* Данный текст распознан в автоматическом режиме, поэтому может содержать ошибки

ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ П О К А З А Т Е Л И САМОЛЕТОВ значение этого отношения >. Ввиду этого сравнение самолетов по диапазону скоростей не проводилось. Изменение характеристик самолетов по годам представлено в виде графиков, состо­ ящих из двух ломаных линий каждый. Сплош­ ная линия соединяет м а к с и м а л ь н ы е зна­ чения рассматриваемого показателя для каж­ дого года. Пунктирная линия соединяет с р е д н и е арифметические значения показа­ телей для каждого года. При обработке данных ощущался, по вполне понятным причинам, недостаток ха­ рактеристик по целому ряду военных само­ летов, состоящих на вооружении, вследствие чего по некоторым классам самолетов за по­ следние 1—2 года получаются явно занижен­ ные как максимальные, так и средние вели­ чины показателей (например, по группам 2 и 3, сухопутным); по некоторым же группам эти показатели за последние годы в приводимых материалах отсутствуют (группы 1, 2 и 5, мор­ ские). „ При построении графиков в тех случаях, когда характеристики самолетов по какомулибо показателю оказывались ниже, чем у машин выпуска предыдущих лет, достигнутые ранее максимальные или средние значения на графиках не снижались (проводилась прямая, параллельная оси абсцисс до того года, когда началось дальнейшее повышение рассматри­ ваемого показателя). Это оправдывается теми соображениями, что совершенствование само­ летов, вообще говоря, идет по линии улучше­ ния ранее достигнутых показателей. Для анализа прогресса аэродинамического совершенства самолетов было использовано несколько показателей. В числе их применялся предложенный Х о р и е р о м критерий: 2 где V—максимальная скорость действитель­ ного самолета, У — максимальная скорость самолета с теми же геометрическими и весо­ выми данными, но с теоретически минималь­ ным лобовым сопротивлением. Чем больше т) , тем совершенней аэродинамическая „зализанность" самолета, тем лучше самолет в отношении лобового сопротивления. Далее был применен критерий: пл х V (2) где К д — максимальная скорость полета так называемого „идеального" самолета, т. е. самолета с тем же полетным весом, тем же мотором и тем же миделевым сечением фюзе­ ляжа, но обладающим наилучшей механиза­ цией крыльев и теоретически минимальным лобовым сопротивлением Этот критерий, помимо Кмакс самолета, принимает во внима­ ние и его посадочную скорость, т. е. дает оценку совершенства самолета с точки зрения диапазона скоростей Кроме того определялся коэфициент И ^ • т)С7 = 56 0 0 0 - ^ — - ^ V „„kc ОД 8 (3) представляющий отношение так называемой вредной поверхности самолета (относя сюда и потери на винте) к полетному весу. Этот критерий, строго говоря, справедлив при оценке самолетов с близкими значениями с утт и ^nocl ч е м меньше - ^ р тем совершен­ _ _ у _ (О В самом деле, из основных тального полета самолета 1 уравнений горизон­ ней самолет. Для оценки аэродинамического совершен­ ства самолетов с точки зрения их высотных данных подсчитывалось так называемое число высоты Эверлинга . s 4 _ ^ _ Х , 2 Г G_ с ~ 18,8 & N, х / у С L (4) следует, что: V. = Значения вышеперечисленных показателей для различных классов военных и транспорт­ ных самолетов, приведены в табл. 2—22. & И. В. О с т о с л а в с к и й и Е. И. К о л о с о в . Методы сравнительном оценки аэродинамического со­ вершенства скоростных самолетов. ТИФ, V I I I 1938. 2 В тех случаях, когда оеличипа К , указываемая в данных самолета, представлялась сомнительной, в при­ веденных ниже таблицах аэродинамических показате­ лей самолетов давались параллельно вероятные поса­ дочные скорости (в скобках), соответственно реальному значению с , , для рассматриваемого года. Значения т] в этих случаях определялись на основании цифр, заключенных в ск"обки. 3 Е. Е v е г 11 n g. VerglclclisgrOsseii zur l-&lugstatlsllk Z. F. M . , H . 10, 1928. п о с ш а х сам ^150Л^ з из-ov.„ Отсюда видно, что при возрастании V и неизмен­ ных: весе, мощности и аэродинамических характеристи­ ках самолета (с , с и / ) относительный прирост 1/, меньше, чем относительный прирост V . n o c х к р у ы л м 1 а к с 2 n o e S. H o e r n e r . Bcrechnung dcs Oberflachenrelhungswiderstandes schneller Flugzcugc. Lufilalirtforschung Л* 6, 3/X 1935.