* Данный текст распознан в автоматическом режиме, поэтому может содержать ошибки
847 АЭРОДИНАМИКА 848 в изучении свойств аэроплана и его дета лей, как-то: в определении его статической устойчивости, эффектов действия органов управления, исследовании винтов и т. п. У нас в СССР всякая вновь сконструиро ванная машина, до выпуска ее в первый полет, д. б. испытана в виде модели в аэро динамической трубе на устойчивость. Кроме нахождения сил, действующих на тела, помещенные в поток, аэродииамическ. исследования касаются также нахождения распределения давления около этих тел, определения скоростей в потоке, т. е. на хождения т. н. скоростного поля, и т. п. Эти исследования производятся как в аэро динамич. трубах с моделями, так и с дей ствительными объектами в натуральную величину. Примером последнего может служить нахоясдение распределения давле ния по крыльям летящего аэроплана, кото рое находится путем дренирования крыльев аэроплана и записью соответствующими манометрами, число которых иногда доходит до нескольких сот. Отдельно стоят аэроди намические исследования аэропланов в не установившемся движении. Эти исследова ния ведутся гл. обр. с аэропланами в нату ре и заключаются в нахождении помощью соответствующих приборов моментов и сил, действующих в этом случае на летящий аэроплан (см. Динамика полета). Экспериментальная А. применяется во многих отраслях техники, но наибольшее применение она получила в авиации — в теории аэроплана. В аэроплане часть эле ментов имеет лобовое сопротивление и подъ емную силу, а часть — т о л ь к о лобовое со противление. Т. о. если к лобовому сопро тивлению крыльев прибавить лобовое со противление других частей аэроплана, то мы получим полное лобовое сопротивление аэроплана. Обычно подъемной силой других частей, кроме крыльев, пренебрегают; т. о. можно получить характеристику уже всего аэроплана, если к характеристике кры льев прибавить это полное лобовое со противление {Са = = С + С& ). Если предполагать также, что от угла атаки это добавочное ло бовое сопротивление не зависит, то поляру Лилиенталя для все го самолета мы по лучим, отодвинув всю кривую || оси ординат на эту до бавочную величину (фиг. 15). Отношение Ф и г . 15. П о л я р а Л и л и е н Су_ таля всего самолета. будет качеством С« всего аэроплана; его можно найти, проведя лучи из начала к соответств. углам на поляре (при одинаковых масштабах осей координат). Максимальное качество рав но tg угла наклона касательной, прове денной из начала координат (обычно это качество изменяется для различных аэро планов в пределах от 6 до 12). х х На аэроплан в равномерном установив шемся горизонтальном полете (фиг. 16) дей ствуют силы: 1) вес аэроплана G, 2) подъ емная сила аэроплана Р, 3) лобовое со противление Q и 4) сила тяги винта Ф. При указанных условиях полета равно действующая всех сил и момент относи тельно центра тяжести аэроплана д. б. равны Ф и г . 16. С х е м а у с и л и й в г о р и з о н т а л ь н о м аэроплана. полете нулю. Б . ч. при аэродинамич. расчете мо менты сил, вследствие их небольшой ве личины, не принимаются во внимание (т. к. предполагается, что летчик рулями устана вливает равновесие аэроплана), а рассма тривают только равнодействующую сил. Т. о. надо, чтобы сила тяги была равна лобовому сопротивлению, а сила тялеести — подъем, силе; это приводит нас к условию: Ф=С ^ (9) и P=G=C QSv*. (10) Эти формулы являются основными форму лами аэродинамического расчета самолета. Мощность в IP, потребляемая аэропланом при горизонтальном . полете на различных углах атаки, выразится: &v 1 (Н) 7э 75 Вместе с предыдущим равенством (9) мы получаем тяги и мощности, потребные для горизонтального полета аэроплана. Мож но, т. о., составить кривые тяги- и мощно стей в зависимости от скорости полета для данного аэроплана, т. е. аэроплана данного веса, аэродинамически определяемого соот ветствующей ему характеристикой, по фор мулам (9) и (11), принимая во внимание ра венство (10), к-рое обусловливает горизон тальность полета. Такие кривые называют ся к р и в ы м и П э н о . Т . к . с высотой плотность воздуха меняется, то, изменяя Q соответствующим образом (см. Атмосфера стандартная), или просто изменяя масштаб скорости, можно найти кривые Пэно и для разных высот. Кривые Пэно имеют мини мумы как тяги, так и мощности. Угол атаки, при котором тратится наименьшая тяга для самолета при горизонтальном полете, называется н а и в ы г о д н е й ш и м у г л о м а т а к и , угол же, при к-ром тратится наи меньшая мощность — э к о н о м и ч е с к и м у г л о м а т а к и . Экономический угол ата ки всегда больше наивыгоднейшего, по этому и скорость, соответствующая наи выгоднейшему углу, больше экономиче ской скорости. Движение аэроплана по наклонным к горизонту траекториям без а y п а ч