456 0,303
80 4,89 —0,39 2,25 5,28 20 1,60 0,186 0,480 0,300
90 2,71 —0.22 1 245 2 93 22 1.65 0,220 0 510 0,310
95 1,47 —0,16 065 1.63 24 1,60 0 298 0 520 0,325
IO0 0 0 0 0 26 1,48 0,360 0 520 0,351
28 134 — 0,506 0 377
Самолеты с профилем NACA-4412
1 № ПО лор. Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Примечание
- —
267
max 0,805
0,0072
СЛ1 0 —0,008
(—) \ Cjc /max 23,6
max cxmin 111,9
p) \ О /max 15,8
Относительная толщина с 0.0616
Относительная вогнутость / 0
Относительное положение ма- Л ксималыюй вогнутости х / *—
х — Су гаат 13,08
к, = . СХ1О‘П 8,55
* f у шах г сх тл 5,76
268
1 v = Re = 3600000 р = 20 ат TF = 2,64 Re* =9500000 МЭ Модель № 21 Размер 1J7 х 762 >. = 6 № 88
Дата продувки 1925 г. Источник: Report NACA № 221
Геометрические характеристики Азродинами еские характеристики
(в % от хорды)
X Ув Ун Уср Л а’ СУ сх cd
0 0 0 0 0 —3 —0,208 0,0093 —
1,25 1,03 —1,03 0 2,06 —1,5 —0,104 0,0075 —0,035 —
2,5 1.36 —1.36 0 2,82 0 —0,006 0,0072 —0,010 —
5 1,80 —1,80 0 3,60 15 0,120 0,0077 0,019 0,158
7,5 2,10 —2,10 0 4.20 3 0,231 0,0 06 0,046 0,198
10 2,34 —2,34 0 4,68 4.5 0 341 0,0 45 0,081 0,237
15 2,67 -2,67 0 5,34 6 0458 0,0199 0,110 0,240
20 2,88 —2,88 0 5,76 9 0667 0,0344 0,176 ода
30 3,08 —3,08 0 6,16 12 0782 0,1012 0,215 0,275
40 3,05 —3,05 0 6,10 15 0,805 0.1962 0,230 0,286
50 2,85 —2,85 0 5,70 18 0,788 0,2574 0,250 0.317
60 2,53 —2.53 0 5,06 21 0,742 0 2967 — —
70 208 —2,08 О 4,16
80 1,54 —154 0 3.08
90 0,91 —0,91 0 1,82
95 0,57 —0.57 0 1.14
100 0,20 -0,20 0 0,40
Самолеты с профилем Мунн-1
№ по пор. Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Примечание
Распространенный про- филь для хвостовых оперений
•
269
№ 89 профиль Мунк-2 Лаборатория LMA1- -NACA Труба нерешенной плотности
*
-1Ь У'—"’ । । । i 11
ifth -!" 1. ' ——.——-=]* 1 . ! ! 1
о ;о ге sc is sc № ее ж юс
• 1 i
?
cs 1 l_L У
Z
0 I / _ 2/7 Z
L •
ci'
/7Х i f'
к
r Lf — r
L_ —I
!
nS*
'4 в % Г &' d' x
// 1— c.te C2C
-о,гз // Y-tf' с,ге С.Ж -c”_-
r
e.s
-d
evmax 0,003
cxmin 0,0078
о —0,01
\ cx ymai 23,26
cy max cx min 116
(!•) \ ce /max 15,6
Относительная толщина с 0.0806
Относительная вогнутость /" 0
Относительное положение ма- ксимальной вогнутости X/ —
ь- су max «V = —- с 1U
Кг = -^~ xmin 10,3
|Z су шах У Г 4,76
370
. V - /?е = 3620 000 р = 19,95 ат TF - 2.64 Re3 = 9 570000 Л4Э Модель № 22 Размер 127'X 762 ). = 6 WW.V № 89 kb-la.spb.ru 4
Дата продувки 1925 г. Источник: Report NACA № 221
Геометрические характеристики Аэродинамические характеристики
(а % от хорды)
X Ув У У ср h а’ СУ сшЛ cd
0 0 0 0 0 -3 —0,236 0,0105 — —
1.25 1,30 —1,30 0 260 —1.5 —0.125 0,0086 —0,037 —
25 1,74 —1,74 0 3,48 0 —0,015 0,0078 -0 008 —
5 2,33 —2,33 0 4,66 1,5 0,097 .0,0087 0,015 0,155
75 2,74 —2,74 0 5,48 3 0,207 0,0100 0,042 0,203
10 3,05 —3,05 0 6,10 4,5 0,315 0,0145 0.069 0,219
15 3 49 —3,49 0 6,98 6 0,428 0,0185 0,096 0,224
20 3,78 —3,78 0 7,56 9 0,652 0,0337 0,148 0,227
30 4,03 —4,03 0 8,06 1 12 0,860 0,0591 0,205 0,238
40 44)0 -4 00 0 8,00 15 0,903 0,1181 0,295 0,326
50 3,74 —3,74 0 7,48 18 0,881 0,2436 — —
60 3,30 -3,30 0 6,60 21 0,835 0,3031 — —
70 2,71 —2,71 0 5,42
80 1,99 —199 0 3,98
93 1,15 —1,15 0 2,30
95 0,69 —0,69 0 1,38
100 0,20 —0,20 0 0,4 1
Самолеты с профилем Мунк-2
№ по пор. Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Примечание
Распространенный про- филь для хвостовых onepeHHts
1 Планер ОНК-2 СССР 1935 Рекордный
2 Планер Сталинец 2bis 1935 Буксирный паритель XI слет
3 Планер Сталинец 4 1935 Фигурно- буисиройсчн*
271
№ 90 ПРОФИЛЬ Мунк-3 Лаборатория LMAL—NACA Труба переменной плотности
'!
с. Си /сх /
У л "Ъ
_ 7 Е -- -23-/ 7л йтМ
г f 1 zr"
f/ft
JS /
як 1 уг//
Г №7/
L
—
-ИГ ИГ го‘ л’
ь ЦЮ 82S Сх ,
-W t 0.Z0 Bj>0 _сп _
г
-W
Г ~
1 -0£
“1
' с f “углах 1,069 Относительная толщина с 0119
cxmin 0,0082 Относительная вогнутость/' 0
ст о —0,018 Относительное положение ма- ксимальной вогнутости X / —
(—) \ /шах 21.95 су max Ку=-г- 8,98
^ушэх ст mln 130,4 xrain 14,5
(") \ сл / пмх 15,4 Zc * у max _ г сх mln 5,2
272
www. vokb-la. spb ru
V = Re = 3670000 р — 20.15 ат 7F-2.64 Re, =9700 000 МЭ Модель № 23 Размер 127 х 762 X -6 №90
Дата продувки 1925 г. Источник: Report NACA № 221
Геометрические характеристики Аэродинамические характеристики
(в % от хорды)
X 'в Уя У-ср h а° СУ сх стА
0 0 0 0 0 -3 —0,197 0,0096 — —
1.25 1 86 —1,86 0 3,72 —1,5 —0,095 0,0082 —
2,5 2,5! —2,51 0 5,02 0 0,014 0,0089 —0,005 —
5 3,39 —3,39 0 678 1.5 0,128 0,0096 0,021 0,164
7,5 4,00 —4,00 0 8,00 3 0,236 0,0126 0,047 0,198
10 4,47 —4 47 0 894 45 0 343 0,0162 0,075 0,219
15 5,14 —5,14 0 10.28 6 0471 0,0214 0,106 0.225
20 5,57 —5 57 0 11,14 9 0675 0,0379 0,152 0,226
30 5,95 —5.95 0 11,90 12 0,883 O.059I 0,203 0,231
40 5,89 —5,89 0 11,78 15 1,069 00843 0,262 0,245
50 1 550 —5,50 0 11,00 18 1,059 01628 0,290 0,274
60 4,85 —4,85 0 9,70 21 0,882 03495 — —
70 3,96 —3,96 0 7 92 *
80 2,88 —2,88 0 5 76
90 1,62 1,62 0 3,24
95 0.93 —0,93 0 186
100 0.20 —0.20 0 0,40
Самолеты с профилем Мунк-3
№ по пор- Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Примечание
1 Планер Г-17 (ГрнбоэсииЗ) СССР 1935 Рекордный XI слет
Кравец—440—18
273
№ 91 ПРОФИЛЬ МУНК-6 Лаборатория LMAI. NACA Трубап ремеин й плотности
fy max 1,222
сжшш 0,0030
cmt — 0,012
(") \ сх /max 23,3
max cxmln 153
» 15,3
Относительная толщина с 0,12
Относит 1ьиая вот 1утость / 0,2215
Относительное поюженне ма кси ильной вогнутости Xf 0,30
v - ^niax ку с 10,2
К,- —- crmin 15,0
V *>тах f V сх mln 5,55
274
www vokb-la. spb .ru
1 v= Re^ 3660000 1 р = 20,3 ат Ур = 2,64 /?еэ =9700000 МЭ: Мо ь № 26 Разм р 127 x 762 1 — 6 № 91
Дата продув и 1925 г Источник* R port NACA № 221
Аэро инамиче кие характеристики
Геометрические характеристики
(в % от хорды)
X Ув У. Уер ft 9 Cd
0 0 о 0 0 — 3 —0,202 0,1 108 —0,060 —
125 1,97 —1,76 0,105 3.73 1,5 —0097 0,0093 —0,032 —
25 2,81 —2,20 0,305 5,0! 0 0 016 0,0030 —0,007 —
5 4,03 —2,73 0650 6 76 1,5 0126 0,0047 0019 0,151
7,5 4,94 —3,03 0,155 7,97 3 0,237 0,0111 0,045 0,110
10 5,71 —3,24 1.235 8,95 4,5 0.340 0,0147 0,072 0,212
15 6,t2 —3,47 1,675 10,29 6 0456 ,0 0212 0,100 0215
20 7,55 —3,62 I *65 1! 7 9 0,665 0 0356 0145 0218
30 8,22 —3,79 2,215 12.01 12 0875 0 0565 0,195 0223
40 8.05 —3,90 2 075 11.95 15 1 073 0.0416 0,242 0,225
50 7,26 —3,94 1,660 11.20 18 1,222 0,113’ 0 284 0,232
60 6,03 —3,82 1,105 9,85 21 1.16Э 0BC1 0.355 0,312
70 4,54 —348 0,550 8,06
to 306 —2/3 0,115 5,89
СО 1.55 —1,77 —0,110 3,32
f5 0,88 —1,03 —0,100 1/6
100 0,26 —0,26 0 0,52 -
Самолеты с профилем Мунк-6
№ no nop Название самолета - Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Примечание
1 Gee-Bee «Super-Spo t- ster» США 1931 Моноплан Реко ный
2 Mac-Donnef 1929 » Спортивный
3 Планер ЦАГИ 1 СССР 1 34 Бесхвостка Экспери- мент X слет
4 Amiot-143 Франция 1 33 Mohoi гла н Многоместн истреоитечъ
t I 1
27
№ 92 ПРОФИЛЬ МУНК-12 Лаборатория LMAL-NACA Труба переменной плотности
еу max £*1,293
crmin 0,0089
cm-0 0
\ Сх 219
$ymax Гг mln 145
(—) \ сх 1 щах 15,0
Относительная толщина с 0,1193
Относительная вогнутость / 0,01985
Относительное положение ма- ксимальной вогнутости X/ 0,30
„ Су шах КУ 11,66
Кх С Orrnin 12,45
су max q У £х щш 5 38
www vokb-la.spb.ru
i = Re = 3800 000 р = 19,86 ат TF = 2,64 Re„ =10000 000 МЭ Модель № 32 Размер 127 x 762 к = 6 № 92
Дата продувки 1925 г. Источник: Report NACA № 221
Аэродинамические характеристики
Геометрические характеристики
(в % от хорды)
X Ув Ув Уср h а’ S'
0 0 0 0 0 — 3 —0,118 0,0097 —
1,26 2,03 —1,65 о,ко 3,68 — 1.5 0,017 0,0039 —0,007 —
2,5 2,86 —2.14 0,360 500 0 0,096 0,0091 0,020 0,208
5 4,01 —2,72 0,645 6,73 1,5 0,207 0,0120 0,048 0,232
7,5 4,89 - 3,07 0,910 766 3 0,318 0,0156 0,077 0,242
10 5,59 —3,31 1,140 8,90 4,5 0,417 0,0191 0,102 0,245
15 6,6! —3,60 1,505 10,21 6 0,537 0,0261 0,135 0,247
20 7,30 —3,80 1,750 11,10 9 0,760 0,0441 0,188 0,247
30 7,95 —3,98 1,985 11,93 12 0,971 0,0662 0,246 0,251
40 7,86 —3,96 1,950 11,82 15 1,155 0,0934 0,2с5 0,255
50 725 —3,82 1,715 11,07 18 1,293 0,1277 0,344 0,266
60 6,27 —3,50 1,3=5 9,77 21 1,165 0 2203 0,375 0,322
70 4,98 —3,00 0,990 7,98
80 3,50 —2,31 0,5.5 5,81
90 1,89 —1,37 0,260 3,26
95 1,07 —0,81 0.Ю5 1,88
j 100 0,20 —0,20 0 0,40
Самолеты с профилем Мунк-12
№ по пор. Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкций Назначение Примечание
1 Great Lakes Special США 1930 Монги тан Спортивный
2 Merill ❖ 1932 Биплан Пассажирск.
3 F-2 Tiger Германия 1932 Пассажи рек.
4 Стать-2 ссср 1931 Моноплан Пассажирск.
5 Сталь-3 $ 1934 * »>
6 Планер ХАИ it 1934 Бесхвостка Эксперимент X слет
277
' № 93 ПРОФИЛЬ МУНК-15 Лаборатория LMAL-NACA Труба переменной ПЛОТНОСТИ
Путлах 1,25 Относительная толщина с 0 1234
fxnjfn 0,0091 Относительная вогнутость / —
emo 0/125 Относительное положение мак- симальной вогнутости Xf 0.30
С”) \ Ст /max 21 ь- S'max 10,1
S'max , Cjcn>ia« 137 Ajj г« — , frmin 13^5
/ * 1 ~X— 1 \ /max 15 и а а а М 5,37
278
wwir vokb-la spb.
V = Re- 358о ООО Р = 19 05 era 7Г=2,64 - ₽е8 =-9 450000 мэ Модель № 35 Размер 127 Х762 Л = 6 № 93
Дата продувки 1925 г Источник: Report NACA № 221
Геометрические харах еристики Аэродинамические характеристики .
(в % от хорды)
X Ув Ун У ср h о“ СУ / с/пЛ
0 2,41 241 0 0 — 45 —0,108 0,0101 0 010 —
1,25 447 0,78 1,845 , 5,25 — 3 0.002 0 0091 0,032 —
2,5 5,44 0,42 2,5! 5,86 — 1,5 0,112 0,0103 0,052 0,464
5 6 89 0,13 3,38 ’ 7,02 0 0,227 0,0129 0,076 0,335
7,5 8,04 0,02 4,01 8,06 1.5 0,339 0,bl66 0,103 0,303
10 897 0,00 4,485 8,97 3 0,456 0,0213 0,129 0,283
15 1033 0,03 5,15 10,36 4,5 0,566 00283 0,153 0,270
20 11,28 0,09 5,595 11 37 6 0,671 0,0367 0,176 0,262
30 12,17 0,17 6,00 1234 9 0,895 0,0582 0,235 0,262
40 12,03 0,11 5,96 12,14 12 1,097 0,0845 0,283 0,258
50 11,20 0,03 5,585 11,23 .15 1,243^ 0,1147 0,325 0,262
60 9.86 0,00 4,93 9,86 18 1,250 0,1697 0,330 0,264
70 8,16 0,14 4,01 8,30 21 1,170 0,2467 ОДЗО О.ЗСТ
80 6,29 0,41 2,94 6,70
90 4,33 1,02 1,655 5,35
95 3,35 1,44 0,955 4,79
100 2,39 1,94 0,225 4,33
Самолеты с профилем Мунк-15
№ по пор. На ванне самолета Страка Год вы пуска Тип конструкции Назначение Примечание
1 Fiat Ьй 35 Италия 1931 Моноплан Спортивный
X
2Г79
cj»tnax 1,336
Grnic 0,0115
0,0^5
\ cx /max 22,2
^xmin 120 6
Tpl: в to M 16,2
Относительная толщина с 0, 104
Относительная вогнутость /
Относительное положение ма- ксимальной вогнутости X/ —
~ *у шах > = т 12,6
кх~- с - min 9,55
£у max з, V Схщ1п 5,22
280
www .vokb-la. spb.
V = Re = 3570000 р = 19,92 ат TF = 2,64 Re3 —9410000 МЭ: Модель № Размер 127 x 762 1 = 6 № 94
Дата продувки Источник: Report NACA № 233
Геометрические характеристики Аэродинамические характеристики
(в % от хорды)
X Ув >'н Уср Л •• 9 сх Cd
0 1,77 1.77 1,77 0 — 6 —0,100 0,0127 0,060 1
1,25 3,80 0,50 2,15 3,30 — 4,5 0,007 0,0117 0,085 —
2,5 5,07 0,36 2,715 4,71 — 3 0,120 0,0117 0 ПО 0,916
5 6,94 0,19 3,365 675 — 1,5 0,221 0,0131 0,137 0,620
7,5 8,22 0,10 4,16 8,12 0 0,332 0,0160 0,160 0,482
10 9,19 0,02 4.605 9,17 1,5 0,439 0,0198 0,186 0,423
15 10,50 0,10 5,30 10,40 3 0,553 0,0255 0,213 0,385
20 11,37 0,36 5,865 11.01 45 0.654 0 0325 0,238 0,364
30 11,97 0,93 6,45 11,04 6 0,768 0,0417 0,262 0,341
40 11,68 1,14 6,41 10 54 9 0,972 0,0616 0,306 0,314
50 10,86 0,75 5,805 10.11 12 1,165 0 0863 0,340 0,292
60 9.54 0,28 4,91 9,26 15 1,326 0,1169 0,390 0.294
70 8,08 0.06 8,07 8,02 16 1,386 0,1290 0,425 0,306
80 6,10 0,01 3,055 609 18 1,324 0,1815 0,530 0,400
90 3,69 0,12 1,905 3,57 21 1 181 0,2620 — —
95 2,26 0,33 1,285 193
100 0,67 0,65 0,66 002 1
Самолеть- с профилем USA-27
№ по пор. Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Примечание
1 Boudron «Kitty Hawk» США 1928 Биплан Спортивный
281
N» 95 ПРОФИЛЬ USA-35-A Лаборатория ЦАГИ Труба Т-1
- - ' 1 — — -
— J с. й» LU ьЛ
У . 1 У ,fz
1 -2 7- 1 •юе
f Уи“ 17 L.
1 по -
Z Jr” l\/lл0_
^т?4 1
/\ I?"
1 \ jo D /
Z 1
-
л-4“
-юс if 7Q” 1 п"
1 у/ • ЗУ 1
1 ~£2S' -//г ^-. ' /. >с I ?/« _Оп д
1 1 г ^IV -0 26°
; Г
1
-у
L —1
cv шах 149
fxmin 00176
fmO 0,104
С—) \ / шах 14,1
сушах cjtmln 84,5
И Й Ч. 144 11,6
Относительная толщина с О.К01
Относительная вогнутость / 0,0662
Относительное положение ма- ксимальной ВОГНУТОСТИ Xf 0,40
р- су шах Ку- _ - 7,64
(imln 11,J
fymax mln 4,87
282
ww vokb-la spb.ru
V — 35,4 м сек Re = 733 000 р — 1 ат TF = 2,64 Re3 - -1 900 000 МЭ Модель № 1032 Размер 300 х 1500 Х = 5 № 95
Дата продувки 26/Х 1932 г Источник: Атлас аэродинамических характеристик. Труды ЦАГИ № 193
Аэродинамические характеристики 1
Гесметрнческие характеристики
(»»% от хорды)
X п Ун >’ср Л я° СУ «г СтА са
0 0 0 0 0 —20 —0,246 02380 —0,056 -
1,25 4,40 —2.68 0,86 7,08 — 16 —0,236 0,1974 —0,044 —
2.5 5,74 —3,33 1,205 907 — 12 —0,200 0,1370 0,002 —
5 8,34 — 84 2,25 12,18 — 8 —0,106 0 0246 0,072 —
7,5 10,26 —3,97 3,14 14,23 — 4 0,154 0,0180 0,150 —
10 11,60 —4,00 3,80 15,60 — 2 0,286 00228 0,186
15 13,62 —3,89 4.86 17,51 0 0,420 0,0300 0,220 0,523
20 14,95 —3,63 566 18,58 2 0,550 0.0390 0,252 0,458
30 1597 304 6 46 19,01 4 0.678 0,0492 0,284 0,419
40 15,74 —2.46 6,62 18,20 8 0,936 0,0800 0,348 0.372
50 14.37 — 1,83 6,27 16,20 12 1,172 0,1182 0.406 0,346
60 12,30 — 1 32 548 13,62 16 1 380 0.1690 0 456 0,330
70 9,91 —0,92 4 51 10,86 18 1,454 0.2010 0,474 0 326
80 7,06 —0,58 3,24 7,64 20 1,488 0,2350 0,486 0,3265
90 3,81 —0,36 1,73 4,17 22 1,488 0,2712 0.496 0,334
95 2,04 —0,27 0.884 2,31 24 1,476 0,3110 0,504 0,341
100 0,25 —0,25 0 0,50 26 1454 0,3540 — —
Самолеты с профилем USA-35-A
№ по пор- Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Примечание
283
№ 96 профиль USA-35-B Лаборатория LMAL—NACA Труба переменной ПЛОТНОСТИ
fy шах 1,38
cimlD 0,0093
С/п 0 0,07
(£) ' х 'шах 21,8
^vmax cxmin 162,2
(jv') \ са /max 15,1
Относительная толщина с 0,1161
Относительная вогнутость / —
Относительное положение Ма- ксина ьиой вогнутости X/ -—*
ь- _ cv max 11,88
uje min 13,67
грат 3Z— V ScnHn 5,76
284
www. vokb-la. spb.
V = Re = 3470000 р = 19,82 ат TF = 2,64 /?е, =9170000 мэ Модель № Размер 127 х 762 X =6 № 96
Дата продувки . . Источник- Report NACA № 233
Ге метрические характеристики A po инами ескке хара еристнки
(в % от хорды)
X Ув Ун Уср Л а' СУ сх cd
0 2,76 2,76 2 76 0 —9 -0,285 0,0168 —
1,25 5,15 1.03 3,09 4,12 —6 — 0062 00094 0,055 —
2,5 6,11 0,63 3,37 5,48 —4,5 0,044 0,0093 0,080 —
5 7,52 0,28 390 7,24 -3 0,157 0,0107 0,106 0,675
7,5 8,65 0,14 4,395 8,51 —1.5 0,263 0,0138 0130 0,494
10 9,45 0,07 4,76 938 0 0,378 0,0174 0,155 0,410
15 10,56 0,00 5,28 10,56 1,5 0,488 0,0231 0,180 0,368
20 1128 0,05 5 665 11,23 3 0,603 0,0308 0,208 0,345
30 11,76 0,15 5,955 11,61 6 0823 0 0497 0.268 0325
40 11,42 0,28 5.85 11,14 9 1,045 0,0746 0,320 0,306
50 10,33 0,39 5,36 9,94 12 1,235 0,1030 0,365 0296
60 8,81 0 45 4,63 836 15 1,374 0,1365 0,443 0,322
70 7,08 0,42 3,75 6,46 18 1304 0,2140 0,485 0,371
80 5,02 035 2,685 4,67 21 1,181 0,2965 — —
90 2.72 0,20 1,46 2,52
95 150 0,12 0 81 1 38
100 0,25 0 0,125 0.25
Самолеты с профилем USA-35-B
№ по пор. Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Примечание
1 Reystone Pup США 1928 Биплан Истреби- тель
2 Ш-1 (Шавров) СССР 1930 Полутора- план Туристский
’— • -
285
№ 97
профиль
CLARK-V
Лаборатория
LMALNACA
Труба переменной
плотности
су max fxinln 1.373 0,0106 Относительная тичщина с Относительная вогнутость / 0,117
fni 0 0,08 Относительное положение ма- ксимальной вогнутости х/ —
к « с Ah 224 rj- *у шах 11,7
^мшат гх mm 129,5 Кх= с* mm 11,0
1 У_ 1 1с/ X х: / «тих 16,1 3 г^- V Сзстт 1 5,33 | i
286
чтдтг vokb-la.spb.ru
V ₽ Re = 3610000 р — 20,4 ат TF = 2,64 Rea —9 450000 мэ. Модель Л» 14 Размер 127 х 762 1=6 № 97
Дата продувки 1924 г. Источник: Report NACA № 233
Аэродинамические характеристики
Геометрические характеристики
(в % от хорды)
X Ув Ун Уср й а° СУ сх ^гпА са
0 3,50 3,50 350 0 —6 — 0,060 0,0108 0,068
1,25 5 45 1,93 3.69 352 0,045 0,0107 0,0913 —,
2.5 6,50 1.47 399 5,03 —3 0,167 0,0119 0,1197 0,716
5 790 0,93 4,41 6,97 —1,5 0,268 0,0139 0,1368 0,510
7Д 8,85 0.63 4 74 8,22 0 0,384 0,0172 0,166 0,432
10 9,60 0.42 5,01 9,18 1,5 0,501 0,0228 0,205 0,409
15 10 69 0.15 5 42 10,54 3 0602 0,0288 0.223 0,371
20 11,36 0,03 5.70 11,33 6 0,819 0,0464 0,283 0,333
30 11,70 0,00 5,85 11,70 9 1,034 00700 0,313 0,303
40 11,00 0,00 5,50 И 00 12 1,231 0,0985 0,344 0,279
50 1052 0 00 5,26 10,52 15 1,367 0,1272 0,419 0,307
60 9,15 0 00 4,57 18 1,283 0,2108 0,377
70 80 £ 100 7,35 5.22 2,80 1,49 0,12 0 00 0,00 ооо 000 0,00 3,67 2,61 1,40 0.745 0,06 7,35 ' 5,22 1 2.80 1 49 0,12 21 .1,081 02946 0,318 1
Самолеты с профилем ciark-Y
№ ПО нор- ' Название самолета Страна Год вы- пуска Тип ’ конструкции Назначение 1 Приме- чание
1 Consolidated Y1PT-I1 США
2 Curtiss Hawk Р-6А 4» 1928 Биплан Истребитель
3 Ford 5B О 1928 Моноплан Треньровочн-
4 Hammond Y if 1936 * Туристский
5 Lockheed Sirius DL-2 D 1930 * •
0 Ryan B-7 » 1929 .. Пассажирский
7 Spartan 7-W if 1931 0
8 Sport C-3 165 £ 1931 » СПорТ! В,!ЫЙ
9 Sport C-3 225 if 1931 Пассажирский
10 U. S Flyer 1928 Биплан Транспортный
11 Wendt W-l 1938 Моноплан ' Спортивный
12 Aka.’lieg Be.lin AB-4 Германия 1932 Моноплан »
13 Разведчик СССР 1930 Би план 1
14 CAMS-110 Франция 1934 ]> Р. зведч ’к
287
№ 98 ПРОФИЛЬ Лаборатория
' CLARK ’YH ЦАГИ Труба Т-1
1,28
fxmln 0 0116
£m t> q , 0,028
га в гр 17,7
\ymai сл min 1105 12,4
и га _ £
Относительная толщина с Относительная вогнутость / 0,12 0,02855
Относительное положение ма- ксимальной вогнутости X/ 0,30 10,88
„ _ с>’шах Л”= У
К, = — су пип 10,3
1 ушах з min 5,01
Vb= 37,8 м/сек. /?е = 780000 р ™ | ат TF=2,6 Модель № 1004 Rea —2020 000 Размер 300 х 1500 ' № 98 ' МЭ 1 = 5
Дата продувки 9/VII 1932 г Источник: Атлас аэродинамических характеристик Труды ЦАГИ Л» 193
Аэродинамические характеристики
Геометрические характеристики
(в % от хорды)
X Ув Уср h s ca
0 0 0 0 0 1 I —20 — 0,576 0,2570 — 0,226 0,392
1,25 210 — 1,55 0,275 3,65 —16 — 0,596 02028 — 0,212 0 356
2Л 3,10 — 203 0,535 5,13 —12 — i 562 00948 — 0,148 0264
5 4,59 — 2,54 1,025 7,13 — 8 — 0,388 00254 — 0 076 0196
75 5,62 — 2,81 4 5 843 — 4 — 0,130 00126 — 0006 —
10 6,42 — 3,03 1,695 9,45 — 2 1 000 0 0(16 0,028 —
15 7,57 — 3 24 2,165 10,81 0 0.130 0.0126 0,064 0,493
20 8,33 — 3,25 2,54 11,58 2 0266 0,0162 0098 °0368
30 8,85 — 3,14 2,855 11,99 4 0400 0,0226 0,132 0.330
40 8,66 — 3,00 2,830 1 ,66 8 0,656 0,0428 0 202 0,308
50 7 91 — 2,84 2,54 10,75 10 0.792 0 0592 0,238 0300
60 6,71 — 2,69 2,01 4 12 0,924 0,0768 0,272 0,294
70 507 — 2,43 1,32 7,50 16 1 Гбб 0,1176 0 334 0,286
80 3,39 — 1,98 0,705 5,37 18 1258 0,1462 0360 0,286
90 173 — 1,21 0,260 294 20 1 28 0,1800 0,380 0,297
85 0,90 — 0,69 0,105 1,59 22 1 24 0,2386 0,392 0,316
100 0,08 — 008 0,00 0,16 . 24 1 148 0,2892 0 394 0,344
Самолеты с профилем С ark Y-H
№ no nop Название самолета Страна Год вы- пуска Тил конструкции Назначение Приме- чание
1 Curtiss Xl-Gb-1 США 1932 Б лай Истребитель
2 Groumman F-3F-I США 1937
3 Gloster «Survey* А >я 1» Для фотосъемки
4 OKO-i СССР 1938 Моноплан Пассажирский
5 Lo re XI Франция 1932 Санитарный
6 Potez-40 1930 0 Транспортный
Кравец — «4 — 19
289
№ 99 профиль Лаборатория ЦАГИ
CVARK-y-15 Труба Т-1
cvmax 1,286
cxmin 00134
став 0034
Й _ё мл| J* 18,1
су ГПЭ Х Grmln 103,5
/ с/а\ 1 v- 1 12,3
Относительная толщина с 0,15
Относительная вогнутость / 002835»
Относительное положение ма- ксимальной вогнутости X/ 040
,.r cv max ки _ 8,58
Кх-^~ ‘ ti min 12,1
fy nm V mm 492
290
V = 37 1 м/сек Re - 767 000 р = I ст < TF —2,6 Кеэ =1990000 МЭ: Модель № 1001 Размер 300 X 1500 1=5 №99 Г
Дата продувки 23/1V 1932 г Источник. Атлас аэродинамических характеристик. Труды ЦАГИ № 193 |!
Геометрические характеристики Аэродинамические характеристики
(в % от хорды)
X У» Ун | Уср и “° стА «4
0 0 0 0 0 —18 — 0,686 0.20Ю -0,224 1 —
1,25 2,61 — 206 0,225 4 67 — 14 — 0,662 0,0710 — 0,174 —
2,5 3,66 -2,63 0,515 6,29 —12 -0,594 0,0488 — 0,142 —
5 5,25 — 3,38 0,935 8,63 — 8 — 0,376 0,0272 — 0072 —
7.5 6,31 -3,87 1,22 9,18 — 4 — 0,104 0 0148 0,004 —
10 7,15 — 424 1,455 И,39 — 2 0,030 0,0126 0,040 —
15 8,43 — 4,78 1,825 13,21 0 0,150 0,0128 0,076 0,506
20 9,21 — 5,11 2,05 14,32 2 0,274 0,0164 0,110 0.4OI
30 9,78 — 5,22 2,28 15 00 4 0404 0,0224 0,144 0,360
40 9,59 — 4,92 2,835 14,51 6 0,534 0,0316 0,176 0,330
50 9,02 — 4,47 2,275 13,49 8 0,670 0,0444 0,208 0,311
60 796 — 3,83 2,065 11,79 ‘°! 0800 0,0600 0238 0,298
70 6,37 -3,00 1,685 9,31 12 0,930 0,0776 0,266 0,286
80 4,56 — 2,11 1,225 667 14 1,042 0 0966 0,294 0,282
90 | 2,43 — 1,13 0,650 3,56 | 16 1,140 1 0,1170 0,318 0,279
95 1,35 — 0,61 0355 1,93 [ 18 1.234 I 0,1412 0,344 0,278
1100 0,17 0,03 । 0,00 0,20 1 20 1,284 ( 0,1740 —
1 1 1 22 1,260 | 0,2180 | —
Самолеты с профилем Clark-Y-15
№ по лор. Назначение самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Прнмеча ние
1 ( Hall НР2 Н-! США 1934
..
1
№100 профиль CLARK-Y-18 Лаборатория Me. Cook Field Труба
<у шах 137
*ХПШ1 0 015
о 0.08
(—) х. *х / max 16,2
‘у’Хпах СХШ1П 91,2
\ Cjc Jtaax 12,7
Относите тьиая толщина с 0,18
Относительная вогнутость /
Относительное положение ма- ксимальной ВОГНУТОСТИ Xf —
ь. S max 7,6
—— £А1ШП 12,0
су max £xmin 4 76
9<Г>
чтлтг vokb-la. spb .tu
V = 17,9 м'сек Re = 187 000 р — 1 ат TF t= Re3 = МЭ Модель № Размер 152,4x914,4 Х=6 № 100
Дата продувки Источник Report NACA К» 286
Аэродинамические характеристики
Геометрические к рактернстикл
(в % от хорды)
X >'в З'и Гер h а? СУ стА Cd
0 3,50 < 3,50 | 3,50 0 — 8 —0,120 0,016 — —
1,25 6,40 ' 0,98 369 5,42 — 6 0,030 [0015 — —
25 785 0,11 398 7,74 — 4 0,170 0,019 0 119 0,700
5 9,78 — 094 4.42 0172 — 2 0,320 0 022 0,154 0,480
75 [11,07 —[1,59 4 74 12,66 0 0475 0,030 [0,171 0,360
10 12,07 — 2,05 5,01 14,12 2 0,620 0,040 0198 0,320
15 13,52 — 2,69 5,42 16,21 4 0 760 0,052 0,236 0310
20 14,41 — 3,02 5,70 17,43 6 0,880 0,068 0264 0,300
30 14,85 — 3 15 5 85 18,00 8 1 020 0,082 0 296 0,290
40 14,47 — 3,07 5,70 17,54 10 1 130 0,098 0,316 0,280
50 1334 — 2,82 5,26 16,16 12 1,250 0,120 0,350 0,280
60 11,65 — 2,42 4,62 14,07 14 1,340 0,148 0,402 0300
70 9,33 — 1,98 3,68 11,31 15 1,370 0 150 0,424 0,310
80 6,22 — 140 2,41 7,62 16 1,000 0,245 — —
90 3,55 — 0,75 1,40 4,30 17 0,900 0,262 — —
95 1.89 — 0,40 075 2,29 18 0,910 0,285 — —
п 0,15 — 0,03 006 0,18
Самолеты с профилем Clark-Y-18
№ по пор Название самолета Страна Год ВЫ- пуска Тип конструкции Назначение Примечание
1 Douglas «Delpinna США 1931 Моноплан Пассажир- ский
2 Lockheed Patriot 41C23 д
3 Lockheed Electra 1934 Моноплан Пассажир скнй У корня крыла
4 Lockheed Electra 10-H 1933 » То же Укоряя крыла
5 Lockheed YIC 121 Л
6 Lockheed 14Super-Electra 1937 Моноплан Пассажир- ский У корня Крыла
7 Avia-51 Чехо-Слова- кия 1933 0
8 Avia-57 To же 1935 Моноптан Пассажир- ский
293
Z.LI
Г №101 ПРОФИЛЬ NAVY-N 60 Лаборатория LMAL-KACA Труба переменной плотности
Сути 1616 Относительная толщина с 0,1237
cxmin 0 0099 Относительная вогнутость/ —
<гяа 0077 Относительное положение ма- ксимальной вогнутости X/ —
\ сх /ШЭХ — _ Сушах ку--7- 13,4
с>тах шт 162,5 Кх“ у— * пип 12,65
и О В SB — max сгтщ 5,91
wwir vokb-la. spb .tu
V - Яе = 3 200000 Р = TF = 2 64 Яев =8500 000 МЭ Mo ечь Размер т X=0° № 101
Дата продувки Источники: 1) Flugspost №9, 1932 г 2) Techn Note NACA № 388
Геометрические характеристики Аэродинамические харак срнстики
(в % от хорды)
X yB Ун Уср ft a° СУ СГ cmA ca
0 340 3,40 3,40 0 —5.6 -О 196 0,0117 0,033 —
1,25 5,60 1.91 3,75 3 69 -3,5 —0,006 00106 0,076 —
2,5 6,76 1,46 4,11 5,30 —2,5 0114 0,0103 0,108 —
5 824 0,96 460 7,28 —0,8 0,267 00101 0 147 0550
7,5 9,33 0,62 498 8,71 0.8 0,425 0,0099 0,185 0435
1 10,14 0 40 5 27 9,74 2,3 0,578 0,0105 0224 0388
I 11,32 0,15 5,74 11,17 3,9 0,731 0,0112 0,260 0356
20 11,48 0 4 6,01 11,94 7,2 1,026 ’0,0138 0336 0,328
3o 12,41 0,04 6,23 12,37 10,4 1,301 0 0200 0,409 0,314
40 12,03 0,22 6,13 11,81 13,8 1542 0,0313 0,471 0 305
50 11.06 0,48 577 1058 14,6 1,616 0,0493 0500 0,309
60 9,55 0,71 513 8,84 17,8 1,557 — 0,497 0,320
70 7,66 0.78 4,22 6,88
80 5,50 0,64 . 3,07 4,86
90 3,04 0,37 1,71 2,67 1
95 1,72 0,19 ' 0,96 1,53
100 0,40 0,00 020 0,40 1
Самолеты с профилем NAVY-N-60
№ no nopc Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Примеч ние
i ——
Jft 102 ПРОФИЛЬ NAVY-N-60 К Лаборатория LMAL — КАСА Труба переменной ПЛОТНОСТИ
ГуПЙХ 1,407
Gr гшп 0,0092
fm0 0,00
\ сх /гоах —
суго»х njin 152 5
( с’1,\ 1 > I \ /шах —
Относительная то шина с 0,1237
Относительная вогнутость / —
Относительное положение ма- ксимальной вогнутости X —
„ су шах К»=~С~ 11,35
к-.--1- Xmln 13,4
1 V *~у ТПДХ V min 5,65
296
ч'Ц'Ч' vokb-la. spb .ru
V = 7?е 3 200 000 Р TF—2,64 I Яеэ =8500000 мэ Модель № Размер Л--оо № 102
Дата продувки Источники. 1) Flugsport № 9, 1932 г. 2) Techn. Note NACA № 388
Геометрические характеристики Аэродинамические характеристики
(в % от хорды)
JC J's vcp Л f °° СУ Q £а
0 3,40 3,40 3 40 0 —1,8 —0,048 0,0094 -0,011
1,25 560 1,91 3,75 3,69 — 1,4 0,002 0,0092 0,002 —
25 6,76 1,46 4,11 5,30 —0,2 0,112 0,0093 0,028 0.250
5 8,24 0,96 4.60 7,28 1,4 0,265 0,0092 0,067 0,253
7,5 9,33 0,62 498 8,71 3,0 0,419 0.0099 0,106 0,253
10 10,14 0,40 527 9,74 6,2 0,728 0,0116 0.184 0,253
15 11,32 0,15 5,74 11,17 9,4 1,028 0,0143 0264 0,257
20 1198 004 6,01 11,94 12,7 1,301 00244 0,339 0,260
30 12,41 0,04 6.23 12 37 14,4 1,407 0,0386 0,379 0269
40 11,95 014 6,045 1181 16,5 1367 0,0994 0,396 0,290
50 10,79 0,21 5,60 10,58
60 9,18 0,34 476 8,84
70 7,42 0,54 3,98 6,88
80 5,75 0,89 3,32 4,86
90 4,28 1,61 2,95 2,67
S5 3,66 2,13 2,89 1,53
100 3,20 2Д0 3,00 0,40 -
Самолеты с профилем NAVY-N-60-R
по пор- Название самолета Страна Год вы- пуска ТиП . конструкции Назначение Приме 1ие
1 Планер D-2 СССР 1934 Фигурно- буксировоч- , ный X слет
2 Планер ИГ-3 * 1934 Паритель X слет
3 Планер ЛАК-1 а 1933 Еесхвостка Экспери- ментальный X слет
4 Планер УП-3 й 1934 Учебный X слет
№ 103 ПРОФИЛЬ BOE1NG-B-106 Лаборатория LMAL — NACA Труба переменной ПЛОТНОСТИ
fymax 1,535 Относительная толщина с 01306
ejrmfn 0,0097 Относительная вогнутость f~ —
(яо 0,046 Относительное положение ма- ксимальной вогнутости X/ —
(^) Ч Сх ! max — с „ max A v = = С 11,8
cj>max cjf min 158,0 ‘ж mm 13,4
( ' ’’'I \ Cr /max LZZeh V^^Trnin 5,78
298
www. vokb-la. spb .ru
V = Re3200000 Р = TF =2,64 Rea =8500000 МЭ' Модель Лё Размер X — ОС! 1
Дата продувки Источники: 1) 2) Flugsport № 9, 1932 г Techn Note NACA№388 № 103 ।
Геометрическиехарактеристики Аэродинамические характернстнкн
(В д, ОТ ХОрДЫ J
X J's I'cp й a3 СУ Cl- Cd
0 2,98 298 2,98 0 —5,2 —0,231 0,0108 0.002 —
1,25 5,26 1,54 3,40 3 72 —3,6 —0,084 0,0102 0,031 —
2,5 6,14 1,04 3,50 5,10 —2,0 0,064 0,0098 0,061 —
5 7,54 0,42 3,98 7,12 —0,6 0,220 0,0097 0.106 0,482
7,5 8,56 0,04 4,30 8,52 1,2 0,370 0,0098 0,138 0,372
. 10 9,44 —0,28 4,59 9,72 2,8 0,517 0.0106 0,175 0338
15 10,62 —0,64 4,99 11,26 6,0 0,813 0,0127 ода 0.307
20 11,34 —0,90 5,22 12,24 9,3 1,095 0,0170 0,320 0,292
’ 30 11,88 -1.18 5,35 13.06 12,6 1352 0,0256 0,389 0,287
40 1154 — 1,28 5,13 12,82 16,1 1,535 0,0533 0,448 0,292
50 10 54 -1,30 4,62 11,84 18.2 1,494 — 0456 0,305
60 9,08 — 1,22 3,93 1030
70 7,18 —0 98 3,10 8,16
80 4,96 —0,72 2,12 5,68
90 2,54 -0,42 1,06 2,96
95 1 29 -0,23 0.53 1,52
100 0,04 -0.04 0,00 0,08
Самолеты с профилем BMlag?B-lQ6
№ по пор. Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Примечание
№ 1<М
ПРОФИЛЬ
BOE1NG-B-106 R
LMAL — NACA
Труба переменной
плотности
ty max 1,383
cxmln 6,0093
0,00
(-k) \ Cjr /max —
max 149
(—) \ tx ; max —
Относительная толщина с 0,1306
Относительная вогнутость / —
Относительное положение ма- ксимальной вогнутости Ху —
„ _ 1уа X 10,6
кх = - - СЛШП 13,9
S'max V сл min 5,57
300
V = де 3200000 Р = TF =2,64 Ле, =8500 000 МЭ Модель № Размер X — сс wwirvokb-li № 104 spb.tu »
Дата продувки Источники: 1) 2} Flugsport № 9, 1932 г, Techn. Note NACA Ns388
Геометрические характеристики Аэродинамические характеристики
(в % от хорды) н и» г
X Ув Ув ^cp h cx cmA C<1
0 2,98 2,98 298 0 — 3,3 —0,226 0,0099 —0055 —
1.25 5,26 54 3,40 3.72 — 10 —0,006 0 0094 —0,005 —
2.5 6,14 1,04 3,59 5,10 08 0,082 0,0093 0,021 0,256
5 7.54 0,42 3,98 7,12 30 0 386 0,0100 0.097 0,251
7,5 8,56 0,04 4,30 8,52 6,3 0683 0,0118 0,171 0,251
iO 9,44 —0.28 4,59 9,72 95 0 980 0,0158 0,247 0,251
15 10,62 —0,64 4,99 11,26 12,8 1247 0,0242 0 319 0256
20 11,34 —0,90 5,22 12,24 I4-5 1,355 0,0335 0,359 0265
30 11,88 —1,18 5,35 13,06 164 1,383 0,0704 0 377 0,272
40 11,62 —1,20 5,21 1282 18,6 1320 — 0387 0,293
50 10,70 —1,14 4 78 11.84
60 9,35 —0,95 4,20 10,30
70 7,66 —0.50 3,58 8,16
80 590 0,22 3,06 5,68
90 423 1,27 2,75 2,96
95 3,48 1,96 2 72 1,52
100 284 2,76 280 0,08
Самолеты с профилем Boeing Б-106 R
№ no nop- Название самолета Страна Год вы пуска Т1 п конструкции Назначение Примечание
ЗШ
№ 105 ПРОФИЛЬ RAF 28 Лаборатория ЦАГИ Труба Т-1
H
Ж । И г
0 ~ Ю 20 30 40 50 ЬО 10 so 30 100
„ _ Tjnznz 1
г 7Т
* c!jfCx n—
. i L_, L__ , 1
1 / T
1
f X/г yf' 10 -20- /ум’ \ / f \ tAe "T
| Lx" & ?«_I /1 - -
1 / Г* \ SI я я L ~ \J 1Z_ jL^ r r
1 / /Л* 1УМ •
/ 1 ilR0 I ll — a— (fo _ / f A _S
_1_ _2_ 'vl^/ JL-
L___ Vi - 2LL £ /^л i
_I LlZ_7_. 1
— 82 - i/ -—•-г-А
—! ] - 1 у
-14° | I / 27 W® го” ot
_l_L) _LZ L- JJL_ 0.20
r"Vi ' / -OA /&“ 420 0,40
" *
iTrl 1' к — 1_
L_1 (ij i
I/- i\ It
— _J—/.;_ _J_X?„ __L_
-J -OK- —1 . -16L -18°
1 ! T^-t—<r^~T r
с таг 1,12
crmin 0,01
о 0.05
) \ G ^тах 18,8
S'Hiax стт1П 112,0
/ с*'*\ 1 У 1 \ Се /таХ 12,45
Относительная толщина с ioio
Относительная вогнутость / 0,01955.
Относительное положение ма- ксимальной вогнутости Ху 0,40
« S'Шах
СХЩ1П 10
7 тех у— V слткп 4,65
302
* V = 4э м/сек Ле=935 ООО р =j ат 1 /-=2,о - Ле, =2430000 МЭ. Модель Ле 1051 Размер 300 х 1500 ' X — 5 WW' № 105 cikb-la.sfib.ru
Дата продувки 6/11 1933 г Источники: 1) Атлас аэродинамических характеристик Труды ЦАГИ № 193 2) Report NACA Ms 244 и 286
Геометрические характеристики
(в % от хорды)
Аэроди амиче кие характеристики
X Ун Уср h i я’ 1 Су с. £/71А От 7
0 0 0 0 0 1—18 -0.632 0,2290 —0,214
1,25 1 47 —1,27 0100 3,74 1—16 -0,650 0,1792 —0,200 -
2,5 2,И —170 0,220 3,84 - 14 - 0.626 0,1230 —0 158 —
5 3.20 —2 23 0 485 543 ‘—12 —0 596 0,0826 —0 118 —
75 3,97 —2 57 0,700 654 ’—10 —0,530 0,0534 —0,082 —
10 453 —2 80 0 865 733 — 8 —0416 0,0294 —0050 —
15 5,47 зло 1,085 8,77 — 6 —0,27о 0,0176 —0.018
20 6,10 —3,27 1415 9.37 -4 —0,138 0,0126 0,016 —
30 6,84 3,17 1,835 10,01 — 2 —0,008 0,0102 0,048 —
40 6,84 —2,93 1,955 9,77 0 0,124 0,0114 0,082 0,662
50 6,37 —2.53 1,920 8,90 2 0256 0,0150 0,114 0 445
60 550 —2 13 1685 7,63 4 0 394 0,0210 0,148 0,376
70 4,40 — 163 1385 6,03 6 0,528 0,0306 0,180 0,341
80 3,07 —1,10 0,985 4,17 8 0 656 0,0428 0,212 0323
90 1 67 —0 63 0 520 2,30 10 0,782 0,0570 0,244 0,312
95 0,73 —0 26 0235 0,99 12 0,908 0,0726 0,274 0,302
100 0 0 0 0 16 1 114 0,1162 0 312 0280
18 1,054 0,1740 0,300 0,284 i
Самолеты с профилем RAF-28
№ по пор Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Примечание
1 Gloster SS-18 Англия 1929 Биплан Истреби- тель
2 Gloster SS-19P it 1931 £ То же
3 Handley Page 39 b 1929 4> .. .. . Спортивно- туристский
4 Tipsy tt 1935 Моноплан Спортив- ны 6 На конце крыла
5 Weymann-80 Фракция 1931 1
1
303
№ 106 профиль RAF-30 Лаборатория ЦАГИ Труба Т-1
5>1тлх 1,03
Сх ШШ 0,008
ст« 0
И ' \ /шах 17,85
cvtnax cjf mln 129,0
/г’м \ cx /max 12,45
Относительная толщина с 0,126
Относительная вогнутость / 0
Относительное положение ма- ксимальной ВОГНУТОСТИ Xf —
i, СУ шах 8,18
«ж--у5— ux min 15,75
cytnax cx min 5,1
www. vokb-la. spb.
V = 46 м/сек Re = 997000 р = 1 от TF =>2,6 Rea =2590000 МЭ; Модели № 950 Размер 300 X 1500 X =5 № 106
Дата продувки 10/X1I 1931 г. Источники; 1) Атлас аэродинамических характеристик ЦАГИ № 193 2) Report NACA № 244 и 286 Труды
Геометрические характеристики Аэродинамические характеристики
(в % от хорды)
X 1 Ун Уср * а° Ск
0 0 0 0 0 — 2 — 0,144 0.0118 — 0,034 —
1,25 1,77 — 1,77 0 3,54 0 0,006 0,0096 0.000 —
2,5 2,48 — 2,48 0 4.96 2 0,124 0,0112 0,030 0,242
5 347 — 3.47 0 6,94 4 0,254 0,0154 0,062 0 244
7,5 4,13 — 4,13 0 8,26 6 . 0,386 0.0216 0,094 0.244
10 4,67 —4.67 0 ' 9,34 8 0,514 0,0312 0,126 0,245
15 543 — 5,43 0 10,86 10 0,642 0 0432 0,156 0.243
•20 5.93 — 5,93 0 11,86 12 0,760 0,0566 0,186 0.244
30 6,30 — 6,30 0 12,60 14 0.874 0.0732 0,214 0.244
40 6,20 -6.20 0 12.40 16 0.988 00928 0 242 0,245
50 5,63 —5.63 0 11,26
60 4,77 — 4,77 0 9.54
70 3,67 — 3,67 0 7,34
80 2,50 — 2.50 0 5,00
90 1,30 — 1,30 0 2,60
95 0,63 — 0.68 0 1 36
100 0,06 — 0,06 i0 0,12 -
Самолеты с профилем RAF-30
№ по пор. Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Примечание
1 Supermarine S-5 Англия 1927 Моноплан Гоночный
.Кравец—4 40—2 0
305
№ 107 ПРОФИЛЬ RAF 34 Лаборатория ЦАГИ Труба Т-1
о 10 ZD 30 40 50 60 70 80 90 10D
^ушах 1,224
с х jmin 0,0104
ст о 0,008
\ Сх /шах 18,6
су jnax £xmln 117,6
( —— 1 \ ех /тах 12,45
Относительная толщина с 0,1266
Относительная вогнутость/ . 0,0197
Относительное положение ма- ксимальной вогнутости Xf 0.30
„ ^ушвх 9,72
кл^~ СХШ1П 12,11
£ушах ? V £Jtniln I 5,08
306
| V = 47,5 м/сек Re — 987 ООО | р = 1 ат TF =2,6 Re3 = 2570 000 МЭ. Модель № 95] Размер 300 х 1500 Х = 5 № 107
Дата продувки 10/XII 1931 г. Источник: Атлас аэродинамических характеристик. Труды ЦАГИ № 193
Аэродинамические характер» тики
Геометрические характер» ики
(в % от хорды)
X Ув Уп Хер Л а° СУ Сс
0 0 0 0 0 — 4 — 0,184 0,0170 — 0,040 —
1,25 1,98 — 1,62 0,18 360 — 2 — 0,056 00128 — 0,004 —
2,5 2,82 — 2,14 0.34 4,96 0 0,080 0.0114 0.028 0350
5 4,09 —2.81 0,64 6,90 2 0,214 0,0132 0,060 0 280
75 5.06 — 3,25 0,905 8,31 4 0,350 0 0188 0,094 0268
10 5,83 — 3,55 1,14 9,38 6 0,486 0,0272 0,128 0 263
15 7,00 — 3,94 1 53 10,94 8 0,620 0,0390 0,162 0,261
20 7,72 — 4,16 1,78 11,88 10 0,746 0,0534 0,194 0 260
30 830 — 4,36 1,97 12,66 12 0,870 0.Q692 0,224 0 258
40 8.10 — 4,32 1,89 12,42 14 0,988 0,0866 0,256 0,259
50 7,22 — 4,07 1,575 11,29 16 1,104 0,1082 0,286 0260
60 5,87 — 3,66 1,105 9,53 18 1,204 0,1342 0,318 0264
70 4,32 — 3.08 0 62 7,40 20 1,214 0,1738 .334 0,275
80 2,75 2,33 0 21 5,08 22 1,156 0,2282 —
90 1,26 — 1,38 — 0,06 2,64
95 0,63 — 076 — 0 065 1,39
100 0,13 — 0,07 0,03 0,20
Самолеты с профилем RAF-34
№ по пор. Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение 1 Примечание
1 Bristol Bulldog 1II-A Англия 1932 Истребитель
2 Bristol Bulldog 1V-A * 1933
3 De Haviland-89 * 1934 Пассажир- ский
4 «Pterodactil* IV 1933 Эксперимен- тальный
5 The West land-H ill
6 Vickers 151 Jockey Англия 1932 Истребитель
7 Vickers Viastra J) 1934 Пассажир- ский
8 Westland «Wessexe J) 1931
9 Chiang-Hay Китай 1932
307
№ 108 ПРОФИЛЬ RAF-38 Лаборатория NPL Труба переменной плотности
S max 1454
^х mln 0,00748
С/л 0 0,04
' cx J max, 26
cy max rjcmln 194
MM \ £jr /max 17,3
Относительная толщина с 0,1265
Относительная вогнутость / 0,02505
Относительное положение^ ма- ксимальной ВОГНУТОСТИ Xf 0,40
„ су max -Лу с 11,48
Кх=- —— Sralo 16,85
*у max — V Ч min 6,18
308
V = 23,5 М/сек Re = 5500000 р = 18,7 ат ТЕ -2,02 Re, =11000000 МЭ: Модель № Размер 203x1270 ; =6 № 108 vokb-la.spb.ru »
Дата продувки Сентябрь 1934 г Источник: Reports and Memoranda № 1627 •
Геометрическне^ха^ктеристнии Аэродинамические характеристики
X Ув Ун Уср h в0 СУ сх ed
0 0 0 0 0 —2,7 —0,0388 0,00748 0,03352 —
1,25 2,17 — 1,46 0,355 3,63 —0,4 0,1286 0,0076 0,0738 0,574
а 2,98 -2,02 0,48 5,00 1,8 0,294 0,0113 0,1128 0 3835
5 4,21 —266 0,775 6,87 4,0 0 460 0,0180 0,1522 0,331
7.5 5,16 —3,08 1,04 8,24 6,2 0,616 0,0284 0,1934 0,309
10 5,94 —3,38 1,28 9,32 8,5 0,786 0,0406 0,2324 0,296
15 7,09 —3,74 1675 1083 10,6 0,946 0,0584 0,2720 0,288
20 7,21 —3,86 2,025 1177 12,8 1.096 0,0772 0,3098 0,2825
30 8,75 —3,90 2,425 12,65 15,0 1,240 0,0996 0,3448 0,278
40 8 67 —3,66 2,505 12,33 17,2 1,366 0,1232 0,3760 0,275
50 8,06 —3,23 2,415 11,29 18,2 1,436 0,1350 0,3940 0,274
60 685 —2,73 2,06 9,55 19,3 1,454 0,1498 0,4000 0,275
70 527 —2,13 1,57 7,40 20,4 1,398 0,1644 0,3952 0,285
80 3,54 —1,46 1,04 5 00 21,3 1,372 0,2012 0,4020 0,293
90 1,83 —0,79 0,52 2,62 23,4 1,294 0,2662 0,4120 0,3185
95 1,02 —0,44 0,29 1,46 25,5 1,108 0,3348 0,3870 0.3495
100 1 0 0 0 0 28,7 0,938 0 3908 0,3400 0.3625
Самолеты с профилем RAF-3S
№ по ПОре Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Примечание
1 Tipsy Англия 1935 Моноплан Спортивный Посреди крыла <*
1
309
№ 109
профиль
RAF43
Лаборатория
NPL
Труба переменной
плотности
т
Sша* 1,428
Smin 0,0082
ст 0 0,044
(Ли) сл / шах 24 9
су шах citaln 174,2
(4) \ ’'* /max 17,2
Относительная толщина с 0,1496
Относительная вогнутость / 0,02935
Относительное положение ма- ксимальной вогнутости X/ 0,40
-х су шах 9,54
xmlQ 18,25
S max Зе- V £а;тЖ 5,95
310
V = 23 м сек RC =6720000 р -- 23,5 ат TF =2.02 Rea =13440000 МЭ. Модель W Размер 203x1270 Х = 6 wwirvokb-: № 109 а. spb.ru «
Дата продувки Сентябрь 1934 г Источник: Reports and Memoranda № 1627
Геометрическиехарактеристнкк Аэродинамически* характеристики
/о ЛОрДЫ/
X Ув Га Гер Л Л° СУ Сх Сц
0 0 0 0 0 —1,7 0,0410 0 0082 0,0524 —
1,25 2,60 —1,65 0,475 425 0,4 0,208 0,0100 0,0928 0 446
2,5 3,65 2,34 0,655 5,99 2,65 0,378 0,0152 0,1340 0,355
1 5 5,20 —3,16 1.02 836 4,9 0,546 0,0234 0.1760 0,322
7,5 6,39 —3,69 1.35 10,08 7,0 0,714 0,0350 0,2176 0,305
10 7,30 —4,03 1,635 1133 9,2 0,874 0 0494 0,2580 0,295
15 8,63 —4,41 2,11 13,04 11,2 1028 0,0658 0,2964 0288
20 9,53 —4,58 2,475 14.11 13,5 1,180 0,0878 0 3356 0,284
30 10,40 —4,56 2,92 14,96 15,6 1.320 0,1104 0,3700 0280
40 10,20 —4,33 2,935 14,53 16,7 1,378 0,1220 03842 0,279
50 9,38 —3,90 2,74 13,28 17,8 1.428 0,1342 0,3974 0,278
60 7,94 —3,36 2,29 11,30 18,8 1,428 0,1588 0 4094 0.286
70 605 —2,65 1,70 8,70 19,8 1,384 0,1816 0,3996 0,289
80 4,02 — 1.83 1,095 5,65 20,9 1,362 0,1992 04004 0,294
90 1,95 —1,00 0,475 2,95 21,9 1,340 0,2240 0 4004 0,299
95 1,05 -0,60 0,225 1,65 24,1 1.260 0,2260 0,3996 0,317
100 0 0 0 0 26,0 1,120 0 3220 0,3814 0 3405
28,8 0,942 0 3940 03396 0,3605
Самолеты с профилем RAF-48
№ по пор. Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Примечание
1 Tipsy Англия 1935 Моноплан Спортивны!!
- - <
311
№ ИО профиль FAIRY Лаборатория ЦАГИ Труба Т-1
fymai 1,05 Относительная толщина с 0,1033
frmta 0,0108 Относительная вогнутость / 0.0181
о 0,044 Относительное положение ма ксимальной вогнутости х/ 0.40
\ с* Jmxx 19,3 К у с 10,2
£у шах (jrmln 97,0 К*- — С-ТП>1П 95
is- В ' S 13,2 V Рутзах 4,65
312
V = 46,6 м/сек Re = 964 000 р = 1 ат TF = 2,6 Яеэ = 2 510000 МЭ Модель № 1052 Размер 300 х 1500 1 = 5 № 110
Дата продувки 7/XI 1933 г. Источник: Атлас аэродинамических характеристик. Труды ЦАГИ № 193
Аэродинамические характеристики
Геометрические характеристики
(в % от хорды)
а Ув Ув Уср Л а° СУ Сх Cd
0 0 0 0 0 —18 —0,630 0,2312 —0,218
1,25 1,73 —0,68 0,525 2.4 J —16 —0,630 0,1970 —0,182
25 2,42 —1,07 0,675 3,49 —14 —0,616 0.1536 —0,148 —
5 3,50 —1,66 0,92 5,16 -12 —0,576 0.1034 —0 102 —
7,5 4,40 —2,11 1,145 6,51 —10 —0,510 0,0540. —0,084 —
10 497 —2,46 1,255 7,43 —8 —0,410 00286 —0,056 • —
15 5,70 —2,93 1,385 8,63 —6 —0,286 0,0186 —0,026 —
20 6,37 —3,25 1,56 9,62 —4 —0154 0,0138 0,006 —
30 6,93 —3,40 1,765 10,33 —2 —0,020 0,0Я8 0,040 —
40 6,87 -3,25 1,81 10,12 О 0,116 0,0108 0,074 0,637
50 6,40 —2,92 1,74 9 32 2 0,250 0,0140 0,109 0.435
60 5,60 —2,42 159 8,02 4 0,386 0.0202 0,142 0,368
70 4,63 —1,92 1,355 6,55 6 0,522 0 0290 0,176 0,337
80 3,54 —1,40 1,07 4,94 8 0,654 0,0410 0,210 0,321
90 2,05 —0,72 0,665 2,77 10 0,778 0,0560 0,240 0,308
95 1,32 —0,55 0,385 1,87 12 0,896 0,0736 0,268 0,299
100 0 О 0 0 16 1 048 0,1292 0296 0,282
18 1,044 0,1930 0,324 0,310
Самолеты с профилем Fairy
№ по пор. Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Примечание
313.
№ 111 ПРОФИЛЬ GOTTINGEN-387 Лаборатория GOttingen Труба большая
су max 1,38
сл аип ~ 0,0175
С/Л о 0,098
) к /max 16,7
5 лих f-cadn 78,8
('’) \ с* / max 13,2
Относительная толщина с 0,1485
Относительная вогнутость f —
Относительное положение ма- ксимальной вогнутости Ху —
„ су шах 9,296
Kt~ —--- min 8,48
l^- mtx Я. V cxmln 4,54
314
тятятг vokb-la spb.ru
V -- 30 м/сек Re = 414000 р — 1 ат TF = 1,2 Rea = 495000 МЭ Модели № 387 Размер 200 x 1000 1 = 5 № JU ,
Дата продувки Источник Ergebmsse der Aerodynamischen Versuchsanstalt zu GOttingen
Аэродинамические характеристики
Геометрические характеристики
(в % от хорды)
X >’b ya ^CP Л e° СУ 1 cd 1
0 3,20 3,20 3,20 0 1 —so —0.104 0.0690 0053 !
1,25 6,25 1.50 3,875 4 75 —6,0 0,082 0,0180 0 123 —
2,5 7,65 1,05 4,35 6,60 —4,6 0182 0,0179 0146 0,802
5 7,50 055 4,035 6,95 —3,1 0,280 0,0201 0,167 0.5965
7.5 10,85 0,25 5,55 10,60 —1,6 0,380 0,0235 0,192 0,505
10 11,95 0,10 6,025 10,85 13 0,468 0,0291 0,218 0,4655
15 13,40 0,00 6,70 1340 0,581 0,0357 0,242 0,4165
20 14,40 0.00 7,20 14,40 2.7 0681 0,0438 0,265 0,389
30 15,05 0,20 7,625 14,85 4,2 0,789 0,0531 0,288 0,365
40 14,60 040 7,50 14,20 5,7 0,872 0,0631 0,310 0,3556
' 50 13,35 045 6,90 12,90 86 1082 0,0921 0,375 0,3465
60 11,35 0,50 5925 10,85 11,6 1,218 0,1240 0,410 0,3365
70 8,90 0,45 4,675 8,45 1 14,5 1,340 0,1620 0,429 0,320
80 6,15 0,30 3,225 5,85 17,5 1 360 0,2170 0,452 0,3325
SO 3,25 0,15 1.70 3 10
55 1,75 0,05 0,90 170
100 0,15 0,15 0,15 0
Самолеты с профилем GOttingen-387
№ no nop Название самолета Страна Год вы пуска Тип конструкции Назначение Примечание
1 УТ-1 (Яковлев) СССР 1938 Моноплан Трениро- вочный
2 № 4 » Л 1930 J> Спортивный
3 №5 » я 1931 J> Пассажир- ский
4 № 6 * л 1932 1) То же
5 №8 в 1933 Jfr Спортивный
6 № S * t
7 №10 » £ ♦
8 Desoutten HD Англия 1930 Л
9 American F-1A США
10 Fairchild-21 » 1928 Моноплан Спортивный
11 Fairchild-44 л 1928 й Транспортный
12 Fairchild-82 * 1935 * Пассажир^ снжй
13 Flying Dutchman 1928 Спортивный
14 Pr k yi-Blecha Чех-Словамия 1931 * ♦
15
As 112 ПРОФИЛЬ GOTTINGEN-398 Лаборатория Gfittingen Труба большая
еу шах 1,26
fxmiB 0,0145
ст* 0,08
\ сх /max 17 5
S’ max c*mln 869
(.'?) \ ех / шах 13,2
Относительная толщина с 01385
Относительная вогнутость / —
Относительное положение ма- ксимальной Вогнутости Xf —
с 91
Кх - - .с_ G-mm 9,55
1Г сутп S V СХШ1П 4,61
316
V =30 м/сек Re = 414 000 р — 1 ат TF = 1,2 Re., = 495000 МЭ: Модель № Размер 200 x 1000 ' =5 ww vokb Ns 112 la.spb.ru »
Дата продувки Источник: Ergebnisse der Aerodynamischen Versuchsanst.il t zu Gottingen
Аэродинамические характеристики
Геометрические характеристики
(в % от хорды)
I X >'ir Уср h a5 CV cmA Cd
3 00 3,00 3,00 0 —11,9 —0,297 0,1010 —0,031
125 6,40 1,75 4 075 4,65 — 8.0 —0,159 0,0205 0,054 —
2,5 7,50 1.25 4,375 6,25 — 60 0,037 0 0152 0,100
5 9,05 0,70 4,875 8,35 — 4,6 0,138 0,0152 0,122 0884
75 10.30 0.40 535 9,90 — 3,1 0,232 0,0170 0 143 0,616
10 11,30 0,20 5,75 11,10 — 1,6 0,340 0,0205 0,170 0,500
15 12 60 0,00 6.30 12,60 — 0,2 0,435 0,0249 0,192 0,441
20 13,35 000 6,675 13,35 28 0 640 0,0386 0,245 0383
30 13,85 0,00 6,925 1385 57 0,840 0 0597 0,295 0,35!
40 13,35 0,20 6,775 13 15 8,6 1,015 0,0851 0,337 0,332
50 13.30 0,25 6775 13,05 11.6 1,170 0,1150 0371 0,317
60 70 80 90 95 100 10,60 8,45 5,95 3 25 1.80 0,20 0,35 0,35 0,25 0,15 0,05 0,20 5,475 4,40 3,10 1,70 0.925 0.20 10.25 8.10 5,70 3,10 1.75 0 14.5 1,260 0,1560 0,403 0,320 1
Самолеты с профилем GOttingen-398
№ no nop. Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Примечание
1 Amenkan Pitrgrim 100-H США 1931 Моноплан Пассажир- ский
2 Consolidated XPV-1 1928 Разведчик
3 Douglas «Ambassador* A 1928 Биплан Спортивный
4 Douglas Y1C-21 ft
5 Douglas 0-25-C ft
6 Douglas 0-38-B ft
7 Reystone B-6A ft
8 Martin 120 (P3M 2) ft 1932
9 Martin 130 ft 1934 Моноплан Бомбарди- ровщик
10 Martin 166 1937 То же
11 Verville YPT-10A США Биплан
12 Zenith Z-6 1928 Л Транспортный
317
r. vokb-la. spb.
। № IIS GOTTINGEN-426 GCttingen -j Труба большая j
1,29
ГппШ 0,018
« 0,094
(Jx) \ cx / mat IS
max сжтШ 717
(*) \ cx / max 14,0 1
Относительная толщина с 0,136
Относительная вогнутость / --
Относительное положение^ ма- ксимальной вогнутости X/ —
v _ S'™1 “F” 9,48
кх- - -— сх nun 7Д5
^^ушат —— г min 4,34 t
318
* Re--414 ОМ р — } ат Rc3= 495000 МЭ Размер 200 1000 * _ A =5 № 11Г™ vokb-la. gpb.ru
Дата продувки Источник. Ergebnisse der Aerodynatiuscben Versucbsanstalt zu Gottingen
Геометрические характеристики Аэродинамические характеристики (в % ОТ Хорды)
X Ув Ун Уср ti а“ 9 Cx стЛ <4 1 , f I
0 1,25 2,5 5 7,5 10 15 20 30 40 50 60 70 80 . 90 95 100 3,50 5,60 6,65 8,20 9,40 10,35 11,85 12,85 13,60 13,15 11,75 аэо 7,65 5,25 2,60 1,25 0 3,50 1,60 1,35 1,05 0,75 0,60 0,35 0,15 0,00 0,15 0,35 065 0,85 0,90 0,60 0,35 0 3,50 3,60 4,00 4,625 5 075 5,475 6,10 6,50 [6,80 6,65 6,50 5,275 4,25 3,075 1,60 0,00 0 0 4,00 5,30 7,15 8,65 9,75 11,50 1270 1360 13,00 11,40 9,25 6,80 4,35 200 0,90 0 —8,9 -6,0 —3,1 —1,6 —0,2 1,3 2,8 42 5,7 8,6 11,5 14,5 1 —0,144 0,072 0,172 0,272 0,376 0,487 0,586 0,700 0,800 0,905 1,090 1,270 1,280 0,0643 0,0212 0,0176 0,0187 0,0225 0,0271' 0,0339 0,0418 0,0530 0,0640 00918 0,1300 0,1780 0,028 0,114 0,136 0159 0,190 0,216 0,242 0,272 0398 0 319 0374 0,423 0,440 0,790 0584 0505 0.443 0,413 0,389 0,367 0,353 0.313 0,333
Самолеты с профилем Q&ttlngen-42S
2 no Лор Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Примечание т
1 Иградо-ЗБМ СССР 1932 Биплан Спортивный
2 РАФ 1 1) 1925 Моноплан
3 РАФ 2 1> 1927 ь
31S"
№ 114 ПРОФИЛЬ GOTTI NGEN-136 Лаборатория ЦАГИ Труба Т-1
D Ю W 3D 40 50 60 70 80 30 №0
Cyl СУ _сх - .Л
— ли
“ 46 1
1 ..1л рп
4£/ 70/
“у J '7s
. Л X
Л*/ 1 Гс ’nA
ПА Mr
4V
1-2°
-4°/ 10° 20° а
1/ \-'б° О.1О ого
020. /} / 1 -0,2 z 020. 040. С™
'О °
пл Xci -J7 р
<с°
f 1 ПС
—1
S'max 131 i
сх mln о,оюф
^1ТГ q 0,062
и \cx f даак 17 9
S'max cxmin 124 0
(5) \ cx /max 12,6
Относительная толщина с 0,110
Относительная вогнутость / —»
Относите ьное положение ма- ксимальной вогнутости х/ „ fy max F 119
кх = —— £ «тшт 10,35
5,2
3w
www. vokb-la. spb .ru
V - 31,6 м/сек Re= 654 000 р ~1 ат TF = 2,6 Kt,= 1 700000 мэ Модель № 910 Размер 300 х 1500 ..5 № 114
Дата продувки JI/VJJ 193] г Источник: Атлас аэродинамических характеристик Труды ЦАГИ Ьч 193
Геометрические характеристики Аэродинамические характеристики
(а % от хорды)
X Ув Уи Уср Л -! СУ С,
0 2,50 2,50 2,50 0 —16 —0,516 0,1832 -0154 —
I 1,25 4,70 1,00 2,85 3,70 —14 —0,448 0,1422 —0,116 —
। 2,5 563 051 3,07 5,12 —12 —0,424 0,0892 —0064 —
1 5 7 00 0,17 3,085 6,83 —10 —0,334 6,0282 —0,020 —
‘ 7,5 8,33 0,05 4 19 8 28 — 8 —0.216 80192 0 014 —
1 10 8,90 0,00 4,45 8,90 — 6 —0,084 0,0142 0,042
15 10,50 0,00 5,25 10 50 — 4 0,050 0,0127 0,074 —
, 20 10,66 0,00 5,33 10,66 — 2 0,184 0,0134 0,108 0587
30 11,00 0,00 5,50 11,00 0 0,320 0,0192 0,142 0437
40 10,56 ооо 528 10,56 2 0,452 0,0252 0,192 0381
1 50 9,53 000 4,765 9,53 4 0586 00352 0,204 0,348
60 8,22 0,00 4,11 8^4 6 0716 0,0486 0,238 0333
70 656 0,00 3,28 6,56 8 0,846 00650 0,270 0,319
80 4,60 0,00 2,30 4 60 10 0,976 0082b 0.302 0,309
00 2,42 0,00 1.21 2 42 12 1,096 0,1012 0,334 0,305
05 125 0,06 0,625 1,25 14 1,212 0,1232 0358 0,295
1OQ 0 0 0 0 16 1292 0,1520 0 382 0295
18 1,308 0,1820 0,398 0,304
20 1286 0,2362 0,412 0,320
*22 1,234 0,2846 0428 0.347
Самолеты с профилем GOttingen-436
№ по пор. Название самолета Страна Год ВЫ' пуска Топ конструкции Назначение Примечание
1 Почтовый СССР Биплан
2 Яковлев № 7 * Моноплан Почтовый двухмесгн.
3 Lincoln Page США Билла) Пассажир ский
К п я №пмДЖ0^21
321
№ 115 ПРОФИЛЬ G0tt(ngen-527 Лаборатория Gottingen труб* большая
1
г т сл- Ac*
у т Гп^Л -1
2 <T КБ'
6.t
Т " 1 /Л
№
Л а
7 }.6 /?7*> z
76 ’/ 1,3 02 Г 7» 0 7? т>А
f 4-
'“и / f-дг7
/— f 2
u -6
-10° to* 20° -^\
1 0.10 azo cx _ ;
-020 г 2 \-9 О.> 20^ 0, 40^ Cm'
-I 4 j
ПС -г
4 1 U_ 1
су max 135
С л пип 0,015
см в 0,09
\ Cl /них 17,8
, - - су шах гхтш 90,0
Относительная толщина г 0,1655
Относительная вогнутость f~ —
Относительное положение ма- ксимальной вогнутости Xf су max 8,16
Кх^~~ cxmln 11,04
сутах V с t in In 4,71
V =30 м/сек Re = 414 000 р = | ат TF —1,2 Re =495000 э МЭ; модель J4s ozi— Размер 200 X 1000 X = 5 hft м3™ ’okti-la spb.tu~l a
Дата продувки Источник: Ergebnisse der Aerodynamischen Versuchsanstait zu Gottingen
Геометрические характеристики Аэродинамические характеристики
(в % от хорды)
X 1 ' i ’• Гер Л ec cy СЛ CnA
0 3.70 3,70 3,70 0 —9.0 -0,082 0,0179 0.071 —
1,25 7,05 2,05 4,55 500 —6,0 0,122 0,0152 0.123 —
2,5 8,50 1,55 5,023 6,95 —4,6 0,220 0,0171 0 146 0,663
5 10,55 0,80 5.675 9,75 —3,1 0,326 0,0205 0,169 0,518
7,5 12,10 0.50 6,30 11,60 —1.7 0.423 0,0237 0,193 0,455
10 13,20 0,35 6,775 12,95 -0,2 0,517 0,0298 (1,214 0,414
15 14,85 0.10 7,457 14,75 13 0,615 0.0372 0,241 0,392
20 15,80 0,00 7,90 15,80 2,7 0,727 0 0466 0.270 0.371
30 16,55 000 8,275 16,55 42 0,825 0,0580 0,292 0,353
40 16,05 0,10 8,075 1595 5.7 0,922 0,0702 0,320 0,347
50 14,50 0.25 7Д75 14.25 8.6 1,109 00982 0,364 0328
60 12,30 0,35 6,325 11,95 11,6 1248 0,1300 0,400 0,3205
70 9,60 035 4,975 9,25 14 5 1,345 0,1790 0,440 0,3265
80 6,60 0,30 3,45 6,30 17,5 1330 0,2340 0,451 0,339
90 3,40 0,15 1,775 325
95 1,75 0,15 095 1,60
I 100 0 0 0 0 1 1
Самолеты с профилем GOttingen-527
№ по пор. Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Примечание
1 Г-8 (Грибовский) СССР 1931 Моноплан Спортив- ный
2 Планер ДК-1 » 1933 Буксиров- щик X слет
323
1 № 116 ПРОФИЛЬ GOtti и gen-533 Лаборатория GOttingen Труба—большая
cy max 1.41
fjrmln 0,015
c«o 0,086
(~) \ cx /та*. 17,9
cymax cxmm 94
v /max 13,6 J
Относительная толщина с 0,137
Относительная вогнутость / j
t Относительное положение ма- ксимальной вогнутости Ж/ —
с > max т 10,29
к*—-- СХШ1П 9,13
У' f max V cjr m in 4,83
324
www vokb-la. spb.
V = 30 л сек Re 414 000 р = 1 ат TF = Г,2 Re3 =496000 МЭ Модель № 533 Размер 200x1000 л=5 № 116
Дата продувки Источник: Ergebnisse der Aerodynamischen Versuchsanatalt zu Gottingen
Аэродинамические ха рак'герметики
Геометрические характеристики
(в % от хорды)
1 X ?В Ун Уср 1 . ! а° £шА
о; 3,20 3.20 3,20 0 — 8,9 —0,172 0,0707 0,011 —
1 25 6.05 1,75 3,90 4,30 — 6,0 0,039 0,0159 0,105 —
2,5 7,20 1.35 4,275 5,85 : — 4,6 0,144 0,0159 0,131 0,910
5 8,80 095 4,875 7,85 । — 3,1 0,254 0,0174, 0,157 0,618
7,5 10,05 0,65 5,35 9,40 - 1,6 0,357 0 0201 0,181 0,507
10 11,10 0,50 5,80 10,6 - 0,2 0,462 0,0256 0,206 0,446
15 . 12,40 0,25 6,325 12,15 1 3 0,566 0,0329 0,241 0,426
20 13.25 0,10 6,675 13,15 1 28 0,676 0,0412 0,265 0,394
30 13,70 0,00 6,85 1370 4.2 0,777 0,0515 0,289 0,372
40 13,05 0,15 6,60 12,90 5,7 0,880 0,0641 0,315 0,358
50 11,65 0,60 6,125 11.06 8,6 1,080 0,0922 0,367 0,337
60 9,65 1,10 5,375 8,55 11,5 1,262 0,1260 0,4(7 0,330
70 7,50 1,40 4 45 6,10 1-1,5 1,410 0,1660 0458 0,325
80 5,20 1,35 3,275 3.85 17,5 1,362 0,2210 0,464 0,341
90 2,70 0,85 1,775 185
95 140 0.45 0,925 0,95
100 0 0 0 0
Самолеты с профилем Gotti ge -533
№ по пор* Название самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Примечание
1 Standart GD-24 США 1928
2 Планер ПС-2 СССР 1933 Учебный паритель X слет
———— .. —.— —
325
№ 117 ПРОФИЛЬ Мунк-12 Лаборатория ЦАГИ Труба Т-5
обдувка
cymax 0,99
^jr min 0,014
Г«. 0(Й2
/J>s \ Cjr/max 10,8
S'MI Sxmta 7Q,5
/ С'у* \ cx /max 11,8
Относительная гашиш а с 0,1193
Относительная вогнутость ~f 0,0198
Относительное положение ма- ксимальной ВОГНУТОСТИ X/ 0,30
С 8,3
л, — слгтш 8,54
су max V cxmin 4,М
326
wwiv vokb-la spb.
¥ = Re =548 000 р = 1 am TF = 1,21 Rea = 663 000 МЭ модель ' - Размер । X = 5 № 117
Дата пропуски 1933 г Источники: 1) В. Г Петру ин, Круговая обдувка четырех про- филей Труды HATH № 256 2) ТВФ № 8—Я 1936_г _
Геометрические характеристики Аэродинамические характеристики
(в % от хорды)
X Ув Ун У ср h а’ 9 fmA Q j
0 1,25 0 2,03 0 — 1,65 0 0,190 0 368 0 0,12 0,014 0,04 0,40
2,5 2,86 -2,14 0,360 5,00 8 0,7 0,070 0,2 0,28
5 4,01 —2,72 0,645 6,73 16 0,99 0,15 0,26 0,26
7,5 4,89 3,07 6,910 7,96 20 0,88 0,25 0,28 0,3
10 5,59 —3,31 1,14 890 24 0,71 038 0,28 0,38
15 6,61 —3,60 1,505 10,21 40 0,68 0,60 0,37 0.39
20 730 —3,80 1,750 11,10 80 0,25 0,12 0,545 0,49
30 7 95 —3,98 1,985 11,93 92 О 1,16 0,58 0,52
40 7,86 —3,96 1,950 11,82 120 —0,44 0,95 . 0,6 0,59
50 7,25 -382 1715 11,07 138 —0,53 0,80 0,535 0,56
69 6,27 —3,50 1,385 9,77 140 —0,60 0,60 0,53 0,63
70 4,98 —3,00 0,99 7,98 148 —0 70 0,50 0,54 0 635
80 3,50 —231 0,595 5,81 160 —0,60 0,29 0,46 0,685
90 189 — 1,37 0,260 3,26 170 —075 0,1 0,52 0,68
95 1,07 —0,81 0105 1,88 180 008 0,015 —
100 0,20 —0 20 0 0.40 190 058 0,12 —0,38 0,68
200 210 220 236 288 290 304 320 340 346 352 'll 1 И ©OQooceooecs feg'ss 029 046 0,60 0,83 0 10 100 0,80 058 0,27 0 18 0,03 —0,40 —0,46 —0,51 —0,545 —0,55 —0,49 —0 42 —0,31 —020 —0.18 -0,08 075 0,64 0,65 0585 0,50 0,47 0,44 0,39 0,36 0,33 0,19
Самолеты с профилем Мунк-12
№ по пор. Название Самолета Страна Год вы- пуска Тип конструкции Назначение Примечание
327
№ 118
ПРОФИЛЬ
RAF-34
Круговая обдувка
Лаборатория
ЦАГИ
Труба Т-5
S' шах 1,02
cxmln 0,0150
-00108
\ Сг/шах 18,3
S'шах cxmln 68,3
/ с*‘ \ \ CJ /шах 12,5
Относительная толщина с 0,1266
Относительная вогнутость f 0,0197
Относительное положение ма ксимальной вогнутости Xf 030
„ S'max К “ 7 8,05
= —-— cjrmin 8,45
328
V — Re = 548 000 р = 1 ат Дата продувки 1333 г. TF = 1,21 Re- — 663000 мэ Источники: 1] ф| 2) , Модель № , Размер № 48 Х = 5 | “В Г Петрунин, Круговая обдувка четырех про- глей Труды ЦАГИ ГА 256 ТВФ № 8-9, 1936 г.
Аэродинамические характеристики
Геометрические мрактери инк
(в % от хррды)
X Ув Ун Уср h Д’ СУ Q 'd
0 0 0 0 0 0 0,06 0,015 0 —
1,25 1.98 —1,62 0,18 3,60 8 0,63 0,040 0,17 0,27
25 2,82 —2,14 0 34 4,96 16 1,02 0,11 0,26 0,27
5 4,09 -2,81 0,64 6,90 20 0,84 0,20 0,29 0,30
7,5 5,06 —3,25 0,905 8,31 24 0,67 032 0,26 0,37
10 5,83 —3,55 1,14 9,38 40 0,67 0,58 0 34 0,39
15 700 —3,94 1,53 10,94 60 0,55 0,9 0 46 0 43
20 7,72 —4,16 1,78 1188 80 0,26 1,13 0,565 0,48
30 830 —4 Д6 1,97 12,66 100 —0,12 1,13 . 0,60 0,53
40 8,10 —4,32 1,89 12,42 120 —0,42 0,95 0,60 0,59
50 7,22 —4,07 1,575 1129 130 —0,53 0,80 0,58 0.60
60 5,87 —3,66 1,105 953 140 —0,56 0,64 0,56 0,65
70 4,32 —308 0,62 7,40 150 —0,73 0,52 0,57 0,62
80 2,75 —2,33 0,21 5,08 160 —0,74 0,30 0,46 0,57
90 1,26 —1,38 —0,06 2,64 166 —0,81 0,22 0,46 0,57
95 0,63 —0,76 -0 065 1,39 172 —0,60 о,п 0,52 0,80
100 0,13 —0,07 0,03 0,20 176 —0,50 0,055 0,40 0,72
180 —0,33 0,020 0,10 0,29
188 0,6 01 —0,48 0,77
195 0,73 023 —0,46 0,5
200 0,55 0,3 —0.44 0,5
208 0,60 0,48 —054 0,7
216 058 060 —0 50 0,63
220 0,5 0,63 —0,53 0,66
240 04 0,90 —0,58 о.бо
260 0,1 1,09 —0,595 0,54
280 • —0,23 1,Ю —0,54 0,47
300 —0,50 0,89 —0,46 0,43
320 —0,60 0,60 —0,34 0,37
326 —0,76 0,49 —0,28 0,30
336 —0,59 0,30 —0,26 0,38
340 —0,54 0,24 —0,26 0,42
1 348 —0,60 о.ю —0,19 0,28
356 0,19 0019 —004 0,18
Самолеты с профилем RAF-34
№ по пор Название самолета Страна Год аы пуска Тип конструкции Назначение Примечание
329
urarar vokb-la spb.
ЛИТЕРАТУРА
1. Атлас аэродинамических характеристик профилей крыльев испытанных в р бе
Т-1 ЦАГИ, под ред, Б. А. Ушакова, Труды ЦАГИ Aft (93.
2. Атлас профилей, Труды ЦАГИ № 99, 1931.
3. Атлас аэродинамических характеристик профилей крыльев, испытанных в трубе Т-1
ВВА, составила Н. В. Никитина под ред. Ф. В. Надежина. Материалы аэродинамической
лаборатории ВВА, 1936.
4. А. К. Волков, Распределение давлений по'размаху и хорде трапецевидного крыла,
Технические заметки ЦАГИ Aft (04, 1936.
5. Ф Г. Гласс, О влиянии Рсйнольдсова числа на величину максимальной подъемной
силы, Труды ЦАГИ А» 103, 1932.
6. Ф. Г. Г л а с с, О влиянии масштабного эффекта на зависимость профильного со-
тротивления от геометрических параметров профиля. Труды ЦАГИ Aft 286, 1936.
7. Ф. Г. Гласс, Серия профилей А, Труды ЦАГИ А6 103, 1932.
8. Ф Г. Гласс, Серия профилей В, Труды ЦАГИ № 146, 1933.
9. Ф. Г. Гласс, Серия профилей BS (рукопись). ,
10. Ф Г. Гласс, Выбор схемы скоростного самолета, ТВФ № 7, 8—9, 1936.
11. Б. Т. Горощенко, Скорость полета, 1938, Оборонгиз.
12. П, П. Красильщиков, О зависимости между некоторыми геометрическими па-
раметрами профиля и его аэродинамическими характеристиками Труды ЦАГИ Aft 103, 1932
13. П. П. Красильщиков, Влияние турбулентности и числа Рейнольдса на макси
мальную подъемную силу крыла, ТВФ, № 5, 1936.
14. П. П. Красильщиков, Влияние числа Рейнольдса и турбулентности потока на
максимальную Подъемную силу крыла, Труды ЦАГИ № 268,1936, ч. 11; Труды ЦАГИ № 339,
1937.
15. П П. Красильщиков, Влияние *т |5булс тности потока на аэродинамические ха-
рактеристики крыла, ТВФ № 4, 1935.
16. П. П. Красильщиков, Серия профилей Р Л, Труды ЦАГИ Aft 212 1933.
17. Е. В. Красноперов, Экспериментальная аэродинамика, ч. I, 1930, Транстехизлат,
ч. П, 1935. ОНТИ.
18. В. Ольховский, К вопросу о построении профилей крыльев и обтекаемых тел.
ТВФ № 10, 1928.
19. Первая Всесоюзная конференция по аэродинамике 16—21 мая 1931 г., 1932, Авиа-
автоиэдат.
20 В. Г Петрунин, Круговая обдувка четырех профилей ротора автожира, Труды
ЦАГИ Aft 256, 1936, ТВФ № 8—9. 1936.
21. Г. Ф. Проскура, Экспериментальная аэродинамика, ч. I, 1933, ОНТИ.
22. В. С, Пышнов, Аэродинамика самолета, ч. J, 1934, ОНТИ, ч. 1J, 1935, ОНТИ.
23. Е. Е Солодкин, Серия профилей D-2, Труды ЦАГИ Ай 264, 1936.
24. Справочник авиаконструктора, т. 1, Аэродинамика самолета, ЦАГИ, 1938.
25. П. М. (Пирманов и В. П. Горский, Атлас аэродинамических характеристик
авиационных профилей, 1932, ОНТИ.
26. Б. Н. Юрьев, Экспериментальная аэродинамика, ч. I, 1936, ОНТИ, ч, 11, 1938,
Оборонгиз.
27. Jacobs, Eastman N, The Aerodynamic Characteristics of Eight Very Thick A rfoils
from Tests in the Variable-Density Wind Tunnel, Rep. Na 391, NACA, 1931.
28. Jacobs, East m,a n N. and Ward Kenneth E„ Test of NACA Airfoils in the
Variable-Density Wind Tunnel, Series 24, T. N, Aft 404 NACA, 1932.
330
www. vokb-la. spb.
29. Jacobs, Eastman N. and Pinkerton, Robert M., Test of NACA Airfoils in
the Variable-Density Wind Tunnel, Series 44 and 64, T. N, № 401, NACA, 1931.
30. Jacobs, Eastman N. and Pinkerton, Robert M., Test of NACA Airfoils in
the Variable-Density Wind Tunnel, Series 45 and 65, T. N. № 392, NACA, 1931.
31. Jacobs, Eastman N. and Pinkerton, Robert M., Test of NACA Airfoils in
the Variable-Density W nd Tunnel; Series 43 and S3, T N.. NACA, 1931.
32. Jacobs, Eastman N., Test of Six Symmetrical Airfoils in the Vaiiable-Densitv
Wind Tunnel, T. N.. № 385, NACA, 1931.
33 Jacobs, Eastman N, Ward, Kenneth E and Pinkerton, Robert M.,
The Charachteristics of 78 Related Airfoils Sections from Tests in the Variable-Density Wind
Tunnel, T R. № 460, NACA, 1933.
34. Jacobs, Eastman N. and Pinkerton, Robert M., Tests In the Variable-
Density Wind Tunnel of Related Airfoils Having the Maximum Camber Unusually Far For-
ward, T. R. № 537 NACA, 1935.
35 Jacobs, Eastman N. and Pinkerton, Robert M., Tests of NACA Airfoils In
the Variable-Density Wind Tunnel Series 230, T. N. № 567, NACA, 1936.
36. Jacobs, Eastman N. and Clay, William C., Characteristics of the NACA
23012 Airfoils from Tests in the Full-Scale and Variable-Density Tunnels, T. R. Jfe 530, NACA,
1935.
37 Platt, Robert C., Turbulence Factors of NACA Wind Tunnels as Determined by
Sphere Tests, T. R. № 558, NACA, 1936.
38. Jacobs, Eastman N. and Sherman Albert, Airfoil Section Characteristics as
Aftected by Variations of the Reynolds Numbe,, T. R. № 586, NACA, 1937.
39. Stack, John and von Doenhoff, Albert E, Tests of 16 Related Airfoils at
High Speeds T. R. J* 492. NACA, 1934.
40. Pinkerton, Robert M. Calculated and Measured Pressure Distributions over the
Midspan Section of the NACA 4412 Airfoil, T. R., № 563, NACA, 1936.
41. P f a t f, R о b e r t C. and A b b о t, J r a H., Aerodynamic Characteristics of NACA
23012 and 23021 Airfoils with 20r Percent-Chord External-Airfoil Flabs of NACA 23012 Section,
7 R. №573, NACA, 1936
42. Clark K. W. and Wood W. E., Wind Tunnel Tests on Airfoils RAF 38 and 48,
R M 1543, ARC. 1933,
43 Relf E. F., Jones K. and Bell A. H., Tests of Six Airfoils Sections at Various
Reynolds Numbers in (he Compressed Air Tunnel, R At 1627, 1935, R M № 1 06, ARC, 1936.
44 L. Prandtl, Ergebnlsse der Aerodynamischen Versuchsanstalt zu Gottingen Lieterung
f 1923, Lieferung »(, 1927.
Название профиля Условия испытания Классификация
Э E 0 R s лабора- тория 9 труба число Рей нольсда Re эффект- ивное число Рей нольдеа Я1?э 8 I 0 К О G Sx- 2 л ° "» Г »-а R СИ р ы: £ к я g gd X V X ,_Л 10
1 2 3 4 5 6 7 А А А 8 9
60 61 ..^2 63 64 65 66 _ 1 -J9 70 71 72 73 NACA-23015 , 23018 23021 LMAbNACA !» a • Переменной плотности tf г 3170 000 3090000 3110000 8370 000 8160000 8 210000 D2 Е2 Е2 А В В 6 6 6
2209 2210 2212 2214 v 2217 24012 ~B BA- ЦАГИ LMAL-NACA ВВА ЦАГИ ПОГАС-КАСА ГЛ Т-1-Н Переменной плотности Т-1 Т-1-Н Переменной плотности 568000' 1000000 3220 000 565000 1 000 000 3 №ЙГ У38000' 1700 000 8500 000 933000 1700 000 —8WOOO А' А А А А А ‘ СЗ' —ЕГ О А D D 5 5 6 5 5 “К ~ б|
25012 tf tf ' " 313 000 1 “'‘8260000’ А сз
2306 2309 2312 _ 2315 tf * & * tf tf tf _ . . - tf- - . .. —3"080000“ 2970000 3 120 000 3060000 8140'000 7 850000 8250000 8 100 000 "А" А А А С2 D3 D3 D3 С4 “17 ‘ А В D “~В1 В D А А А Е> D А А А А D D D D D D D D О D D D D D D D D D D D D D D D D D D D D D D 6 6 б
1 74 75 76 77 78 79 80 81 82 83 84 85 8 CT 88 89 90 91 92 93 94 95 96 97 98 99 100 ioi 102 103 04 05 06 07 08 09 10 11 12 13 14 15 16 17 18 23012-33 2 1?! 12 2406 2409 2412 2415 2418 2421 2512 32012 33012 34012 4312 4412 Мунк-f 2 3 8 12 15 USA-27 35-A 35-B Clark-Y YH Y15 Y18 Navy N60 N60-R Boeing В106 B106-R RAF-28 30 34 38 48 Fairy Gdttingen-387 398 426 436 527 533 Мунк -12 RAF-34 л & ♦ а tf ь tf а ь ь tf tf а * tf а * ♦ * ЦАГИ LMAL-NACA tf ЦАГИ Me Cook Field LMAL-NACA л >> ЦАГИ >> NPL tf ЦАГИ Gbttmgen tf >> ЦАГИ Gtftt ingen tf ЦАГИ ♦ tf tf tf tf tf tf tf , tf tf • tf tf tf ’ tf tf tf tf ♦ tf tf tf T-l Переменной плотности >> T-l tf tf Переменной плотности tf л T-1 tf Переменной плотности >> T-l Большая tf tf T-l Большая • tf T-5 > 3230000 3 260 000 3120000 3110000 3 250 000 3060000 306 000 3 000000 3080000 3 180000 3170 000 3 170 000 3180000 3 200000 3 600000 3620000 3670000 3660000 3800000 3 580000 3570000 733000 3 470000 3610 000 7ЙОООО 767 000 187000 '—3 200000 —3200000 —3200000 —3200000 935000 997 000 987000 5500000 6720000 964 000 414000 414 000 414000 654000 414 000 414000 548000 548 000 8530 000 8 600 000 8250 000 8220 000 8600000 8 100 000 8 100 000 7 920 000 8 150 000 8400 000 8370000 8370 000 8400000 8460000 9500 000 9570000 9700000 9700000 10 000000 9450000 9410000 1900000 9170000 9450000 2020000 1990000 —8 500000 —8500000 —8500 000 —8 500 000 2430000 2590000 2 570 000 11 000 000 13 440 000 2 510000 495000 495000 495000 1 700 000 495 000 495 000 663 000 663000 А А А А А А А А А А А А А А А А А А А В В А В В А А В В В в в А А А А А А В В В В В в А А 6 6 6 6 6 6 6 6 6 6 6 6 6 6 6 6 6 6 6 1 6 6 5 6 6 5 5 6 со со 0° со 5 5 : 5 6 1 6 1 5 1 5 1 5 1 5 1 5 1 5 1 5 1 5 1 5 1
nr qds B|-qqoA лльл
Трутах
©Г* N>~
53 S to © о м ьо СП ю <о С
'J-
N3 to
oic=t^cnG>wcnCiC>oi
№О —
€х тт
2м
ю to to
£Й§8
Or ел re ел ел ел to ело
сл min
w to o>
СЛ CJ1 (Л
у max
a
WCCT >— СЛСЛФ*
о ел ел (л
5
to to to
гйй
S8S>
£
со СО <© —О *4 Ю 00 ©ро О)
□ой®
слел<ЛчЛУ1(лслслслО)ОслелслЗ 8 8 ЗослслоослсззслслоюоОФЮФФОФОослФООЮ* о!о> Ф о с
ГО —‘ СО О •— 0J СОФ* 0 4^ to to jo
О (О^ ел оЪ 00 00 V-' 0 0'^0
ел© ел слел&Фел
—. *— ю го
381111112
ос*ьс ьогоtoitojN3 КЗ to w tore
ЕЕ К
tOW М ГО ГО КЗ
удлинение X
относительная
толщина с*/*
относительное
положение макси’
мальвой толщины
по хорде'Зи ед
относительная
вогнутость /•/«
относительное
I положение макси
мяльной вогнуто
стн по хорде Zx*;<
W СЯ -4 О
Ь —го сл р
< © ЦТ J
еу max
5£g sfe
ooj
S3 81? ЙЙГЙ 8 = 8 g 3S*g g
5<ЗййР)Р?3
к
’ 0,06 0.Q7 ppp 388 й
V fvmin
у max
rxmin
Сводная таблица новая испытания основных данных Классификация IJ.WH ft
У«* число Рей- нол&Дед Re зффек тинное число Рей нольдса Re^ ч V <4 а и Е па масштабону эффекту (МЭ) по характеру fy max - I i.
4 5 б 7 8 9 4>
К-1 А ♦ * • А 340 000 340 000 340 000 340 000 340000 340 000 815 000 815000 815000 8150® 8150® 815 0® А А А А А А — D D D D D »- • 5 J 5 у 5 '5 5 5
* ♦ ♦ * А А 340 000 340000 3^0 000 340000 340 000 340000 340 000 8150® 8150® 8150® 8150® 815 0® 8150® 8150® Д' ’ А А А А А А 1 1 1 1 И 1 айаааоо 5 5 5 5 P -
ч ♦ а * * 62100 621 00 62100 621 00 621 00 62100 62100 0 0 0 0 0 0 3 0 0 а 0 0 0 3 э о 3 0 0 3 0 3 3 3 0 3 3 16100® 1 6100® 1610 0® 1 6100® 1610 000 16100® 1610000 22100® 2 2100® 22100® 2 210 0® 2 2100® 2210000 22100® 22100® 2 №0000' 2 600000 26® 0® 26000® 2 6000® 26® 000 ' 2 6000®’ 26400® 26® 0® 2 6400® 1990000 2 6® 0® ~А А А А А А А 1 1 1 1 1 1 г D D D D D D D 5 5 5 5 I—
♦ » » » » А . 850 00 85000 85000 850 00 850 00 850001 853 001 85000 А " А А А А А А А [1 1 И 1 1 1 1 1CCCQOQ^ 5 5 5 Is 5 > s
* А » ► » 100000 1 00000 1 000 со 1000 ОСН 1000 ОСН 1 ООО® "А“ А А А А А —* D . D D D D D • 5 5 5 5 i i 1 13
» ► * ► > "100500 1016001 100000 1019 001 76500 99900 “А А А А А А — D D D • 1 i 1 1 1 1 1
<-1 1 '"35000 ) 3 3 0 3 3 CL 0 3 а 0 3 3 О' 3 □ЙОТЭДЕ —л —— ——
* -1 » » ► & 35200 967001 -ююоо 1000 00i 101000 100000 673 00 844 0® 25000® 2620000 2 600 0® 2 620 0® 2 №00® 17500® ' 8470 0® 8 290 0® 83700® 8610 0® 7 840 ®0 83400® 8 370 0® 8 320 000 А А А А А В А 1 1 1 1 1 1 || D D D 7 1 > > i 36 1 1 1 1 1 1
1 плотности ► > ► ► ► ' —321000 314000 317000 3 26000 297000 3 160 00 А А А А А А А ВО СО DO ЕО _ Е 1_ ГГ- A A A A A 1 > i i 1 1 1 2
> 317000 А А Оз _О2_. C ..7'C 1
► 3 150 00 —1
i ► » 31400® 3 130 000 3170000 8290000 8260®0 8370000 А А А А С2 D2 D A A 1 i:
а. ТИг ЖЖsj
* www. vokb-la. spb .ru
Ус
$ Название профиля лабора-
8 тцрня TP
8
I 2 3
1 Серия A-6% ЦАГИ МАИ H
2 9% $ й
3 .12% й д
4 15% b 0
В 18% й »
_fi_ 21% *
7 Серия B-8% а *
8 10% >) *
9 -12% *
10 14% й а
11 „ 16% >) й
12 * 18%
_13_ 20% А &
14 Серия BS-8% ЦАГИ 7
15 to%
16 17 •12% . 14’4, д
18 16% J>
19 18% д
20 _20%. *
21 Серия Р-11-10% 1
22 - Р-11-12% »
23 Р-11-14% й
24 Р-П-16% ь
25 Р-11-18% i>
26 Р-11-20%
27 Р-11-22%
28 Р- ♦
29 Серия D-2-10%
30 . D-2-12% 0 I
31 D-2-14% b
!2 D-2-16% i) J
33 D-2-18% $
34 D-2-20%
35 АГИ-6 8,3%
36 £ - 6-12% J
37 6-13% J
38 6-16% J
39 40 6-19% 0-20% - Й - * D J J
ЦАГИ-683 (плоская пластинка) Цаги Маи Hl
42“ ЦАГИ-?31 "" Й 0 J
43 846 . ЦАГИ T
44 ЦАГИ-880 (БИЧ-5) $ J
45 ЦАГИ-890 (БИЧ-7)
46 ЦАГИ-893 (БИЧ-6) й
47 ОСС ЦКБ N" 5 й
48 МОС 27 „ -
19 NACA 0006 LMAL-NACA Переменно!
И 0009 $
51 0012 й ' 1
52 0015 j
53 . 0018 » r 1
4_ 0021. a
55 _ 21012. < •f _ - i
56 22012 j
W 23006 * j
>8 23009 ♦ 1
Й 23012 1
' J
приклей, помещенных в сборнике
Геометрические характеристики двролинаиические i арактерНетики
4 В* Д 3 • * ¥ * С С G Положение фокуса в долях хорды
о S =. L. относительна вогнутость /• о » F (_5) \ сх /max £ Iu
относительна толщина с ♦/ относителън положение i м альной тол по торде относитесьа положение 1 калькой ног сти по хорде еу max I и е ХВШ-fj UIWTj <3 S г> а » V сл mi г И г 1 ч ч Уф
10 ТпГ (12} (1з) (Й) 15 ’ 16 17 18 10 20 21 22 23 1 24 25
л , 5 5,97 30 1,2 30 0,93 0,0068 0,016 • 28,4 1368 16,5 5,11 15,6 11,14
5 8,96 30 2,17 30 1,0 0,0082 0,022 ?5,7 122,0 17,5 4,97 11 15 9,16
5 11,94 30 2,89 30 1,046 0,0108 0,030^- 22,6 97,0 15,0 4,64 8,75 11,05
5 14,93 30 3,62 30 1,056 0,0122 0,04 20,3 86,6 13,9 4,47 7,06 12,18
б 17,92 30 4,34 30 1,23 0;0136 0,052 18,2 90,5 13,2 4,64 6,86 13,18
5 20,80 30 5,06 30 1,34 0,0160 0,050 16,7 83,8 12,8 4,6 499 -6-41 10,9 13.05 14,25 —, . .
5 811 35 1,33 ЯГ' " 7)886 ~0,0057“ ~0,DD2 24 5“ 155 15,й~
5 10,14 35 1,68 30 0,915 0,00708 0001 21,45 129 14,7 9,02 14,35 ч
5 12,16 35 2,02 30 1 006 0,00828 0,004 20,35 123 13,9 4,98 8,26 14,7
'5 14 2 35 2,35 30 1,086 0,0095 0,006 18,9 IV 13,6 4,93 7,65 14,9
б 16,2 35 2,74 30 1,144 0,01312 0 008 18,5 85,5 13,3 4,53 7,05 1235
б 18,3 35 3,024 30 1,18 0,01202 0,012 17,56 9] ,2 13,3 4,65 6,48 14,!
203 35 3,26 30 __1,276 087 0,0147 ’ 0008 0,015 , 0,000 16,85 21,4 8Г 12,9 463 0,29 13JS& - . - -
795" 30 1,345 30 ’ 108,8 12 0 4,67 10,95 994 0,227
S 9,04 30 1,68 30 0,88 0,009 0,000 21,4 97,8 12,6 4,53 8,86 11,05 0,225
5 11,92 30 2,01 30 0 91 0'009 0,000 20,7 101,0 12,2 4,58 7,57 13,25 0223
5 13,0 30 2,35 30 >0,91 0,010 0,000 20,0 91,0 1255 4,43 6,55 13,9 0 220
5 15,92 30 2,69 30 0 885 0,0102 0,004 20,1 867 13,0 4 33 5,56 15,6 0,217
Ь 17,9 30 3,03 30 0,87 0,0115 0,005 20 75,7 13,05 4,12 486 15,55 0,212
19,88 30 3.36 30 086 .0,0125 _ 0,0118' 0,010 18t2 63,7 12,4 _ 3,99 4,32j 15J? 0 208 ,
5 10,0 25 2,86 25 1 296 ”0,032 "“19,1 "110 ’ 13,0 5,00 12,66 8,5
5 12 25 3,43 25 1,35 0,0118 0040 17,9 1145 13,3 5,13 11.26 10,15
14 25 4,00 25 1,406 0 0124 0,040 17,5 1145 12,7 5,18 10,14 11,3
5 16 25 4,00 25 1,47 0,0152 0,046 16,4 105,0 12,2 5,05 9,2 11 4
б 18 25 400 25 1,476 0,0136 0,040 16 4 108,5 12,45 5,10 8,2 13,25
5 20 25 4,00 25 146 0,0154 0,04 15,7 95 11,65 50 7,3 13.00
5 22 25 4,00 25 1,406 0,0162 0,0426 14 7 868 11,4 4,7 6,39 13,58
5 15,5 25 4 45 22,5 1,78 0,0142 0,037 ”0 17,5 “21,3 125 *139'“" __12,8__ а— 5,52 5,38 11,45 12,5 10,9 И.1 -
5 Ю 25 2.S -2Ь— 125 0,009 14,1
5 12 25 349 25 1,34 0,0129 0,00 18,64 103,9 13,2 4 95 11 16 9.3
5 14 25 4,07 25 1,382 0,0132 0,00 17,73 104 8 12,8 4,98 9,88 106
5 16 25 4,07 25 1,354 0,0136 -0,007 17,11 99,5 12,7 487 8,46 11,75
5 18 25 4,07 25 1,373 0,0148 0,00 16,4 92,8 12,0 4 79 7,63 12 15
) 20 25 4,07 25 1,36 0,0162 0,00 15,62 & 12,1 4.6 _&gl 12.Щ
1 8,3 "35” ’ гяг 1 038 тШ <ЩГ ~19,3 ' у/,6 13,0 13,0 4 57 12,6 782
s 12,0 35 3,28 40 1,19 0,0120 0 068 1811 99,1 4 79 9,91 10,0
13 0 35 3,23 40 1,09 0,0125 0,055 19,2 87,2 -15,2 4,33 8,38 10,4
15,85 35 3,12 40 1246 0,0130 0,066 17,3 96,0 12,45 4 72 7 76 12,3
19,0 35 3,24 40 1,28 0,0140 0 056 16,4 91,5 . 11 75 4,72 676 13 55
20 35 3,16 40 1,252 0,0150 0064 16Л 83,5 12.0 4,79 _Li3_ -
"2 tr — — — 8.4 -— —-
i 10 0 30 5 42. ЗЙ 1.Д0, ШЯь ТА',э 144,8 16,5 5,35 11,0 132
14 30 4,01 30 1444 0,012 0,04 19,7 120J5 14,6 4 47 10,32 11,65
j 13,1 30 4,25 40 1,375 0,011 0,092 19,6 125,2 14 14 5,28 10,5 11,9
12,67 30 2,67 30 1,19 0010 0,015 20,8 119 13,7 5,07 9,4 12,67
i 13,4 40 4,1 40 1,242 0,01 0,039 21,8 124„2 14 14 5,18 9,27 13,4
> 9,95 30 — —’ 1,374 0,0106 0,064 18,3 1312 12,8 5,13 139 9,4
7 16 30 3,9 30 1,37 0,0108 0064 22,4 126,0 15,9 5,31 855 14,8
- i 6 •3<Г" 0 —- ''0,88 0,0054 0 "23 161 3 ' "Кй-" 5,33 14,7 11.1 15Т43 0,02
j 9 30 0 — 1,3 0,0064 000 22,5 203 16 6 6,13 14,45 14,05 0,240 0,05
) 12 30 0 — 1,55 0,0069 0,00 217 22 14,6 6,52 12,95 •7,4 0,244 0,03
i 15 30 0 — 1,55 0,0077 0,00 22,5 201 16,6 6,3 10.35 19.45 0,238 0,04
; 18 30 0 1,42 0,0088 0,00 19,55 161,5 14,35 5,79 7,88 20,4 0233 004
i 21 , 30 0 1.38 0,010 00 I8J3 138 13,9 5,44 6,58 21,0 0,220 0,06 _
i 12 1.12 г 152 00071 —0,(й1 22,3 214 ..4 “~К7 6,34 127 16,9 0.235 0,06
i 12 30 1,54 44 - 0,0073 (065 23, Г' _210"Т > 16,1 6 5 13 ,3 16,4 0237 0,05
i 6 3D-" Г, 81 " 15' г 0ИЙ~ о;оп ТЕГ,6 169 " Г6,б 5,63 18,3 9,23 0240 008
9 30 184 15 1,55 0,0066 0,009 23,6 23, 5 16,4 6,66 1725 13,65 0,241 0,07
12 30 1 85 15 163 0,0071 0.008 21,8 22 9 16,4 666 12,15 16,9 0238 0,07