Категория Расчет максимальной скорости

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...

Читать далее...

МЕССЕРШМИТТ ME 109Е и ME ПО

Мессершмитт 109Е (фиг. I) и Мессершмитт 110 (фиг. 2)

525

Приближенно определяется по

Для

настоя-

Г’

приложению III

щего

расчета

4600

Определяется по высотности

Ушах и

Н взя-

мотора на станке и ДН из рас­

ТЫ по

летным

четного графика 1 в конце кни­

данным

само-

0,0784

ги (см. также фиг. 217)

лета

47 000

Из табл. 4 (стр. 39)

324,0

Из табл. 9 (стр. 119)

м 0,450

Из табл. 10 (стр. 121) или фиг. 103

U2

Из табл. 10 (стр. 121) или фиг. 103

Основ-

Читать далее...

ГРАФИКИ ДЛЯ ПРИБЛИЖЕННОГО ОПРЕДЕЛЕНИЯ МАКСИМАЛЬНОЙ СКОРОСТИ ПОЛЕТА

Для построения поляры Лилиенталя на малых су и расчета Vmax предварительно необходимо найти приближенные значе­ния

На фиг. 1 и 2 приведены расчетные графики, позволяющие очень быстро найти приближенное значение І/…»» одно- и двух­моторных самолетов с различным! качеством аэродинамического совершенства.

Фиг. 1...

Читать далее...

ХАРАКТЕРИСТИКИ ЛОБОВОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ. УПОТРЕБИТЕЛЬНЫХ ПРОФИЛЕЙ

В настоящем приложении приведены характеристики измене­ния cxp~f(Re), y=f(Re), Макр —f(c, су) и VKp =f(p, Н) для профилей:

, 8, 12, 66 н 16%

. 8, II н 179*

. 8. 11 и 17%

. 8. 11 и 17%

. 12%

12%

12%

12%

. И. 12, 13, 14, 15 . 16, 17, 18, 19, 20

„ 21, 22, 23, 24, 25

„ 26, 27, 28, 29, 30

. 31, 34, 35

„ 32, 34, 35

. 33. 34, 35

, 36

схр подсчитав методом, изложенным в главе II настоящей работы, на основе проведенных ЦАГИ экспериментов по распре­делению давления на малых су [29]. Лишь для профиля NACA 4412 распределение давления взято из Rep. 649 NACA...

Читать далее...

Перспективы увеличения максимальной скорости полета самолета

Выше мы показали, что скорость полета самолета, превысив­шая в настоящее яремя 600 км/час, в очень короткий срок как у одно-, так и у двухмоторных боевых самолетов достигнет порядка 750—800 №/час.

Для получения таких скоростей не придется решать Новых проблем, а необходимо будет добиться практической реализа­ции того, что в .настоящее время уже в основномі исследовано. Поводимому, больнее трудности возникнут при повышении ско­рости полета до 900 км/час...

Читать далее...

Влияние состояния поверхности и обтекаемости самолета на

его Vm, x. Если обратиться к развитию конструктивных форм самолета, то придется констатировать, что с 1935—1936 гг. пре­обладающим типом стал свободнонееущий моноплан с убираю­щимся шасси. К этому времени внешние очертания самолета стали вполне обтекаемыми, были разработаны-профили крыльев с высо­кой аэродинамической характеристикой, широко применяемые и до сих пор, как, например, ЦАГИ В, Clark YH, серия NACA 22 и др.

Вместе с тем, хотя по внешнему виду лучшие самолеты,...

Читать далее...

СПОСОБЫ И ПЕРСПЕКТИВЫ УВЕЛИЧЕНИЯ. МАКСИМАЛЬНОЙ СКОРОСТИ ПОЛЕТА

25. ВЛИЯНИЕ НА МАКСИМАЛЬНУЮ СКОРОСТЬ ПОЛЕТА РАЗЛИЧНЫХ ФАКТОРОВ

Метод анализа. Вопрос о способе и перспективе увеличения lкорости полета неоднократно разбирался в авиационной научной д-ітературе. Достаточно указать на исследования Барнвелла. Райта, Юрьева, Бока, Эйка, Хейнкеля, Чайлда, Джонсона [69, 72,

140, 141, 142, 143, 144, 151, 168].

В этих работах почти всегда анализ способов увеличения Vmai базировался на проведенном аэродинамическом расчете самолета или нескольких самолетов, причем в одних случаях расчет приво­дился в виде примера, в других д...

Читать далее...

СКОРОСТИ ПОЛЕТА

Построение поляры Лилиенталя. В предыдущих главах доы

изложили метод расчета сопротивления основных частей кон­струкции самолета. Если, кроме крыла, фюзеляжа, моторных гон­дол и оперения, у самолета в потоке находится шасси или его часть, например, не вполне убранные колеса, костыль, стойки, проволоки антенны и пр., то сопротивление этих деталей должно быть определено по данным сх, помещенным в справочниках [44, 135, 136]. У современных самолетов таких элементов конструк­ции бывает обычно мало...

Читать далее...

ИСПОЛЬЗОВАНИЕ ЭКСПЕРИМЕНТОВ В АЭРОДИНАМИЧЕ-. СКИХ ТРУБАХ. ПОСТРОЕНИЕ ПОЛЯРЫ ЛИЛИЕНТАЛЯ. САМОЛЕТА И РАСЧЕТ МАКСИМАЛЬНОЙ СКОРОСТИ ПОЛЕТА

21. ИСПОЛЬЗОВАНИЕ РЕЗУЛЬТАТОВ ИСПЫТАНИЯ МОДЕЛЕЙ В АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ТРУБАХ С ЦЕЛЬЮ ОПРЕДЕЛЕНИЯ ЛОБОВОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ САМОЛЕТА

Постановка вопроса. Существующее мнение о том, что ре — ультаты испытания модели самолета в аэродинамической трубе являются основой расчета всех летных данных самолета, следует считать в свете последних исследований в области аэродинамики ‘.старевшим. Вместе с тем наличие поляры модели самолета, полученной в аэродинамической трубе, при правильном ее исполь — jздании повышает точность расчета поляры самолета...

Читать далее...

ЛОБОВОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ СИСТЕМ ВСАСЫВАНИЯ И ВЫХЛОПА

*

Система всасывания. Неправильный’подход к конструированию и расположению систем — всасывания и выхлопа может понизить, как показывают расчеты, скорость полета с 500 до 475—480 км/час; такие же ошибки для самолета со скоростью 700 км/час приведут к потере не 20 км/час, а 60 и даже более.

Какие же требования должны быть поставлены перед систе­мами всасывания и выхлопа?

‘Правильно сконструированный и правильно установленный всасывающий патрубок должен:...

Читать далее...

ЛОБОВОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ СИСТЕМЫ ОХЛАЖДЕНИЯ

Анализ лобового сопротивления радиатора. Несколько лет тому назад расчет радиатора интересовал конструктора только с точки зрения обеспечения достаточного охлаждения мотора; темі же руководствовался конструктор, проектируя капот для звездооб­разного мотора. Б настоящее время, если при проектировании установки’ радиатора или капота конструктор будет преследовать только цели охлаждения и не примет мер к уменьшению лобо­вого сопротивления, то непроизводительные потери мощности на охлаждение могут чрезвычайно возрасти...

Читать далее...

СОПРОТИВЛЕНИЕ ОТ ИНТЕРФЕРЕНЦИИ

Анализ сопротивлений, вызванных интерференцией. Разви­тие конструкции самолета сопровождается упрощением его схемы. В настоящее врейя самолет в полете представляет собой комби­нацию крыла, фюзеляжа и оперения, У многомоторных самолетов добавляются, кроме того, моторные гондолы. В этом отношении схема современного самолета более выгодна с точки зрения ин­терференции, так как такие источники последней, как шасси, узлы стоек, лент и пр., встречаются © настоящее врем© не как правило, а как исключение...

Читать далее...

ЛОБОВОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ ОПЕРЕНИЯ, ИНТЕРФЕРЕНЦИИ,. СИСТЕМ ОХЛАЖДЕНИЯ, ВСАСЫВАНИЯ И ВЫХЛОПА

20. ЛОБОВОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ ОПЕРЕНИЯ

Анализ и расчет сопротивления оперения. Если общая тен­денция развития самолетостроения характеризуется увеличением нагрузки на крыло-, а следовательно, и уменьшением площади крыльев при заданном полетном весе, то уменьшение площади оперения происходит более замедленно и, таким образом, отно­шение .площади оперения к площади крыла увеличивается. Рост этого отношения, естественно, приводит к росту доли сопро­тивления оперения в суммарном сопротивлении самолета...

Читать далее...

РАСЧЕТ УВЕЛИЧЕНИЯ СОПРОТИВЛЕНИЯ ОТ НЕРОВНОСТЕЙ ПОВЕРХНОСТИ

Метод расчета. При расчете влияния неровностей на сопротив­ление прежде всего должен быть решен вопрос, как повлияет ье — ровностъ на положение • точки перехода. При определения схр сечения крыла при помощи коэфицяента трения плоской пла­стинки и переходного коэфипиента к (фиг. 27, 67) нужно брать к не для точки перехода гладкого крыла, а для положения ее на крыле с неровностями. Если нет необходимости в подсчете влияния неровности на схр, то вообще определять схр гладкого крыла незачем’. Так, если первый ряд заклепок или соединений листов обшивки находится перед минимумом давления, то оче­видно, что точка перехода будет лежать именно в этом месте, так как у гладкого крыла она ближе к ребру атаки в большинстве случаев находиться не может...

Читать далее...