Profil skrzydła. Profil skrzydła samolotu: rodzaje, parametry techniczne i aerodynamiczne, metoda obliczeniowa i maksymalny udźwig

cel pracy

Zbadaj przepływ wokół profilu skrzydła bez uwzględniania jego rozpiętości, tj. skrzydła o nieskończonej rozpiętości. Dowiedz się, jak zmienia się wzór przepływu płata, gdy zmienia się kąt natarcia. Badanie powinno być przeprowadzone dla trzech trybów - poddźwiękowego startu i lądowania, lotu poddźwiękowego i lotów naddźwiękowych. Określ siłę nośną i oporową działającą na skrzydło. Zbuduj skrzydło polarne.

KRÓTKA TEORIA

Profil skrzydła- przekrój skrzydła z płaszczyzną równoległą do płaszczyzny symetrii samolotu (przekrój A-A). Czasami przez profil rozumie się odcinek prostopadły do ​​krawędzi natarcia lub spływu skrzydła (odcinek BB).

Profil akord b - odcinek łączący najdalsze punkty profilu.

Rozpiętość skrzydeł ja - odległość między płaszczyznami równoległymi do płaszczyzny symetrii i stykającymi się końcami skrzydła.

Środkowy (korzeniowy) akordb 0 - akord w płaszczyźnie symetrii.

akord końcowyb K - akord na końcu odcinka.

Kąt natarcia na krawędzi natarciaχ PC - kąt pomiędzy styczną do linii krawędzi natarcia a płaszczyzną prostopadłą do pasa środkowego.

Jak wskazano w poprzedniej pracy, całkowita siła aerodynamiczna wynosi r rozkłada się na siłę nośną Y i siła oporu x:

Siłę nośną i siłę oporu wyznacza się za pomocą podobnych wzorów:

gdzie C Y oraz Z NS- odpowiednio współczynniki podnoszenia i oporu;

ρ - gęstość powietrza;

V- prędkość ciała w stosunku do powietrza;

S- efektywny obszar ciała.

Badaniami zwykle nie zajmują się same siły. Y oraz NS, oraz z ich współczynnikami C Y oraz C x .

Rozważ przepływ powietrza wokół cienkiej płyty:

Jeśli płyta jest zainstalowana wzdłuż przepływu (kąt natarcia wynosi zero), wówczas przepływ będzie symetryczny. W takim przypadku przepływ powietrza nie jest odchylany przez płytę i siłę podnoszenia Y jest równy zero. Opór x minimalna, ale nie zerowa. Powstanie w wyniku sił tarcia cząsteczek powietrza o powierzchnię płyty. Pełna siła aerodynamiczna r jest minimalna i pokrywa się z siłą oporu x.

Zacznijmy stopniowo odchylać talerz. Dzięki koszeniu strumienia siła podnoszenia pojawia się natychmiast. Y... Opór x nieznacznie wzrasta ze względu na wzrost przekroju płyty w stosunku do przepływu.

Wraz ze stopniowym wzrostem kąta natarcia i wzrostem nachylenia przepływu, siła nośna wzrasta. Oczywiście rośnie też opór. Należy tutaj zauważyć, że przy niskich kątach natarcia siła nośna wzrasta znacznie szybciej niż opór.

Wraz ze wzrostem kąta natarcia, przepływ powietrza wokół płyty staje się trudniejszy. Siła nośna, chociaż stale rośnie, jest wolniejsza niż wcześniej. Ale opór rośnie coraz szybciej, stopniowo wyprzedzając wzrost siły nośnej. W rezultacie całkowita siła aerodynamiczna r zaczyna się odchylać.

A potem nagle obraz zmienia się dramatycznie. Strumienie powietrza nie są w stanie płynnie opływać górnej powierzchni płyty. Za płytą tworzy się potężny wir. Siła podnoszenia gwałtownie spada, a opór wzrasta. Zjawisko to w aerodynamice nazywa się STOP. Skrzydło „urwane” przestaje być skrzydłem. Przestaje latać i zaczyna spadać

Pokażmy zależność współczynników siły nośnej Z Y i siły oporu Z NS z kąta natarcia α na wykresach.

Połączmy powstałe dwa wykresy w jeden. Wzdłuż odciętej odłożymy wartości współczynnika oporu Z NS, a rzędna to współczynnik siły nośnej Z Y .

Powstała krzywa nazywana jest WING POLARA - głównym wykresem charakteryzującym charakterystykę lotu skrzydła. Wykreślanie na osiach współrzędnych wartości współczynników podnoszenia C Y i opór C x, wykres ten pokazuje wielkość i kierunek działania całkowitej siły aerodynamicznej r.

Jeśli założymy, że przepływ powietrza porusza się wzdłuż osi C x od lewej do prawej, a środek nacisku (punkt przyłożenia całkowitej siły aerodynamicznej) znajduje się w środku współrzędnych, to dla każdego z analizowanych wcześniej kątów natarcia wektor całkowitej siły aerodynamicznej będzie szedł od początek do punktu biegunowego odpowiadającego danemu kątowi natarcia. Trzy charakterystyczne punkty i odpowiadające im kąty natarcia można łatwo zaznaczyć na biegunach: krytyczny, ekonomiczny i najkorzystniejszy.

Krytyczny kąt natarcia- jest to kąt natarcia, po przekroczeniu którego następuje zatrzymanie przepływu. W której Z Y maksymalna, a samolot może być utrzymywany w powietrzu z najmniejszą możliwą prędkością. Jest to przydatne podczas podejścia. Patrz pkt (3) na rysunkach.

Ekonomiczny kąt natarcia To kąt natarcia, przy którym opór aerodynamiczny skrzydła jest minimalny. Jeśli ustawisz skrzydło pod ekonomicznym kątem natarcia, będzie ono mogło poruszać się z maksymalną prędkością.

Najlepszy kąt natarcia Jest kątem natarcia, przy którym stosunek współczynników siły nośnej i oporu C Y /C x maksymalny. W tym przypadku kąt odchylenia siły aerodynamicznej od kierunku ruchu strumienia powietrza jest maksymalny. Gdy skrzydło ustawione jest pod najkorzystniejszym kątem natarcia, poleci najdalej.

Jakość aerodynamiczna skrzydła Czy stosunek współczynników C Y /C x przy ustawieniu skrzydła pod najkorzystniejszym kątem natarcia.

Porządek pracy

Wybór profilu skrzydła:

Obszerną bibliotekę profili lotniczych można znaleźć na stronie Uniwersytetu Illinois: http://aerospace.illinois.edu/m-selig/ads/coord_database.html

Oto baza około 1600 różnych profili skrzydeł. Każdy profil posiada swoje zdjęcie (w formacie *.gif) oraz tabelę współrzędnych górnej i dolnej części profilu (w formacie *.dat). Baza danych jest ogólnodostępna i stale aktualizowana. Ponadto ta witryna zawiera łącza do innych bibliotek profili.

Wybierz dowolny profil i pobierz plik *.dat na swój komputer.

Edycja pliku *.dat ze współrzędnymi profilu:

Przed importem pliku ze współrzędnymi profilu do SW należy go poprawić w Microsoft Excel... Ale jeśli bezpośrednio otworzysz ten plik w Excelu, wszystkie współrzędne będą w jednej kolumnie.

Potrzebujemy współrzędnych x oraz Y profile były w różnych kolumnach.

Dlatego najpierw uruchamiamy Excel, a następnie otwieramy z niego nasz plik *.dat. Na liście rozwijanej wskaż „Wszystkie pliki”. W kreatorze tekstu określamy format danych - znakiem separatora „Spacja”.

Ale już x oraz Y koordynuje każdy w osobnej kolumnie:

Teraz usuwamy wiersz 1 z tekstem, wiersz 2 z nieistotnymi danymi i pustą linię 3. Następnie przeglądamy wszystkie współrzędne i usuwamy również puste wiersze, jeśli takie istnieją.

Dodajemy również trzecią kolumnę dla współrzędnej Z... W tej kolumnie wypełnij wszystkie komórki zerami.

I cały stół przesuwamy w lewo.

Edytowany plik *.dat powinien wyglądać mniej więcej tak:

Zapisujemy ten plik jako plik tekstowy(rozdzielane tabulatorami).

Tworzenie profilu w SW:

Utwórz nową część w SW.

Uruchom polecenie „Krzywa przez punkty XYZ” w zakładce „Elementy”.

Otworzy się okno:

Kliknij OK i wstaw krzywą profilu skrzydła do dokumentu.

Jeśli otrzymasz ostrzeżenie, że krzywa przecina się samoczynnie (jest to możliwe w przypadku niektórych profili), musisz ręcznie edytować plik w programie Excel, aby wyeliminować samoprzecięcie.

Teraz ta krzywa musi zostać przekonwertowana na szkic. Aby to zrobić, utwórz szkic na przedniej płaszczyźnie:

Uruchom polecenie „Przekształć obiekty” na zakładce „Szkic” i określ naszą krzywą profilu jako element do transformacji.

Ponieważ krzywa początkowa jest bardzo mała (cięciwa profilu ma tylko 1 mm!), to za pomocą polecenia „Skaluj obiekty” zwiększamy profil tysiąc razy tak, aby wartości sił aerodynamicznych mniej więcej odpowiadały te prawdziwe.

Zamknij szkic i użyj polecenia Wyciągnięcie kominka/podstawy, aby wytłoczyć szkic w bryłę o długości 1000 mm. Można faktycznie wytłoczyć na dowolną długość, tak czy inaczej rozwiążemy problem przepływu dwuwymiarowego.

Nadmuch profilu w module Flow Simulation:

Konieczne jest dmuchanie powstałego profilu w trzech trybach prędkości: poddźwiękowy start i lądowanie (50 m/s), poddźwiękowy przelot (250 m/s) i naddźwiękowy (500 m/s) przy różnych kątach natarcia: –5°, 0°, 10°, 20°, 30°, 40°.

W takim przypadku należy dla każdego przypadku zbudować rysunki w przekroju oraz określić siłę podnoszenia i siłę oporu działającą na profil.

Dlatego konieczne jest wykonanie obliczeń 18 razy w Flow Simulation i wypełnienie poniższej tabeli:

Obrót skrzydła w SW odbywa się za pomocą polecenia Przenieś / Kopiuj bryły.

Wspólne parametry projektu są następujące: rodzaj problemu (zewnętrzne bez uwzględnienia zamkniętych wnęk), rodzaj ośrodka płynnego (przepływ powietrza, laminarny i turbulentny, duże liczby Macha dla trybu naddźwiękowego), prędkość w kierunku osi NS V NS= 50, 250 i 500 m/s. Pozostałe parametry pozostaw domyślnie.

We właściwościach dziedziny obliczeniowej określ rodzaj problemu - modelowanie 2D.

Wskazujemy cel obliczeń- powierzchowne, nanosimy znaki za średnie prędkości x oraz Y, a także dla sił na x oraz Y.

Podsumowując, zbudowano 6 wykresów - zależność windy Y i siły oporu x z kąta natarcia α a także 3 bieguny skrzydłowe.

Pytania kontrolne

Co to jest profil skrzydła?

Jaki jest kąt natarcia?

Co to jest rozpiętość skrzydeł?

Czym różni się przepływ wokół skrzydła o skończonej rozpiętości od przepływu wokół skrzydła o nieskończonej rozpiętości?

Czym jest akord skrzydłowy?

Jakie są akordy skrzydeł?

Jak określić siłę nośną i oporową (wzory)?

Jak wyglądają wykresy zależności C Y oraz C x z kąta natarcia α ?

Co to jest skrzydło polarne?

Jakie są charakterystyczne punkty na biegunach?

Jaka jest aerodynamika skrzydła?

Zwracam uwagę na artykuł z cyklu materiałów mających pomóc amatorskim projektantom ALS. Konsultant naukowy - profesor Wydziału Inżynierii Lotniczej Moskiewskiego Instytutu Lotniczego, doktor nauk technicznych, laureat Nagrody Państwowej A.A. Badyagin. Artykuł został opublikowany w czasopiśmie „Wings of the Motherland” nr 2 z 1987 roku.

Po co pytasz, czy potrzebujemy artykułu o profilu ultralekkiego samolotu? Odpowiadam - myśli wyrażone w tym artykule mają bezpośrednie zastosowanie w modelowaniu samolotów - prędkości są porównywalne, a co za tym idzie podejście do projektowania.

Najlepszy profil

Projektowanie samolotu zwykle zaczyna się od wyboru profilu skrzydła. Po przesiedzeniu przez tydzień lub dwa nad katalogami i atlasami, nie do końca ich rozumiejąc, za radą znajomego wybiera najbardziej odpowiedni i buduje samolot, który dobrze lata. Wybrany profil jest uznawany za najlepszy. Inny amator wybiera zupełnie inny profil w ten sam sposób i jego samolot dobrze lata. W trzecim samolot ledwo startuje z ziemi i początkowo pozornie najkorzystniejszy profil skrzydła jest uważany za nieodpowiedni.

Oczywiście nie wszystko zależy od konfiguracji profilu. Spróbujmy to rozgryźć. Porównajmy dwa skrzydła o zupełnie różnych profilach, na przykład z symetrycznym Jak-55 i asymetrycznym Clarkem YH - Jak-50. Zdefiniujmy kilka warunków dla porównania. Po pierwsze: skrzydła o różnych profilach muszą mieć proporcje (l).

l = I2/S,
gdzie I to rozpiętość, S to pole.

Po drugie: ponieważ kąt zerowego unoszenia dla symetrycznego profilu jest równy 00, przesuniemy jego biegun (patrz rys. 1) w lewo, co fizycznie będzie odpowiadać instalacji skrzydła na samolocie z pewnym dodatnim kątem zaklęcia .

Patrząc teraz na wykres łatwo można wyciągnąć ważny wniosek: w zakresie kątów natarcia charakterystyka skrzydła jest praktycznie niezależna od kształtu profilu. Mowa oczywiście o profilach opływowych, które nie posiadają stref intensywnej separacji przepływu w zakresie kątów natarcia. Na charakterystykę skrzydła można jednak znacząco wpłynąć zwiększając wydłużenie. Dla porównania, wykres 1 pokazuje bieguny skrzydeł o tych samych profilach, ale o wydłużeniu 10. Jak widać, poszły one znacznie bardziej strome lub, jak mówią, pochodna CU względem a stała się wyższa (CU to współczynnik nośności skrzydła, a to kąt natarcia). Oznacza to, że wraz ze wzrostem wydłużenia przy tych samych kątach natarcia przy praktycznie tych samych współczynnikach oporu Cx można uzyskać wyższe właściwości nośne.

Porozmawiajmy teraz o tym, co zależy od kształtu profilu.

Po pierwsze, profile mają różny maksymalny współczynnik podnoszenia CU max. Tak więc dla skrzydeł symetrycznych współczynnik nośności skrzydła wynosi 1,2 - 1,4, zwykłe asymetryczne z wypukłą dolną powierzchnią mogą mieć - do 1,8, przy silnej wklęsłości dolnej powierzchni czasami osiąga 2. Jednak musi być Przypomniał sobie, że profile o bardzo wysokim CU max mają zazwyczaj wysoki Cx i mz - współczynnik momentu wzdłużnego. Aby zrównoważyć samolot o takim profilu, jednostka ogonowa musi rozwinąć dużą siłę. W efekcie zwiększa się jego opór aerodynamiczny, a ogólny zysk uzyskany dzięki wysokiemu profilowi ​​łożyska zostaje znacznie zmniejszony.

CU max znacząco wpływa tylko na minimalną prędkość samolotu - przeciągnięcie. To w dużej mierze decyduje o prostocie techniki pilotowania samochodu. Jednak wpływ CU max na prędkość przeciągnięcia zauważalnie objawia się przy dużych obciążeniach jednostkowych na skrzydle G/S (G to masa samolotu). Jednocześnie przy obciążeniach typowych dla samolotów amatorskich, czyli 30 – 40 kg/m2, duży CU max nie ma znaczenia. Tak więc jego wzrost z 1,2 do 1,6 w samolocie amatorskim może zmniejszyć prędkość przeciągnięcia o nie więcej niż 10 km/h.

Po drugie, kształt profilu znacząco wpływa na zachowanie się samolotu przy dużych kątach natarcia, czyli przy niskich prędkościach podczas podejścia do lądowania, w przypadku przypadkowego „pociągnięcia rączki do siebie”. Jednocześnie dla cienkich profili o stosunkowo ostrym nosku charakterystyczne jest ostre przeciągnięcie przepływu, któremu towarzyszy szybka utrata siły nośnej i ostre przeciągnięcie samolotu w korkociąg lub na nosie. Grubsze z tępym noskiem charakteryzują się „miękką przerwą” z powolnym spadkiem uniesienia. Jednocześnie pilotowi zawsze udaje się zrozumieć, że znajduje się w niebezpiecznym trybie, i doprowadzić samochód do niższych kątów natarcia, oddając mu rączkę. Ostre przeciągnięcie jest szczególnie niebezpieczne, jeśli skrzydło ma zwężenie w rzucie i cieńszy profil na końcu skrzydła. W tym przypadku przeciągnięcie następuje asymetrycznie, samolot gwałtownie opada na skrzydło i wpada w obrót. To właśnie ta postać pojawia się w samolotach Jak-50 i Jak-52, które mają bardzo cienki profil na końcu mocno zwężającego się skrzydła (9% na końcu i 14,5% u nasady) z bardzo ostrym noskiem - Clarka YH. Tutaj ujawnia się ważna właściwość profili: cieńsze mają niższy Cymax i mniejsze krytyczne kąty natarcia, czyli kąty, przy których występuje zatrzymanie przepływu.

Skrzydła o stałej względnej grubości profilu na całej rozpiętości mają znacznie lepsze właściwości przeciągnięcia. Na przykład Jak-55 z umiarkowanie zwężonym skrzydłem o stałym 18% profilu wzdłuż przęsła z tępym czubkiem, osiągając wysokie kąty natarcia, płynnie obniża nos i wchodzi do nurkowania, ponieważ zatrzymanie przepływu występuje na nasada skrzydła, która nie powoduje przechylania się. Aby uzyskać przeciągnięcie korzeniowe, lepiej, jeśli skrzydło w ogóle nie ma stożka. To właśnie te skrzydła są instalowane na większości samolotów szkolenia wstępnego. Wczesne przeciągnięcie korzenia może być również spowodowane zainstalowaniem przelewu na skrzydle, jak pokazano na ryc. 2. w tym przypadku profil korzeniowy otrzymuje mniejszą względną grubość i „mniej nośny kształt”. Zainstalowanie takiego napływu na eksperymentalnym Jaku-50 kiedyś znacząco zmieniło charakter przeciągnięcia samolotu: osiągając wysokie kąty natarcia, nie opadał już na skrzydło, ale opuszczał nos i zanurkował.

Trzecim parametrem, który zasadniczo zależy od kształtu profilu, jest współczynnik oporu Cx. Jednak, jak pokazuje praktyka budowy samolotów amatorskich, jego zmniejszenie na samolocie amatorskim o obciążeniu właściwym 30-40 kg/m2, przy prędkości maksymalnej 200-250 km/h, praktycznie nie wpływa na charakterystykę lotu. W tym zakresie prędkości na osiągi lotu praktycznie nie mają wpływu niechowane podwozie, rozpórki, klamry itp. Nawet aerodynamiczna jakość szybowca zależy przede wszystkim od wydłużenia skrzydła. I tylko na poziomie jakości aerodynamicznej 20-25 i l powyżej 15 dzięki doborowi profilu jakość można zwiększyć o 30-40%. Natomiast na samolocie amatorskim o jakości 10-12, ze względu na najbardziej udany profil, jakość można zwiększyć o nie więcej niż 5-10%. Dużo łatwiej osiągnąć taki wzrost, jeśli to konieczne, wybierając geometrię skrzydła na planie. Zwróć uwagę na jeszcze jedną cechę: w zakresie prędkości samolotów amatorskich wzrost względnej grubości profilu do 18-20% praktycznie nie ma wpływu na opór aerodynamiczny skrzydła, jednocześnie współczynnik nośności skrzydła znacznie się zwiększa.

Jak wiadomo, dzięki zastosowaniu klap można osiągnąć znaczny wzrost właściwości nośnych skrzydeł. Należy zauważyć, że jedną specyficzną cechą skrzydeł wyposażonych w klapę jest to, że po odchyleniu CU max zależy w niewielkim stopniu od tego, który CU max ma początkowy profil i jest określana w praktyce tylko przez rodzaj zastosowanej klapy. Najprostszy, najczęściej stosowany w obcych samolotach z lekkim silnikiem i jego charakterystykę pokazano na ryc. 3.

Te same klapy są stosowane w samolocie naszego amatora P. Almurzina. Klapy szczelinowe, podwójne i podwieszane są bardziej wydajne. Na ryc. 4 pokazuje najprostsze z nich i dlatego są częściej używane.

CU max z klapką z pojedynczą szczeliną może osiągnąć 2,3-2,4 a z klapką z dwoma szczelinami - 2,6 - 2,7. W wielu podręcznikach aerodynamiki podaje się metody geometrycznego konstruowania kształtu szczeliny. Jednak praktyka pokazuje, że teoretycznie obliczona luka nadal wymaga dopracowania i strojenie w tunelu aerodynamicznym, w zależności od konkretnej geometrii płata, kształtu skrzydła itp. W tym przypadku szczelina albo działa poprawiając charakterystykę klapy, albo nie działa w ogóle, a prawdopodobieństwo, że teoretycznie bez nadmuchu da się obliczyć i wybrać jedyny możliwy kształt szczeliny jest niezwykle małe . Nawet profesjonalna aerodynamika, a tym bardziej amatorzy, rzadko się to udaje. Dlatego w większości przypadków w samolotach amatorskich szczeliny na klapach i lotkach, nawet jeśli są, nie dają żadnego efektu, a złożona klapa szczelinowa działa jak najprostsza. Oczywiście można je wypróbować na urządzeniach amatorskich, ale najpierw należy to dokładnie przemyśleć, rozważając wszystkie wady i zalety.

I jeszcze kilka praktyczne porady, które mogą być przydatne przy budowie samolotów amatorskich. Pożądane jest bardzo dokładne utrzymanie profilu skrzydła od nosa do punktu maksymalnej grubości. Dobrze, jeśli ta część skrzydła ma twardą skórę. Sekcja ogonowa może być owinięta wokół płótna i, dla uproszczenia technologii, nawet wyprostowana „pod linijką”, jak pokazano na ryc. 5. Zakrzywiona część ogonowa skrzydła z lnianym pokryciem zwisającym między żebrami nie ma większego sensu. Tylna krawędź skrzydła nie musi być sprowadzona do ostrego „noża”. Może mieć grubość 10-15 mm, ale nie więcej niż 1,5% cięciwy (patrz rys. 5). Nie wpływa to w ogóle na właściwości aerodynamiczne skrzydła, ale wydajność lotek nieco wzrasta i upraszcza technologię i konstrukcję.

Ważnym elementem profilu jest kształt czubka lotki. Najczęstsze opcje pokazano na rysunku 6.

Profil utworzony przez „parabolę 100” jest stosowany w lotkach i sterach, które mają osiową kompensację aerodynamiczną, gdy dziób wchodzi w strumień, na przykład w Jak-55. Taki „tępy” kształt palca z bardzo dużą wartością osiowej kompensacji aerodynamicznej (20% i więcej) prowadzi do nieliniowego wzrostu sił na drążku sterowym przy wychyleniu lotek lub sterów. Najlepsze pod tym względem są skarpetki „szpiczaste”, jak w Su-26.

Do usterzenia zastosowano symetryczne profile skrzydeł. Stery, podobnie jak lotki, mogą być utworzone przez proste dzioby z tępą krawędzią spływu. Ogon o cienkim płaskim profilu, jak w amerykańskich samolotach akrobacyjnych „Pitts”, „Laser” i innych, ma wystarczającą wydajność (patrz ryc. 7).

Sztywność i wytrzymałość upierzenia zapewniają szelki, okazuje się ono bardzo lekkie i proste konstrukcyjnie. Względna grubość profilu jest mniejsza niż 5%. Przy takiej grubości właściwości upierzenia nie zależą w ogóle od kształtu profilu.

Oto dane dotyczące profili najbardziej odpowiednich dla amatorskich maszyn latających. Oczywiście możliwe są inne opcje, ale należy pamiętać, że najlepsze właściwości w zakresie prędkości samolotów amatorskich to 15-18 procent z tępym czubkiem i maksymalną względną grubością znajdującą się w granicach 25% cięciwy.

Zalecane profile mają następujące cechy: P-II i P-III zostały opracowane w TsAGI. Posiadają wysokie właściwości nośne oraz dobre cechy pod dużymi kątami natarcia. Były szeroko stosowane w latach 30-40 i nadal są w użyciu.

NACA-23015 - dwie ostatnie cyfry oznaczają względną grubość w procentach, pierwsza to numer partii. Profil ma dość wysoki Cymax przy niskim Cx, niski współczynnik momentu wzdłużnego Mz, który determinuje małe straty wyrównawcze. Wzór przeciągnięcia samolotu z tym profilem jest „miękki”. NACA - 230 o względnej grubości 12 - 18% jest używany w większości lekkich silników, w tym amatorskich, amerykańskich samolotach.

NACA - 2418 - dla prędkości poniżej 200 - 250 km / h jest uważany za bardziej opłacalny niż NACA - 230. Jest używany w wielu samolotach, w tym czechosłowackich Zlinach.

GAW to profil nadkrytyczny zaprojektowany przez amerykańskiego aerodynamika Whitcomba dla lekkich samolotów. Opłacalny przy prędkościach powyżej 300 km/h. „Ostry” palec u nogi determinuje ostre złamanie przy dużych kątach natarcia, krawędź spływu „wygięta” w dół przyczynia się do zwiększenia Cy max.

„Kri-Kri” – laminowany profil szybowca, opracowany przez zachodnioniemieckiego aerodynamika Wortmana i nieco zmodyfikowany przez projektanta francuskiego Colombana „Kri-Kri”. Względna grubość profilu wynosi 21,7%, dzięki czemu uzyskuje się wysokie właściwości nośne. Podobnie jak GAW-1, ten profil wymaga bardzo wysokiej teoretycznej dokładności konturu i Wysoka jakość wykończenia powierzchni skrzydeł. Na cięciwę skrzydła samolotu Kri-Kri podajemy współrzędne profilu w mm, przeliczone przez projektanta, równe 480 mm.

P-52 to nowoczesny profil opracowany w TsAGI dla samolotów z lekkim silnikiem. Ma tępy czubek i prosty ogon.

Yak-55 to symetryczny profil do samolotów sportów akrobacyjnych. Na skrzydle względna grubość wynosi 12-18%, na upierzeniu 15%. Wzór przeciągnięcia samolotu jest bardzo „miękki” i gładki.

V-16 - francuski symetryczny profil, ma wysoki Su max, stosowany w samolotach sportowych KAP-21, "Extra-230" i innych.

Su-26 - 18%, Su-26 - 12% - specjalne profile do samolotów sportowych i akrobacyjnych. Su-26-18% stosuje się u nasady skrzydła Su-26, Su-26 - 12% - w czubku skrzydła i na ogonie. Profil posiada „ostry” czubek, co nieco zmniejsza właściwości łożyskowe, ale pozwala uzyskać bardzo czułą reakcję maszyny na ugięcie sterów. Chociaż taki samolot jest trudny do latania dla początkujących, doświadczeni sportowcy zyskują umiejętność wykonywania figur niedostępnych dla samolotów z „miękką” opóźnioną reakcją na ruch rączki ze względu na tępy czubek profilu. Awaria samolotu o profilu typu Su-26 następuje szybko i nagle, co jest konieczne przy wykonywaniu nowoczesnych figur korkociągowych. Drugą cechą jest „kompresja” w części ogonowej, która zwiększa skuteczność lotek.

Skrzydło Su-26 ma duże lotki, które zajmują prawie całą krawędź spływu. Jeśli „stukniemy” neutralne lotki (obie naraz) o 10°, Sumax wzrośnie o około 0,2, zbliżając się do Sumax dobrego asymetrycznego profilu. Jednocześnie Cx praktycznie nie wzrasta, a jakość aerodynamiczna nie spada, to samo obserwuje się na innych profilach symetrycznych. To podstawa zastosowania lotek, kinematycznie połączonych z sterem wysokości, pełniących jednocześnie funkcje zarówno lotek, jak i klap, jak klapy na modelu liniowym.

Profil laminarny

Profil laminarny

profil skrzydła, charakteryzujący się położeniem punktu przejścia z przepływu laminarnego w turbulentny w pewnej odległości od nosa podczas przepływu naturalnego, czyli bez użycia dodatkowej energii do doszczelnienia przejścia, jak np. przy granicy warstwa jest zasysana, powierzchnia jest chłodzona ( cm. laminaryzacja warstwy przyściennej). Badania w locie stanu warstwy przyściennej na prostym skrzydle samolotu poddźwiękowego (1938) wykazały obecność znacznych przekrojów laminarnej warstwy przyściennej. W ZSRR (IV Ostoslavsky, GP Svishchev, KK Fedyaevsky) i za granicą opracowano i zastosowano na wielu samolotach LP, których kształt umożliwiał uzyskanie przesuniętego położenia punktu przejścia laminarnej warstwy granicznej w turbulentny i dzięki temu zmniejszyć, a co za tym idzie, całkowity opór aerodynamiczny samolotu. W tym celu kształt profilu powinien zapewniać na swojej powierzchni w rejonie oczekiwanej warstwy laminarnej przepływ przyspieszony o możliwie największym gradiencie prędkości w celu zwiększenia stabilności przepływu laminarnego na zakłócenia. Geometrycznie osiąga się to poprzez mieszanie położenia maksymalnej grubości i wklęsłości profilu ( cm. Krzywizna profilu), wzrost względnej grubości profilu i niewielkie zmniejszenie promienia krzywizny nosa. Jednocześnie, aby nie dopuścić do zastoju przepływu, gwałtowny spadek prędkości w ogonie, dyfuzorze, części profilu nie powinien być dozwolony, co prowadzi do ograniczeń w geometrii profilu (niedopuszczalne jest np. przesunięcie maksymalnej grubości i wklęsłości poza środek profilu, a także nadmierny wzrost jego grubości i wklęsłości) ...
Czynnikiem ograniczającym możliwości naturalnej laminaryzacji warstwy przyściennej jest zagięcie skrzydła wzdłuż krawędzi natarcia. Gdy kąt skosu jest większy niż 20-25 (°), obserwuje się znaczny spadek powierzchni przepływu laminarnego. Na różnych elementach samolotu (dziób kadłuba, usterzenie poziome i pionowe itp.) można zaobserwować obszary o naturalnej laminaryzacji. przeprowadzone przy prędkościach poddźwiękowych na samolotach o prostych skrzydłach i skrzydłach o kącie przechylenia mniejszym niż 20 (°), zmontowanych z pasa, potwierdziły obecność wydłużonych odcinków laminarnych (do 30-50% cięciwy). W tym przypadku krytyczne liczby Reynoldsa, określone na podstawie długości odcinka laminarnego, osiągnęły Re * (≈) 10-12) * 106. Prowadzona w połowie lat 80-tych. w ZSRR (TsAGI) i za granicą badania obliczeniowe i eksperymentalne na dużych liczbach Reynoldsa wykazały możliwość uzyskania wydłużonych (do połowy cięciwy) przekrojów laminarnych z transsonicznym przepływem wokół płatów z przyspieszeniem przepływu w lokalnej strefie naddźwiękowej. W takim przypadku lot powinien być ograniczony, zapobiegając wystąpieniu silnych fal uderzeniowych i zauważalnych odporność na fale... Zastosowanie płatów nadkrytycznych z przyspieszeniem przepływu w lokalnej strefie naddźwiękowej umożliwia zmniejszenie oporu przy podwyższonych prędkościach lotu poddźwiękowego zarówno dzięki naturalnej laminaryzacji, jak i dzięki niskiemu, w porównaniu z konwencjonalnymi płatami, oporowi fali.

Lotnictwo: Encyklopedia. - M .: Wielka rosyjska encyklopedia. Redaktor naczelny G.P. Swiszczew. 1994 .

Zobacz, co „Profil laminarny” znajduje się w innych słownikach:

profil laminarny Encyklopedia „Lotnictwo”

profil laminarny- profil laminarny - profil skrzydła, charakteryzujący się położeniem punktu przejścia przepływu laminarnego w turbulentny w pewnej odległości od nosa w przepływie naturalnym, czyli bez użycia dodatkowej energii do dokręcenia przejścia, jak... Encyklopedia „Lotnictwo”

Dzwonek P-63 "Kingcobra"- Lot Bell P 63 "Kingcobra" specyfikacje Silnik Samoloty Broń artyleryjska Broń samolotowa Klasyfikatory Fakty Użycie w obcych siłach powietrznych Modyfikacje Galeria ... Encyklopedia wojskowa

HA 420 HondaJet Rodzaj odrzutowca biznesowego Developer Honda Aircraft Company ... Wikipedia

Rzut naprężeń ścinających przyłożonych do opływowej powierzchni ciała na kierunek jego ruchu. S. t. Is składnik opór aerodynamiczny (SA) i wynika z manifestacji działania sił tarcia wewnętrznego (lepkość); w… … Encyklopedia technologii Encyklopedia „Lotnictwo”

Spadek oporu kulki wraz ze wzrostem prędkości przepływu padającego przy liczbach Reynoldsa Re zbliżonych do wartości krytycznej Re. (kryzys rezystancyjny) 1,5 * 105. Zjawisko to założył w 1912 r. A.G. Eiffel, wyjaśnione w 1914 r. przez L. Prandtla.... ... Encyklopedia technologii

Jednym z ważnych etapów budowy modelu samolotu jest obliczenie i zaprojektowanie skrzydeł. Aby właściwie zaprojektować skrzydło, należy wziąć pod uwagę kilka punktów: dobrać odpowiednie profile nasadowe i końcowe, dobrać je poprawnie w oparciu o obciążenia, które zapewniają, a także poprawnie zaprojektować pośrednie profile aerodynamiczne.

Gdzie zaczyna się projektowanie skrzydeł?

Na początku budowy na kalce wykonano wstępny pełnowymiarowy szkic samolotu. Na tym etapie zdecydowałem o skali modelu i rozpiętości skrzydeł.

Określenie zakresu

Po zatwierdzeniu wstępnej rozpiętości skrzydeł nadszedł czas na określenie wagi. Ta część kalkulacji miała szczególne znaczenie. Pierwotny plan zakładał rozpiętość skrzydeł 115 cm, jednak wstępne obliczenia wskazywały, że obciążenie skrzydeł byłoby zbyt duże. Przeskalowałem więc model do rozpiętości 147 cm, nie licząc końcówek skrzydeł. Ten projekt okazał się bardziej odpowiedni z technicznego punktu widzenia. Po przeliczeniu pozostaje mi sporządzić tabelę wag z wartościami wag. Do tabeli dodałem też średnie wartości wagi skóry, np. wagę balsy samolotu określiłem jako iloczyn powierzchni skrzydła przez dwa (dla dołu i góry skrzydła ) o wagę metra kwadratowego balsy. To samo zrobiono z ogonem i windami. Masę kadłuba uzyskano przez pomnożenie powierzchni burty i górnej części kadłuba przez dwa oraz przez gęstość na metr kwadratowy balsy.

W rezultacie otrzymałem następujące dane:

• Lipa, 24 uncje na cal sześcienny
• Balsa 1/32 '', 42 uncje na cal kwadratowy
• Balsa 1/16 '' 85 uncji na cal kwadratowy

Zrównoważony rozwój

Po określeniu masy obliczono parametry stateczności, aby zapewnić stabilność samolotu i odpowiednie wymiary wszystkich części.

Dla stabilnego lotu konieczne było zapewnienie kilku warunków:

1. Pierwszym kryterium jest średnia wartość cięciwy aerodynamicznej (MAX). Można go znaleźć geometrycznie, dodając punkt końcowy do pasa podstawy po obu stronach i podstawę do pasa końcowego po obu stronach, a następnie łącząc ze sobą skrajne punkty. W punkcie przecięcia zlokalizowany będzie środek MAR.
2. Aerodynamiczne skupienie skrzydła wynosi 0,25 wartości MAC.
3. To centrum należy znaleźć zarówno dla skrzydeł, jak i wind.
4. Następnie wyznaczany jest punkt neutralny samolotu: pokazuje on środek ciężkości samolotu, a także jest obliczany razem ze środkiem nacisku (środkiem unoszenia).
5. Następnie definiowana jest granica statyczna. To kryterium ocenia stabilność samolotu: im wyższa, tym większa stabilność. Jednak im bardziej stabilny jest samolot, tym jest bardziej zwrotny i mniej sterowny. Z drugiej strony nie można latać samolotem, który jest zbyt niestabilny. Średnia wartość tego parametru wynosi od 5 do 15%
6. Obliczane są również wskaźniki upierzenia. Współczynniki te są używane do porównania wydajności aerodynamicznej windy pod względem wydłużenia i odległości do skrzydła.
7. Stosunek ogona pionowego wynosi zwykle od 0,35 do 0,8
8. Stosunek ogona poziomego wynosi zwykle od 0,02 do 0,05

Wybór odpowiedniego profilu

Wybór odpowiedniego profilu warunkuje prawidłowe zachowanie się samolotu w powietrzu. Poniżej znajduje się link do prostego i niedrogiego narzędzia do sprawdzania profili. Jako podstawę do wyboru płatów wybrałem koncepcję, że cięciwa na końcu skrzydła jest połową cięciwy u prymy. Najlepszym rozwiązaniem, jakie znalazłem, aby uniknąć przeciągnięcia skrzydła, było gwałtowne zwężenie skrzydła na czubku bez możliwości utrzymania kontroli nad samolotem, dopóki nie osiągnie wystarczającej prędkości. Osiągnąłem to poprzez skręcenie skrzydła w dół na czubku i staranny dobór profili nasadowych i końcowych.

U nasady wybrałem płat S8036 o grubości skrzydła 16% długości cięciwy. Ta grubość umożliwiła ułożenie drzewca o wystarczającej wytrzymałości, a także chowanego podwozia wewnątrz skrzydła. Jako część końcową wybrano profil - S8037, który również ma grubość 16% grubości cięciwy. Takie skrzydło zatrzyma się przy wysokim współczynniku nośności, a także przy wyższym kącie natarcia niż S8036 z tą samą liczbą Reynoldsa (termin ten służy do porównywania profili o różnych rozmiarach: niż więcej numeru Reynolds, tym większy akord). Oznacza to, że przy tej samej liczbie Reynoldsa u nasady skrzydła przeciągnięcie nastąpi szybciej niż na czubku, ale kontrola nad kontrolą pozostanie. Jednak nawet jeśli długość akordu prymy jest dwa razy większa od długości akordu końcowego, ma on podwójną liczbę Reynoldsa, a zwiększenie liczby opóźni przeciągnięcie. Dlatego skręciłem końcówkę skrzydła w dół, aby zapadła się w przeciągnięcie dopiero po części nasadowej.

Zasób płata: airfoiltools.com

Teoria na temat podstaw projektowania skrzydeł

Konstrukcja skrzydła musi zapewniać odpowiednią siłę nośną dla ciężaru samolotu i dodatkowych naprężeń związanych z manewrowaniem. Osiąga się to głównie dzięki zastosowaniu środkowego dźwigara, który ma dwa pasy, górny i dolny, ramę i cienką skórę. Pomimo tego, że rama skrzydła jest cienka, zapewnia skrzydłom wystarczającą wytrzymałość na zginanie. Ponadto projekt często zawiera dodatkowe podłużnice, aby zmniejszyć opór z przodu krawędzi spływu. Są w stanie przenosić zarówno obciążenia zginające, jak i zwiększać sztywność skrętną. Na koniec, krawędź natarcia można odsunąć za dźwigar, tworząc zamkniętą ramę poprzeczną, zwaną ramą w kształcie litery D, która służy do pochłaniania obciążeń skręcających. Rysunek przedstawia najpopularniejsze profile.

1. Górne skrzydło ma dwuteownik z ramą pośrodku i krawędź natarcia z powłoką zwaną D-tube. D-tube pozwala na zwiększoną sztywność skrętną i może być dodany do dowolnych innych konstrukcji podłużnic, a także może zostać przedłużony do krawędzi spływu, aby stworzyć skrzydło o pełnej ściance. W tym skrzydle tylny dźwigar jest po prostu pionową podporą. Jest też prosta płaszczyzna kontrolna, czyli klapa, która jest odchylana u góry. Ten projekt jest łatwy do odtworzenia.
2. Drugie skrzydło ma dźwigar C, który ma wzmocniony główny dźwigar, który jest lepiej przystosowany do przenoszenia obciążeń czołowych. Skrzydło jest wyposażone w centralny sworzeń, który zmniejsza szczelinę i opór w porównaniu z górnym sworzniem.
3. Trzeci profil ma dźwigar w postaci rurki, są one zwykle wykonane z rurek plastikowych, wygodnie jest je wykonać, ale jeśli rurki są pośrednie lub skręcone, to skręcenie skrzydła może stać się problemem. Część problemu można rozwiązać za pomocą dodatkowej rurki w kształcie litery D. Dodatkowo dźwigar wykonany jest z profilu w kształcie litery C, co znacznie zwiększa sztywność skrzydła. Zawias jest zaokrąglonym profilem z punktem obrotu pośrodku zaokrąglonej krawędzi natarcia, aby zmniejszyć odstęp dziurki na guziki i zapewnić proste krawędzie.
4. Czwarty profil ma pełny dźwigar skrzynkowy z ramą zarówno z przodu, jak i z tyłu. Prześwit ma tę samą cechę, co poprzedni profil i tę samą płaszczyznę kontrolną. Ale ma owiewki na górze i na dole, aby ukryć lukę.

Wszystkie te projekty skrzydeł są typowe dla podłużnic i do tworzenia pętli kotwiczących dla samolotów RC. Te konstrukcje bez wyjątku są jedynym sposobem na techniczne wykonanie klap i lotek, a różne inne rozwiązania można do nich dostosować.

C - dźwigar czy skrzynkowy?

Do mojego samolotu zdecydowałem się na drewniany dźwigar C z mocną krawędzią natarcia i prostym pionowym dźwigarem. Całe skrzydło jest pokryte balsą dla sztywności skrętnej i estetyki.

Do zastąpienia plastikowej rurki wybrano drewno, ponieważ samolot został zaprojektowany z kątem wewnętrznym wynoszącym 2 stopnie, a połączenie plastikowej rurki pośrodku skrzydła nie będzie w stanie długo wytrzymać obciążeń zginających. Ceownik dźwigara jest również korzystniejszy niż dwuteownik, ponieważ szczelina musi być wykonana na całej długości w drzewcu, aby pasowała do kratki. Ta dodatkowa złożoność nie odbywa się kosztem zauważalnego wzrostu wytrzymałości i stosunku masy dźwigara. Odrzucono również dźwigar skrzynkowy, który znacznie zwiększa wagę, jednak nie jest trudny do zbudowania i jest jednym z najlepszych pod względem wytrzymałości. Prosty pionowy dźwigar połączony z zapętloną owiewką był wyborem konstrukcji skrzydła, gdy reszta skrzydła była osłonięta i wystarczająco mocna bez żadnego dodatkowego podparcia.

• Boksować. Dźwigar skrzydła jest zaprojektowany tak, aby przejmował obciążenie zginające z unoszenia skrzydła. Nie jest przeznaczony do pochłaniania siły skręcającej generowanej przez siły aerodynamiczne skrzydła, ale ładunek jest umieszczany na poszyciu skrzydła. Taki rozkład obciążenia jest odpowiedni do lekkiego i bardzo efektywnego obciążenia, ponieważ każda część zajmuje swoje miejsce.
• Półki dźwigarów skrzydłowych wykonane są z odlewu lipowego o wymiarach ¼ x ½ x 24 ''. Jako materiał wybrano lipę, ponieważ dobrze się prowadzi i ma dobrą wytrzymałość jak na swoją wagę. Ponadto urzeka łatwość zdobycia odpowiednich rozmiarów bloków w wyspecjalizowanych sklepach, ponieważ nie miałem pod ręką maszyny do obróbki drewna do piłowania desek.
• Rama skrzydła wykonana jest z blachy lipowej o grubości 1/32 cala, która mocuje się do kołnierzy podłużnicy u góry iu dołu. Taka rama jest koniecznością, ponieważ radykalnie poprawia sztywność i wytrzymałość skrzydeł, nawet przy bardzo niskiej wadze.
• Krawędź spływu / tylny dźwigar jest wykonany z arkusza balsy 1/16”, aby zwiększyć sztywność skrętną, a także ujednolicić żebra skrzydła i przymocować płaszczyzny sterujące z tyłu żeber.

Projekt żebra w programie AutoCAD

Okazuje się, że wykonanie przetłoczeń na skrzydło trapezowe może być inspirującym przeżyciem. Istnieje kilka metod: pierwsza metoda polega na wytyczeniu profilu skrzydła najpierw dla części nasady, a następnie dla końcówki skrzydła. Polega na połączeniu obu profili za pomocą śrub i przeciąganiu po nich wszystkich pozostałych. Ta metoda jest szczególnie dobra do robienia prostych skrzydeł. Głównym ograniczeniem tej metody jest to, że nadaje się tylko do skrzydeł z lekkim zwężeniem. Problemy wynikają z gwałtownego wzrostu kąta pomiędzy profilami ze znaczną różnicą pomiędzy cięciwą wierzchołkową a cięciwą podstawy skrzydła. W takim przypadku podczas montażu mogą pojawić się trudności ze względu na duże odpadki drewna, ostre narożniki i krawędzie żeber, które trzeba będzie usunąć. Zastosowałem więc własną metodę: stworzyłem własne szablony dla każdego żebra, a następnie przetworzyłem je, aby uzyskać idealny kształt skrzydeł. Zadanie okazało się trudniejsze niż się spodziewałem, ponieważ wzór części nasady zasadniczo różnił się od czubka, a wszystkie profile pomiędzy nimi były kombinacją dwóch poprzednich, wraz ze skręcaniem i rozciąganiem. Jako program do projektowania użyłem Autodesk AutoCAD Dodatek studencki 2012, jak zjadł psa podczas modelowania samolotów RC w przeszłości. Projektowanie żeber odbywa się w kilku etapach.

Wszystko zaczyna się od importu danych. Bardzo szybki sposób zaimportować profil (profile można znaleźć w bazach danych profili UIUC) do programu AutoCAD, który znalazłem to utworzenie pliku tabeli w format Excela w postaci tabeli z kolumnami współrzędnych punktów profilu x i y. Jedyną rzeczą do sprawdzenia jest to, czy pierwszy i ostatni punkt odpowiadają sobie: czy otrzymujesz zamkniętą pętlę. Następnie skopiuj otrzymany z powrotem do pliku txt i zapisz go. Po wykonaniu tej czynności powinieneś wrócić i zaznaczyć wszystkie informacje na ten temat, jeśli przypadkowo wstawiłeś nagłówki. Następnie AutoCAD uruchamia splajn i wklej, aby zaznaczyć pierwszy punkt na szkicu. Wciskamy „enter” do końca procesu. Płat jest w zasadzie przetwarzany w taki sposób, że każdy akord staje się oddzielny element, jest bardzo przydatny do zmiany skali i geometrii.

Rysunek i względne położenie profili zgodnie z planem. Krawędź natarcia i podłużnice muszą być starannie doprowadzone do pożądanego rozmiaru, pamiętając o grubości skóry. Dlatego na rysunku podłużnice powinny być narysowane węższe niż w rzeczywistości. Zaleca się, aby podłużnice i krawędź natarcia były wyższe niż w rzeczywistości, aby rysunek był gładszy. Również rowki na podłużnicach powinny być umieszczone w taki sposób, aby pozostała część podłużnicy pasowała do żeber, ale pozostawała kwadratowa.

Rysunek przedstawia główne profile, zanim zostaną podzielone na pośrednie.

Dźwigar i połączone z nim złącze krawędzi natarcia są ze sobą połączone, dzięki czemu później można je wyłączyć z konstrukcji.

Profile są spasowane, tworząc kształt skrzydła z widocznym dźwigarem i krawędzią natarcia.

Dźwigar i krawędź natarcia zostały usunięte za pomocą operacji „odejmowania”, pokazana jest reszta skrzydła.

Skrzydło jest przedłużane za pomocą funkcji "solidedit" i "shell". Ponadto płaszczyzny nasadowej części skrzydła i końcówki są wybierane naprzemiennie, usuwane i uzyskuje się poszycie skrzydła. Dlatego wewnętrzna część skóry skrzydła jest podstawą żeber.

Funkcja Płaszczyzna przekroju generuje szkice każdego profilu.

Następnie pod poleceniem „płaszczyzna przekroju” wybierane jest tworzenie przekroju. Za pomocą tego polecenia można wyświetlić utworzone profile we wszystkich punktach profilu. Aby pomóc wyrównać żebra skrzydła, zdecydowanie zalecam utworzenie poziomej linii na każdej sekcji od krawędzi spływu skrzydła do krawędzi natarcia. Pozwoli to na prawidłowe wyrównanie skrzydła, jeśli jest zbudowane na skręcanie, a także na wyprostowanie.

Ponieważ te szablony są w rzeczywistości tworzone z myślą o poszyciu skrzydeł, wewnętrzna linia profilu jest właściwą linią dla żeber.

Teraz, gdy wszystkie żebra zostały zaznaczone poleceniem „tekst”, są gotowe do druku. Na każdej stronie z przetłoczeniami umieściłem schematyczne pudełko z platformą dostępną do druku na drukarce. Małe żebra można drukować na grubym papierze, podczas gdy w przypadku dużych płatów sprawdzi się zwykły papier, który jest następnie wzmacniany przed cięciem.

Kompletny zestaw części

Po zaprojektowaniu skrzydła, przeanalizowaniu i wyselekcjonowaniu wszystkich części niezbędnych do wykonania modelu samolotu sporządzono listę wszystkiego, co potrzebne do budowy.