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

СОВЕРШЕНСТВОВАНИЕ АЭРОДИНАМИКИ САМОЛЕТА перехода пограничного слоя из ламинарного состояния в турбулентное. В условиях, полета при современных скоростях пограничный слой можно считать практически па всем протяже­ нии крыла турбулентным и в соответствии с этим влияние расположения заклепок по хорде приблизительно ннвеллируется. Этим объясняется стремление ряда конструкторов в последнее время применять клепку впотай на всей поверхности крыла, а не только в его передней части. По данным N P L установка девяти рядов заклепок с отношением диаметра к высоте 1 ления самолета. Несомненно, что большую роль в этом вопросе может сыграть правиль­ ный выбор формы профиля крыла, носовой части фюзеляжа и надстроек на фюзеляже. Винты изменяемого шага Успешное разрешение вопроса о конструк­ ции винта изменяемого в полете шага, работа над созданием которого проводилась уже сначала прошлого десятилетия, было важней­ шим этапом в развитии как скоростных, так и тяжелых самолетод н в особенности гидро­ самолетов. Когда скорость самолета была невелика — порядка 2 0 0 — 2 5 0 км1час — потребность в при­ менении винтов изменяемого шага почти не ощущалась, так как при сравнительно не­ большом диапазоне скоростей самолета, винт фиксированного шага, спроектированный для режима максимальной скорости, при переходе на режим подъема не давал заметного пони­ жения числа оборотов и к. п. д. С увеличе­ нием диапазона скоростей потеря мощности на режиме взлета и подъема возрастала, тре­ буя применения винта изменяемого шага, который мог бы обеспечить необходимую по­ лезную мощность на всех рабочих режимах. у = 5 и интервалом между рядами в 0,1 С А Х дала увеличение ^ „ „ н крыла на 2 7 % , что при максимальной скорости V„ нс = 500 км/час приводит к уменьшению скорости на 20 км/час. На фиг. 7 9 дано изменение с в зависи­ мости от чисел Рейнольдса для гладкого крыла и для крыла с 1 2 рядами заклепок на 8 2 % С А Х . Увеличение с » по сравнению с глад­ ким крылом при Re = 1 • 1 0 ° составляет здесь 35%. Л хШ1Я хЯК ОМ 1 0,010 \ "ч? Ч -/ —• о,ооА о.з 0,5 I г s Re-to* ю Фиг. 79. Влияние заклепок на профильна сонрэгив&. ление крыла NACA-0012; 1- гладкое крыло: 2—крыло с 12 рядами заклепок Полетный эксперимент, поставленный в последнее время М. Джонсом (Англия), по­ казал на возможность, при весьма тщательной отделке поверхности крыла, сохранения на значительном участке хорды крыла, даже при больших числах Рейнольдса, ламинарного по­ граничного слоя. При этом самые незначи­ тельные неровности, как, например, наклеен­ ный на носок крыла лист писчей бумаги при­ водит к скачкообразному переходу погранич­ ного слоя из ламинарного в турбулентный и к возрастанию лобового сопротивления. Опыты Джонса открывают широкую перспективу дальнейшего уменьшения лобового сопротив­ 1 V км/час воо Фиг. 80. Изменение полезной мощности при винтах различного типа 1-винг фиксированного шага: 2 пинт изменяемого шага на дпа положения; 3—пинт с постоянным числом оборотов R 4 M № 1789, 1937 г. Справочник по иностр. самолетам Применение винтов изменяемого шага вна­ чале с двумя рабочими положениями лопа­ стей, а затем с непрерывно изменяющимся шагом (винтов-автоматов) дало возможность повысить к. п. д. па режимах малых и средних скоростей и сохранять при всех эволюциях самолета число оборотов, а следовательно, и мощность мотора на данной высоте постоян­ ными. На фиг. 8 0 представлена примерная — 8 _ R7