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,
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
[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.