а) Влияние винта на лобовое сопротивление частей самолета. Можно приближенно считать, что от влияния струи винта лобовое сопротивление фюзеляжа Во увеличивается в отношении

-=l+(l + 4-) < >

при тянущих винтах и

7? ЗС,

при толкающих винтах. Лобовое сопротивление остальных частей самолета, находящихся в струе винта, возрастает в отношении

где В - коэфф. нагрузки на ометаемую винтом площадь, -коэфф. сопротивления фюзеляжа, б) Влияние частей самолета на работу винта. На винт влияет главным образом только фюзеляж. Его влияние можно учитывать, сдвигая кривые коэффициента тяги и мощности вдоль оси Я в сторону увеличения к на некоторую величину еЯ, где е определяется по формуле:

при тянущих винтах и

(10)

при толкающих винтах. Здесь - поверхность эквивалентной плоской пластинки для фюзеляжа в м, F- ©метаемая винтом площадь в jh*, S - площадь миделя фюзеляжа в м. Кпд винта на самолете Псам, выражается через кпд изолированного винта J?u3. таким образом:

a.0,64(7i 2.0,6412

Хсам.

где ffj - площадь эквивалентной плоской пластинки для остальных деталей (кроме фюзеляжа), находящихся в струе винта. Индексы Л и А при rj показывают, что винт на самолете работает при режиме Я, а изолированный винт работал бы при режиме Я. Связь между Я и Я такая:

Я = Я(1Ч-е). (12)

Коэффициент а, входящий в формулу (11), имеет значение:

(13)

при тянущих винтах и

при толкающих винтах. Следовательно, когда характеристика винтомоторной группы дана в координатах тяги и скорости, учет обдувки можно производить по ф-лам:

a.0,64<Ti 1,28 ег,\

Фг =Ф(1 + £)

Уг = V(l + в), (16)

Т. е. все точки аЪс кривой полезных тяг (фиг. 7) следует опустить в положение аЪс

Фиг. 7.

и затем сдвинуть вправо в положение а Ь с . Кривая, проведенная через точки а Ъ с , и будет окончательной кривой полезных тяг с учетом всех влияний. Проделывая те же операции и с высотными кривыми, получают полную характеристику винтомоторной группы. Построив эти окончательные кривые полезных тяг на фиг. 1, но только таким обр., чтобы их масштабы по оси абсцисс для каждой высоты соответствовали масштабам сетки, получают требуемое совмещение кривой Пэно с высотной характеристикой винтомоторной группы (фиг. 1), что позволяет довольно быстро найти все аэродинамические характеристики самолета.

8. Определение вертикальных скоростей, потолка и скороподъемности самолета. Барограмма. Вертикальную скорость при подъеме самолета обыкновенно определяют по наибольшему избытку мощности, развиваемой винтомоторной группой, над мощностью, потребной для горизонтального полета. Этот наибольший избыток мощности определяется из фиг. 1 несколькими прикидками в области Ъс кривой Пэно по формуле*:

JT=0V-QVi0-Q)V. (17)

Вертикальная скорость самолета выражается формулой:

JT (0 - Q)V

м/ск, (18)

где Gg - полный вес самолета в кг. Когда вертикальные скорости определены на нескольких высотах, их значения наносят на график в функции высоты (фиг. 8) и через полученные точки проводят главную кривую, которая в пересечении с осью ординат определяет абсолютный потолок самолета. Тот же график (фиг. 8) позволяет найти и практический потолок самолета, который в СССР определяется предельной вертикальной скоростью:

МпреЭ. = 0,05мо, (19)

где Uq-наибольшая вертикальная скорость у земли (на уровне моря). У самолетов, которые снабжены обыкновен., невысотными

Фиг. 8.

Формула (17) приближенная, т. к. в ней не учтено влияние наклона траектории полета; но ошибка в самом крайнем случае (истребитель с большим избытком мощности) не будет более 3%.

моторами, закон изменения с высотой вертикальных скоростей обыкновенно выражается прямой или весьма близкой к ней пологой кривой. В этом случае для вычисления скороподъемности самолета можно пользоваться формулой:

м. =0,0384 -Ig

(20)

Фиг. 9.

где Н- абсолютный потолок в ль, -вертикальная скорость в начале подъема в м/ск, tu. - время подъема в ми- нутах на желаемую высоту Z. Если закон изменения с высотой вертикальных скоростей выражается не прямой, а какой-либо кривой, как на фиг. 9, что может иметь место при высотных MOfO-рах, то вычисление скороподъемности делается таким образом: вычисляют и строят в функции высоты значения величин, обратных вертикальной

скорости -. как это сделано для примера

на фиг. 10, и планиметрируют площадки F, которые в некотором масштабе выражают время подъема на желаемую высоту. Найденные значения времени подъема на различные высоты изображают графически. Такие графики называются барограммами подъема самолета.

9. Определение скоростей на различных режимах полета самолета. Максимальные скорости горизонтального полета самолета на различных высотах определяются точками пересечения кривой Пэно с кривыми тяг, развиваемых винтомоторной группой при малых углах атаки. Напр., на фиг. 1 точка d определяет максимальную скорость горизонтального полета близ земли (на уровне моря). Точка с кривой Пэно, соответствующая минимуму тяги, потребной для установившегося горизонтального полета, определяет так паз. наивыгоднейшую скорость самолета. Точка 6 кривой Пэно, соответствующая минимуму затрачиваемой на полет мощности, определяет экономическую ско- рость самолета. На- конец, точка а кривой Пэно определяет ту минимальную скорость самолета, при к-рой для него еще возможен установившийся горизонтальный полет. Эта скорость называется посадочной скоростью и определяется формулой (3) при максимальном значении коэффициента подъемной силы Су.-

Читать все вышеупомянутые скорости на высотах при помощи сетки высотных масштабов следует так, как показано на фиг.. 1 стрелками и пунктиром (штриховой линией).

Фиг. 10.

Лит.: Александров В. Л., Аэродинамический расчет аэропланов, Макиз, М., 1922; Юрьев Б. Н., Крылья типа Юнкере. - Новый прием аэродинамического расчета самолетов, изд. Высш. военн. редакц. совета, М., 1922; Александров В. Л., Пассажирский самолет ЦАГИ АК 1. Его проектирование, постройка и испытание. (Материалы по проектированию самолетов.) Труды ЦАГИ , выпуск 17, изд. НТО ВСНХ, Москва, 1925; Юрьев Б. Н., Воздушные гребные винты (пропеллеры), Труды ЦАГИ , вып. 10, изд. НТО ВСНХ, Москва, 1925; Юрьев Б. Н., Индуктивное сопротивление крыльев аэроплана, Труды ЦАГИ , вып. 20, изд. НТО ВСНХ, М., 1926; Виганд К. А. и Л ы-кошин В. А., Графо-аналитическин аэродинамический расчет самолета по методу инж. Чадвика, изд. КУБУЧ, Л., 1925; Ветчин кип В. П., Каменев СИ. и Чепцов Н. Г., Динамика полетов, Труды ЦАГИ , въш. 26, изд. НТУ ВСНХ, М., 1927; Соколов П. П., Теория авиации (в элементарном изложении), изд. Высш. шк. вспомог. служб Кр. возд. флота, м., 1924; Б а д е р Г. (перевод и дополн. Лыкошина), Введение в аэропланостроение, изд. КУБУЧ, Л., 1926; Фадеев Н. Н., Аэродинамический расчет планера, изд. Авиахим, М., 1926; Ксандров Д.Н., Аэродинамический расчет аэропланов, изд. Авиосекпии Харьк. техн. ин-та, 1925; DevilJers R., La dynamique de Iavion, Paris, 1920; К 1 em in A., A Text-book of Aeronautical Engineering, London, 1925; BairstowL., Applied Aerodynamics, London, 1920; Booth H., Aeroplane Performance Calculations, N. Y., 1921; Technical Reports of the Aeronautics Advisory Committee, L., 1916-1925; Reports of the National Advisory Committee for Aeronautics, Wsh., 1917-1925; F uchs R. und H 0 p f L., Aerodynamik, Handbuch der Flug-zeugkunde. В., 1922. A. Чееапов.

АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ ЛАБОРАТОРИЯ,

лаборатория для исследований движения воздуха и двил:ения различных тел в воздухе. В А. л. ведутся исследования по самолетам, воздушным винтам, вентиляторам и вентиляции, ветряным двигателям, пневматическим элеваторам, отстойникам и т. п. Весьма интересными являются исследования по давлению ветра на гралоданские сооружения, по течению газов в дымоходах и топках, исследования снежных заносов и т. д. Основными прибора>1и оборудования лаборатории, являются: 1) аэродинамическая труба, в которой получается поток воздуха значительной скорости; труба эта снабжается приборами как для измерения скорости потока, так и для измерения сил, действующих на помещенную в трубу модель (см. Аэродинамические весы); 2) прибор для испытания воздушных винтов как работающих на месте (ге-ликоптерный ренсим), так и движущихся (пропеллерный режим); 3) установка со специальной камерой для испытания вентиляторов при различных нагрузках; 4) ро-тативная машина для первичной градуировки измерителей скоростей. В настоящее время наиболее значительными по размеру оборудования и по активности являются следующие лаборатории: в Г е р-м а н и и -лаборатория проф. Прандтля (в Геттингене), лаборатория заводов Цеппелина (в Фридрихсгафене); во Ф р а н ц и и- лаборатория Технической службы авиации (в Исси-ле-Мулино), лаборатория университета в Сен-Сире.; в Англии - Национальная физическая лаборатория. Аэродинамический отдел; в СССР-лаборатория Высшего технич. уч-ща (в Москве) и Экспериментально-аэродинамический отдел Центрального аэро-гидродинамического института НТУ ВСНХ. Эта лаборатория, последняя по времени постройки в Европе, обладает весьма мощными установками, меаду прочим,

наибольшей по диаметру в мире трубой (6 jh), а таклсе трубой в 3 jh, дающей наибольшую из достигнутых до сих пор характеристик опыта. к. Ушаков.

АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ ТРУБА, - см. Аэродинамика (т. 1, ст. 849).

АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ВЕСЫ, особый род слолшого динамометра, для измерения сил, действующих на движущееся в воздухе тело или на неподвиншое тело, обтекаемое потоком воздуха. В последнем случае А. в. являются основным прибором аэродинамической трубы, в к-рой указанный поток получается. Т. к., в общем случае, при обтекании воздухом тела на последнее действуют силы и пары, направленные произвольно, то при проектировании их на 3 оси, из к-рых одна направлена по потоку, а две другие ему перпендикулярны, получаются 3 компонента сюил и 3 компонента пары. Для возмонсности измерения всех сил и моментов в этом случае требуются так наз. 6-компонентные весы. Однако в большинстве случаев испытуемые тела имеют плоскость симметрии, и, кроме того, направление потока лежит в этой плоскости. В этом случае мы имеем дело только с тремя компонентами-двумя силами и одним моментом, и измерение м. б. произведено на 3-компонент-ных весах, к-рые и являются наиболее упо-требите.яьными (см. фиг.). Как прави-по, А. в.

Схема трехкомпонентпых аэродинамических весов: Р, и Ра-к весам подъемной сипы, Qi и Qa-к весам лобового сопротивления, Ki, и Яз-контргрузы.

имеют две основные части: 1) собственно весы, измеряющие силы, действующие в определенных направлениях, и 2) механизм подвески модели, дающий последней возможность перемещаться в направлениях измеряемых сил и вращаться вокруг осей, по к-рым измеряются моменты. Собственно вес ы-обычно рычажные, со скользящим по коромыслу грузом для мелких отсчетов и добавочными грузами-для крупных. Реже-весы диафраг-менные, дающие величину силы в функции показания манометра. Требуемая чувствительность-от 2 до 20 г, при максимальных нагрузках в 15-150 кг. Механизм подвески модели бывает или жесткий, когда модель укреплена на державке обтекаемой формы, входящей в трубу и укрепленной снаружи на раме, при чем этой раме даются все необходимые перемещения и измеряются силы, действующие на раму,- или проволочный, когда модель удерживается системой растянутых проволок и сама

передает силы отдельным весовым механизмам при помощи соответственных проволок, растянутых контргрузами. к. Ушаков.

АЭРОДРОМ, участок земли, предназначенный для подъема и спуска самолетов, со всеми сооружениями и техническим оборудованием, необходимыми для регулярной и правильной работы самолетов. Площадь, на к-рой производятся взлет и посадка, называется летным полем, или полезной площадью А. Поверхность А. должна быть ровной, по возможности горизонтальной, наклон поверхности допускается не более 0,01 при наименьшей длине наклона от 100 до 200 jh. Все местные препятствия - кочки, кусты, канавы, камни и т. д., мешающие движению самолета по земле, д. б. устранены. Грунт д. б. твердым, но достаточно водопроницаемым. Лучшей естественной поверхностью А. признается поверхность луга с подзолистым или супесчаным грунтом, покрытая густой невысокой травой. На сырых, низменных А. необходимо устраивать дренаж. Линейные размеры площади, удобной для взлета и посадки самолетов, определяются в зависимости от типа и количества самолетов, работающих на данном аэродроме, и от назначения, самого аэродрома.

По основному своему значению все А. подразделяются на: а) военные, б) гражданского воздушного флота, в) А. особого назначения (А. авиационных школ, заводские, испытательные), г) государственные аэропорты, или воздушные порты (см.). Опыт и практика показали, что на одном и том лее аэродроме часто базируется авиация разного применения - военная, грак-данская, учебного назначения и др. Оценка А., входящего в плановую общую сеть А. государства, д. б. произведена как с военной, так и с гражданской точек зрения, с учетом перспектив авиационного строительства и развития сети воздушных со общений. По значению, характеру и размерам оборудования А. делятся на 4 класса или разряда (классификация, разработанная инж. А. Н. Вегенером). К I классу относятся аэродромы, расположенные в важнейших центрах для обслулсивания не только военной авиации, но и гражданской, авиационных заводов, научных учреждений и т. д. Такие аэродромы носят название государственных аэропортов, или воздушных портов. Как военная база государственный аэропорт в мирное время большого значения не имеет: являясь в большинстве случаев аэростанцией международных воздушных сообщений, А. тем самым становится легко доступным для иностранной разведки, что препятствует широкому использованию А. для военной авиации. А. II класса располагаются в областных центрах или стратегических пунктах и служат базами для крупных резервных авиационных соединений и главными узлами сети воздушных сообщений. Все промежуточные А., устраиваемые в больших городах или административных центрах, относятся к А. III класса; они служат стоянками для низших войсковых соединений авиации или воздухоплавания и базами