Расчет максимальной скорости

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…

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….

Расчет максимальной скорости полета истребителей

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. Зависимость максимальной скорости полета одномоторного самолета от площади крыльев, мощности и высотности мотора жидкостного охлаждения. Самолет с отлично отделанной поверхностью и с хорошо обтекаемыми над­стройками. Потери на охлаждение—порядка 4 — 7% располагаемой мощности ■(радиатор…

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…

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. Срок, >в который скорости будут увеличены от 750-800 до 900…

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, летавшие в 1935 г., мало отличаются от выпущенных…

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 давались…

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. Труднее избежать добавочных небольших сопротивлений, вы­зываемых: 1)…

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. Такое положение нисколько не снижает исключительную…

* 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:. 1) обеспечить увеличение вы­сотности мотора под действием скоростного наддува, 2) иметь…

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. При выдвижном радиаторе на скорости 600 км/час 47с/о мощ­ности мотора затрачивается на преодоление…

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. Но, хо? я источников интерференции стэло меньше, эго отнюдь…

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. Для многих современных самолетов площадь оперения состав­ляет до 30—35% площади Крыльев-, и правильная оценка сх…

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’….