Profil lotniczy NACA

Pierwsza cyfra to maksymalna krzywizna jako procent cięciwy (2%), druga to pozycja tej krzywizny wzdłuż cięciwy w dziesiątych częściach cięciwy (0,4c), a ostatnie dwie cyfry to maksymalna grubość jako procent cięciwy (12%). Symulator buduje dokładny profil na podstawie tych trzech liczb, wykorzystując suwaki M, P i T.

Siła nośna wynika z teorii cienkiego profilu: Cl = 2π(α − α_L0), gdzie α to kąt natarcia, a α_L0 to kąt zerowej siły nośnej. Nachylenie krzywej siły nośnej wynosi więc 2π na radian. Symulator wyznacza α_L0, numerycznie całkując nachylenie linii szkieletowej, więc profile z krzywizną generują siłę nośną przy zerowym kącie.

Krzywizna M i jej pozycja P wyginają linię średnią, przesuwając kąt zerowej siły nośnej bardziej ujemnie i dodając obciążenie w pobliżu przodu profilu. Grubość T pogrubia profil, co zwiększa opór profilowy i nieznacznie opóźnia przeciągnięcie. Można obserwować, jak kontur profilu, krzywa Cp i odczyty współczynników reagują natychmiast na każdą zmianę.

Całkowity opór to suma oporu profilowego i oporu indukowanego: Cd = Cd0 + Cl²/(πARe). Składnik profilowy Cd0 rośnie wraz z grubością, a składnik indukowany rośnie z kwadratem siły nośnej i maleje wraz ze smukłością AR. Współczynnik efektywności Oswalda e jest ustalony na około 0,85, typową wartość dla rzeczywistego skrzydła.

Opór indukowany to Cl²/(πARe), więc jest odwrotnie proporcjonalny do smukłości. Długie, smukłe skrzydło ma słabsze wiry końcowe i traci mniej energii na spływ powietrza za nim. Dlatego szybowce i samoloty wysokościowe stosują bardzo wysoką smukłość, a zwiększenie suwaka AR obniża Cd i poprawia stosunek L/D.

Kąt zerowej siły nośnej α_L0 to kąt natarcia, przy którym profil nie generuje siły nośnej. Profil z krzywizną jest wygięty tak, że nadal odchyla powietrze nawet gdy jego cięciwa wskazuje lekko w dół, więc musi być ustawiony pod ujemnym kątem, zanim siła nośna zniknie. Symulator oblicza to na podstawie rozkładu krzywizny, dając niewielką ujemną wartość dla każdego niesymetrycznego profilu.

Teoria cienkiego profilu przewiduje siłę nośną rosnącą bez ograniczeń, co jest niefizyczne. Symulator dodaje empiryczny kąt przeciągnięcia, który rośnie wraz z krzywizną i grubością, a powyżej niego współczynnik siły nośnej maleje wykładniczo zamiast rosnąć. Pojawia się czerwona odznaka PRZECIĄGNIĘCIE, odzwierciedlając, jak rzeczywisty przepływ odrywa się od górnej powierzchni, gdy kąt natarcia staje się zbyt stromy.

Dolny wykres przedstawia współczynnik ciśnienia Cp w funkcji pozycji wzdłuż cięciwy x/c dla górnej powierzchni (niebieski) i dolnej powierzchni (czerwony). Silnie ujemne Cp na górnej powierzchni oznacza obszar podciśnienia, który generuje większość siły nośnej, z pikiem blisko krawędzi natarcia, rosnącym wraz ze wzrostem kąta natarcia.

To narzędzie dydaktyczne, a nie solver CFD. Równania geometrii są dokładne, a teoria cienkiego profilu jest rzeczywiście dokładna dla cienkich profili przy małych kątach w przepływie przylegającym. Jednak modele oporu, przeciągnięcia i wizualizacji przepływu są uproszczone i empiryczne, więc wartości bezwzględne należy traktować jako orientacyjne, a nie precyzyjne jak w tunelu aerodynamicznym.

Cm to współczynnik momentu pochylającego liczony względem punktu ćwierćcięciwowego, który teoria cienkiego profilu identyfikuje jako środek aerodynamiczny, gdzie moment pozostaje w przybliżeniu stały wraz z kątem natarcia. Profil symetryczny daje zero, podczas gdy krzywizna generuje stały moment pochylający na dziób, który samolot musi wyrównać za pomocą usterzenia.

Rodzina 4-cyfrowa NACA została opracowana w latach 30. XX wieku i jest nadal używana w skrzydłach samolotów lekkich, powierzchniach ogonowych, śmigłach, łopatach turbin wiatrowych i modelach samolotów. Profile takie jak NACA 2412 pojawiają się w klasycznych samolotach lotnictwa ogólnego, a to samo parametryczne podejście leży u podstaw nowoczesnego projektowania profili i konstrukcji tego symulatora.