Крыло (см. также Профиль крыловой)

В части 2 рассмотрены гиперзвуковые течения,, элементы магнитной гидродинамики, течения разреженных газов, а также теории крыла и решеток крыловых профилей. В пятое издание (4-е изд.— 1976 г.) включены материалы по численным методам, сверхзвуковой газовой динамике, новые сведения о струях и спутном потоке. [c.2]

В гл. 1—3 книги в форме вопросов и задач рассматриваются основные сведения из аэродинамики, кинематика и динамика газообразной среды, позволяющие глубоко изучить важнейшие математические модели аэродинамики (уравнения Эйлера, Навье—Стокса, неразрывности и цр.). В гл. 4 и 5 приводится необходимая информация о скачкообразных процессах и расчете параметров при сверхзвуковом течении газа (метод характеристик). Широкий круг вопросов и задач, помещенных в гл. 6—8, относится к одному из основополагающих направлений аэродинамики— теории и методам расчета обтекания профиля крыла, а также несущей поверхности как одного из элементов летательного аппарата. [c.4]

Формы профилей крыльев современных самолетов, а также лопаток турбин и насосов, как правило, окончательно отрабатываются экспериментально. Исходными формами профилей для создания серий часто служат теоретические профили, полученные методом конформных отображений. [c.202]

Предпринимались попытки построения, более строгой теории широкополосного шума, создаваемого случайными нагрузками на движущейся лопасти. Проведено исследование шума изолированного профиля, возникающего вследствие турбулентности пограничного слоя и вихревого следа, а также шума крыльев и вращающихся лопастей при обтекании их турбулентным потоком. Установлено, что широкополосный шум несущего винта [c.832]

Крыло (см. также Профиль крыловой) [c.732]

Влияние несимметричности профиля (а также установки крыла под некоторым углом атаки) на обтекание можно рассматривать как добавление некоторого потока к тому, который имеется при симметричном обтекании. Этот добавочный поток представляет собой круговое (циркуляционное) движение воздуха, [c.52]

Опасность появления застойной области, которая уменьшает подъемную силу, равно как увеличивает лобовое сопротивление, прежде всего возникает при больших углах атаки. Для того чтобы задержать появление застойной области, весьма полезно также слегка искривить профиль крыла книзу. В предельном случае профиля в виде дуги окружности легко убедиться в том, что этот прием позволяет избежать бесконечного значения скорости на передней кромке в общем случае течений Жуковского это приводит к значительному уменьшению градиента противодавления на верхней (подсосной) стороне. [c.64]

Однако с точки зрения практики наиболее важными вопросами являются определение сечений крыла, формы в плане и формы профилей, способствующих задержке критических явлений, именно возрастание сопротивления и падения подъемной силы при числах Маха, приближающихся к единице. Известно, что одним из важных приемов для достижения этого является использование большой стреловидности основная идея этого приема заключается в уменьшении эффективного числа Маха потока, которое предполагается равным числу Маха составляющей скорости полета, нормальной к передней кромке крыла. Тщательное исследование трансзвуковых явлений для стреловидных крыльев также важно при сверхзвуковых полетах, так как стреловидность создает трансзвуковые условия полета на некоторых частях крыла, даже если число Маха много больше, чем единица. [c.69]

Как уже было упомянуто в предыдущем параграфе, можно сохранить пограничный слой около крыла на значительном протяжении ламинарным и тем самым уменьшить сопротивление трения, если переместить место наибольшей толщины профиля возможно дальше назад — к концу профиля . Самый нижний профиль на рис. 155, а также профиль Ъ на рис. 156 имеют именно такую форму. В верхней части рис. 156 изображено распределение [c.268]

Отрывные течения возникают, например, перед уступом, обращенным навстречу потоку, или за уступом, расположенным по потоку, а также в выемках и на верхней поверхности крыло- вого профиля. Отрывное течение, образующееся перед уступом, принадлежит к отрывным клиновидным течениям течения в выемках принадлежат к отрывным возвратно-циркуляционным течениям, а отрывные течения около крылового профиля — к отрывным пузырям. Отрывное клиновидное течение характеризуется относительно малой величиной угла наклона течения к поверхности тела в точках отрыва и присоединения, в то время как при отрывных возвратно-циркуляционных течениях поверхность тела в точках отрыва и присоединения в общем случае почти перпендикулярна направлению течения. Отрывные течения этих [c.8]

Распределение местных скоростей и давлений по контуру профиля крыла также легко определить. В самом деле, комплексная скорость в плоскости определяется формулой [c.308]

Начала гидродинамики, послужившие основой для развития теории движения жидкостей с большими скоростями, можно отметить уже в работах Н. Е. Жуковского о струйных течениях и о волновом сопротивлении, а также в работах С. А. Чаплыгина по теории неустановившихся движений профиля крыла в плоскопараллельных потоках, В дальнейшем, начиная с 1932 г., теория неустановившихся движений жидкости и движений тел с большой скоростью в жидкости разрабатывалась в ЦАГИ, где и были заложены основы теории удара о воду, теории волнового сопротивления, теории глиссирования и подводного крыла. [c.37]

Далее, задаваясь последовательными значениями 0 (от О до 2т.) и определяя по (б) соответствующие значения находят по чертежу профиля крыла величины ординат з также и проведенных через выбран- [c.185]

Зная в каждом сечении крыла его профиль. Су, ширину крыла Ь и следовательно кажущийся угол атаки а, можно найти в каждом сечении скос потока, а также и истинный угол атаки а = а — Ла. Т. к. в общем случае ур-ие (5) не интегрируется в простых ф-иях, то для нахождения характеристики сложного крыла приходится пользоваться следующим приближенным методом. Задаются распределением циркуляции вдоль размаха крыла и определяют в каждом его сечении скос потока Л а зная же Л а и угол атаки а, можно найти и а—Да. Затем определяют новую кривую распределения циркуляции по [c.59]

Рассматривая движения при парении на странице 128, мы уже видели, что птицы, благодаря особенно выгодным формам их крыльев, имеют дело с сопротивлениями воздуха, наклоненными значительно более вперед, чем те, которые мы были в состоянии обнаружить нашими опытами. Мы должны были принять на стр. 137, что сопротивления, при известных малых углах, направлены приблизительно на 1Уз° вперед. На основании этого для поверхности, наклоненной под 3°, нужно допустить, что сопротивление направится позади нормали не под 3°, а лишь под 1Уз. Последствием этого было бы уменьшение задерживающей составляющей на половину, а работа полета прямо пропорциональна этой составляющей. Таким путем механическая работа аиста сократится с 2,7 kgm на 1,35 kgm. Возможно также, что на уменьшение силы как при парении, так и при гребном полете, влияет профиль крыла в направлении, перпендикулярном движению. Исследование этого явления, равно как и точное определение возрастания сопротивления от ударного действия при гребном полете, потребовало бы постройки и испытания приборов, представляющих собой точную копию форм и движения птиц. Это равносильно исследованию последних тончайших различий в действии сопротивления воздуха с помощью практического обращения с летательными аппаратами, и, конечно, за этим дело не станет, если только предварительно будут выработаны истинные основные положения. [c.175]

Число различных видов массовых сил невелико. Это — сила тяжести (вес) F = д, Ф рд ж вообще гравитационные силы, подчиняющиеся закону всемирного тяготения Ньютона электромагнитные силы силы инерции, которые приходится вводить при изучении движения в неинерциальных системах координат и которые с точки зрения самого движущегося тела являются обычными реальными внешними массовыми силами. Иногда при изучении конкретных движений сплошной среды массовые силы вводятся искусственно. Так, например, рассматривая движение профиля крыла в жидкости, можно считать, что область, занятая профилем крыла, также заполнена жидкостью, но для того, чтобы искусственно введенная жидкость продолжала двигаться как профиль крыла, к ней необходимо приложить распределенные массовые силы. [c.134]

Какой вид имеют уравнения неразрывности в декартовых координатах, используемые для исследования установивиегося обтекания сжимаемой жидкостью профиля крыла, а также крыла конечного размаха (рис. 2.5) [c.42]

Экспериментальные исследования профилей крыльев выявили сильную зависимость положения места перехода от градиента давления внешнего течения. При этом оказалось, что в первом приближении координата точки минимума давления определяет место перехода. В свою очередь эта координата также с известным приближением совпадает с местом наибольшей толщины профиля. Поэтому ламинаризированные профили с большой протяженностью ламинарного пограничного слоя имеют смещенные к задней кромке участки наибольшей толщины. По экспериментальным данным, точка минимума давления может быть удалена от передней кромки на расстояние 60—65% хорды профиля. Сопротивление такого профиля, обусловленное воздействием ламинарного трения, может быть снижено по сравнению с обычным профилем в полтора-два раза. [c.90]

Вывой.Полученные результаты показывают, что форма и размеры носового профиля крыла существенно влияют не только на уровень температур в профиле, но также и на разность Д/ между максимальной и минимальной /33 температурами. Чем меньше Д/, тем ниже термические напряжения и деформации в конструкции. [c.377]

В постановке и решении ряда задач аэродинамики, в частности для схематизации движения воздуха и его действия на тела, немаловажную роль ыграли различные гидродинамические модели [26] При этом большую роль сыграли ударная теория сопротивления И. Ньютона (1686 г.), теория идеальной несжимаемой жидкости, разработанная Д. Бернулли (1738 г.) л Л. Эйлером (1769 г.), теория вязкой несжимаемой жидкости, созданная А. Навье (1822 г.) и Дж. Г. Стоксом (1845 г.), теория струйного обтекания тел, развитая Г. Гельмгольцем (1868 г.), Г. Кирхгофом (1869 г.), а в дальнейшем Рэлеем (1876 г.), Д. К. Бобылевым (1881 г.), Н. Е. Жуковским (1890 г.), Дж. Мичеллом (1890 г.), А. Лявом (1891 г.). Особое значение для становления аэродинамики имели работы Г. Гельмгольца, заложившего основы теории вихревого движения жидкости (1858 г.). В начале XIX в. появились понятия подъемной силы (Дж. Кейли) и центра давления. Дж. Кейли впервые попытался сформулировать основную задачу расчета полета аппарата тяжелее воздуха как определение размеров несуш,ей поверхности для заданной подъемной силы [27, с. 8]. В его статье О воздушном плавании (1809 г.) предложена схема работы плоского крыла в потоке воздуха, установлена связь между углом атаки, подъемной силой и сопротивлением, отмечена роль профиля крыла и хвостового оперения в обеспечении продольной устойчивости летательного аппарата я т. п. [28]. Кейли также занимался экспериментами на ротативной маши-де. Однако его исследования не были замечены современниками и не получили практического использования. [c.283]

Колебания скорости, возникаюихие вблизи критической точки, не передаются вдоль потока, а разделяются благодаря отрыву в области за точкой перегиба линий тока. Последние исследования, проведенные цифровым методом, показали, что расположенную вблизи критической точки неустойчивую область нельзя отождествлять с периодическим отрывом, возникающим сразу же за носовой частью тонкого профиля ( передняя зона отрыва ). Точнее, речь идет о неустойчивой области в окрестности передней критической точки (более подходящим названием было бы граничная линия застойной неустойчивой зоны ). Опыты Пирси и Ричардсона ценны тем, что, помимо измерений на профиле крыла и профиле направляющей лопатки, они провели опыты с цилиндром, для которого также наблюдается неустойчивость вблизи передней критической точки. Для тонкого профиля при наличии зоны отрыва область с периодическим отрывом вихрей подвергается влиянию предшествующей. неустойчивости. Кроме того, на область неустойчивости вблизи критической точки в значительной степени влияет отсосная щель, расположенная за носовой частью. В действительности здесь наблюдается нарастание турбулентных пульсаций. [c.261]

Зная параболу метацентров и величину силы, мы можем найти точку приложения силы при любом угле атаки. Возможен замечательный предельный случай, также указанный в работе, когда парабола вырождается в пару полупрямых в этом случае поддерживающая сила при всяком угле атаки проходит через неподвижную точку — фокус дегенерированной параболы. Важность параболы метацентров для изучения интегральных свойств действия сил на крыло приводит далее С.А. Чаплыгина к идее заменять, вообще говоря, весьма сложные по своим свойствам профили более простыми, но имеющими ту же параболу метацентров, как и данные профили можно, например, выбрать для всех практически пригодных профилей крыльев профили в форме дуги круга. Такие профили называются изображающими для данного крыла. Можно, наконец, выбрать изображающую дугу таким образом, что не только парабола метацентров, но и величина подъемной силы и опрокидывающий момент будут равны у данного профиля и у его изображающей дуги. Такие дуги называются главными изображающими дугами. С точки зрения изучения работы крыла как целого, нри условии его полного обтекания потоком, изучение свойств крыла вполне заменяется изучением аэродинамических свойств его главной изображающей дуги. Мы считаем эту идею чрезвычайно плодотворной по тем приложениям, которые из нее можно получить к сожалению, последующими исследователями эти глубокие идеи не были эазвиты ). [c.167]

При малых углах атаки подъемная сила растет линейно с увеличением угла а. Следовательно, величина Су также растет пропорционально а (рис. 329). Но такой рост продолжается только до некоторого значения угла атаки а , далее коэффициент (или подъемная сила) начинает расти медленнее, наконец, Досги ает максимума при некотором значении кр и при дальнейшем возрастании а начинает падать. Значение кр называется критическим углом атаки, величина его (порядка 10—IS ") зависит главным образом от формы профиля крыла II от числа Рейнольдса. Величина С зывается максимальным С [c.404]

Теперь применим то же рассуждение к наклонной плоскостной пластине, для того чтобы изучить законы подъемной силы, созданной тонким профилем крыла. Вывод заключается в том, что положительное давление создается на нижией поверхпости, а отрицательное давление — на верхней (рис. 45). Величины измепения давления соответственно - -ри а л/М — 1 и —pU a/ /M — 1, где а — угол атаки. Поэтому подъемная сила, действующая на площадь крыла, равную S, составляет 2р11 аЗ/ УМ — 1, а коэффициент подъемной силы Сь, определенный как (Lift) div pU S, становится равным 4а/л/М — 1. Например, в соответствии с этой формулой, Сь равняется 4а, если М — л/2 или 1,41, и равняется 1,41а, если М — 3. Коэффициент подъемной силы уменьшается с увеличением числа Маха. Это также верно для коэффициента лобового сопротивления. [c.118]

Как мы видели в главе II, теория крыла должна рассматривать двумерные задачи крыльев бесконечного размаха и трехмерные задачи крыльев конечного размаха. Эти два класса задач встречаются также в сверхзвуковой теории крыла. Приведенное выше решение Акерета является решением для двумерной задачи в линеаризованном виде, т. е. в соответствии с нредноложеннем, что скорости, создаваемые наличием профиля крыла, малы но сравнению со скоростью полета. Дальнейшие приближения будут рассмотрены в следуюш,ем разделе. При обраш,ении к трехмерной задаче большинство исследователей использовали линеаризованную теорию. С номош,ью этого нриближеппого метода было накоплено обширное количество теоретической информации, особенно в последние десять лет, относительно теории распределения подъемной силы и вычисления индуктивного сопротивления и волнового сопротивления для различных форм сверхзвуковых крыльев. Этой работе в значительной мере способствовал тот факт, что трехмерную задачу установившегося сверхзвукового течения можно свести к задаче двумерного распространения волн. [c.121]

В этой ситуации соображение подобия, которое я предложил и назвал правилом околозвукового подобия, окажет хорошую услугу, поскольку оно позволяет перенести экспериментальные результаты от одного случая к другому [18]. Предположим, что у пас есть два тонких профиля крыла, которые геометрически подобны в том смысле, что опи стали бы идентичными, если изменяется масштаб толщины. Например, можно сравнить два профиля крыла одно 3-х процентной, а другое 6-нроцентпой максимальной толщины распределепие ординат, выраженное па основе максимальной ординаты, является тождественным. На основе рассмотрения уравнений движения течения установим, относительно двумерного течения, что структура потока должна быть подобна, если отношение / 1 — М имеет одинаковое значение, где I — максимальная относительная толщина, а М — число Маха. Следовательно, если у пас есть величина распределепия давления, коэффициент подъемной силы или коэффициент лобового сопротивления для одного из профилей крыла как функций числа Маха, мы сможем рассчитать соответствующие величины для других подобных профилей крыла с различной относительной толщиной. Прогнозы на основании правила подобия очень хорошо соответствуют экспериментам. Установлено также, что правило подобия приблизительно верно, даже если в течении появляются относительно слабые ударные волны. [c.134]

С практической точки зрения значительный прогресс достигнут также в конструкции воздушного винта. Хочу отметить автоматическое управление но тангажу и реверс тяги последнее используется в современных самолетах для торможения. Иногда воздушный винт может войти в реверс тяги, даже если он не предназначен для этого конструкция, но-видимому, еще не является достаточно совершенной. Последние достижения касаются винтов для очень высоких скоростей, нанример, сверхзвуковых. Трудность здесь состоит в том, как мы видели в главе IV, что лобовое сопротивление на сверхзвуковых скоростях зависит в значительной степени от толщины профиля крыла. Поэтому сверхзвуковой воздушный впит должен иметь очень топкие лопасти, которые, однако, вызывают трудности возможного колебания и чрезмерной деформации. Таким образом, конструкция таких винтов и поиск подходящих материалов и формы лонастей представляет серьезную проблему. [c.176]

Теория пограничного слоя получила значительное развитие благодаря работам советских ученых см., например Дородницын A.A., Пограничный слой в сжимаемом газе. Прикл. мат. и мех., т. VI (1942), №6 КочинП.Е. и Лойцян-ский Л. Г., Об одном приближенном методе расчета ламинарного пограничного слоя. Докл. АН СССР, т. XXXVI (1942), №9 Лойцянский Л. Г., Приближенный метод расчета турбулентного пограничного слоя на профиле крыла. Прикл. мат. и мех., т. IX (1945), №6 см. также Лойцянский Л. Г., Аэродинамика пограничного слоя. Ленинград, 1941. Прим. пер.) [c.156]

Кутта и Жуковский изучили профили, получавшиеся следующим образом окружность, обтекаемая жидкостью в плоскости С конформно отображалась на плоскость г таким образом, что другая окружность, пересекавшая в плоскости первую (или касавшаяся ее), переходила в прямолинейный отрезок на плоскости г. Однако таким путем удавалось получить профили только вполне определенного вида. Карман и Треффц , используя конформное отображение кругового двуугольника, получили ряд других профилей. Ми-зес указал отображения, которые дают многие другие профили, в том числе и профили с постоянным центром давления. В результате многочисленных дальнейших работ , из которых особо следует упомянуть работы Теодореса и Гаррика , были разработаны методы, позволяющие рассчитать потенциальное течение с циркуляцией около любого заданного профиля, следовательно, позволяющие вычислить также распределение давления вдоль профиля, Был найден способ приближенного решения и обратной задачи отыскания профиля, на котором имеет место заданное распределение давления . Далее были разработаны теоретические методы для расчета двухмерного обтекания биплана. В этой области фундаментальное значение имеет работа Гаррика полученные им результаты применимы также к разрезному крылу и к крылу с подвесным закрылком. [c.279]

В [5] приведены необычные на первый взгляд сведения о том, что после укорочения задних (кормовых) участков профилей крыла и киля самолета Конкорд путем введения донного торца сопротивление уменьшилось. Аналогичные результаты получены в [6] при экспериментальном исследовании обтекания дозвуковым и трансзвуковым потоком осесимметричного тела с задним торцом. Исследования проведены при разных укорочениях тела путем введения торца. Эти результаты также показывают, что введение донного торца до определенного размера не увеличивает сопротивление. [c.489]

В это же время П. А. Вальтером (1932) было вычислено второе приближение в методе Рейли — Янцена для задачи обтекания профиля крыла. Однако громоздкость вычислений по этому методу делала его малопригодным для практического использования. Развитие теории иошло по другому пути, для которого отправным пунктом послужила система линейных уравнений в плоскости годографа скорости. Начало развитию этого направления и вообще развитию точной теории стационарных движений газа было положено еще С. А. Чаплыгиным в его диссертации О газовых струях (1902). В этой работе были решены некоторые задачи, явившиеся обобщением теории струйных течений Гельмгольца — Кирхгофа на случай сжимаемой жидкости, а также предложен весьма простой приближенный метод интегрирования уравнений газовой динамики, основанный на аппроксимации точной адиабатической зависимости р — р (р) подходящим образом выбранной линейной зависимостью р = А Bip. Н. А. Слезкин (1935, 1937) рассмотрел в приближенной постановке Чаплыгина задачи о струйном и сплошном бесциркуляционных обтеканиях. [c.98]

Указанное выше первое приближение метода Христиановича при пренебрежении деформацией профиля содержало соответствующее правило пересчета распределения безразмерной скорости по профилю, получаемого при его обтекании потоком несжимаемой жидкости, на распределение этой скорости при обтекании профиля потоком сжимаемой жидкости ). Это правило сводило также задачу об определении критического числа при обтекании профиля газом к задаче об определении на нем минимального коэффициента давления при его обтекании несжимаемой жидкостью. Расчеты по учету сжимаемости воздуха в указанном выше упрощенном виде дали удовлетворительное совпадение с экспериментом и нашли в то время широкое применение при аэродинамическом проектировании профилей крыльев, предназначенных для полета с большими дозвуковыми скоростями. Подробные исследования влияния сжимаемости воздуха на аэродинамические характеристики профилей (на основе метода С. А. Христиановича) были выполнены В. С. Полядским (1943). [c.99]

Метод интегральных соотношений в изложенной форме может быть применен и к расчету гиперзвуковых течений около тонких тел с малым затуплением переднего конца. Как уже говорилось, при обтекании таких тел вблизи поверхности тела образуется слой с высокой энтропией и малой плотностью газа. В этом слое нарушается закон плоских сечений и тем самым нарушается предположение, приводящее к эквивалентности задачи обтекания и задачи нестационарного движения газа на плоскости. Однако при использовании описанного метода интегральных соотношений теми ч ленами в них, которые связаны с наличием продольного движения газа в пространстве, можно пренебречь, так как они малы вследствие мадой массы газа, протекающего в высокоэнтропийном слое. Внутреннюю же энергию газа, текущего в этом слое, нужно учитывать, так как толщина слоя не мала. В этих предположениях Г. Г. Черный (1957) дал первые теоретические решения задач о неавтомодельном обтекании тел, рассмотрев обтекание тонкого клина и тонкого конуса с малым затуплением переднего конца. При решении этих задач, как уже говорилось ранее, были установлены законы подобия гиперзвукового обтекания затупленных клиньев и конусов. Было также установлено важное качественное отличие обтекания затупленных профилей и затупленных тел вращения. При обтекании профиля крыла малое затупление его кромки повышает давление на значительной части профиля, так что его сопротивление больше суммы сопротивления заостренного профиля и затупления. При обтекании тела вращения малое затупление переднего конца понижает давление на большом участке поверхности тела, так что его сопротивление меньше суммы сопротивления заостренного профиля и затупления. Более того согласно при- ближенной теории сопротивление очень тонкого затупленного конуса может быть даже несколько меньше сопротивления одного только острого [c.199]

С. А. Христианович и Я. М. Серебрийский в предположении выравнивания давления за крылом также пришли к выражению (18. 84), которое по их заключению имеет место для чисел М< , не превышающих Мкр+0,15. Величина коэффициента А зависит от типа профиля и распределения давления. В качестве средней величины принимают Л = 11. [c.423]

Крылья самолета. Моноплан-ные крылья обычно строятся металлическими, гл. обр. из дуралюминия из дерева встречаются монопланные крылья для малых самолетов и только Фоккер применял их также и к большим самолетам (фиг.1). Крыло Фок-кера двухлонжеронное и обшивается тонкой фанерой. Металлич. монопланные крылья в последнее время строят иногда однолонжерон-ными, причем профиль крыла в этом случае [c.34]

С первых шагов самолетостроения задача анализа характеристик или проектирования аэродинамического профиля крыла, удовлетворяющего заданным параметрам, всегда являлась проблематичной. В связи с исключительно сложным характером обтекания поверхности крыла вязкой жидкостью решение этих задач громоздко, утомительно, сложно и требует нереально большого времени. В результате всего этого, а также из-за неточности методов расчета инженер был вынужден прибегать к аэродинамической трубе, чтобы получать характеристики различных рассматриваемых им профилей крыла. Очевидно, что чисто механическое определение таких характеристик также занимает много времени, исклкэтительно дорого и ограничено количеством оборудования, доступного инженерам. Последние достижения в области механики вязкой жидкости привели к созданию очень точных методов расчета обтекания профилей крыла. Однако эти методы остаются исключительно сложными и требуют недопустимо большого времени для решения. Даже [c.206]

В 1916 г. Альберт Энштейн выступил в роли авиационного конструктора и предложил новый профиль крыла самолета, который потом назвали кошачьей спиной [3]. Знаменитый физик предложил эту конструкцию, не познакомившись с хорошо известными в то время работами Н.Е. Жуковского (1906 г. — на русском и 1910 г. — на немецком языках), а также с уже применявшимися конструкциями и результатами экспериментов. Однако авторитет ученого был столь велик, что соответствующий самолет был построен. Испытания показали отвратительный результат, а летчики-испытатели были рады, что остались в живых. [c.74]

Постройка второго И-14 продолжалась довольно долго, и он вышел на испытания только в середине февраля 1934 г. Государственные испытания дублера И-14 проводились в марте — мае 1934 г. Самолет показал весьма высокую скорость (см , рис. 1) и неплохую горизонтальную маневренность (время виража 13,5—14 с). -При стрельбе из АПК конструкция самолета газами не разрушалась (с этим неприятным явлением впервые столкнулись на истребителе Д. П. Григорювича И-Z с двумя АПК). При срыве с виража машина выходила из штопора без большого запаздывания. Екенные специалисты признали, что самолет является вполне современным одноместным истребителем и с мотором РЦФ-3 может быть представлен к введению на вооружение ВВС РККА при обязательном устранении ряда недостатков [6, д. 11]. Таковыми считались слишком малая колея шасси, что приводило к опасному раскачиванию самолета на пробеге, а также неудовлетворительный профиль крыла, из-за которюго самолет на посадке проваливался со сваливанием на крыло. Снова конструкторы должны были доводить са- [c.148]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...