Дает возможность конструктору разрешить задачу об аэродинамических характеристиках данной машины: об установившихся скоростях самолета при различных режимах полета (на всех возможных для данной машины высотах), о скороподъемности и потолке данной машины. Решить эту задачу конструктор может различными методами в зависимости от требуемой степени точности. Одним из хороших методов аэродинамического расчета самолета, получившим в настояш;ее время боль-шэе распространение, следует считать графоаналитический метод, заключающийся в наложении характеристики винтомоторной группы на кривые Пэно (кривыми Пэно называются кривые тяг, или мощностей, потребных для установившегося горизонтального полета самолета); он дает достаточную точность. На фиг. 1 кривая abed изображает кривую Пэно в координатах тяги и скорости, а ряд пересекающихся с нею кривых * изображает тяги, развиваемые винтомотор- Н] ной группой на различных высотах полета самолета . Совмещение этих кривых на одном графике, при дополнительной сетке масштабов для скоростей на различных высотах Z, позволяет довольно быстро определить все важнейшие аэродинамические характеристи-

Обыкновенно эти кривые весьма близко подходят к прямым и приближен, всегда принимаются за прямые.

ки самолета. Предварительные расчеты, необходимые для построения кривой Пэно, и высотные характеристики винтомоторной группы, при отсутствии продувки всей модели самолета, удобно производить в нижеследующем порядке:

Фиг. 1.

1. Построение лиенталя короб самолета производится по методам теории индуктивного сопротивления (см.).

поляры Лики крыльев

2. Подсчет вредных сопротивлений. Для получения поляры Ли-лиенталя всего самолета следует к сопротивлению крыльев прибавить еще дополнительное, т. н. вредное, сопротивление ОО, создаваемое деталями самолета (см. фиг. 2).

Коэфф-т этого дополнительного сопротивления определяется формулой:

где S-площадь крыльев Bjn2,a а-площадь эквивалентной (по сопротивлению) плоской пластинки (стоящей нормально к потоку) в ж, опреде-Фпг. 2. ляемая путем подсчета

и суммирования сопротивления отдельных деталей.. Сводку вредных сопротивлений самолета изображают в виде следующей таблицы:

Графы 1, 2 и 3 заполняются на основании чертежа данного самолета, а графа 4 - на основании данных лабораторных продувок различных деталей.

3. Построение кривой потребных тяг для горизонтального полета самолета (кривые П э н о). Если известна поляра Лилиенталя всего самолета, то вычисление кривой Пэно для любой высоты делается по формулам:

где Q - потребная тяга в кг; Gq - полный вес самолета в кг; Су и -коэфф. подъемной силы и сопротивления всего самолета; V-скорость, необходимая для осуществления горизонтального полета самолета в м/ск; <S - полная площадь крыльев в м; t o=y/fi=0,125-массовая плотность воздуха у поверхности земли, а d=Q/()o-относительная плотность воздуха на высоте Z. Значение J для различных высот следует брать из стандартной атмосферы (см. Атмосфера стандартная). В виду того, что с высотой меняется только скорость, потребная для горизонтального полета самолета, можно ограничиться вычислением кривой Пэно только для случая, когда d = l, т, е, для полета близ земли, а изменение ско-

ростей при полетах на высоте можно учитывать дополнительными масштабами оси абсцисс (см. фиг. 1). Для построения этой сетки масштабов скоростей для различных высот следует для каждой высоты начальный масштаб оси абсцисс уменьшать

- раз.

Читать скорости па высотах

следует так, как показано на фиг. 1, т.е., если на уровне моря скорость самолета V=42 м/ск, то на высоте 4 000 jh она будет равна 51,5 м/ск.

4. Высотная характеристика мотора. Если высотная характеристика мотора, т. е, зависимость мощности от числа оборотов, неизвестна из опытов, то ее приходится строить приближенно. При таком построении считают, что индикаторная мощность мотора изменяется пропорционально плотности воздуха, а механические потери не зависят от высоты и пропорциональны числу оборотов мотора. Механическим кпд мотора, 1]мех., можно задаваться, считая, что у современных стационарных моторов при нормальных числах оборотов г]мех. = 0,8Ъ, а у ротативных ?.кех.0,80. Построение высотной характеристики мотора обычно производят таким обр,: находят механические потери мотора при нормальном числе оборотов, к-рые определяются формулой:

№ ттэ 1-мех. мех. - .ггэсб.о -

мех.

где 1Рэо5.о - эффективная мощность мртора, соответствующая нормальному числу оборотов. Далее откладывают эти потери в том же масштабе мощности снизу оси абсцисс, как показано на фиг, 4, и, соединяя конец этого отрезка с началом координат, получают прямую On, выражающую величину механических потерь мотора при всех числах оборотов. Ординаты Аа, ВЪ и (7сизображают индикаторные мощности мотора; умножая величины этих ординат (отсчитываемых от оси On) на плотность воздуха Л, соответствующую той высоте, для которой строится характеристика, и, откладывая полученные значения вверх от оси On, находят искомую высотную характеристику мотора. Примерный вид высотной характеристики обыкновенного мотора изображен на фиг, 3 (вверху). Если мотор с повышенной степенью сжатия и может сохранять свою мощность

до некоторой высоты, то прежде всего нужно знать эту высоту. Построение же характеристики такого мотора при больших высотах делается так же, как и на фиг, 4, но только вместо действительной земной

Обынновемный мотор

зооо

40IM

Высотный мотор offlJ

Фиг. 3.

кривой ABC берется кривая эффектив. мощности такого мотора при работе его у земли на полном газе при условии отсутствия детонации (см.), т. е. при полном открытии дросселя. Такая мощность называется эквивалентом мощности

fP\--, мотора У зсмли и

указывается фирмой. Примерный вид высотной характеристики мотора изображен на фиг. 3 внизу.

5. Подбор винта. Для подбора винта к самолету из имеющихся серий испытанных в лабо-фJJ, 4 ратории винтов не-

обходимо знать число оборотов мотора, мощность мотора и скорость полета, при которой желательно иметь максимальный коэффициент полезного действия винта. Указанная выше скорость называется расчетной скоростью винта. Число оборотов и мощность мотора при подборе винта всегда бывают известны, и, следовательно, остается выбрать только расчетную скорость винта. Рассмотрим два возможных при этом случая: 1)Самолет с обыкновенным мотором. Когда машина при заданной мощности мотора должна развивать наибольшую скорость горизонтального полета, то расчетной скоростью винта должна быть Vmax, к-рая может быть определена предварительными прикидками. Если машина, по заданию, доллна хорошо забирать высоту и иметь возможно больший потолок, то за расчетную скорость винта следует принимать наивыгоднейшую скорость для подъема. На фиг, 1 эта скорость обыкновенно лежит вблизи точки с кривой Пэно, а у современных самолетов ее часто принимают равной 0,7 Vmax. Большинство же современных самолетов с большим избытком мощности имеет расчетные скорости винтов: Fpac4.=0,8-0,9 Vmax. Зная расчетную скорость винта, мощность и число оборотов мотора, а также имея характеристики различных серий испытанных винтов, задаваясь диаметром, выбирают из этих серий винт, дающий Утах. Если характеристики испытанных серий винтов изображены на логарифмических графиках, то подбор винта легче всего производить, пользуясь ими (см. Винт воздушный). 2) Самолет с высотным мотором. Подбор винта к самолету с высотным мотором сложнее, так как винт, рассчитанный на земную скорость, на высоте будет разгоняться, а винт, рассчитанный на определенную скорость на высоте, может оказаться несколько тяжелым при взлете и при полетах близ земли. Решение вопроса о расчетной скорости винта в таких случаях находят прикидками, которые удобно производить способом Рита. Если мотор может сохранять свою мощность до больших высот, то подбор винта из серии обыкновенных винтов иногда может оказаться невозможным. Тогда приходится проектировать специальный винт с поворотными лопастями.

6.Построение характеристики винтомоторной группы. Для построения высотной характеристики наносят на график значения высотных мощностей мотора. Корйа винт выбран по. логарифмическим графикам, то сочетание его характеристики с характеристикой мотора проще и быстрее делать по способу Рита. Во всех остальных случаях можно указать на следующий способ: задавшись рядом подходящих значений для характеристики режима

полета Л= , по кривым коэффициента

мощности /9 и кпд винта определяют ряд соответствующих им значений /S и ?. По этим величинам вычисляют требуемую для винта мощность 1Рв., которая для каждого значения Я будет равна

Н>в. = Dnl = Const

Фит. 5.

Т. к. число оборотов всей винтомоторной группы неизвестно, то для каждого данного значения я нужно на графике характеристики мотора (фиг. 5) нанести построенные по ф-ле (5) кубические параболы мощности винта; тогда точки пересечения этих парабол с x арактеристикой мотора определят искомые числа оборотов и развиваемые мотором мощности при различных релимах

А=-уг-. Зная же

Hg-число об/ск., D-диаметр винта в Л1 и Я, находят скорости полета Т\ = lVsB; = ХпВ и т. д. и соответствующие этим скоростям тяги, развиваемые винтомоторной

JVi.75 7Va.75 JV3.75 группой Ф1=?1-; Фг=Г1г-у\ ФгПг-

и т. д. Для построения характеристики винтомоторной группы на высоте следует брать вместо характеристики мотора у земли его высотные характеристики, но только изменять мощности, потребляемые винтом, пропорционально относительной плотности воздуха значение которой следует брать из стандартной атмосферы. Построен, таким образом полная характеристика винтомоторной группы будет иметь вид, который изо-УСражен на фиг. 6. 7. Учет взаимного влияния винта и частей самолета. Прежде чем нанести найденную высотную характеристику винтомоторной группы на график фиг. 1, следует ее исправить на взаимное влияние винта и частей самолета, которое заключается в следующем:

Фиг. 6.