* Данный текст распознан в автоматическом режиме, поэтому может содержать ошибки
113 ИНДУКТИВНОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ 114 к-рые получатся при переходе ототносительного размаха А к относительному размаху А&. Угол скоса потока выражается ф-лой: * ~ Si + S + . . . + S где C , С , C ,..., Су— коэфф-ты подъемной Да = А Су . (16) силы каждого из планов полиплана; C , Если вычислить А д л я значения А, соот C ,..., С —соответственно коэфф-ты лобово ветствующего относительному размаху пер го сопротивления планов, a S , S , S — воначальной характеристики, то можно най ти скосы потока, получающиеся при этом площади каждого плана. крыле. Истинный угол атаки а —Да равен И. с. полиплана, имеющего одинаковой кажущемуся углу атаки д л я крыла бес ширины крылья, будет выражаться ф-лой, конечного размаха. Если мы имеем значе аналогичной ф-ле (14) ния С , выражаемые кривой по углу атаки а, моноплана; однако, ко то, проведя налево от оси ординат прямую эффициент А будет за (фиг. 10), выражаемую ур-ием. (16), полу висеть не только от от чим, что д л я каждого С скос потока будет носительного размаха выражаться соответствующей абсциссой этой плана, но также и от прямой. Если отнести кривую С к выше числа планов и их вза упомянутой прямой, то имного расположения. Для полипланов при получим кривую С по ближенное выражение д л я коэфф. А будет: истинным углам атаки. Если же отнести эту кри вую Су к прямой, выра где I—наибольший размах полиплана, ?— жаемой ур-ием Аа=А&С , несущая площадь всех планов, a F—заштри где А& соответствует А&, то хованная площадь, показанная на фиг. 8. получим выражение С . Если взять частный случай, когда все пла по углам атаки, соответ Фиг. 10. ны имеют одинаковый размах I, одинаковую ствующим относительно ширину крыльев Ъ, а расстояние между пла му размаху А&. По найденной характери нами равно ширине, то общая площадь стике С по а д л я нового относительного размаха А& можно на поляре Лилиенталя S = n•Ь • Z, где п—число планов. В этом случае площадь нанести и соответствующие каждому значе .F можно выразить след. обр.: F = (п — 1)Ь • I, нию Су углы атаки. Вместо только что описанных графических и ф-ла (15) получает такой вид: операций можно применить также и вычи . 2п сление. Имея характеристику монопланно~ я А + 4 ( п - 1) & го крыла определенного размаха А, будем, В частном случае, при п = 1 , она переходит следовательно, иметь соответствующие друг в ф-лу для моноплана, выведенную выше. другу величины а, С и С . Вписываем их Наиболее часто применяемой на практике задачей является переход от крыла с одним в первые три столбца таблицы. относительным размахом к другому. Если Т а б л и ц а д л я в ы ч и с л е н и я х а р а к т е р и ы пр мы имеем для данного размаха А поляру с т и к и к р р алзам а х аи п е р е х о д е у о т о д н о г о к другом . Лилиенталя, то можно определить д л я ка ждого угла атаки профильное сопротивле 11 2 3 1 4 5 10 6 7 8 9 ние, т. е. найти характеристику этого крыла для бесконечного размаха, вычптая из абс е. цисс кривой Лилиенталя абсциссы парабо и Si CJ лы И. с , построенной д л я значения А. На -Si О О о -< + 1 о ходя параболу И. с. д л я другого относи О -< <-< < + О тельного размаха А& и прикладывая к не н -< 1 о о II II II му профильное сопротивление, найдем но II II в I II «г II О I I вую поляру для отно а а о -< О О О < а О в О сительного размаха А&. < Однако, от относитель Так к а к лобовое сопротивление является ного размаха зависит суммой сопротивлений индуктивного С и также и скос потока; профильного С , при чем С - зависит как от поэтому при определен относительного размаха А, так и от соответ ных значениях подъем ствующей комбинации крыльев (моноплан, ной силы как при бес биплан и т. д.), а С —от индивидуальных конечном размахе, так свойств профиля, то переход от одного отно и при новом конечном А& сительного размаха к другому или от одной углы атаки изменятся комбинации крыльев к другой будет заклю за счет различных ско чаться в соответствующем изменении И. с. сов потока. Вычисление C , а также и угла атаки а для каждого С . характеристики крыла Т. о., в 4-й столбец вписываются значения C при переходе от одного для того относительного размаха или для размаха к другому мож той комбинации крыльев, д л я к-рой имеет Фиг. 9. но делать графич. или ся характеристика. G определяется по ф-ле аналитич. путем. На фиг. 9 показан графич. метод такого вычисления при нахождении С = А • С. Вычитая из общего сопротивле самой поляры. Остается определить те углы ния С И. с. С , получим профильное со атаки, соответствующие определенному С , противление С (5-й столбец). Углы атаки, • • + Cx n n & Sri C t Vl Уъ 1Jz Xl Xz Хп x 2 n у у у е у у у у у хХ { р г р t у t ix и х х и у р