Профили GA(W)-1 и GA(W)-2 для малых скоростей полета

Доктор Ричард Т. Уиткомб из научно-исследовательского центра NASA им. Ленгли широко изавестен своими достижениями в области суперкритических крыльев для трансзвуковых и околозвуковых самолетов. Инженеры, оценивая качество самолета Пайпер Сенека, оборудованного такими крыльями для целенаправленных исследований, заметили, что суперкритический профиль имеет хорошие характеристики при низких скоростях и может быть пригоден для ATLIT (технологии двойного назначения). Д-р Уиткомб сказал, что он может слегка модифицировать профиль, сохранив его толщину 17%. Так появился профиль GA(W)-1 (авиация общего назначения - Уиткомб). Крыло "Seneka-ATLIT" было спроектировано Robertson STOL, построено Piper и испытано Канзасским университетом по контракту с NASA. Были проведены также трубные испытания в Ленгли этого самолета с установленными законцовками (крылышками). Двухмерные испытания в трубе секции крыла на базе профиля GA(W)-1 при Re = 6 x 10⁶ дали C_{y max} = 2.

Закрылки Фаулера по всему размаху были испытаны на GA(W)-1 в трубе на Re = 1 x 10⁶. Двухмерный C_{y max} увеличился на 1,57. Когда GA(W)-1 крыло с закрылками Фаулера по всему размаху и с удлинением 9 было поставлено "ATLITSeneca", реальное увеличение C_y в полете было получено около 1,36. Это 86,6% от двухмерных данных, хотя обычно для такого удлинения ожидается эффективность крыла примерно 80%. Таким образом, на "ATLITSeneca" с крылом, имеющим закрылки Фаулера по всему размаху, отклоненных на 40 градусов, получен C_{y max} = 3. Предполагалось же получить 2,8. Следовательно, интерференция гондолы двигателя оказалась не столь сильной, как ожидалось.

профиль считается хорошо спроектированным, если при работе вблизи заданного C_y (0,4 для GA(W)-1 и 2) он имеет C_x, прямо пропорциональный его толщине. Пытаясь сохранить отличный C_{y max} профиля GA(W)-1 и в то же время уменьшить довольно высокое его сопротивление на крейсерском режиме из-за 17% толщины, NASA разработал 13% профиль и назвал его GA(W)-2. Кривизна оставлена прежней, а толщина везде была уменьшена в 13/17. Испытания в трубе и полете показали, что характеристики профиля GA(W)-2исключительно хороши.

Его C_y выше, а C_x намного меньше. Для числа Re = 2,1 x 10⁶ и высокого C_y = 1,25 (это соответствует условиям взлета-посадки) профилированная GA(W)-2 секция имеет C_x на 27% меньше и C_{y max} на 6% выше (1,7). На числах Re = 6,3 x 10⁶ и C_y = 0,4 (это соответствует крейсерскому режиму полета) GA(W)-2 имеет C_x на 20% меньше.

GA(W)-2 удобно сравнивать не только с GA(W)-1, но и с более старыми профилями 4412, 23012 и ламинарным 65₁-412. в случаях одинаковой шероховатости носка профиля. По следующим графикам можно сравнить характеристики секций этих профилей, когда все они имеют шероховатость, простирающуюся на 8% хорды от носка. Выделяется резкое сваливание и низкий C_{y max} у профиля 23012. GA(W)-2 имеет C_y на 15% выше, чем отличный старый профиль 4412.





Следующий график позволяет сравнить сопротивления профилей - ламинарного 65₁-213 и GA(W)-2, каждый с маленькими (шириной 1,27 мм) шероховатыми ленточками при Re = 6 x 10⁶ и M = 0,15.



Оба профиля имеют одинаковое сопротивление при заданном C_y = 0,4, но ламинарная секция (65₁-213) имеет более высокое сопротивление на больших C_y. Таким образом, они будут иметь одинаковые характеристики на крейсерском режиме, но GA(W)-2 будет набирать высоту намного лучше.

Некоторые инженеры не одобряют довольно большой пикирующий момент m_z профилей GA(W)-1 и 2. Причина тому - большая кривизна профилей около хвостика, что приводит к большому нагружению задних частей профилей и сдвигает их ЦД назад. Это более заднее положение ЦД может стать небольшой проблемой при проектировании самолета, если ЦТ машины не может быть перенесен назад и следовательно, хвостовое оперение должно будет нести более низкую нагрузку. Большая кривизна хвостика ьолее всего является причиной достижения высокого C_{y max} на профиле GA(W)-2.

Когда у модифицированного профиля 63-212 была выполнена кривизна на 80% хорды, подобно профилю GA(W)-2, программа расчета NASA показала увеличение C_y на 30% перед срывом. В то же время крейсерское сопротивление при C_y = 0,4 осталось неизменным. С закрылками Фаулера по всему размаху измеренный двухмерный C_y сравним с C_y профиля GA(W)-1.

Ниже приведены координаты профиля GA(W)-1



Профилировать секцию крыла для изменения ее толщины очень просто. Это не есть простое уменьшение координат верхней и нижней поверхностей профиля. Необходимо сохранить кривизну исходного профиля и затем прибавлять (отнимать) к координатам полученным таким образом средней линии нового профиля половины толщин симметричного профиля в каждом месте. Теперь умножим отношение 13/17 на старую толщину 17% и получим новую толщину 13%. Пусть будет 13/17 x 7,0 = 5,35. То средняя точка будет 5,35 / 2 = 2,675. Прибавив 0,5 кривизны к 2,675, получим новую ординату нижней поверхности профиля (3,175). Отняв столько же от 2,675, получим новую ординату нижней поверхности профиля (2,175). Эта техника масштабирования дает отличные результаты, как указывает NASA при небольших изменениях толщин для профилей с относительными толщинами от 12 до 18%. Однако при этом иногда могут возникнуть проблемы с характеристиками срыва (сваливания).

Источник: Аэромастер