Qanad profili və ya aerofoil — Bir qanad, pərvanə, rul, yelkən kimi bir flüid içində hərəkət edən cisimlərin 2D kəsiyi. Bunlar hava, su kimi hər hansı bir maye

Qanad profili və ya aerofoil — Bir qanad, pərvanə, rul, yelkən kimi bir flüid içində hərəkət edən cisimlərin 2D kəsiyi. Bunlar hava, su kimi hər hansı bir maye içində hərəkət edən nəqliyyat vasitəsinə optimal daşıyıcı qüvvə/sürtünmə nisbəti vermək üçün nəzərdə tutulmuş əyri və ya düz, ümumiyyətlə damla formalı hissələrdir.

Qanadlardan əlavə Fin (şaquli stabilizator) və üfüqi stabilizator kimi bir çox aerodinamik idarəetmə səthinin əsas hissəsini təşkil edir.

Hissələri

Hücum bucağı flüidin nəqliyyat vasitəsinə nisbətən hərəkət istiqamətinə əsasən hesablanır. Profil ətrafındakı flüidin sürəti və istiqaməti dəyişkən olacağı üçün uzaq bir nöqtədə sürət vektorundan istifadə olunur.
Veter xətti, profilin hücum kənarı (ən kiçik radius nöqtəsi) və arxa tərəfi arasındakı düz xəttdir.
Kamber xətti profilin aşağı və yuxarı səthi arasında, tam ortada yerləşən nöqtələri birləşdirən xəttdir.

Bernoulli prinsipi

Qanadın qozbel olan yuxarı hissəsində, flüidin getməli olduğu yol alt hissədən daha çoxdur. Bu səbəbdən yuxarıdakı flüid (maye) daha sürətli hərəkət edir. Bernoulli prinsipinə görə, sürəti artan havanın statik təzyiqi azalır. Bir cismin iki əks səthində müxtəlif sürətlə hərəkət edən hava təzyiq fərqini yaratmaqla aerodinamik qüvvə yaradır. Bernoulli prinsipindən irəli gələn bu aerodinamik qüvvə (daşıyıcı qüvvə) sayəsində təyyarələr havada qala bilirlər.

Ədəbiyyat siyahısı

Abbott, Ira Herbert; Von Doenhoff, Albert Edward. Theory of Wing Sections, Including a Summary of Airfoil Data. Dover. 1959. ISBN 978-0-486-60586-9.
Auld, Douglass; Srinivas. 2-D Thin Aerofoil Theory // Aerodynamics for Students. University of Sydney. 1995. 29 aprel 2021 tarixində . İstifadə tarixi: 30 dekabr 2024.
Babinsky, Holger. "How do wings work?" (PDF). Physics Education. 38 (6). noyabr 2003: 497–503. Bibcode:2003PhyEd..38..497B. doi:10.1088/0031-9120/38/6/001. 17 oktyabr 2015 tarixində (PDF). İstifadə tarixi: 30 dekabr 2024.
Batchelor, George. K. An Introduction to Fluid Dynamics. Cambridge UP. 1967. 467–471.
Bertin, John J.; Cummings, Russel M. Aerodynamics for Engineers (5th). Pearson Prentice Hall. 2009. ISBN 978-0-13-227268-1.
Clancy, L.J. Aerodynamics. London: Pitman. 1975. ISBN 0-273-01120-0.
Halliday, David; Resnick, Robert. Fundamentals of Physics (3rd). John Wiley & Sons. 1988.
Houghton, E. L.; Carpenter, P. W.; Collicott, Steven H.; Valentine, Daniel. Aerodynamics for Engineering Students (6th). Elsevier. 2012. ISBN 978-0-08-096633-5.
Morris, Wallace J. II. A universal prediction of stall onset for airfoils at a wide range of Reynolds number flows (PhD). Harvard University. 2009. Bibcode:2009PhDT.......146M.
Morris, Wallace J.; Rusak, Zvi. "Stall onset on aerofoils at low to moderately high Reynolds number flows". Journal of Fluid Mechanics. 733. oktyabr 2013: 439–472. Bibcode:2013JFM...733..439M. doi:10.1017/jfm.2013.440. ISSN 0022-1120.
Phillips, Warren F. Mechanics of Flight. John Wiley & Sons. 2004. ISBN 978-0-471-33458-3.
Scott, Jeff. "Question #136: Lift Coefficient & Thin Airfoil Theory". Ask a Rocket Scientist: Aerodynamics. Aerospaceweb.org. 10 avqust 2003. 6 iyul 2009 tarixində arxivləşdirilib. İstifadə tarixi: 30 dekabr 2024.
Traub, Lance W. "Semi-Empirical Prediction of Airfoil Hysteresis". Aerospace. 3 (2). 24 mart 2016: 9. Bibcode:2016Aeros...3....9T. doi:10.3390/aerospace3020009.
Weltner, Klaus; Ingelman-Sundberg, Martin. "Physics of flight - revisited". 1999. 29 sentyabr 2011 tarixində . İstifadə tarixi: 25 aprel 2021.

Əlavə ədəbiyyat siyahısı

Anderson, John, D. Fundamentals of Aerodynamics. McGraw-Hill. 2007.
Ali Kamranpay, Alireza Mehrabadi. Numerical Analysis of NACA Airfoil 0012 at Different Attack Angles and Obtaining its Aerodynamic Coefficients. Journal of Mechatronics and Automation. 2019; 6(3): 8–16p.
Bearman, Matt. "Going with the Flow? Britain's Contribution to Laminar-Flow Research, 1930–1947". The Aviation Historian (29). 2019: 74–87. ISSN 2051-1930.