ชุด รูปทรงปีกเครื่องบิน NACAเป็นชุด รูปทรง ปีกเครื่องบิน มาตรฐาน ที่พัฒนาโดยหน่วยงานนี้ ซึ่งได้รับการใช้งานอย่างแพร่หลายในการออกแบบปีกเครื่องบิน

NACA ได้พัฒนาระบบปีกเครื่องบินแบบมีหมายเลขขึ้นในตอนแรก ซึ่งต่อมาได้รับการปรับปรุงเพิ่มเติมโดยกองทัพอากาศสหรัฐฯที่ศูนย์วิจัยแลงลีย์ตามเว็บไซต์ของ NASA: ^{[ 1 ]}

ในช่วงปลายทศวรรษ 1920 และต้นทศวรรษ 1930 องค์กร NACA ได้พัฒนาชุดปีกเครื่องบินที่ผ่านการทดสอบอย่างละเอียดถี่ถ้วน และกำหนดหมายเลขให้กับปีกแต่ละแบบ ซึ่งเป็นตัวเลขสี่หลักที่แสดงถึงคุณสมบัติทางเรขาคณิตที่สำคัญของหน้าตัดปีก ภายในปี 1929 แลงลีย์ได้พัฒนาระบบนี้จนถึงจุดที่ระบบการกำหนดหมายเลขนั้นสมบูรณ์ด้วยภาพตัดขวางของปีก และแคตตาล็อกปีกทั้งหมด 78 แบบได้ปรากฏในรายงานประจำปีของ NACA ในปี 1933 วิศวกรสามารถมองเห็นลักษณะเฉพาะของรูปทรงปีกแต่ละแบบได้อย่างรวดเร็ว และหมายเลขที่กำหนด ("NACA 2415" เป็นต้น) จะระบุเส้นโค้ง ความหนาสูงสุด และคุณลักษณะพิเศษของส่วนหัว ตัวเลขและรูปทรงเหล่านี้ส่งข้อมูลประเภทนั้นไปยังวิศวกร ทำให้พวกเขาสามารถเลือกปีกเฉพาะสำหรับคุณลักษณะด้านประสิทธิภาพที่ต้องการของเครื่องบินแต่ละประเภทได้

ส่วนปีกสี่หลักของ NACA กำหนดโปรไฟล์โดย: ^{[ 2 ]}

1. ตัวเลขหลักแรกแสดง ค่าความโค้งสูงสุดเป็นเปอร์เซ็นต์ของความยาวคอร์ด
2. ตัวเลขหลักที่สองแสดงระยะห่างของความโค้งสูงสุดจาก ขอบหน้าของปีกในหน่วยทศนิยมของความยาวคอร์ด
3. ตัวเลขสองหลักสุดท้ายอธิบายความหนาสูงสุดของปีกเครื่องบินเป็นเปอร์เซ็นต์ของคอร์ด^{[ 3 ]}

ตัวอย่างเช่น ปีกเครื่องบิน NACA 2412 มีความโค้งสูงสุด 2% อยู่ที่ระยะ 40% (0.4 ของความยาวคอร์ด) จากขอบหน้า และมีความหนาสูงสุด 12% ของความยาวคอร์ด

ปีกเครื่องบิน NACA 0015 มีรูปทรงสมมาตร โดยเลข 00 บ่งบอกว่าไม่มีความโค้ง ส่วนเลข 15 บ่งบอกว่าอัตราส่วนความหนาต่อความยาวคอร์ดของปีกอยู่ที่ 15% กล่าวคือ ความหนาเป็น 15% ของความยาว

ความหนาสูงสุดของชุดตัวเลขสี่หลักจะอยู่ที่ 30% ของความยาวคอร์ดเสมอ

สมการสำหรับปีกเครื่องบิน NACA 4 หลักแบบสมมาตร

สูตรสำหรับรูปทรงของฟอยล์ NACA 00xx โดยที่ "xx" ถูกแทนที่ด้วยเปอร์เซ็นต์ของความหนาต่อคอร์ดคือ^{[ 4 ]}

${\displaystyle y_{t}=5t\left[0.2969{\sqrt {x}}-0.1260x-0.3516x^{2}+0.2843x^{3}-0.1015x^{4}\right],}$^{[ 5 ] [ 6 ]}

ที่ไหน:

xคือตำแหน่งตามแนวคอร์ดจาก 0 ถึง 1.00 (0 ถึง 100%)

${\displaystyle y_{t}}$คือความหนาครึ่งหนึ่งที่ค่าx ที่กำหนด (จากเส้นกึ่งกลางถึงพื้นผิว)

tคือความหนาสูงสุดที่คิดเป็นเศษส่วนของความยาวคอร์ด (ดังนั้นtจะให้ค่าสองหลักสุดท้ายในรหัส NACA สี่หลัก หารด้วย 100)

ในสมการนี้ ที่x = 1 ( ขอบท้ายของปีกเครื่องบิน) ความหนาจะไม่เป็นศูนย์เสียทีเดียว หากต้องการขอบท้ายที่มีความหนาเป็นศูนย์ เช่น สำหรับงานคำนวณ ควรแก้ไขค่าสัมประสิทธิ์ตัวใดตัวหนึ่งเพื่อให้ผลรวมเป็นศูนย์ การแก้ไขค่าสัมประสิทธิ์ตัวสุดท้าย (เช่น เป็น −0.1036) จะทำให้รูปร่างโดยรวมของปีกเครื่องบินเปลี่ยนแปลงน้อยที่สุด ขอบหน้าของปีกมีลักษณะคล้ายทรงกระบอกที่มีรัศมีที่ปรับเทียบกับความยาวคอร์ดเท่ากับ

${\displaystyle r=1.1019t^{2}.}$^{[ 7 ]}

ตอนนี้พิกัดแล้ว${\displaystyle (x_{U},y_{U})}$ของพื้นผิวปีกบนและ${\displaystyle (x_{L},y_{L})}$ของพื้นผิวปีกด้านล่างคือ

${\displaystyle x_{U}=x_{L}=x,\quad y_{U}=+y_{t},\quad y_{L}=-y_{t}.}$

โดยปกติแล้ว ปีกรูปทรงสมมาตรแบบซีรีส์ 4 หลัก จะมีความหนาสูงสุดที่ 30% ของความยาวคอร์ดจากขอบหน้า

สมการสำหรับปีกเครื่องบิน NACA แบบ 4 หลักที่มีความโค้ง

ฟอยล์อสมมาตรที่ง่ายที่สุดคือฟอยล์ซีรีส์ NACA 4 หลัก ซึ่งใช้สูตรเดียวกันกับที่ใช้สร้างฟอยล์สมมาตร 00xx แต่เส้นโค้งเฉลี่ยโค้งงอ สูตรที่ใช้ในการคำนวณเส้นโค้งเฉลี่ยคือ^{[ 4 ]}

${\displaystyle y_{c}={\begin{cases}{\dfrac {m}{p^{2}}}\left(2px-x^{2}\right),&0\leq x\leq p,\\{\dfrac {m}{(1-p)^{2}}}\left((1-2p)+2px-x^{2}\right),&p\leq x\leq 1,\end{cases}}}$

ที่ไหน

mคือค่าความโค้งสูงสุด (100 เมตรคือตัวเลขหลักแรกจากสี่หลัก)

pคือตำแหน่งที่มีความโค้งสูงสุด (10 pคือตัวเลขหลักที่สองในคำอธิบาย NACA xxxx)

ตัวอย่างเช่น ปีกเครื่องบิน NACA 2412 ใช้ความโค้ง 2% (ตัวเลขหลักแรก) 40% (ตัวเลขหลักที่สอง) ตามแนวคอร์ดของปีกเครื่องบินสมมาตร 0012 ที่มีความหนา 12% (ตัวเลขหลักที่ 3 และ 4) ของคอร์ด

สำหรับปีกโค้งแบบนี้ เนื่องจากความหนาจะต้องถูกกำหนดในแนวตั้งฉากกับเส้นโค้ง พิกัดจึง...${\displaystyle (x_{U},y_{U})}$และ${\displaystyle (x_{L},y_{L})}$ของพื้นผิวปีกบนและล่างตามลำดับ จะกลายเป็น^{[ 8 ] [ 9 ]}

${\displaystyle {\begin{aligned}x_{U}&=x-y_{t}\,\sin \theta ,&y_{U}&=y_{c}+y_{t}\,\cos \theta ,\\x_{L}&=x+y_{t}\,\sin \theta ,&y_{L}&=y_{c}-y_{t}\,\cos \theta ,\end{aligned}}}$

ที่ไหน

${\displaystyle \theta =\arctan {\frac {dy_{c}}{dx}},}$

${\displaystyle {\frac {dy_{c}}{dx}}={\begin{cases}{\dfrac {2m}{p^{2}}}\left(p-x\right),&0\leq x\leq p,\\{\dfrac {2m}{(1-p)^{2}}}\left(p-x\right),&p\leq x\leq 1.\end{cases}}}$

ชุดตัวเลขห้าหลักของ NACA อธิบายรูปทรงปีกที่ซับซ้อนกว่า^{[ 10 ]}รูปแบบของมันคือ LPSTT โดยที่:

• L: ตัวเลขหลักเดียวที่แสดงค่าสัมประสิทธิ์แรงยก ที่เหมาะสมตามทฤษฎี ณมุมปะทะ ที่เหมาะสม C = 0.15 L (ซึ่งไม่เหมือนกับค่าสัมประสิทธิ์แรงยกC )
• P: ตัวเลขหลักเดียวสำหรับ พิกัด xของจุดที่มีความโค้งสูงสุด (ความโค้งสูงสุดที่x = 0.05 P)
• S: ตัวเลขหลักเดียวที่ระบุว่าความโค้งของถนนเป็นแบบเรียบ (S = 0) หรือแบบโค้ง (S = 1)
• TT: ความหนาสูงสุดในหน่วยเปอร์เซ็นต์ของความยาวคอร์ด เช่นเดียวกับรหัสปีกเครื่องบิน NACA สี่หลัก

ตัวอย่างเช่น โปรไฟล์ NACA 23112 อธิบายถึงปีกเครื่องบินที่มีสัมประสิทธิ์แรงยกในการออกแบบที่ 0.3 (0.15 × 2) จุดที่มีความโค้งสูงสุดอยู่ที่ 15% ของความยาวคอร์ด (5 × 3) ความโค้งสะท้อน (1) และความหนาสูงสุดที่ 12% ของความยาวคอร์ด (12)

เส้นแคมเบอร์สำหรับกรณีง่าย (S = 0) ถูกกำหนดไว้ในสองส่วน: ^{[ 11 ]}

${\displaystyle y_{c}={\begin{cases}{\dfrac {k_{1}}{6}}{\big (}x^{3}-3rx^{2}+r^{2}(3-r)x{\big )},&0<x<r,\\{\dfrac {k_{1}r^{3}}{6}}(1-x),&r<x<1,\end{cases}}}$

ตรงตำแหน่งคอร์ด${\displaystyle x}$และกฎเกณฑ์${\displaystyle y}$ได้รับการปรับให้เป็นมาตรฐานโดยคอร์ด ค่าคงที่${\displaystyle r}$เลือกค่าเพื่อให้ความโค้งสูงสุดเกิดขึ้นที่${\displaystyle x=p}$ตัวอย่างเช่น สำหรับเส้นโค้งแคมเบอร์ 230${\displaystyle p=0.3/2=0.15}$และ${\displaystyle r=0.2025}$สุดท้ายนี้ ความคงที่${\displaystyle k_{1}}$ถูกกำหนดเพื่อให้ได้ค่าสัมประสิทธิ์การยกที่ต้องการ สำหรับโปรไฟล์เส้นโค้งแคมเบอร์ 230 (ตัวเลข 3 หลักแรกในชุดตัวเลข 5 หลัก)${\displaystyle k_{1}=15.957}$ถูกใช้

เส้นแคมเบอร์ 3 หลักแบบไม่สะท้อนกลับ

เส้นบอกมุมแคมเบอร์แบบ 3 หลักจะระบุตำแหน่งด้านหน้าสุดสำหรับมุมแคมเบอร์สูงสุด

เส้นแคมเบอร์ถูกกำหนดเป็น^{[ 11 ]}

${\displaystyle y_{c}={\begin{cases}{\dfrac {k_{1}}{6}}{\big (}x^{3}-3rx^{2}+r^{2}(3-r)x{\big )},&0<x<r,\\{\dfrac {k_{1}r^{3}}{6}}(1-x),&r<x<1.\end{cases}}}$

ด้วยการไล่ระดับเส้นโค้งแคมเบอร์

${\displaystyle {\frac {dy_{c}}{dx}}={\begin{cases}{\dfrac {k_{1}}{6}}{\big (}3x^{2}-6rx+r^{2}(3-r){\big )},&0<x<r,\\-{\dfrac {k_{1}r^{3}}{6}},&r<x<1.\end{cases}}}$

ตารางต่อไปนี้แสดงค่าสัมประสิทธิ์โปรไฟล์เส้นโค้งต่างๆ สำหรับค่าสัมประสิทธิ์แรงยกตามทฤษฎีที่ 0.3 ซึ่งเป็นค่าของ${\displaystyle k_{1}}$ต้องปรับขนาดเชิงเส้นสำหรับค่าสัมประสิทธิ์การยกออกแบบที่ต้องการที่แตกต่างกัน: ^{[ 12 ]}

โปรไฟล์เส้นโค้งแคมเบอร์	${\displaystyle p}$	${\displaystyle r}$	${\displaystyle k_{1}}$
210	0.05	0.0580	361.40
220	0.10	0.126	51.640
230	0.15	0.2025	15.957
240	0.20	0.290	6.643
250	0.25	0.391	3.230

เส้นแคมเบอร์ 3 หลักแบบสะท้อนกลับ

เส้นโค้งแคมเบอร์ เช่น 231 ทำให้เส้นโค้งแคมเบอร์ด้านท้ายที่เป็นลบของโปรไฟล์ซีรีส์ 230 กลายเป็นเส้นโค้งแคมเบอร์ที่เป็นบวก ส่งผลให้โมเมนต์การหมุน ตามทฤษฎี เป็น 0

จาก${\displaystyle {\frac {x}{c}}\leq r}$

${\displaystyle {\frac {y}{c}}={\frac {k_{1}}{6}}\left[\left({\frac {x}{c}}-r\right)^{3}-{\frac {k_{2}}{k_{1}}}(1-r)^{3}{\frac {x}{c}}-r^{3}{\frac {x}{c}}+r^{3}\right].}$

จาก${\displaystyle r<{\frac {x}{c}}\leq 1.0}$

${\displaystyle {\frac {y}{c}}={\frac {k_{1}}{6}}\left[{\frac {k_{2}}{k_{1}}}\left({\frac {x}{c}}-r\right)^{3}-{\frac {k_{2}}{k_{1}}}(1-r)^{3}{\frac {x}{c}}-r^{3}{\frac {x}{c}}+r^{3}\right].}$

ตารางต่อไปนี้แสดงค่าสัมประสิทธิ์โปรไฟล์เส้นโค้งต่างๆ สำหรับค่าสัมประสิทธิ์แรงยกตามทฤษฎีที่ 0.3 ซึ่งเป็นค่าของ${\displaystyle r}$,${\displaystyle k_{1}}$และ${\displaystyle k_{2}/k_{1}}$ต้องปรับขนาดเชิงเส้นสำหรับค่าสัมประสิทธิ์การยกออกแบบที่ต้องการที่แตกต่างกัน: ^{[ 12 ]}

โปรไฟล์เส้นโค้งแคมเบอร์	${\displaystyle p}$	${\displaystyle r}$	${\displaystyle k_{1}}$	${\displaystyle k_{2}/k_{1}}$
221	0.10	0.130	51.990	0.000764
231	0.15	0.217	15.793	0.00677
241	0.20	0.318	6.520	0.0303
251	0.25	0.441	3.191	0.1355

สามารถแก้ไขปีกเครื่องบินที่มีรหัสสี่หรือห้าหลักได้โดยใช้รหัสสองหลักนำหน้าด้วยเครื่องหมายขีดกลาง ตามลำดับต่อไปนี้:

1. ตัวเลขหนึ่งหลักบ่งบอกถึงความโค้งมนของขอบด้านหน้า โดย 0 หมายถึงคม 6 หมายถึงเหมือนกับรูปทรงปีกเดิม และค่าที่มากขึ้นแสดงถึงขอบด้านหน้าที่โค้งมนมากขึ้น
2. ตัวเลขหนึ่งหลักที่ระบุระยะห่างของความหนาสูงสุดจากขอบด้านหน้าในหน่วยทศนิยมของความยาวคอร์ด

ตัวอย่างเช่น ปีกเครื่องบิน NACA 1234-05 เป็นปีกเครื่องบิน NACA 1234 ที่มีขอบหน้าแหลมคม และมีความหนาสูงสุด 50% ของความยาวคอร์ด (0.5 เท่าของความยาวคอร์ด) จากขอบหน้า

นอกจากนี้ เพื่อให้สามารถอธิบายรูปทรงของปีกเครื่องบินได้อย่างแม่นยำยิ่งขึ้น สามารถแสดงตัวเลขทั้งหมดเป็นทศนิยมได้

แนวทางการออกแบบปีกเครื่องบินแบบใหม่ได้รับการบุกเบิกในช่วงทศวรรษ 1930 โดยที่รูปทรงของปีกเครื่องบินนั้นได้มาจากการคำนวณทางคณิตศาสตร์จากลักษณะแรงยกที่ต้องการ ก่อนหน้านี้ รูปทรงของปีกเครื่องบินจะถูกสร้างขึ้นก่อน แล้วจึงวัดคุณลักษณะในอุโมงค์ลมปีกเครื่องบินซีรีส์ 1 นั้นอธิบายด้วยตัวเลขห้าหลักตามลำดับดังต่อไปนี้:

1. หมายเลข "1" แสดงถึงลำดับของซีรีส์
2. ตัวเลขหนึ่งหลักที่แสดงระยะห่างของบริเวณที่มีความดันต่ำสุดในหน่วยทศนิยมของความยาวคอร์ด
3. เครื่องหมายยัติภังค์
4. ตัวเลขหนึ่งหลักที่แสดงค่าสัมประสิทธิ์แรงยกในหน่วยทศนิยม
5. ตัวเลขสองหลักที่ระบุความหนาสูงสุดเป็นเปอร์เซ็นต์ของความยาวคอร์ด

ตัวอย่างเช่น ปีกเครื่องบิน NACA 16-123 มีแรงดันต่ำสุดที่ 60% ของความยาวคอร์ด โดยมีสัมประสิทธิ์แรงยก 0.1 และความหนาสูงสุดที่ 23% ของความยาวคอร์ด

เป็นการปรับปรุงจากปีกเครื่องบินซีรีส์ 1 โดยเน้นการเพิ่มการไหลแบบลามินาร์ ให้สูงสุด ปีกเครื่องบินนี้อธิบายโดยใช้ตัวเลขหกหลักตามลำดับดังต่อไปนี้:

1. เลข "6" บ่งบอกถึงซีรี่ส์นี้
2. ตัวเลขหนึ่งหลักที่แสดงระยะห่างของบริเวณที่มีแรงดันต่ำสุดในหน่วยทศนิยมของความยาวคอร์ด
3. ตัวเลขดัชนีแสดงช่วงของสัมประสิทธิ์แรงยกในหน่วยทศนิยม ทั้งเหนือและใต้สัมประสิทธิ์แรงยกที่ออกแบบไว้ ซึ่งเป็นช่วงที่มีการเปลี่ยนแปลงความดันที่เหมาะสมบนพื้นผิวทั้งสองด้าน
4. เครื่องหมายยัติภังค์
5. ตัวเลขหลักเดียวที่แสดงค่าสัมประสิทธิ์แรงยกในการออกแบบในหน่วยทศนิยม
6. ตัวเลขสองหลักที่ระบุความหนาสูงสุดคิดเป็นเปอร์เซ็นต์ของความยาวคอร์ด
7. "a=" ตามด้วยตัวเลขทศนิยมที่ระบุสัดส่วนของความยาวคอร์ดที่การไหลแบบราบเรียบยังคงอยู่ โดยค่าเริ่มต้นคือ a=1 หากไม่ได้ระบุค่าใดๆ

ตัวอย่างเช่น ใบพัด NACA 65 -415 มีแรงดันต่ำสุดอยู่ที่ 50% ของความยาวคอร์ด มีความหนาสูงสุด 15% ของความยาวคอร์ด มีค่าสัมประสิทธิ์แรงยกในการออกแบบที่ 0.4 และรักษาการไหลแบบลามินาร์สำหรับค่าสัมประสิทธิ์แรงยกที่อยู่ระหว่าง 0 ถึง 0.8

ความก้าวหน้าเพิ่มเติมในการเพิ่มประสิทธิภาพการไหลแบบลามินาร์ทำได้โดยการระบุโซนความดันต่ำบนพื้นผิวด้านบนและด้านล่างของปีกเครื่องบินแยกกัน ปีกเครื่องบินถูกอธิบายด้วยตัวเลขเจ็ดหลักตามลำดับต่อไปนี้:

1. เลข "7" บ่งบอกถึงซีรี่ส์นี้
2. ตัวเลขหนึ่งหลักที่แสดงระยะห่างของบริเวณที่มีแรงดันต่ำสุดบนพื้นผิวด้านบนในหน่วยทศนิยมของความยาวคอร์ด
3. ตัวเลขหนึ่งหลักที่แสดงระยะห่างของบริเวณที่มีแรงดันต่ำสุดบนพื้นผิวด้านล่างในหน่วยทศนิยมของความยาวคอร์ด
4. จดหมายฉบับหนึ่งอ้างอิงถึงแบบมาตรฐานจากซีรีส์ NACA รุ่นก่อนหน้า
5. ตัวเลขหนึ่งหลักที่แสดงค่าสัมประสิทธิ์แรงยกในหน่วยทศนิยม
6. ตัวเลขสองหลักที่ระบุความหนาสูงสุดคิดเป็นเปอร์เซ็นต์ของความยาวคอร์ด

ตัวอย่างเช่น เสาอากาศ NACA 712A315 มีพื้นที่รับแรงกดต่ำสุด 10% ของความยาวคอร์ดที่ด้านบน และ 20% ของความยาวคอร์ดที่ด้านล่าง ใช้รูปทรง "A" มาตรฐาน มีสัมประสิทธิ์แรงยก 0.3 และมีความหนาสูงสุด 15% ของความยาวคอร์ด

ปีกรูปทรงซูเปอร์คริติคอลได้รับการออกแบบมาเพื่อเพิ่มการไหลแบบลามินาร์ให้สูงสุดทั้งด้านบนและด้านล่างของปีกอย่างอิสระ การกำหนดหมายเลขเหมือนกับปีกซีรีส์ 7 ทุกประการ ยกเว้นว่าลำดับจะเริ่มต้นด้วยเลข "8" เพื่อระบุซีรีส์

• วอทท์ วี-173
• ฝาครอบ NACA
• ท่อ NACA

วิกิมีเดียคอมมอนส์มีสื่อที่เกี่ยวข้องกับรหัสปีกเครื่องบิน NACA 4 หลัก

• ฐานข้อมูลพิกัดปีกเครื่องบินของ UIUC รวบรวมพิกัดของปีกเครื่องบินเกือบ 1,600 แบบ
• โปรแกรมสร้างพิกัดปีกเครื่องบิน NACA ของ John Dreeseใช้งานได้บน Windows XP, 7 และ 8
• ชุดปีกเครื่องบิน NACA
• เว็บไซต์ของ NASA มีบทความเกี่ยวกับปีกเครื่องบินแบบ NACA
• แอปพลิเคชันเว็บแบบโต้ตอบของปีกเครื่องบิน
• คู่มือการใช้งานปีกเครื่องบินฉบับไม่สมบูรณ์มหาวิทยาลัยอิลลินอยส์
• การวิเคราะห์เชิงตัวเลขของปีกเครื่องบิน NACA รุ่น 0012 ที่มุมปะทะต่าง ๆ และการหาค่าสัมประสิทธิ์ทางอากาศพลศาสตร์
• เครื่องกำเนิดปีกเครื่องบิน NACA 4 และ 5 หลัก ซีรีส์ 16