в изучении свойств аэроплана и его деталей, как-то: в определении его статической устойчивости, эффектов действия органов управления, исследовании винтов и т. п. У нас в СССР всякая вновь сконструированная машина, до выпуска ее в первый полет, д. б. испытана в виде модели в аэродинамической трубе на устойчивость.

Кроме нахождения сил, действующих на тела, помещенные в поток, аэродинамическ. исследования касаются также нахождения распределения давления око.чо этих тел, определения скоростей в потоке, т. е. нахождения т. п. скоростного поля, и т. п. Эти исследования производятся как в аэродинамич. трубах с моделями, так и с действительными объектами в натуральную величину. Примером последнего может служить нахолсдение распределения давления по крыльям летящего аэроплана, которое находится путем дренирования крыльев аэроплана и записью соответствующими манометрами, число которых иногда доходит до нескольких сот. Отдельно стоят аэродинамические исследования аэропланов в неустановившемся движении. Эти исследования ведутся гл. обр. с аэропланами в натуре и заключаются в нахождении помощью соответствующих приборов моментов и сил, действующих в этом случае на летящий аэроплан (см. Динамика полета).

Экспериментальная А. применяется во многих отраслях техники, но наибольшее применение она получила в авиации - в теории аэроплана. В аэроплане часть элементов имеет лобовое сопротивление и подъемную силу, а часть -только лобовое сопротивление. Т. о. если к лобовому сопротивлению крыльев прибавить лобовое сопротивление других частей аэроплана, то мы получим полное лобовое сопротивление аэроплана. Обычно подъемной си.той других частей, кроме крыльев, пренебрегают; т. о. можно получить характеристику уже всего аэроплана, если к характеристике крыльев прибавить это полное лобовое сопротивление (Ся = = Сх + CJ. Если предполагать также, что от угла атаки это добавочное лобовое сопротивление не зависит, то поляру Лилиенталя для всего самолета мы получим, отодвинув всю кривую II оси ординат на эту добавочную величину

(фиг. 15). Отношение Фиг. 15. Поляра Лилиен-

таля всего самолета. будет качеСТВОМ

всего аэроплана; его можно найти, проведя лучи из начала к соответств. углам на поляре (при одинаковых масштабах осей координат). Максимальное качество равно tg угла наклона касательной, проведенной из начала координат (обычно это качество изменяется для различных аэропланов в пределах от 6 до 12).

На аэроплан в равномерном установившемся горизонтальном полете (фиг. 16) действуют силы: 1) вес аэроплана G, 2) подъемная сила аэроплана Р, 3) лобовое сопротивление и 4) сила тяги винта Ф. При указанных условиях полета равнодействующая всех сил и момент относительно центра тяжести аэроплана д. б, равны

Фиг. 16. Схема усилий в горизонтальном полете аэроплана.

нулю. Б. ч. при аэродинамич. расчете моменты сил, вследствие их небольшой величины, не принимаются во внимание (т. к. предполагается, что летчик рулями устанавливает равновесие аэроплана), а рассматривают только равнодействующую сил. Т. о. надо, чтобы сила тяги была равна лобовому сопротивлению, а сила тялсести - подъем, силе; это приводит нас к условию: Ф=CQSv (9)

и PG=CyQSvK (10)

Эти формулы являются основными формулами аэродрптамического расчета самолета. Мощность в IP, потребляемая аэропланом при горизонтальном . полете на различных углах атаки, выразится:

N= = C,qSv. (11)

Вместе с предыдущим равенством (9) мы получаем тяги и мощности, потребные для горизонтального полета аэроплана. Можно, т. о., составить кривые тяги- и мощностей в зависимости от скорости полета для данного аэроплана, т. е. аэроплана данного веса, аэродинамически определяемого соответствующей ему характеристикой, по формулам (9) и (11), принимая во внимание равенство (10), к-рое обусловливает горизонтальность полета. Такие кривые называются кривыми Нэп о. Т.к. с высотой плотность воздуха меняется, то, изменяя q соответствующим образом (см. Атмосфера стандартная), или просто изменяя масштаб скорости, можно найти кривые Пэно и для разных высот. Кривые Пэно имеют минимумы как тяги, так и мощности. Угол атаки, при котором тратится наименьшая тяга для самолета при горизонтальном полете, называется наивыгоднейшим углом атаки, угол же, при к-ром тратится наименьшая мощность - экономическим углом атаки. Экономический угол атаки всегда больше наивыгоднейшего, поэтому и скорость, соответствующая наивыгоднейшему углу, больше экономической скорости. Движение аэроплана по наклонным к горизонту траекториям без

тяги винта, т. е. под влиянием составляющей силы тяжести, назьшается планированием. На фиг. 17 дано распределение сил при планировании под углом & к горизонту; как видим, угол планирования равен углу между полной силой сопротивления и подъемной силой, т. е. tg его равен

Фиг. 17. Схема усилий в планирующем аэроплане.

обратному качеству самолета, или он равен углу, составленному с осью ординат прямой, проведенной из начала к соответствующему углу атаки на поляре Лилиенталя для всего аэроплана. Минимальным углом планирования будет, следовательно, угол, составленный с осью ординат касательной, проведенной из начала к поляре Лилиенталя. Скорость планирования определяется из формулы:

(12)

где Са находится из поляры для соответствующего угла планирования. При планировании под углом около 90°, когда подъемная сила крыльев равна нулю и все сопротивление сводится к лобовому сопротивлению, имеется случай установившегося пикирования. В данном случае Ra=G, и скорость пикирования находится из уравнения G = CgS, где С соответствует значению Cy=Q.

Основной прибор всякой аэродинамич. лаборатории-аэродинамич. труба-строится на основании соответствующих опытов и выводов экспериментальной А., к-рая дает необходимые для расчета коэффициенты, как качество трубы, коэффициенты трения воздуха о стенки и, следовательно, падение напора вдоль трубы и т. п. Аэродинамическая труба в основной своей части представляет цилиндрический канал, в котором помощью вентилятора создается поток воздуха значительной скорости (обычно 30 - 50 м/ск). Поместив в этот поток какое-либо тело (модель самолета, крыла и т. п.), можно наблюдать как течение воздуха (съемка спектра), так и те силы, к-рые текущий воздух вызывает па теле. Поток в такой трубе, для получения точных и однородных результатов, д. б. постоянен по времени и иметь в различных точках сечения одну и ту же скорость. Для получения такого потока перед цилиндрической частью трубы помещается плавно сходящийся насадок, коллектор , в который вставлена направляющая решетка. Поверхность стенок трубы делается возможно более гладкой, и помещение, в котором нахо-

дится труба, строится с гладкими стенами, без ниш, выступов и т. п., благодаря чему получается минимальная, возможная в данньгх условиях, неравномерность потока, доходящая в хороших трубах по сечению лишь до 1-2%, а по времени до 0,5-1,5%. При конструировании труб вопрос об их экономичности имеет большое значение, и в настоящее время, когда мощность моторов на трубах превосходит 200 IP, экономия в мощности является существенно валсной. Все потери д. б. уменьшены. Коллектор, устраняя сжатие струи при входе, уменьшает потери, связанные с этим сжатием. Далее идут потери на трение в рабочей части, после чего воздух с полной рабочей скоростью выбрасывается из трубы и происходит явление удара, на к-рое тратится полностью вся живая сила. Эта потеря, весьма значительная, уменьшается во много раз применением расширяющегося канала - диффузора, к-рый с небольшими потерями обращает кинетическую энергию струи в потенциальную. Сумма всех потерь энергии д. б. пополняема двигателем, передающим свою энергию потоку посредством вентилятора с некоторым кпд т] вент. Приравняв секундную энергию, отдаваемую вентилятором, энергии потерь и выразив последнюю в долях живой силы секундной массы воздуха в рабочем сечении, получим:

т v ~2~

где с-коэфф. потерь на различных участках трубы, а N-мощность мотора в кгм.

Y~

вент.

Величина =Хтр. называется качеством трубы. Принимая массовую плотность

1 Fv

воздуха Q= -, получаем: Хтр.= iqqqjv

где F- площадь рабочего сечения в ж*, а Л - мощность мотора в Н .

А. т. можно разделить на 3 типа. Тип I (фиг. 18)-незамкнутая А.т.,открытая с концов, с замкнутым потоком. Воздух засасывается из помещепия, пройдя сквозь к-рое

Фиг. 18. Открытая труба (СССР-Англия): К- коллектор, Р-рабочая часть, Д, Д,-диффузор, В-вентилятор, М-мотор. Я-направляющая решетка.

выбрасывается и по помещению возвращается обратно. Поток в рабочей части отделен от внешнего пространства стенками. Этот тип применяется в СССР и в Англии. Тип И (фиг. 19)-незамкнутая А.т.со свободным потоком. Стенки рабочей части раздвинуты и образуют герметическую камеру (камера Эйфеля), к-рую и пронизывает поток.

Тип этот распространен во Франции. Тип III (фиг. 20)-замкнутая труба со свободным потоком. Выходное отверстие связано со всасывающим герметическим обратным каналом. Поток в рабочей части открыт и сообщается с окружающим помещением.

Фиг. 19. Труба Эйфеля (Франция): Я-коллектор, Р-рабочая камера, Д-диффузор, В-вентилятор, М-мотор, Н-направляющая решетка.

Давление в потоке атмосферное. Тип этой трубы применяется в Германии (труба Прандтля).

Измерение скорости потока в аэродинамической трубе, а равным образом и на аэроплане, производится, кроме тарированных анемометрических приборов-вертушек, также и манометрическим способом, путем измерения скоростного напора в потоке помощью разного вида насадок, обычно присоединяемых к различным манометрам.

Исследование аэродинамич. труб и применяемых в них лопастных вентиляторов дает возможность до нек-рой степени применять эти выводы и к таким промышленным сооружениям, как вентиляционные каналы и коридоры в сушильнях, вентиляциях большого расхода и т. п. Старые

Фиг. 20. Замкнутая труба Прандтля (Германия): Н-коллектор, Р-рабочая часть (открытая), Б- вентилятор, Л-направляющие лопатки, О-обратный канал, М-мотор, Я-направляющая решетка.

нормы давления на крышу здания от ветровой нагрузки давали эти давления положительными, т. е. давящими на крышу сверху; однако опыты, произведенные в аэродинамич. лабораториях, показали, что на крышу здания действует гл. обр. присасывающий эффект (фиг. 21); поэтому во многих случаях нормы эти имели преувеличенное значение, а следовательно, вели

к перетяжелению конструкции и удорожанию, давая вместе с тем ослабление крыши на отрывание.-Аэродинамич. исследования охватывают также и определение давления ветра на другие гражданские со-оружедая, как, напр., мосты, мачты, дымовые трубы и т. п. Вопросы, касающиеся залцитных от снега ж.-д. щитов-их установки, относительной высоты и расстояния от полотна, изучаются помощью аэродинами-мических спектров моделей таких устройств. Быстрое развитие и прогресс транспорта, заключающийся в увеличивающихся скоростях передвижения, приводят к необходимости учитывать сопротивление воздуха, которое с увеличением скорости получает преобладающее значение. Поэтому и приборам транспорта приходится придавать в некоторых случаях, для уменьшения

Направление ветра

Фиг. 21. Схема давления ветра на здания.

сопротив-тения, аэродинамич. формы. Изучению подвергаются также кузова автомобилей, составы поездов и быстро:5?одные корабли. В заключение необходимо упомянуть об аэродинамич. исследованиях ветряных двигателей (см.). Таким исследованиям подвергаются профиля, применяемые в лопастных ветряках, модели ветряков и т. д.

Лит.: Жуковский И. Е., Теоретические основы воздухоплавания, изд. 2, М., 1925; С а т-к е в и ч А. А., Аэродинамика как теоретическая основа авиации, изд. Студ. б-ки Ин-та инж. пут. сообщ.. П., 1923; Голубев В. В., Теория крыла аэроплана в плоскопарал.лельном потоке. Труды ЦАГИ, вып. 29, М., 1927; Аппель П., Руководство теоретической (рациональной) механики, т. 1-3, пер. с франц., М., 1911; Р г б I I А г t., Flustechnik.-Grundlagen des Kunstfluges, Munchen, 1919; Drysdale C, Mecanical Properties of Fluids, N. Y., 1923; Fuchs R. u. Hopf L., Aerodynamik, Handbuch d. Flugzeugkunde, Berlin, 1922; Lamb H., Hydrodynamics, Cambridge, 1924; G 1 a u e r t H., The Elements of Aerofoil a. Airscrew Theory, Cambridge, 1926; Bairstow L., Applied Aerodynamics, L., 1920. B. Александров.