Teorie

Teorie - Aerodynamika nízkých rychlostí

Základní pojmy používané nejen v aerodynamice

Pojem	Vysvětlení
A
aerodynamické zkroucení	změna úhlu nulového vztlaku podél rozpětí křídla
autostabilní profil	profil s takovou zmenou polohy působiště vztlaku, že při změně úhlu náběhu vzniklý moment vrací profil směrem k původnímu úhlu náběhu
aerodynamický vztlak	složka výsledné aerodynamické síly ve směru vztlakové osy
B
bod přechodu	místo, v němž laminární mezní vrstva přechází do turbulentní
C
centráž	vzdálenost těžiště letadla za náběžnou hranou, vyjádřená zpravidla v procentech délky střední aerodynamické tětivy
D
drak letadla	konstrukce letadla bez pohonných jednotek, príslušenství a výstroje
G
geometrická štíhlost křídla	poměr rozpětí křídla k jeho střední hloubce, popř. poměr druhé mocniny rozpětí k ploše křídla
geometrické zkroucení	změna úhlu, který svírají tětivy jednotlivých profilů podél rozpětí křídla
H
hloubka profilu	vzdálenost průmětů náběžné a odtokové hrany na tětivu profilu
hloubka křídla	vzdálenost průmětů náběžné a odtokové hrany na tětivu profilu v rovině rovnoběžné s rovinou souměrnosti křídla
I
indukovaný odpor	část odporu související se vznikem vztlaku a křídle konečného rozpětí
K
kýlovka	nepohyblivá část svislých ocasních ploch
L
laminární mezní vrstva	mezní vrstva, v níž je proudění tekutiny laminární
laminární profil	profil, při jehož obtékání se v důsledku jeho tvaru vytváří po značné části potrchu laminární mezní vrstva
N
nosná plocha	část draku vytvářející při letu rozhodující podíl vztlaku
M
mezní vrstva	tenká vrstva tekutiny přiléhající k povrchu tělesa, v níž mají na pohyb tekutiny výrazný vliv viskózní síly
P
plocha křídla	plocha průmětu obrysu křídla do roviny tětiv profilů
polára	grafické znázornění závislosti součinitele vztlaku na součiniteli odporu
profilový odpor	celkový odpor křídla zmenšený o indukovaný odpor
prohnutí střední křivky	maximální vzdálenost střední křivky od tětivy profilu, měřená v procentech jeho hloubky
působiště vztlaku	průsečík výsledné aerodynamické síly s přímkou totožnou se vztažnou tětivou
R
Reynoldsovo číslo	poměr součinu rychlosti proudění a vztažné délky obtékaného tělesa ke kinematické vazkosti prostředí
rozpětí křídla	vzdálenost průmětu nejvzdálenějších konců křídla do vodorovné roviny
S
stabilizátor	pevná část vodorovných ocasnách ploch
střední křivka profilu	křivka určující prohnutí profilu
svislé ocasní plochy	SOP, svislé plochy, jak nepohyblivé tak i pohyblivé (kormidla)
směrovka	pohyblivá část svislých ocasních ploch
T
tětiva profilu	základní vztažná úsečka, která určuje souřadný systém definující geometrické tvary profilu a základní směr pro určení úhlu náběhu
turbulentní mezní vrstva	mezní vrstva, v níž je proudění tekutiny turbulentní a vyznačuje se příčnými pohyby nahodilého charakteru
U
úhel nastavení křídla	úhel mezi vztažnou tětivou křídla a směrem podélné osy letounu
úhel náběhu letadla	úhel mezi podélnou osu letadla a směrem vektoru rychlosti
úhel náběhu profilu	úhel mezi tětivou profilu a vektorem rychlosti
úhel nulového vztlaku	úhel náběhu křídla, při němž vztlak je roven nule
úhel přetažení	úhel náběhu, při němž vzniká intenzivní odtržení proudu na křídle nebi na profilu
úhel šípu	úhel mezi danou vztažnou čarou podél rozpětí křídla a kolmicí na rovinu souměrnosti křídla, jako vztažná čára se obvykle užívá spojnice čtvrtinových bodů
úhel vzepětí	úhel, který svírá příčná osa letadla s průmětem aerodynamické osy křídla do roviny kolmé na podélnou osu letadla
úplav	oblast zvíření tekutiny za tělěsem, ve které se změnil celkový tlak
V
vztlaková čára	grafické znázornění závislosti součinitele vztlaku na úhlu náběhu
vztlak	síla působící proti směru tíhové síly
vzepětí	vzdálenost aerodynamického středu koncového a kořenového profilu měřená ve směru normálné osy letadla
vodorovné ocasní plochy	VOP, vodorovné plochy, jak nepohyblivé tak i pohyblivé (kormidla)
výškové kormidlo	pohyblivá část vodorovných ocasních ploch
Z
zúžení křídla	poměr hloubky křídla v rovině souměrnosti k hloubce na konci rozpětí

Obtékání profilu křídla

Aerodynamické síly a součinitelé aerodynamických sil

Aerodynamická síla je síla, kterou proud tekutiny působí na tělesa v něm ponořená. Rozkládáme ji obvykle na složku , působící ve směru proudu Q (odpor) a na složku, působící kolmo ke směru proudu Y (vztlak) (obr. 1).

Obr.1

Obr.1

Newton se zajímal o velikost odporu desky postavené kolmo k proudu a předpokládal, že přitékající proud tekutiny se o desku zastaví. Odpor by se pak rovnal změně hybnosti hmoty proudu za jednotku času. Odpor byl však menší než udával výpočet a tak Newton poopravil tak, že proud se nezpomalí na nulovou rychlost, ale na určitou rychlost, která je menší než rychlost původního proudu. Poměr mezi úbytkem rychlostí a rychlostí nerušeného proudu vyjádřil součinitelem C, který se používá dodnes jako cx=2C. Je to součinitel odporu, který není již součinitel zpomalení jak tomu bylo v Newtonově původní rovnici, ale pouze bezrozměrný součinitel, charakterizující vztah mezi aerodynamickou silou, dynamickým tlakem a velikostí tělesa (charakteristickou plochou). Rovnice aerodynamické síly neplatí pouze pro odpor, ale i pro výslednou aerodynamickou sílu a všechny její složky (obr. 2).
Obr.2

Obr.2 kde
cR je součinitel aerodynamické síly
cx součinitel odporu
cy součinitel vztlaku
S vztažná plocha

Jako vztažnou plochu S je možné brát jakoukoliv plochu tělesa. U těles pro využití v letecké aerodynamice je možné použít následující vztažné plochy:

u křídel a ocasních ploch - plochu půdorysného průmětu
u trupů, gondol, podvozků - plochu maximálního průřezu, kolmého na směr proudu
u celého letounu - plochu půdorysu křídla

Poloha aerodynamické síly se na tělesech určuje tak, že se v určitém bodě změří moment vzniklý působením této síly. Na křídle to bývá obvykle náběžná hrana (obr. 3).
Obr.3

Obr.3

Moment aerodynamické síly je závislý na rychlosti proudu, součiniteli momentu cm a vztažném rozměru tělesa, u profilu to obvykle bývá vzdálenost mezi náběžnou a odtokovou hranou (hloubka profilu).
Pro různá tělesa tedy jsou i různé hodnoty součinitelů. Menší, ale nezanedbatelný, vliv na hodnoty součinitelů mají i velikost tělesa a rychlost proudu. Je to způsobeno vlivem vazkosti a stlačitelnosti vzduchu. Jejich působení je velmi složité a je shrnuto do dvou bezrozměrných čísel - Reynoldsovo číslo R a Machovo číslo M. Další vlivy na velikost aerodynamických souřinitelů má hladkost povrchu tělesa a turbulence obtékajícího proudu.

Shrnutí:

Aerodynamická síla tedy závisí na těchto veličinách:
- Dynamickém tlaku proudu
- Velikosti tělesa
- Tvaru tělesa
- Nastavení tělesa vzhledem k proudu - náběh a vybočení (obr. 4)
- Reynoldsovu číslu
- Machovu číslu
- Turbulenci proudu
- Hladkosti povrchu

Obr.4

Geometrické charakteristiky profilu

Vhodného průběhu sil dosáhneme volbou vhodného tvaru obtékaného tělesa. U křídla je to půdorys a tvar profilu. Máme-li definovat velikost profilu, musíme určit základní rozměr, kterým je tětiva. Její délku nazýváme hloubka profilu. Určuje nám také orientaci profilu vzhledem k okolí - úhel sevřený mezi proudem tekutiny a tětivou je úhel náběhu profilu. Definice tětivy: Tětiva je spojnice krajních bodů střední křivky profilu Obr.5

Obr.5

Polára profilu

Profil má mít velký vztlak a malý odpor. Závislost odporu na vztlaku znázorňuje polára profilu. Do poláry se ale nevynáší přímo hodnoty vztlaku a odporu, ale jejich součinitelé. Pokud by jsme vynášeli přímo hodnoty vztlaku a odporu, závisela by polára také na velikosti křídla, rychlosti a hustoty tekutiny a na dalších vlivech. Typická polára profilu je na obr. 6. Obr.6

Obr.6

Vztlaková křivka profilu

U běžných tenkých profilů roste vztlak s úhlem náběhu téměř přímkově (obr. 7). Změna nastane až po dosažení úhlu náběhu při kterém se narušuje plynulé obtékání profilu a dochází k místnímu odtržení proudu, vztlak pak přestává stoupat a po úplném odtržení proudu od sací strany profilu vztlak podstatně klesne. Obr.7

Obr.7

Momentová křivka profilu

Definice kladného a záporného smyslu klopivých momentů je na obr. 8.
Obr.8

Obr.8
Za vztažný bod si zvolíme počáteční bod tětivy (tzv. náběžný bod - u křídla tvoří náběžné body náběžnou hranu). Z teoretického rozboru vyplynul vztah

Mz = Mz0 - Y*0.25 b

Z rovnice plyne, že moment profilu k náběžnému bodu se skládá ze dvou složek:

první složka je konstantní - nezávisí na úhlu náběhu či vztlaku - nazývá se moment při nulovém vztlaku
druhá na vztlahu závisí - je mu úměrná - vyjadřuje moment, který by dával vztlak, působící ve čtvrtině hloubky profilu

Pro aerodynamiku je bod ve čtvrtině hloubky profilu velmi důležitý. Nese pojmenování aerodynamický střed profilu a je definován tak, že moment aerodynamické síly k tomuto bodu se při změně úhlu náběhu nemění. Aerodynamický střed může mít i těleso jako je letoun. Pak se tomuto bodu říká neutrální bod a je velmi důležitý pro stabilitu a řiditelnost.

Obtékání křídla konečného rozpětí

Geometrické charakteristiky křídla

Velikost křídla je určena plochou půdorysu křídla S, která slouží současně za vztažnou plochu při určování aerodynamických součinitelů (obr. 9).
Obr.9

Obr.9
K dalším základním rozměrům křídla patří rozpětí, hloubka a střední aerodynamická tětiva. Rozpětí se zpravidla používá jako základní vztažný rozměr při řešení stranové stability a řiditelnosti letounu. Přibližná geometrická konstrukce střední aerodynamické tětivy pro lichoběžníkové křídlo je na obr.10. Střední aerodynamické tětiva je důležitá tím, že vzhledek k ní se vždy určuje poloha těžiště letounu.
Obr.10

Obr.10
Velmi důležitou charakteristikou křídla je štíhlost křídla. Dalším je zúžení křídla, aerodynamická osa, úhel šípu a úhel vzepětí (obr.9) Je-li na celém křídle použit jeden profil a profil má všude stejný úhel náběhu znamená to, že křídlo je aerodynamicky i geometricky nezkroucené. Často se však profily na konci a u kořene křídla liší nebo se nastavují na různé úhly náběhu. Pak na křídle je úhel geometrického zkroucení - mezi tětivami koncového a kořenového profilu, a úhel aerodynamického zkroucení - mezi směry nulového vztlaku koncového a kořenového profilu
Různé půdorysné tvary křídel ve vztahu ke štíhlosti, zúžení a úhlu šípu jsou na obr. 11
Obr.11

Obr.11

Polára křídla, vliv konečnosti rozpětí

Teorie aerodynamiky křídla o konečném rozpětí je velmi náročná oblast. Nebudu dále vysvětlovat vírovou teorii křídla, nosné víry a nebo skutečné rozložení indukovaných rychlostí na křídle. Pokusím se tyto fakta shrnout do celku, který bude snad všem jasný.
Tak jak je polára profilu, tak samozřejmě existuje i polára křídla o konečném rozpětí. Je pochopitelně jiná. V čem? Je jasné, že křídlo o konečném rozpětí bude mít mírně "horší" poláru a to díky indukovanému odporu a profilovému odporu (obr.12). Indukovaný odpor vzniká vlivem indukované rychlosti, která je výsledkem volných vírů, a směřuje tak že změnšuje úhel náběhu o tzv. indukovaný úhel náběhu. Proud, který přichází k profilu, je zešikmen. Rozdíl mezi úhlem náběhu a indukovaným úhlem náběhu se jmenuje efektivní neboli skutečný úhel náběhu.
Obr.12

Obr.12
Velmi významnou charakteristikou křídla na které záleží jaká bude polára, je štíhlost křídla (obr.13). Z obrázku je zřejmé, že křídla s velmi malou štíhlostí, aby dosáhla maximální součinitel vztlaku, musí být nastavena na velmi velký úhel náběhu, který může být až 40° - např. MIG 21 při přistání.
Obr.13

Obr.13
Šípové křídlo konečného rozpětí se chová stejně jako křídlo přímé, indukovaný odpor a indukovaný úhel náběhu jsou však poněkud větší a jsou jinak rozloženy po rozpětí než u přímého křídla.

Vliv vazkosti při obtékání křídla

Mezní vrstva a třecí odpor

Profilový odpor tělesa je způsoben vazkostí prostředí. V ideální tekutině profilový odpor neexistuje. U plyule obtékaných těles má vazkost vliv na obtékání jen v těsné blízkosti povrchu tělesa. Jednotlivé částice tekutiny tam ztrácejí rychlost vlivem tření a vytvářejí tenkou oblast proudění, ve které je průběh rychlosti zcela jiný, než by vyplývalo z teorie ideální tekutiny. Této oblasti říkáme mezní vrstva. Typický průběh mezní vrstvy na profilu při malých úhlech náběhu je na obrázku 14.
Obr.14

Obr.14
Ztráta rychlosti částic znamená ztrátu jejich hybnosti, kterou předávají profilu - tak vzniká třecí odpor profilu; mezní vrstva přechází na odtokové hraně v úplav - oblast snížené rychlosti za křídlem.
Mezní vrstva na křídlech běžných letounů je velmi tenká (desetiny milimetrů až několik milimetrů). Její tvar závisí značně na tvaru profilu a na úhlu náběhu. Pro jednoduchost bude další vysvětlení pro rovnou desku.
Mezní vrstva tloustne neustále od náběžné hrany desky. Rychlost vzrůstá se vzdáleností od povrchu desky, kde je nulová, spojitě až po okraj vrstvy, kde dosáhne hodnoty rychlosti nerušeného proudu. do určité vzdálenosti od náběžné hrany jsou vektory rychlosti v mezní vrstvě rovnoběžné (proudnice jsou rovnoběžné). Této části mezní vrstvy říkáme laminární mezní vrstva. V určité vzdálenosti od náběžné hrany se proudnice laminární mezní vrstvy zvlní, rychlosti přestanou být rovnoběžné a objeví se drobné rozvíření (turbulence). Mezní vrstva ztloustne a profil rychlostí změní svůj tvar. Této části mezní vrstvy říkáme turbulentní mezní vrstva. Místo, kde laminární mezní vrstva přechází v turbulentní, se nazývá oblast přechodu.

Obr.15

Obr.15
Vliv vazkosti na obtékání vyjadřuje bezrozměrné číslo R (Reynoldsovo číslo). Toto číslo můžeme zjednodušeně charakterizovat jako poměr setrvačných a třecích sil působících na určitou část tekutiny. Je-li velké, mají třecí síly malý vliv a naopak. Typickým případem proudění, kdy třecí síly mají velký vliv (nízké R) je proudění hustého oleje při přelévání nebo proudění vzduchu kolem malých předmětů velmi malými rychlostmi. Typickým případem proudění, kdy třecí síly mají malý vliv (vysoké R) je spojité obtékání aerodynamicky jemných letadel, kde se proudění blíží ideálním podmínkám a kde se vlivy vazkosti omezují jen na tenkou mezní vrstvu.
Má-li deska jako celek hodnotu čísla R menší než Rkrit (hloubka desky je menší než lkrit) , vytvoří se na ní pouze laminární mezní vrstva. Je-li její číslo R o mnoho větší než kritické, vytvoří se na větší části desky turbulentní mezní vrstva (obr.16)

Obr.16

Obr.16
Bod přechodu laminární vrstvy do vrstvy turbulentní závisí na těchto okolnostech:

Bod se posunuje dozadu (oblast laminární mezní vrstvy se zvětšuje)

klesá-li v jeho okolí tlak ve směru rychlosti proudu
zvyšuje se hladkost povrchu

Bod se posunuje dopředu (oblast laminární mezní vrstvy se změnšuje)

roste-li v jeho okolí tlak ve směru rychlosti proudu
objeví-li se v produ před deskou turbulence
zvyšuje-li se drsnost povrchu
roste-li R

Laminární profily

Odpor tření tvoří u dobře aerodynamicky řešených letounů při velkých (podzvukových) rychlostech letu značnou část celkového odporu (až 90%). Třecí odpor nelze odstranit, jeho hodotu však můžeme snížit, bude-li na většině povrchu letounu laminární mezní vrstva. Protože největší část povrchu letounu tvoří povrch křídla, je vhodné snížit odpor křídla. Výsledkem této snahy jsou tzv.laminární profily. Jsou navrhované tak, že se po největší části křídla zachovala laminární mezní vrstva. Abychom si ujasnily funkci laminárních profilů, musíme si nejdříve vysvětlit vliv rozložení tlaků po hloubce profilu na mezní vrstvu. Na profilech konečné tloušťky existujei při malých úhlech náběhu určité rozložení tlaků, a znamená to, že se tlak na profilu místo od místa mění. Mezní vrstva je velmi citlivá na tlakový spád. Snižuje-li se tlak ve směru proudu (je-li kladný tlakový spád) mezní vrstva je tenší a má snahu si zachovat laminární charakter. Tlakový spád v tomto případě zvyšuje rychlost proudění v mezní vrstvě. Zvyšuje-li se tlak na frofilu ve směru proudu (je-li záporný tlakový spád), mezní vrstva tloustne a přechází k turbulenci. Tlakový spád v tomto případě zpomaluje proudění mezní vrstvy (obr.17).
Obr.17

Obr.17
Vhodné rozložení tlaků dosáhneme u laminárních profilů jen při určitých úhlech náběhu. Při jiných úhlech náběhu se podtlaková špička a s ní i bod přechodu posunuje opět dopředu (obr.18)
Obr.18

Obr.18
Laminární profily mají i své nevýhody. Vyžadují přesnost tvaru profilu a hladkost povrchu, již nalepený hmyz či kapky vody mohou laminární vrstvu ohrozit. Laminární profily mají menší maximální součinitel vztlaku než profily klasické (vyšší přistávací rychlost) a zpravidla velký součinitel klopivěho momentu při nulovém vztlaku.

Odtržení proudu

Dalším následkem vazkosti prostředí je odtrhávání proudu od povrchu obtékaných těles. Tento jev nastává u křídla po překročení určitého součinitele vztlaku. Odtržení proudu je doprovázeno snížením podtlaku na sací straně, tedy snížením vztlaku a zvýšením odporu profilu. Za profilem se utvoří rozsáhlá oblast prudce rozvířeného vzduchu, tzv.rozvířený úplav. U velmi tlustých profilů postupuje odtržení zpravidla od odtokové hrany a vrchol poláry je plochý. U profilů středních tlouštěk, které dosahují maximálních součinitelů vztlaku, má odtržení většinou nepříznivý průběh - nastává náhle na velké části profilu. U velmi tenkých profilů nastává odtržení již při poměrně nízkých součinitelích vztlaku hned za náběžnou hranou a šíří se poměrně pomalu (obr.19).
Obr.19

Obr.19
Odtržení proudu je způsobeno zvláštními vlastnostmi mezní vrstvy. Jednotlivé částice v mezní vrstvě nemají již dostatečnou kinetickou energii, aby překonalý silný tlakový spád po tak značné délce, zastaví se a proudí směrem k náběžné hraně. V bodě kde se částice při povrchu úplně zastaví, nastane odtržení proudu.
Obr.20

Obr.20

Zařízení zvyšující vztlak křídla

Odtržení proudu způsobuje, že součinitel vztlaku daného profilu nebo křídla nemůže libovolně zvětšovat tím, že zvýšíme úhel náběhu. Maximální součinitel vztlaku Cymax je pro křídlo konečnou hodnotou.
Maximálního součinitele vztlaku je možno zvýšit těmito způsoby:

změnou tvaru profilů (hlavně zvětšením zakřivení)
ovlivněním mezní vrstvy na sací straně

Zařízení zvyšující maximální vztlak křídel má zajistit:

co největší přírůstek maximálního součinitele vztlaku při plné výchylce
co nejmenší přírůstek součinitele odporu v zatažené poloze
co nejmenší změnou vyvážení letounu (při vysunutí nemá vzniknout velký klopivý moment)
co nejmenší změnu úhlu náběhu, při kterém se dosáhne maximálního součinitele vztlaku

Obr.21

Křídlo při odtržení proudu

Odtržení proudu na křídle nastává ve vodorovném přímočarém letu při malých rychlostech letu, může se však objevit i při velkých rychlostech po náhlé změně úhlu náběhu, v ostrých zatáčkách a při akrobacii. Pro celkové chování přetaženého letounu je velmi důležité místo na rozpětí, kde se proud odtrhne nejdříve - současné odtržení proudu podél celého rozpětí se prakticky nevyskytuje.
Odtrhne-li se proud nejdříve u konců křídla, tj. v oblasti křidélek, ztrácejí křidélka účinnost. Letoun je dále nesen jen střední částí křídla, kde se proud ještě neodtrhl, ztrácí však stranovou stabilitu a ovladatelnost kolem podélné osy. Je to velmi nebezpečné v malé výšce.
Odtrhne-li se proud nejdříve u trupu, zachová si letoun i při přetažení ovladatelnost kolem podélné osy. Úplav, který odtržením vznikl, ovlivňuje obtékání vodorovných ocasních ploch. Dojde-li k odtržení proudu, mají ocasní plochy menší účinnost. Protože letoun je v přetažení držen vychýlením výškovky a protože její působení se vlivem úplavu oslabí, má letoun tendenci vyjít z přetažení poměrně pozvolným přepadnutím "na hlavu". To je nejpříznivější případ chování letounu při přetažení. Nejvýhodnější případ je ten, kdy dochází k odtržení proudu nejdříve mezi trupem a křidélky

Obr.22

Obr.22
Vlastnosti křídla při přetažení je možno ovlivnit i jinými prostředky, např:

geometrickým zkroucením křídla
volba různých profilů podél rozpětí křídla
zvýšením maximálního součinitele vztlaku na koncích křídla
snížením maximálního součinitele vztlaku uprostřed křídla
použití plůtků na sací straně křídla (aerodynamické hřebeny)

Charakteristiky letounu

Vliv tvaru křídla na jeho aerodynamické vlastnosti

Křídlo má ze všech částí letounu největší vliv na celkové aerodynamické síly. Shrnutí poznatků:

Vliv štíhlosti:

čím je menší štíhlost křídla, tím větší úhel náběhu potřebujeme pro dosažení určitého součinitele vztlaku
u letounů o malých štíhlostech je otáčení okolo podélné osy malo tlumeno
štíhlost nemá podstatný vliv na maximální vztlak

Vliv půdorysu:

křídlo eliptického půdorysu má nejmenší indukovaný odpor
křídlo obdélníkového půdorysu má nejvýhodnější vlastnosti při přetažení
šíp křídla zvyšuje indukovaný odpor
kladný šíp a zúžení křídla zhoršuje vlastnosti při přetažení

Vliv tvaru profilu:

maximální součinitel vztlaku stoupá se zvětšováním tloušťky asi do 12-14% poměrné tloušťky, pak klesá
součinitel odporu se zvyšuje s tloušťkou, v praxi se proto používají profily jen do 18-20% poměrné tloušťky
maximální součinitel vztlaku stoupá se zakřivením
součinitel odporu při nulovém součiniteli vztlaku vzrůstá se zakřivením
součinitel klopivého momentu při nulovém součiniteli vztlaku vzrůstá se zakřivením
při dvojitém zakřivení střední křivky (autostabilní profily) je průběh klopivých momentů výhodný pro stabilitu
nejvyšší maximální součinitel vztlaku mají profily s polohou maximálního prohnutí mezi 15-30%
maximální součinitel vztlaku se s rostoucím poloměrem náběžné hrany zvyšuje
malý poloměr náběžné hranyje výhodný pro laminární profily

Interference

Každé těleso nacházející se v proudu tekutiny ovlivňuje rychlosti a tlaky v proudu do značné vzdálenosti od sebe. Dvě tělesa umístěná blízko sebe ovlivňují si navzájem obtékání, a tím i aerodynamické síly. Změnu těchto aerodynamických sil nazýváme interferencí.

Interference mezi trupem a křídlem
Středoplošník má nejmenší odpor a dolnoplošník má největší odpor. Velký odpor dolnoplošníku je z těchto důvodů. Trup je v oblasti zvýšené rychlosti nad křídlem a v koutu mezi křídlem a trupem se kombinuje vliv zúžení křídla s vlivem zúžení trupu - vzniká difusorový efekt (odr.23)
Obr.23

Obr.23
Podobné jevy jako mezi trupem a křídlem vznikají mezi gondolami motorů a křídlem. U vícemotorových letounů se první odtržení proudu na křídle objevuje zpravidla v oblasti gondol.

Interference křídel dvouplošníků
V tomto případě se interferenční odpor nezvětšuje proto, že se mění rychlost proudu. Konečnost rozpětí jednoho křídla zesiluje vlivy konečnosti rozpětí - indukovaný odpor a indukovaný úhel náběhu na druhém křídle. Nepříznivý vliv interference se zesiluje, přibližujeme-li obě křídla k sobě.

Interference mezi trupem a zemí
K tomuto jevu dochází při letu v blízkosti země. Blízkost země snižuje indukovaný odpor křídla. Křídlo v blízkosti země se chová podobně jako křídlo o větší štíhlosti daleko od země. Proto dochází k tzv. plování letounů s nízko položenými křídly v blízkosti země před přistáním.
Obr.24

Obr.24

Polára letounu

Polára letounu je diagram závislosti součinitele vztlaku cy na součiniteli odporu cx. Vytvoří se z poláry křídla přičtením vlivu trupu, gondol, ocasních ploch atd. a vlivu interference. Tyto vlivy znamenají obvykle pouze přídavný odpor (obr.25).
Obr.25

Obr.25