* Данный текст распознан в автоматическом режиме, поэтому может содержать ошибки
СОВЕРШЕНСТВОВАНИЕ АЭРОДИНАМИКИ САМОЛЕТА еле большое значение имеет применение мо тивления трения в общем лобовом сопротив торов с удлиненными валами. лении становилась все более и более ощути Параллельно с усовершенствованием капо мой. Если для самолетов периода 1928—1929 гг. тов моторов воздушного охлаждения большие доля сопротивления трения составляла 2 5 — успехи были достигнуты в капотировании 30°/ , то для самолетов 1934—1935 гг. относи радиаторов моторов жидкостного охлажде тельная величина ее повыснлась»до 50—•60%, а для современных скоростных самолетов она ния. Первым шагом в этом направлении было применение выдвижных радиаторов, ло составляет более 60"/ . Например, для развед бовую площадь которых, находящуюся в по чика Фэйри „Фокс" выпуска 1928 г. и граждан токе, можно было уменьшить при увеличе ского самолета Хейнкель Не-70 выпуска 1932 г. нии скорости полета. Затем радиатор стали относительная величина сопротивления трения помещать в тоннель, построенный по тому составляет 24 и 58°/ соответственно. же принципу, что и капот N A C A ; устройством Полученная Прапдтлем и Шлихтипгом за регулируемой выходной щели тоннеля ока висимость коэфициента трения плоской плас залось возможным при достаточном охлаж тинки от числа Рейпольдса при различной дении на взлете свести к const минимуму лобовое сопро УЬ=5-Ю ПО 2Ю 3-Ю 5-Ю НО&& 2Ю" 5 10* 110 2-W Кг тивление на режиме мак симальной скорости. На 0,00500 конец, при расположении .тоннеля внутри фюзеля жа, моторной гондолы или крыла (как например, на самолете РенаЬ R-3G) лобовое сопротивление за счет внешнего обтекания может быть практически сведено к нулю. Большой выигрыш дал также пе реход к охлаждению мо торов жидкостями с вы сокой температурой ки пения (например, этиленгликоль) или водой под давлением, что позволило уменьшить площадь ра Фиг. 7G. Коэфициент сопротивления трения плоской пластинки по Прандтлю и Шлихтингу диаторов на 20—40%. Успехи, достигнутые в относительной шероховатости области совершенствования аэродинамики ра величине диаторов, наглядно характеризуются сле - у , где K — высота бугорка шероховатости, дующими цифрами. При скорости полета порядка 600 кмчас выдвижной радиатор, Ъ — длина пластинки, дает (фиг. 76) нагляд являвшийся в свое время большим усовер ное представление о возрастании требований шенствованием по сравнению с лобовым ра к гладкости поверхностей самолета при уве диатором, потребовал бы на свое перемеще личении скорости полета. Для каждой вели ние затраты 40—50°/ мощности мотора. чины бугорка шероховатости существует свое Между тем на современный х о р о ш о спроек „критическое" число Рейнольдса, при кото тированный тоннельный радиатор, скрытый в ром бугорок выходит за пределы так назы фюзеляже и снабженный устройством для ваемого ламинарного подслоя;начиная с это регулирования выходного отверстия тоннеля, го числа Рейнольдса, коэфициент трения, ра затрачивается лишь 4 — 6 / мощности мотора. нее убывавший с возрастанием Re, остается Параллельно с усовершенствованием ка постоянным независимо от увеличения Re. потов и радиаторов большие успехи были Если высота бугорка шероховатости мельше достигнуты в уменьшении относительных га критической для данного Re, то пластинку баритов моторов как воздушного, так и жид можно назвать аэродинамически гладкой и костного охлаждения благодаря созданию дальнейшее уменьшение шероховатости не двухрядных звоздообразных, рядных перевер имеет смысла. Так, если крыло истребителя нутых V-образных и Н-образиых моторов с хордой Ь = ,7 м при скорости полета воздушного и жидкостного охлаждения. 1/ = 200 кмчас (Re — 6,5 -Ш ) можно считать аэродинамически гладким при средней вели чине зерна шероховатости А ^ < 0,034 мм Сопротивление трения 0 п 0 2 3 3 3 3 s s h s 0 0 0 с П о мере совершенствования формы само лета и увеличения его скорости, доля сопро •±=5. . к . то при увеличении скорости _ 55 _