SPIS TREŚCI

1. GEOMETRIA PŁATA...........................................................................................................3

1.1. PODSTAWOWE DANE I WYNIKI.......................................................................3

1.2. PRZYKŁADOWE OBLICZENIA..........................................................................3

2. CHARAKTERYSTYKA PROFILU......................................................................................4

2.1. PODSTAWOWE DANE.........................................................................................4

2.2. WZORY ORAZ PRZYKŁADOWE OBLICZENIA...............................................6

3. WYKRESY.............................................................................................................................8

4. CHRAKTERYSTYKA PROFILU PŁATA - WYKRES.......................................................9

5. LITERATURA......................................................................................................................11

1. GEOMETRIA PŁATA

   1. PODSTAWOWE DANE I WYNIKI

Tab 1.1. Dane płata

Rozpiętość płata	b	11,23	m
Cięciwy na osi symetrii samolotu	C0	2,48	m
Cięciwy końcowej	Ck	Skrzydło eliptyczne	m
Pola powierzchni płata	S	22,45	m^2
Kąt skosu natarcia	νx0	Skrzydło eliptyczne	^0
Kąt skosu linii utworzonej z punktów leżących na ¼ cięciwy płata	β25	Skrzydło eliptyczne	^0
Wydłużenie geometryczne	Λ	5,62	-
Średniej cięciwy aerodynamicznej	Ca	2,106	m
Cięciwa przykadłubowa	XN	0,18	m

1. PRZYKŁADOWE OBLICZENIA

• Wydłużenie geometryczne

$\Lambda = \frac{b^{2}}{S} = \frac{{11,23}^{2}}{22,45} = \frac{126,112}{22,45} = 5,617461 \approx 5,62$ (1.1)

• Średnia cięciwa aerodynamiczna

$C_{a} = \frac{8}{3} \bullet \frac{C_{o}}{\pi} = \frac{8}{3} \bullet \frac{2,48}{3,14} = \frac{19,84}{9,42} = 2,106\ m$ (1.2)

• Cięciwa przykadłubowa

$x_{N} = \frac{C_{o}}{2} \bullet \left( 1 - \frac{8}{3 \bullet \pi} \right) = \frac{2,48}{2} \bullet \left( 1 - \frac{8}{3 \bullet 3,14} \right) = 1,24 \bullet 0,15 = 0,18\text{\ m}$ (1.3)

1. CHARAKTERYSTYKA PROFILU

1. 1. PODSTATOWE DANE

Tab 2.1. Podstawowe dane dla profilu

Prędkość minimalna	Vs1	42,5	$$\frac{\mathbf{m}}{\mathbf{s}}$$
Prędkość maksymalna	Vsmax	179,4	$$\frac{\mathbf{m}}{\mathbf{s}}$$
Lepkość kinematyczna powietrza w warunkach normalnych	v0	14, 55 • 10^−6	$$\frac{\mathbf{m}^{\mathbf{2}}}{\mathbf{s}}$$

• Liczba Reynoldsa dla prędkości minimalnej V_s1

$\text{Re}_{1} = \frac{V_{s1} \bullet C_{a}}{v_{0}} = \frac{42,5 \bullet 2,106}{14,55 \bullet 10^{- 6}} = \frac{89,505}{14,55 \bullet 10^{- 6}} = 6,151 \bullet 10^{6}$ (1.4)

• Liczba Reynoldsa dla prędkości maksymalnej V_smax

$\text{Re}_{\text{vmax}} = \frac{V_{\text{smax}} \bullet C_{a}}{v_{0}} = \frac{179,4 \bullet 2,106}{14,55 \bullet 10^{- 6}} = \frac{377,814}{14,55 \bullet 10^{- 6}} = 25,966 \bullet 10^{6}$ (1.5)

Tab 2.2. Charakterystyki aerodynamiczne profilu i płata

L.P.	CZ∞	α∞ [º]	α∞ [rad]	CX∞	ΔCxRe	Cx∞'	Czp	Cxi	ΔCx tech	Cxp	αi [rad]	αp [rad]
1.	1,50	16,5	0,2878	0,0240	-0,00003	0,023970	1,50	0,12757	0,0008	0,152	0,0850	0,3729
2.	1,58	15,5	0,2704	-	0	0	1,58	0,14154		0,142	0,0896	0,3600
3.	1,62	15	0,2617	-	0	0	1,62	0,14880		0,150	0,0919	0,3535
4.	1,60	14	0,2442	-	0	0	1,60	0,14515		0,146	0,0907	0,3349
5.	1,45	12	0,2093	0,0190	-0,00004	0,018958	1,45	0,11921		0,139	0,0822	0,2915
6.	1,25	10	0,1744	0,0137	-0,00009	0,013609	1,25	0,08859		0,103	0,0709	0,2453
7.	1,05	8	0,1396	0,0114	-0,00014	0,011259	1,05	0,06251		0,075	0,0595	0,1991
8.	0,85	6	0,1047	0,0091	-0,00019	0,008910	0,85	0,04096		0,051	0,0482	0,1529
9.	0,50	3	0,0523	0,0064	-0,00028	0,006123	0,50	0,01417		0,021	0,0283	0,0807
10.	0,42	2	0,0349	0,0060	-0,00030	0,005704	0,42	0,01000		0,017	0,0238	0,0587
11.	0,25	0	0,0000	0,0064	-0,00034	0,006062	0,25	0,00354		0,010	0,0142	0,0142
12.	0,10	-1	-0,0174	0,0068	-0,00038	0,006425	0,10	0,00057		0,008	0,0057	-0,0118
13.	0,00	-2	-0,0349	0,0070	-0,00040	0,006600	0,00	0,00000		0,007	0,0000	-0,0349
14.	-0,10	-3	-0,0523	0,0072	-0,00038	0,006825	-0,10	0,00057		0,008	-0,0057	-0,0580
15.	-0,20	-4	-0,0698	0,0075	-0,00035	0,007149	-0,20	0,00227		0,010	-0,0113	-0,0811
16.	-0,30	-5	-0,0872	0,0078	-0,00033	0,007474	-0,30	0,00510		0,013	-0,0170	-0,1042
17.	-0,40	-6	-0,1047	0,0080	-0,00030	0,007699	-0,40	0,00907		0,018	-0,0227	-0,1273
18.	-0,50	-7	-0,1221	0,0090	-0,00028	0,008723	-0,50	0,01417		0,024	-0,0283	-0,1505
19.	-0,60	-8	-0,1396	0,0100	-0,00025	0,009748	-0,60	0,02041		0,031	-0,0340	-0,1736

1. WZORY ORAZ PRZYKŁADOWE OBLICZENIA

Przykładowe obliczenia zostaną wykonane dla 8 punktu pomiarowego

• Zamiana stopni na radiany

$\alpha\ \left\lbrack \text{rad} \right\rbrack = \ \alpha\ \left\lbrack \right\rbrack \bullet \frac{\pi}{180} = 6 \bullet \frac{\pi}{180} \approx 0,1047\ \text{rad}$ (1.6)

• Minimalna wartość współczynnika oporu aerodynamicznego

C_{x min1} = 0, 006

$C_{\text{x\ }\min_{2}} = C_{\text{x\ }\min_{1}} \bullet \left( \frac{\text{Re}_{1}}{\text{Re}_{\text{v\ max}}} \right)^{0,11} = 0,006 \bullet \left( \frac{6,151 \bullet 10^{6}}{10 \bullet 10^{6}} \right)^{0,11} \approx 0,0056$ (1.7)

• Poprawka C_Re

$$C_{\text{Re}} = \left( C_{\text{x\ }\min_{2}} - C_{\text{x\ }\min_{1}} \right) \bullet \left( 1 - \left| \frac{C_{z}}{C_{\text{z\ max}}} \right| \right) =$$

$= \left( 0,0051 - 0,006 \right) \bullet \left( 1 - \left| \frac{0,85}{1,62} \right| \right) \approx - 0,00019$ (1.8)

• Współczynnik oporu analizowanego profilu płata

C_{x ∞}^′ = C_{x ∞}  + C_Re = 0, 0091 − 0, 00019 = 0, 008910 (1.9)

• Współczynnik oporu aerodynamicznego dla płata

C_xp = C_{x ∞}^′ + C_{x tech} + C_xi (1.10)

δ = 0

$C_{\text{xi}} = \frac{C_{\text{z\ }\infty}^{2}}{\text{πΛ}}\left( 1 + \delta \right) = \frac{{0,85}^{2}}{3,14 \bullet 5,62} \bullet 1 \approx 0,04094$ (1.11)

C_{x tech} = 0, 15 • C_{x ∞ min}^′ = 0, 15 • 0, 005704 ≈ 0, 0008 (1.12)

C_xp = 0, 008910 + 0, 0008 + 0, 04094 ≈ 0, 051

• Indukowany kąt natarcia

$\alpha_{i} = \frac{C_{\text{z\ }\infty}}{\text{πΛ}}\left( 1 + \tau \right) = \frac{0,85}{3,14 \bullet 5,62} \bullet 1 \approx 0,0482\ \lbrack rad\rbrack$ (1.13)

τ = 0

• Średni kąt natarcia dla płata

α_p = α_∞ + α_i = 0, 1047 + 0, 0482 ≈ 0, 1528[rad] (1.14)

• Współczynnik a dla płata

Na podstawie funkcji RGLINP

$$a = \ \frac{dC_{\text{z\ p}}}{d\alpha_{p}} \approx 4,162$$

Na podstawie wzoru

$a = \frac{a_{\infty}}{1 + \frac{a_{\infty}}{\pi\Lambda}(1 + \tau)} = \frac{5,4}{1 + \frac{5,4}{3,14 \bullet 6,617} \bullet 1} \approx 4,134$ (1.15)

τ = 0

• Współczynnik a dla profilu

Na podstawie funkcji RGLINP

$$a_{\infty} = \ \frac{dC_{\text{z\ }\infty}}{d\alpha_{\infty}} \cong 5,4$$

1. WKRESY

Rys 3.1. Wykres współczynnika siły nośnej od kąta natarcia

Rys 3.2. Wykres współczynnika siły nośnej od współczynnika oporu

Rys 3.3. Wykres przedstawiający zależność liniową

1. 
   CHARAKTERYSTYKA PROFILU PŁATA - WYKRES

Rys 4.1. Charakterystyka profilu płata

1. LITERATURA

1. http://eportal.pwr.edu.pl/pluginfile.php/13399/mod_resource/content/3/2.%20

Charakterystyki%20aerodynamiczne%20p%C5%82ata.pdf Data: 6.11.2015

2. http://www.prz.rzeszow.pl/zbigklep/profile/naca_24xx/naca_2412.pdf Data: 6.11.2015