* Данный текст распознан в автоматическом режиме, поэтому может содержать ошибки
967 АЭРОДИНАМИКА—АЭРО ДИСТ АНЦИОМЕТРЯЯ 968 против направления движения тела. Во всех ского возд. флота в Ленинграде, 7) Политех случаях, когда ось или плоскость симмет нического ин-та в Новочеркасске. З а г р а н и ц е й — в Германии: 1) Прандтля в Гётрии тела не совпадает с осью потока, или же тингене, 2) в Фридрихсгафене, 3) Юнкерса в при теле несимметричной формы, а также Дессау; во Франции: 1) Эйфеля в Отейле, у вращающегося тела,—возникают силы, на правленные под углом к потоку. При испыта 2) Аэротехнического института в Сен-Сире, ниях в аэродинамич. лабораториях профилей 3) Исси-ле-Мулино; в Англии: 1) Националь самолетных крыльев обычно полную силу воз ная физическая лаборатория (N.P.L.), 2) Roy душного сопротивления дают в виде двух ее al Aircraft Establishment (R.A.E.), 3) Вик слагающих—силы лобового сопротивления, керса близ Лондона; в США: 1) Bureau of направленной по потоку, и силы подъемной, Standards в Вашингтоне, 2) Ланглея, 3) Станперпендикулярной к последнему. Результа фор дского университета, 4) Массачузетского ты испытаний представляются обычно на гра института. фике (рис. 7) в виде к р и в о й — п о л я р ы Л и Л и т . : Ж у к о в е к и Й Н . Е . , О присоединенных л и е н т а л я , назы- вихрях, М., 1906; е г о ж е . Определение плоскопа раллельного потока жидкости на контур, который в Су i I ! ваемой так по имени пределе переходит в прямой, «Труды отд. физ. наук | J ; герм, ученого, впер Общества люб. естествознания», М., вып. 15; е г о ж е, вые ее предложив Теоретические основы воздухоплавания, Москва, 1925; Ч плы и шего. По горизон го апотокаг нан С. А., О давлении плоскопараллельно преграждающие тела, Москва, 1910; е г о тальной оси (оси аб ж е, Теория решетчатого крыла, М., 1914; е г о ж е , . 0.6 К общей теории крыла моноплана, М., 1922; е г о ж е , сцисс) отложены ве Схематическая теория разрезного крыла аэроплана, личины коэфициен«Научно-технический вестник», Москва, 1921, 4 и 6; тов лобового сопро П р а н д г л ь. Л . , Новейшие успехи прикладной аэро динамики, М., 1922; С т а н к е в и ч А. А., Аэродина тивления С у , а по мика как теоретич. основа авиации, П . , 1923; Ю р ь е в вертикальной (оси Б . Н . , Индуктивное сопротивление крыльев аэроплана, ординат) — коэфици «Труды ЦАГИ», М., 1926; А у з а н А. К . , Практиче ская аэродинамика самолета, М.—Л., 1932; К р а енты подъемной си е н л ь н и к о в П . П . , О точности аэродинамических лы Су. На различных испытаний, Москва, 1931; Г о л у б е в В. В . , Теория точках самой кри крыла аэроплана конечного размаха, М.—Л., 1931: P r a n d t l L . , Tragflugertheorie, I und I I Mitteilunвой отмечены у г л ы 0.4 gen, Berlin, 1918—19. А. Черемухип. а т а к и (угол между направлением пото АЭРОДИСТАНЦИОМЕТРИЯ, метод аэрона ка воздуха при поле вигационной практики, применяемый для к о н те и касательной к троля пути в маршрутных полетах. Сущность нижней поверхно А. заключается в том, что берется пеленг н а 0,3 сти крыла), при ко определенный ориентир, а затем измеряется торых они получены. до него дистанция. Измерение дистанции тре Как видно из ри бует первоначального определения вертикаль сунка 7, С имеет ного угла. После этого по высоте полета и по минимальное значе найденному значению вертикального угла на 0.2 ние на малых углах, ходят искомую ди С — максимальное станцию до ориен- ц N на углах 16—18°, с тира. Практически дальнейшим же уве это делается при по личением углов ата мощи специального ки Су падает. Нуль графика, т. н а з . н а подъёмной силы при в и г р а м м ы Da, ходится от 0 до —5, или по формуле D = —6° угла атаки в за =Н tg а, где Н—вы висимости от фор сота полета и а — мы крыла. В зависи вертикальный угол. мости от угла ата При пользовании ме ки равнодействую тодом А. выбирается щая всех сил давлений на крыло оказывается ориентир, сличимый приложенной в различных его точках. Зна с картой. Проложив ние положения равнодействующей, или ц е н на карте линию пе т р а д а в л е н и я , совершенно необходимо ленга (см. Аэропелен при конструировании самолетов для расчетов гация) и зная дистан устойчивости. Помимо перечисленного экс цию до этого ориен периментальная А. решает опытным путем тира, можно легко определить местоположе самые разнообразные вопросы, связанные с те ние самолета относительно земли. Произво чением воздуха. дя пеленгование и измерение дистанции одно го и того же ориентира несколько раз под Создание условий, необходимых для поста ряд, получают линию пути самолета на к а р новки экспериментов, приводит часто к весь ма сложным установкам и приборам и осу те, что дает возможность проверить правиль ность фактического путевого угла и путевой ществляется в аэродинамич. лабораториях, скорости. Этот метод м. б. иллюстрирован среди к-рых наибольшей известностью поль следующим примером. Предположим, что в = зуются следующие: в С о ю з е ССР—1) Цен полете несколько раз запеленгован ориентир трального аэро-гидродинамического ин-та W (рис.) и в момент каждого пеленгования (ЦАГИ) в Москве, 2) Геофизического ин-та определен вертикальный угол этого ориентира (с. Кучино близ Москвы), 3) Политехниче и рассчитана дистанция до него. Нанеся н а ского ин-та в Ленинграде, 4) Технологическо карте линии пеленгов и отложив на них со го ин-та в Харькове, 5) Военно-воздушной ответствующие дистанции, получаем ряд тоакадемии в Москве, 6) Института граждан х у