РАСПРЕДЕЛЕНИЕ ДАВЛЕНИЯ ПО КАПОТАМ ДЛЯ. ЗВЕЗДООБРАЗНЫХ МОТОРОВ ВОЗДУШНОГО ОХЛАЖДЕНИЯ

В настоящем приложении приведены результаты экспериментов ЦАГИ [57] по замеру распределения давления по 10 капотам к звездообразным моторам воздушного охлаждения.

Обводы капотов кроме капота № 3 строились по формуле;

Обозначении в этой формуле ясны из фигуры 1. Обводы ка­пота № 3 были заданы графически. В нумерации капотов на

фиг. 1 число десятков определяет величину увеличенную в

Фиг. 1. Схема обозначений при построении обводов капотов.

10 раз, а число единиц — относительный диаметр входного от­верстия, увеличенный тоже в 10 раз.

На фиг. 2 для каждого капота приведено значение Ма при я = 0°.

Обращает внимание зависимость р, а следовательно и Жакр, от угла атаки.

Последнее должно учитываться конструкторами. Так, напри­мер, у лучшего по Жакр капоту № 85 на высоте 5000 м при я = 0° VX]f = 800 км час и при я = 2,5° Икр = 750 кмчас. У ка­пота № 3/ в этих условиях VKV соответственно равны 646 и 610 км/час.

[1] Цифры в квадратных скобках означают ссылки па труды, приведенные в списке литературы, помещенном в конце книги.

1 Rec меняется от 340 С00 до 370000 в зависимости от положения шара на малой оси рабочего сечения трубы в пределах от центра трубы до точки, от­стоящей от центра на расстоянии 4,6 м.

[3] — ft — — 0,05 6′ е0’3 *,

Re > 10 • 10й формула (8) для сп является недостаточно точной,

с/л

0,455

*Л = (lg Re)2’68-

и лучше пользоваться формулой, предложенной Шлихтингом:

[9] Б. T. Горо щепко 81

[10] Это число в Нашей литературе ранее называлось числом Берстоу (Ва).

[11] Фюзеляж В (фиг. 136, 137), исходная форма которого БІ а ■преобразовывалась заменой части а на

Ь — безмоторный фюзеляж с фонарем летчика,

е — безмоторный фюзеляж с фонарем летчика и стрелка 1-й формы,

d —• безмоторный фюзеляж с фонарем летчика и стрелка 2-й формы.

Носовая часть I заменялась носовой частью 3, соответствую­щей мотору жидкостного охлаждения, и 4 — перевернутому ряд­ному мотору воздушного охлаждения.

Надстройки h. end испытывались не только с носом 1, но также с носом 3 и 4.

[12] Фюзеляж С (фиг. 138, 139), ‘исходная форма которого С1-4 преобразовывалась путем замены гладкой носовой части Т на но­совые частя.2 и 3 с двумя типами фонарей пилота. Хвостовая

чаем уменьшения сопротив­ления, возможного при сме­щении точки перехода на­зад. В итоге сопротивление уменьшается, на 10 — 15%, в то время как оно могло бы быть снижено, по край­ней мере, на 30 — 50“о.

Если передняя часть профиля отделена так, что у нее сохра­няется ламинарный пограничный слой, то три непотайной клепке задней части крыла сопротивление головок заклепок, стоящих по­зади точки перехода, несколько возрастает, ввиду уменьшения толщины пограничного слоя. Цоследнее схематически показано на фиг, 194. Определяя Sc t3 по формуле (72), мы расстояние х и значение Rex должны подсчитывать от фиктивной точки, от. ко­торой как бы растет толщина, турбулентного пограничного слоя (фиг. 194, а, см. также гл. II). Приближенно, с запасом, за эту точку можно принять точку перехода ламинарного слоя в турбу­лентный (фиг. 194, Ь). Учет наличия ламинарного слоя на крыле — несколько увеличивает собственное сопротивление головок закле­пок; обычно — оно и при этом будет не очень значительно. В тех случаях, когда очень важно упростить производство самолетов * ценой потери нескольких километров> скорости, может оказаться рациональным применять обычную (непотайную) клепку в части крыла, расположенной за подсчитанным положением точки пере хода для гладкого крыла, конечно, при применении заклепок с низкой чечевицеобразной головкой.

[14] Если щель достигает у оперения 8—10 мм, то козфициеит 0,0008 следует увеличить до 0,0012.

[15] У крыльев 06, 09, 10 корневая серия простирается до 38% полуразмаха. Концевая серия начинается с 59% полуразмаха. У крыльев 06 и 09 иа 59% полуразмаха крутка была равна —1С28′, на 72,5%—4°. У крыла 05 переход от В к BS плавный.

**’ Значение ActJ—среднее между его значениями при 0° и 16°.

[16] + 7- (2сX г “Ь сх ф§ф)

Оцолн ‘

[17] Для самолетов с частично забронированной кабиной и следует повысить

до 2-2,3.

[19] + 600 +20 (°-8 • 0.08 + 0,3 • 0,05)

Если £■ =0,1, то —j-— — 1,13. r N

Таким образом мы видим, что при условии одинакового веса и высотности звездообразный мотор на истребителе должен обла­дать на 13 — 20% большей мощностью, чтобы быть равноценным жидкостному.

К аналогичным выводам приходит Дж. Ли [158] в большом исследовании, посвященном сравнению применения звездообразного воздушного и V-образ ного жидкостного авиационных моторов.

Согласно указанному исследованию вес всей винтомоторной группы при моторе воздушного охлаждения будет меньше веса винтомоторной группы при моторе жидкостного охлаждения на 7,5fl/o. Одинаковые У™»« получаются при превышении мощности звездообразного мотора но сравнению с жидкостным на 10—15°/о-

Повидимому, трудность удовлетворения таким требованиям, а равно и затруднения с кзпотированием мощных моторов и объ­ясняют то, что до последнего времени в большинстве случаев на истребители ставали не звездообразные моторы, а жидкостные.

[20] Это объясняется тем, что даже при уменьшении V вызванное им увели­чение Су будет понижать MaKf и приводить к тому, что V будет все время больше Ккр.

Оставьте ответ

Вы можете использовать эти HTML теги и атрибуты: <a href="" title=""> <abbr title=""> <acronym title=""> <b> <blockquote cite=""> <cite> <code> <del datetime=""> <em> <i> <q cite=""> <s> <strike> <strong>