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en:NACA airfoil

NACA-Profile

Die NACA-Profile sind Querschnitte von Tragflächenprofilen für Flugzeugtragflächen, die vom National Advisory Committee for Aeronautics (NACA; 1915 - 1958, dann Umbenennung in NASA) für den Entwurf von Tragflächen (engl. airfoil design) entwickelt wurden.

Während der 1930er Jahre wurden von der NACA verschiedene Variationen von Profilen und Profilkrümmungen untersucht. Dabei wurden auch die Profildicke, die Lage der Profildicke, der Radius der Flügelvorderkante, die Lage der Profilkrümmung und andere Profilparameter variiert. Auch wenn noch einige NACA-Profile bei Flugzeug, die vor 1955 konstruiert wurden in Gebrauch sind, so wurden die NACA-Profile heute durch die Fortschritte der Rechentechnik überholt.

Heute werden für den Profilentwurf die Anforderungen spezifiziert und dann daraufhin ein individuelles Profil errechnet, ohne auf fertige Profile mit bekannten Eigenschaften aus der NACA-Serien oder anderne Serien zurückgreifen zu müssen. Flugmodellbauer greifen jedoch auch heute noch gern auf fertig berechnete Profilformen zurück.

Die NACA untersuchte erstmals 1933 systematisch die Eigenschaften von 78 Tragflächenprofilen im Windkanal für verschiedenen dickenfamilien und Krümmungsfamilien . Diese ersten NACA-Profile wurde durch eine vierstellige Zahl klassifiziert, der die Abkürzung "NACA" beigefügt wurde. Nach den ersten vierstelligen NACA-Profilreihen wurden in den Folgejahren weitere NACA-Profilreihen errechnet und getestet: 5- ,6- und 7-stellige Klassifikationen zur Beschreibung von Profilen, sowie weitere Modifikationen.

Die aerodynamischen Eigenschaften von Profilen sind nicht nur für Tragflächen wichtig, sondern auch für das Höhen- und Seitenruder, Propeller, Rotorblätter, für Windräder und Turbinenschaufeln und andere gasumströmte Profile. Aber auch für flüssigkeitsumströmte Profile (Schiffspropeller und Tragflügel von Tragflügelbooten) sind die Untersuchungen der NACA interessant.

Vorgeschichte

Obwohl der erste Motorflugzeug 1903 durch die Brüder Wright in den USA erfolgte. Zeigte die rasante technische Entwicklung der Flugzeuge in den Folgejahren, auch während der Kriegsjahre 1914 -1918, dass Europa in der Entwicklungder Flugzeuge die Führung hatte. Schließlich gab es hier seit den Gleitflügen von Otto Lilienthal (1895) praktische Erfahrungen und auch theoretische vorarbeiten. Unter anderem wurde deshalb auch die NACA gegründet, um die Luftfahrttechnik in den USA zu fördern und den europäischen Vorsprung aufzuholen.

Vierstellige NACA-Serie

Für die Vierstellige NACA-Serie wurden 78 Profile im Windkanal getestet. Die vier Ziffern repräsentieren drei geometrische Werte des Profils, die für die Eigenschaften des Profils ausschalggebend sind. Nicht alle 78 Profile werden unbedingt von Flugzeugen genutzt, aber die Testdaten stellten den Flugzeughertellern eine große Auswahl an Profilen zur Verfügung. Nach der Veröffentlichung dieser systematischen Untersuchung fanden die NACA-Profile eine weiter Verbreitung. Das NACA-Profil 2412 wird auch heute noch, nach über 50 Jahren stürmischer Entwicklung in der Luftfahrt, verwendet. Die Bezifferung dieser Serie erlaubt es den Aerodynamikern direkt das Profil auszusuchen, das die von ihm gewünschten geometrischen Daten hat.

Die Parameter der vier Ziffern, die das jeweilige NACA-Profil der NACA-Profilreihe bezeichnen können in Gleichungen eingesetzt wrden, die der Berechnung des genauen Querschnitts der Tragfläche und ihrer Eigenschaften dienen.

Die NACA-Profile haben ihren Ursprung in einer Windkanalmessreihe für ein vollsymetrisches Profil, mit einer Dickenrücklage von 30 % (größte Dicke der Tragfläche bei 30 % der Profiltiefe).

Das Konstruktionsprinzip der NACA-Profile beruht auf Kreisen, die auf einer Linie, der Profilmittellinie, gezeichnet werden. Um diese Kreise wir tangential ein Profilformlinie erstellt.

Für die Flügelwurzel und die Flügelspitze werden oft unterschiedliche NACA-Profile verwendet. So hatte beispielsweise die Paschinin I-21 das NACA-Profil: NАСА-0012-0009, was bedeutet, dass NАСА-0012 an der Flügelwurzel und NАСА-0009 an der Flügelspitze als Profilform verwendet wurde.

• *

Das NACA-Profil kann variiert werden, indem die Profilmittellinie um einen bestimmten Prozentwert der Profiltiefe nach oben gewölbt wird. Eine weitere Variationsmöglichkeit stellt die Verschiebung des höchsten Wölbungspunktes um einen bestimmten Prozentwert der Profiltiefe nach vorn oder hinten dar.

Die vierstellige NACA-Serie wird manchmal auch als NACA XXXX geschrieben und die Serie mit zwei führenden Nullen als NACA-00XX Serie.

Die vierstellige NACA-Serie, manchmal auch als NACA XXXX geschrieben, definiert das Profil durch:

• die 1. Ziffer, für die die maximale Profilwölbung (engl. camber) - angegeben als Prozentsatz der Länge der Profilsehne (engl. chord).
• die 2. Ziffer, für den Abstand der größen Profilwölbung bis zur Tragflächenvorderkante (Flügelnase) - angegeben als Zehnerprozent von der Länge der Tragflächensehne.
• die 3. und 4. Ziffer bezeichnet die maximale Dicke des Profils - angegeben als Prozentsatz im Verhältnis zur Länge der Profilsehne.

Bei den vierstelligen NACA-Serien liegt die maximale Profildicke definitionsgemäß als Standardbei 30 % der Länge der Profilsehne (gemessen von der Tragflächenvorderkante).

Beispiele:

• NACA 0015
• NACA 0017
• NACA 0018
• NACA 0021
• NACA 0024
• NACA 1408
• NACA 1410
• NACA 1412

NACA-Profil 2412

Das NACA-Profil 2412 ist semi-symmetrisch, gutmütig, einfach zu handhaben und einfach zu bauen. Da dieses Profil relativ dick ist, läßt sich ohne größeren Aufwand eine stabile Tragfläche mit diesem Profil bauen. Andererseits ist das Profil nicht besonders schnell, aber noch ausreichend schnell. Die Luftströmung an der Profilhinterkante hat nicht die Tendenz sich abzulösen. Dieses gutmütige Verhalten ist besonders bei Störungen der Profilform vorteilhaft, da kleinere Störungen (beispielsweise Baufehler, Dellen oder Löcher) keine besonders negative Auswirkung auf das aerodynamische Verhalten des Profils haben. Jedoch ist die kritische Reynolds-Zahl wegen der dicken Tragflächenvorderkante (Flügelnase) wesentlich höher als sie bei effektiveren Tragflächenprofilen ist.

Bedeutung drei Ziffern 2412:

• 1. Ziffer: 2 - maximale Wölbung von 2 %,
• 2. Ziffer: 4 - mal 10 = 40 %. Also liegt die maximale Wölbung bei 40 % der Länge der Profilsehne (gemessen von der Tragflächenvorderkante).
• 3. und 4. Ziffer: 12 - die maximale Dicke des Profils (Profildicke) beträgt 12% der Länge der Profilsehne.

Quelle

NACA 2412 Ordinates
Upper Surface		Lower Surface
$Station$	$Ordinate$	$Station$	$Ordinate$
0	0	0	0
1,.25	2,15	1,2	1,65
0	0	1	0
0	0	1	1
0	1	0	0
0	1	0	1
0	1	1	0
0	1	1	1
1	0	0	0
1	0	0	1
1	0	1	0
1	0	1	1
1	1	0	0
1	1	0	1
1	1	1	0
1	1	1	1

NACA 2412 Ordinates

0 0 0 0 1.25 2.15 1.25 1.65 2.5 2.99 2.5 - 2.27 5.0 4.13 5.0 - 3.01 7.5 4.96 7.5 - 3.46 10 5.63 10 - 3.75 15 6.61 15 - 4.10 20 7.26 20 - 4.23 25 7.67 25 - 4.22 30 7.88 30 - 4.12 40 7.80 40 - 3.80 50 7.24 50 - 3.34 60 6.36 60 - 2.76 70 5.18 70 - 2.14 80 3.75 80 - 1.50 90 2.08 90 - 0.82 95 1.14 95 - 0.48 100 0 100 0

L.E. radius: 1.58

Slope of radius through L.E.: 0.10

Beispiele:

• NACA 23009
• NACA 23012
• NACA 23015
• NACA 23018

NACA-Profil 0015

Beispiel - NACA-Profil 0015: Das NACA-Profil 0015 ist symmetrisch. die beiden führenden Nullen geben an, dass es keine Profilwölbung hat. Die 15 gibt an, dass das Verhältnis Profildicke zu Länge der Profilsehne 15 % beträgt. Folglich hat das Profil bei einer Länge von 100 % (Länge der Profilsehne) eine Profildicke von 15 %.

Alle vierstelligen NACA-Profile mit zwei führenden Nullen werden auch zusammengefasst als NACA-00XX Serie bezeichnet.

NACA-Profil 0012

NACA 0012 - four digit airfoil First two digits indicate no camber Last two digits indicate max t/c=12 percent &NACA NAME='NACA 0012', PROFILE='4', TOC=0.12, CAMBER='0'/

NACA-Profil 6412

NACA 6412 - This airfoil combines a 0012 thickness (four digit) with a two-digit 64 camber line. A 64 camber line has 6% max camber at 40% chord. &NACA

Airplane Root Airfoil Tip Airfoil Beech 50 Twin Bonanza NACA 23014.1 NACA 23012 B-17 Flying Fortress NACA 0012 NACA 0010 Cessna 152 NACA 2412 NACA 0012 Cessna 172 1973-later NACA 2412 NACA 2412 mod Cessna 550 Citation II NACA 23014 NACA 23012 Douglas DC-3 NACA 2215 NACA 2206 Fairchild A-10 Thunderbolt II NACA 6716 NACA 6713 Sikorsky S-61 SH-3 Sea King NACA 0012 NACA 0012

Many of the more modern aircraft employ a combination of two or more airfoil shapes on the same wing. And then there are airfoils used on propellers, rotor blades, stabilizers, flight control surfaces, lifting bodies, even boomerangs...it's a very broad question you asked. If you want to know the most common SERIES of airfoil designs, I'd say those have to be the Wortmans, Epplers and NACA's.

Cessna 172: 43,000+ made; NACA 2412 (modifed) airfoil

Polikarpov PO-2: 40,000+ made; TsAGI-541 airfoil

Ilyushin Il-2: 36,183 made; Clark YH airfoil

Messerschmitt Bf 109: 35,000 made; NACA 2R1 14.2 airfoil

Cessna 182: 25,000+ made; NACA 2412 (modified) airfoil.

Cessna 150: 23,954 made; NACA 2412 (modified) airfoil.

Supermarine Spitfire: 22,351 made; NACA 2213 airfoil.

For light aircraft, two of the most famous and common conventional airfoils are the "Clark Y" and the "NACA 4412", and they have been used on dozens, if not hundreds, of successful aircraft designs. These are probably the two most studied airfoils in aerodynamics history. Not modern (they date to the 1930's), but still very popular, as are the direct descendents of them.

Fünfstellige NACA-Serie

Die fünfstellige NACA-Serie beschreibt komplexere Profilformen, als die vierstellige Serie. Die Ziffern definieren das Profil wie folgt:

• die 1. Ziffer wird mit 0,15 multipliziert und ergibt dann den Auftriebskoeffizienten $c_{a}$ (siehe Polardiagramm );
• die 2. und 3. Ziffer wird durch 2 geteilt und ergibt p - den Abstand von der Profilvorderkante bis zur maximalen Profilkrümmung (als Prozentangabe im Verhältnis zur Profiltiefe);
• die 4. und 5. Ziffer gibt die maximale Profildicke an (als Prozentangabe im Verhältnis zur Profiltiefe);

Die Skelettlinie wird in zwei Sektionen definiert:

$y={\begin{cases}{\frac {k_{1}}{6}}\left\{x^{3}-3mx^{2}+m^{2}(3-m)x\right\},&0<x<m\\{\frac {k_{1}m^{3}}{6}}(1-x),&m<x<1\end{cases}}$

Dabei werden die x und y Koordinaten durch die Linie der Profiltiefe normalisiert (??). Die Konstante m wurde gewählt, damit die größte Profilkrümmung bei x = p auftritt.

Beispiel: Für die Profilkrümmungslinie 230 ist p = 0,3 / 2 = 0,15 und m = 0,2025.

NACA 12045

Beispielsweis hat das NACA 12045 Profil eine maximale Profildicke von 45 % der Profiltiefe (4. und 5. Ziffer). Diese maximale Profildicke liegt bei 10 % der Profiltiefe (von der Flügelvorderkante aus; 2. und 3. Ziffer). Der Auftriebskoeffiziente (Auftriebsbeiwert) beträgt 0,15 (1. Ziffer)

NACA 23012

NACA 23012 - This airfoil combines a 230 mean line (three-digit) with a 0012 thickness (four digit). A 230 mean line has CL=0.3 and maximum camber at 15% chord. &NACA

 NAME    = 'NACA 23012', dencode = 3,
 PROFILE = '4', TOC = 0.12,
 CAMBER  = '3',  CL = 0.3,  XCMAX = 0.15/

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This methodology began to change in the early 1930s with the publishing of a NACA report entitled The Characteristics of 78 Related Airfoil Sections from Tests in the Variable Density Wind Tunnel. In this landmark report, the authors noted that there were many similarities between the airfoils that were most successful, and the two primary variables that affect those shapes are the slope of the airfoil mean camber line and the thickness distribution above and below this line. They then presented a series of equations incorporating these two variables that could be used to generate an entire family of related airfoil shapes. As airfoil design became more sophisticated, this basic approach was modified to include additional variables, but these two basic geometrical values remained at the heart of all NACA airfoil series,

The NACA airfoil series The early NACA airfoil series, the 4-digit, 5-digit, and modified 4-/5-digit, were generated using analytical equations that describe the camber (curvature) of the mean-line (geometric centerline) of the airfoil section as well as the section's thickness distribution along the length of the airfoil. Later families, including the 6-Series, are more complicated shapes derived using theoretical rather than geometrical methods. Before the National Advisory Committee for Aeronautics (NACA) developed these series, airfoil design was rather arbitrary with nothing to guide the designer except past experience with known shapes and experimentation with modifications to those shapes.

In 1933, NACA issued its monumental Technical Report No. 460, "The Characteristics of 78 Related Airfoil Sections from Tests in the Variable-Density Wind Tunnel." The authors of this report described the NACA four-digit airfoil series. The four digits defined the overall shape of the airfoil. For instance, NACA airfoil 2412 had a maximum camber of 2 percent of the length of the chord, represented by the first digit; the maximum camber occurred at a distance of 0.4 chord (or 4/10 or 40 percent) from the leading edge, indicated by the second digit; and the maximum thickness of the airfoil was 12 percent (0.12) of the overall width (or chord length) of the wing, represented by the last two digits. So if airfoil 2412 has a chord length of 10 feet, its maximum camber would be (0.02)10 = 0.2 feet; the maximum camber would be located 40 percent (0.4) away from the leading edge � (0.4)10 = 4 feet; and the maximum thickness of the airfoil would be 0.12(10) = 1.2 feet. Not all 78 airfoil sections would necessarily be used by airplane designers, but the testing data gave aircraft manufacturers a wide selection. After this report was published, the NACA airfoils became widely used, and the NACA 2412 continued in use on some light airplanes more than half a century later. NACA Technical Report 460 represented a major contribution to the development of the airfoil. The information in the report eventually found its way into the designs of many U.S. aircraft of the time, including a number of important aircraft during World War II. The DC-3 transport, the B-17 Flying Fortress bomber, and the twin-tailed P-38 Lightning interceptor airplane all relied upon the airfoil information in Report 460.

In the late 1930s, the NACA performed more research on airfoils with the goal of increasing maximum lift. This resulted in the NACA five-digit airfoil series and airfoils such as the 23012, which is used on the Beechcraft Bonanza aircraft. The first digit and the last two digits in this series designate camber and thickness as in the four-digit series. However, the second digit indicates twentieths of a chord rather than tenths as in the four-digit series (3/20 in this example). And the middle digit is used to indicate either a straight mean camber line (0) or a curved mean camber line (1). (The mean camber line is the line that is equidistant at all points between the upper and lower surfaces of the airfoil. It is also referred to as the "meanline.")

Modifikationen der vierstelligen und fünfstelligen NACA-Serien

Die vier- bzw. fünfstelligen NACA-Serein können mit einem zusätzlichen zweistelligen Code modifiziert werden. Dieser Code wird nach einem Bindstrich an die NACA-Serie angehängt.

• die 1. Codeziffer beschreibt die Rundung (den Krümmungsradius) der Flügelvorderkante (0 steht für eine besonders scharfe Flüpgelvorderkante; 6 steht für die ursprüngliche Rundung der Flügelvorderkante; 9 steht für eine besonders runde Kante; die Ziffern dazwischen werden auch verwendet):
• die 2. Codeziffer beschreibt den Abstand der größten Profildicke in Zehntelprozent im Verhältnis zur Profiltiefe.

Beispiele:

• NACA 0008-34
• NACA 0010-34
• NACA 0010-35
• NACA 0010-64
• NACA 0010-65
• NACA 0010-66
• NACA 0012-34
• NACA 0012-64

NACA 1234-05

Das Profil NACA 1234-05 ist ein NACA 1234 Profil mit einer scharfen Flügelvorderkante (1. Codeziffer). Die größten Profildicke (maximale Profildicke) liegt bei 50 % der Profiltiefe (2. Codeziffer; 5 : 10 = 0,5; das entspricht 50 %).

Für eine noch größere Genauigkeit können die beiden Codeziffern auch mit zusätzlichen Dezimalstellen geschrieben werden. Beispiel: NACA 1234-0.2 5.8.

Einer-Serie

In den 1930er Jahren wurde eine neue Vorgehensweise beim Entwurf von Profilen gewählt. Bis dahin wurden zuerst die Profilformen gebaut und danach ihre Eigenschaften im Windkanal gemessen. In den 1930 Jahren ging man dazu über die gewünschten Auftriebseigenschaften zu formulieren und daraus das Profil zuerst zu berechnen, befor es gebaut wurde.

Die Profile der NACA Einer-Serie (engl. 1-series) werden durch fünf Ziffern charakterisiert:

• die 1. Ziffer ist eine "1" und zeigt damit an, dass es sich um ein Profil der Einer-Serie handelt;
• die 2. Ziffer beschreibt den Abstand der minimum pressure area (deutsch: Gebiet des geringsten Drucks) von der Flügelvorderkante (angegeben als Prozentsatz im Verhältnis zur Länge der Profilsehne). Die Ziffer muss mit 10 multipliziert werden.
• die 3. Stelle ist ein Bindestrich;
• die 3. Ziffer beschreibt den Auftriebsbeiwert. Die Ziffer muss mit 10 multipliziert werden.
• die 4. und 5. Ziffer beschreibt die maximale Profildicke (angegeben als Prozentsatz im Verhältnis zur Länge der Profilsehne).

NACA 16-123

Das NACA 16-123 Profil hat einen "minimum pressure", das bei 60% der Profiltiefe liegt (von der Flügelvorderkante aus; 2. Ziffer). Der Auftriebskoeffizient ist 0,1 (3. Ziffer). Die maximale Profildicke liegt bei 23% der Profiltiefe (von der Flügelvorderkante aus; 4. und 5. Ziffer).

NACA 16-015

NACA 16-015 - This airfoil is identical to a 0015-45 airfoil. The modified four-digit thickness has a leading edge index of 4 and the maximum thickness is at 50% chord &NACA

NAME='NACA 16-015  [same as 0015-45]'
profile='4m', leIndex=4, xmaxt=0.5,
camber='0'/

16er-Serie

Die 16er-Serie, auch als NACA 16-xxx bezeichnet, diente der Untersuchung von Profilmodifikationen, die besonders für den Hochgeschwindigkeitsbereich bestimmt waren, insbesondere für Propellerprofile.

Die Lage der Prodildicke ist daraufhin optimiert, um einen geringen induzierten Luftwiderstand zu erzeugen und somit eine hohe kritische Machzahl zu ereichen.

Die Profile der 16er-Serie werden mit fünf Ziffer beschrieben, außer in Fällen, wo der "designed" Auftriebskoeffizient gleich oder größer 1,0 ist.

Die Bedeutung der Ziffern entspricht in ihrer Systematik der Einer-Serie:

• die 1. Ziffer repräsentiert die Klassifikation der Serie;
• die 2. Ziffer beschreibt den Abstand der minimum pressure area (deutsch: Gebiet des geringsten Drucks) von der Flügelvorderkante (angegeben als Prozentsatz im Verhältnis zur Länge der Profilsehne). Die Ziffer muss mit 10 multipliziert werden.
• die 3. Stelle ist ein Bindestrich;
• die 3. Ziffer beschreibt den Auftriebsbeiwert (als Maß für die Profilkrümmung). Die Ziffer muss mit 10 multipliziert werden.
• die 4. und 5. Ziffer beschreibt die maximale Profildicke (angegeben als Prozentsatz im Verhältnis zur Länge der Profilsehne).

Beispiele:

• NACA 16-006
• NACA 16-009
• NACA 16-012
• NACA 16-015
• NACA 16-018
• NACA 16-021

W. F. Linsey, D. B. Stevenson und Bernard N. Daley: Aerodynamic Characteristics of 24 NACA 16-Series Airfoils at Mach Numbers between 0.3 and 0.8. NACA - Technical note No. 1546, 1948

Sechstellige NACA Serie

Die Profile der Sechstelligen NACA Serie sind eine Verbesserung der Profile der Einer-Serie. Der Schwerpunkt liegt dabei auf der Verbesserung der Laminarströmung.

• die 1. Ziffer ist eine "6" und zeigt damit an, dass es sich um ein Profil der sechstellige NACA Serie handelt;
• die 2. Ziffer beschreibt den Abstand der "minimum pressure area" (oder: area of minimum pressure) in Zehnerprozent im Verhältnis zur Profiltiefe;
• die 3. Ziffer ist tiefergestellt und beschreibt den Bereich der Abweichung des Auftriebskoeffizienten in Zehnerprozent vom Entwurfs-Auftriebskoeffizienten (engl. design lift coefficient). Der Auftriebskoeffizient kann in einem bestimmten Bereich unter oder über dem Entwurfs-Auftriebskoeffizienten liegen. Bei dem Entwurfs-Auftriebskoeffizienten liegen günstige Druckgaradienten sowohl auf der Unterseite, als auch auf der Oberseite des Profils vor.
• das 4. Zeichen ist ein Bindestrich;
• die 4. Ziffer benennt den Entwurfs-Auftriebskoeffizienten (engl. design lift coefficient) in Zehnerprozenten;
• die 5. und 6. Ziffer benennt maximale Profildicke in Zehnerprozent (Die Ziffer muss mit 10 multipliziert werden.) (angegeben als Prozentsatz im Verhältnis zur Länge der Profilsehne).

NACA 61₂-345

Beim NACA 61₂-345 Profil hat a = 0,5 die "minimum pressure area" bei 10 % der Profiltiefe. Das Profil hat 0,2 oberhalb und unterhalb des Auftriebskoeffizienten von 0,3 einen geringen Luftwiderstand (? Strömungswiderstand ? , engl. low drag). Das Profil hat die größte Profildicke bei 45 % der Profiltiefe.50 % der Profiltiefe werden laminar umströmt.

6A Serie

Die 6A Serie ist eine Modifikation der Sechstellige NACA Serie.

Beispiele:

• 63A112
• 63A210
• 63A412
• 63A415
• 63A418
• 63A421
• 63A615

By the end of the 1930s, NACA aerodynamicists had turned their attention to laminar-flow airfoils (laminar flow relates to the smooth flow of air over a structure). The laminar-flow airfoils (NACA's six series) were shaped with their maximum thickness far back from the leading edge. The first aircraft to use the laminar-flow airfoils for their low-drag qualities was North American's P-51 Mustang, and they are still used quite extensively today on many high-speed aircraft.

Siebenstellige NACA Serie

Weitere Fortschrite bei der Maximierung der Laminarströmung wurden erreicht, indem die Unterdruckzone auf der Tragflächenoberseite und die Überdruckzone auf der Tragflächenunterseite getrennt betrachtet wurden.

Die Profile der Siebenstelligen NACA Serie werden durch sieben Ziffern beschrieben:

• die 1. Ziffer ist eine "7" und zeigt damit an, dass es sich um ein Profil der siebenstellige NACA Serie handelt;
• die 2. Ziffer beschreibt den Abstand der "minimum pressure area" auf der Tragflächenoberseite in Zehnerprozent im Verhältnis zur Profiltiefe;
• die 3. Ziffer beschreibt den Abstand der "minimum pressure area" auf der Tragflächenunterseite in Zehnerprozent im Verhältnis zur Profiltiefe;
• die 4. Stelle ist ein Buchstabe, der auf das Standardprofil verweist, das aus den früheren NACA-Serien bereits vorliegt;
• die 4. Ziffer gibt den Auftriebskoeffizienten an. Die Ziffer muss mit zehn multipliziert weden;
• die 5. und 6. Ziffer gibt die maximale Profildicke in Zehnerprozent an (Die Ziffer muss mit 10 multipliziert werden.) (angegeben als Prozentsatz im Verhältnis zur Länge der Profilsehne);
• die 7. angabe ist ein "a =", gefolgt von einer Dezimalzahl, die den Anteil der Profiltiefe angibt, bis zu dem die Laminarströmung erhalten bleibt. Der Standardwert a=1 (laminare Strömung liegt über die gesamte Profiltiefe an; 100 %) wird nicht mitgeschrieben.

NACA 712A345

Das NACA 712A345 Profil hat eine hat eine "minimum pressure area", die auf der Tragflächenoberseite bei 10% der Profiltiefe liegt und auf der Tragflächenunterseite bei 20%. Verwendet wird das Standard-Profil "A". Der Auftriebskoeffizient beträgt 0,3. Die maximale Profildicke liegt bei 45% der Profiltiefe (von der Flügelvorderkante aus).

NACA Airfoil Series

Achter-NACA-Serie

Superkritische Profile weden so entworfen, dass die Luftströmungen über und unter dem Profil getrennt voneinander maximiert werden. Die Benennung ist identisch mit der Siebenstelligen NACA Serie. Lediglich die erste Ziffer ist eine "8", um damit anzuzeigen, dass es sich um ein Profil der Achter-NACA-Serie handelt.

Weitere

• 16er Serie - 16er Serie
• 6er Serie
• 6A-Serie
• symmetrische bikonvexe Profile

Geschichte

• 1917 - Gorrell, Edgar S Martin, H S - 1917 NACA Technical Report No. 18, "Aerofoils and Aerofoil Structural Combinations."

Geoffrey Ingram Taylor

Literatur

• Ira H. Abbott und Albert E. von Doenhoff: Theory of Wing Sections: Including a Summary of Airfoil Data, 1949, 1959, (Dover Books on Physics), ISBN: 978-0486605869
• Richard Eppler: Airfoil Design and Data, Springer Verlag, 1990, ISBN: 978-3540525059

Weblinks

• The Incomplete Guide to Airfoil Usage
• Airfoils
• The NACA foil series (PDF)
• History of airfoil development (PDF)
• Liste mit Profilen (nicht nur NACA, nur Nummern, ohne Profilzeichnung
• x-y-Koordinaten verschiedener NACA-Profile

nachzeichnen [1]

en:NACA airfoil

@@@@@@@@@@@@@@@@@@@

About Airfoils for Flying Model Aircraft

Airfoils come in several flavors. The most commonly used airfoils for flying model aircraft are:

• Symmetrical
• Semi-Symmetrical
• Flat Bottom
• Modified Flat Bottom
• Under-cambered
• Reflexed

@@@@@@@@@

Einarbeiten

• [2]
• [3]

63A010

First three characters: 63A series thickness Fourth character: no camber (CL design=0) Last two digits: 10 percent t/c &NACA

NAME='NACA 63A010', PROFILE='63A', TOC=0.10, CAMBER='0'/

63A409

NACA 63A409 First three characters: 63A series thickness Fourth character: CL design=0.4

 (63A airfoils always use 6-series modified mean line)

Last two digits: 9 percent t/c

&NACA

NAME='NACA 63A409', 
PROFILE='63A', TOC=.09, 
CAMBER='6M', CL=0.4/