Аэродинамические характеристики тел. Коэффициенты сопротивления

Степень торможения спутника при прочих равных условиях зависит от его аэродинамических характеристик - коэффициента сопротивления и отношения массы к площади миделя (поперечного сечения), так называемой поперечной нагрузки. [c.128]

По найденным полям газодинамических переменных вычислялись локальные аэродинамические характеристики коэффициенты давления Ср = p-p )lq и сопротивления трения f=xjq , и относительный поток тепла q = q [c.168]

На рис. 7.23 показан характер распределения коэффициента давления по ромбовидному профилю. Найдем соответствующие этому распределению аэродинамические характеристики профиля. Коэффициент волнового сопротивления [c.202]

Управление обтеканием, проявляющееся в непосредственном воздействии на поток газа около летательных аппаратов, используется для улучшения их аэродинамических свойств и позволяет решать две основные задачи. Одна из них связана с таким воздействием на обтекающий газ, при котором достигаются заданные суммарные аэродинамические характеристики или их составляющие. Например, может обеспечиваться нужное значение максимального коэффициента подъемной силы или наивыгоднейшее аэродинамическое качество, требуемое изменение (повышение или снижение) лобового сопротивления, сохранение устойчивости ламинарного пограничного слоя и, как результат, уменьшение трения и теплопередачи. Решение второй задачи позволяет формировать таким образом управляющий поток, чтобы улучшить условия обтекания органов управления и стабилизирующих устройств (оперения) и тем самым повысить управляющий и стабилизирующий эффекты. Кроме того, соответствующие устройства, управляющие движением газа, используются для повышения эффективности реактивных двигателей (в частности, путем улучшения обтекания воздухозаборников), а также отдельных средств механизации летательных аппаратов (щитки, предкрылки, закрылки и др.). [c.103]

Число М также существенно влияет на величину сопротивления и на другие аэродинамические характеристики. Для обычных самолетов существует так называемый звуковой барьер, который характеризуется тем, что при приближении скорости самолета к скорости звука коэффициент лобового сопротивления резко возрастает и дальнейшее увеличение скорости сопряжено с необходимостью значительного увеличения мощности двигателя. Число М, при котором где-либо вблизи обтекаемого тела скорость газа достигает местной скорости звука, что приводит к резкому увеличению сопротивления, называется критическим числом М и обозначается М р (рис, Х.2). Значение М р для крыла меняется в пределах 0,7—0,8. Для уменьшения лобового сопротивления строят самолеты со стреловидным крылом. При этом М,ф возрастает до 1,5—2,0 и несколько больше. [c.231]

Коэффициент сопротивления С зависит от структуры потока, обтекающего тело, т. е. от числа Рейнольдса, формы тела и его положения в потоке (этот коэффициент часто называют также аэродинамической характеристикой тела), и определяется для каждого отдельного случая опытным путем. Некоторые данные [c.180]

Тот факт, что число лопастей конечно, при полете вперед, как и на висении, приводит к ухудшению аэродинамических характеристик винта, которое схема активного диска не учитывает. Нагрузка может быть любым способом распределена по диску вплоть до его кромки, тогда как на реальной лопасти подъемная сила сечения в концевой части постепенно падает до нуля. В результате уменьшается сила тяги или возрастает индуктивная мощность. Уменьшение нагрузки концевой части можно учесть с помощью коэффициента концевых потерь В, предположив, что при г > BR сечения лопасти не создают подъемной силы, но имеют сопротивление. В разд. 2.6.1 приведено несколько формул для расчета В. Обычно полагают В 0,97. [c.139]

Для расчета нагрузок лопасти была использована теория несущей линии. Рассматривались маховое движение только абсолютно жесткой лопасти и управление только общим и циклическим шагами. Качание и установочное движение лопасти (помимо определяемого управлением), а также ее изгиб в плоскости взмаха в расчет не принимались. Был рассмотрен шарнирный винт без относа ГШ, пружин в шарнирах и без связи между углами взмаха и установки. Зона обратного обтекания не учитывалась, все углы (кроме азимута) считались малыми. При определении аэродинамических характеристик сечений градиент подъемной силы по углу атаки был принят постоянным, а коэффициент сопротивления — равным его среднему значению. Влияние срыва, сжимаемости воздуха и радиального течения не учитывалось. Распределение индуктивных скоростей по диску было принято равномерным. Рассматривались только лопасти с постоянной хордой и линейной круткой. Неоперенная часть лопасти, концевые потери, высшие гармоники махового движения и вес лопасти не учитывались. [c.201]

Сжимаемость воздуха приводит к изменению сил, действующих на лопасть, и таким путем влияет на аэродинамические характеристики несущего винта и движение лопастей. Особенно важно в этом отношении увеличение градиента подъемной силы с числом Маха и резкое возрастание сопротивления и продольного момента при превышении числом Маха определенного критического значения. Если лопасть работает при больших переменных углах атаки (например, отступающая лопасть тяжело нагруженного винта), то влияние сжимаемости имеет важное значение даже при малых числах Маха. С точки зрения аэродинамических характеристик винта влияние сжимаемости проявляется главным образом в том, что коэффициент Ср, профильной мощности быстро возрастает, когда концевое число Маха превосходит критическое (число Маха, при котором начинается дивергенция сопротивления). Это критическое число зависит от угла атаки и возрастает вследствие трехмерности обтекания концевой части лопасти. Увеличение градиента подъемной силы мало влияет на величины и Pis/Po (которые определяются [c.250]

В работе [D.5] проанализированы общие-требования к профилю лопасти и определены пути улучшения характеристик профиля. Опыт показывает, что хотя обтекание лопасти трехмерно и нестационарно, можно добиться существенного улучшения характеристик несущего винта и снижения нагрузок при рассмотрении только двумерных статических характеристик профиля. Установлено, что в общем случае требованиям по срыву и сжимаемости (высокий максимальный коэффициент подъемной силы при средних числах Маха и высокое Мкр при малых углах атаки) можно удовлетворить только путем компромисса. Лучше использовать разные профили в середине лопасти (где доминируют эффекты срыва) и на конце (где доминируют эффекты сжимаемости). Были сопоставлены аэродинамические характеристики ряда профилей для лопастей несущих винтов, как стандартных, так и недавно разработанных. Последние обнаруживают определенные преимущества, в частности, в отношении максимального коэффициента подъемной силы при М = 0,6 и сопротивления при докритических числах Маха. Желаемые дальнейшие улучшения касаются увеличения Мкр, увеличения максимального коэффициента подъемной силы при низких М и уменьшения шарнирных моментов. [c.317]

В другом крайнем случае при анализе несущего винта можно использовать средний коэффициент сопротивления, который оценивается с учетом среднего коэффициента подъемной силы по диску винта и чисел М и Re на некотором характерном радиусе (например, 0,75R). Использование среднего коэффициента сопротивления сильно упрощает анализ в предыдущих главах средний коэффициент часто применялся с целью получения элементарных выражений для профильных потерь. Для некоторых задач, таких, как предварительное проектирование, или в случае отсутствия детальных аэродинамических характеристик профиля подобный анализ приемлем. Средний коэффициент сопротивления нельзя применять, когда существенны местные аэродинамические особенности, например эффекты срыва и сжимаемости при полете вперед. Для несущих винтов, работающих в предельных условиях, нужны дополнительные уточнения или более детальный анализ. [c.318]

В работе [J.40] проведено сравнение аэродинамических характеристик, нагрузок, а также изгибающих моментов и моментов кручения лопасти при использовании трех методов расчета нагрузок при срыве, а именно описанных выше методов работ [А.46, J.30 и G.97]. Расчеты различались лишь способами определения коэффициентов подъемной силы, сопротивления и момента в срывной области для тяжело нагруженного шарнирного винта при большой скорости полета. Проводились [c.816]

При снятии аэродинамических характеристик элементов пылесистемы и расчете коэффициентов сопротивления их относят для барабана— к скорости в выходной горловине, для сепаратора — к скорости в выходном патрубке, для циклона — к плановой скорости в цилиндрической части. [c.82]

Следует отметить, что данные изотермических исследований могут быть использованы для определения коэффициентов сопротивления горелок, улучшения конструкции их отдельных элементов, выбора компоновки горелок с топкой, а также для выявления качественного характера течения в топочном пространстве. Так как исследования аэродинамики горящего факела вызывают большие трудности, необходимо накопление опытных данных, полученных на натурных образцах и изотермических моделях, для установления связи между аэродинамическими характеристиками изотермических струй и горящего факела. [c.94]

Влияние числа Рейнольдса. Вопрос об изменении аэродинамических характеристик решетки при изменении числа Рейнольдса имеет важное значение для переноса результатов измерений, полученных при опытах с моделями, на гидромашины в натуральном размере. Влияние числа Рейнольдса в основном проявляется на коэффициенте потерь. Этому влиянию посвящены многочисленные работы, например [ ], [ ], [ ]. С физической точки зрения влияние числа Рейнольдса на коэффициент потерь в плоской лопаточной решетке такое же, как на сопротивление одиночного несущего крыла, так как в обоих случаях число Рейнольдса оказывает свое влияние через посредство пограничного слоя. [c.689]

Аэродинамические характеристики груза. Коэффициент местного сопротивления цилиндрического груза (капсулы) с острыми торцовыми кромками, лежащего на стенке горизонтальной трубы, определяют по формуле (И.43) [c.141]

На современных самолетах для увеличения несущих свойств широко используется идея полезного отрыва потока. При увеличении угла атаки, начиная с некоторого его значения, характер зависимостей аэродинамических коэффициентов от угла атаки изменяется вследствие срыва потока, при этом в большинстве случаев уменьшаются подъемная сила и аэродинамическое качество, возрастает сопротивление, могут существенно изменяться моментные характеристики по сравнению со случаем безотрывного обтекания. Причиной отрыва потока с крыла является взаимодействие положительного градиента давления по хорде с пограничным слоем. Характер этого взаимодействия определяется геометрической формой крыла (формой профиля и формой крыла в плане), углом атаки, состоянием пограничного слоя, числом М и другими факторами. При этом отрыв потока может происходить как с поверхности крыла, так и с его кромок. При отрыве потока с верхней поверхности крыла на ней существенно уменьшается разрежение, а следовательно, и коэффициент подъемной силы крыла. Отрыву потока с поверхности крыла способствует образование местных скачков, которые вызывают волновой срыв. [c.171]

Влияние формы крыла в плане на аэродинамические характеристики можно оценить по величине коэффициента 8, который используется в расчетах индуктивного сопротивления - [c.69]

Общее давление ветра на щит тем меньше, чем больше его размеры. Это позволяет вводить поправочные коэффициенты при определении ветровой нагрузки на конструкции, отличающиеся размерами. Например, во Франции (нормы 1965 г.) при ширине здания или сооружения 100 м этот коэффициент принимают равным 0,7, при 4 ж он равен 1,0, а при 1—2 ж — 1,2. Учет влияния абсолютных размеров конструкции на их лобовое сопротивление — это скорее статистический подход к расчетному скоростному напору ветра, а не уточнение аэродинамических характеристик, так как сопротивление геометрических подобных тел с острыми краями мало зависит от числа Рейнольдса. [c.87]

Итак, для удовлетворительного моделирования динамической реакции (флуктуаций реакции) необходимо с достаточной точностью воспроизводить в лабораторных условиях относительное демпфирование, собственную форму колебаний, профиль скорости ветра, спектр турбулентности и аэродинамические характеристики сооружения (т. е. коэффициент лобового сопротивления Со)- Кроме того, должны удовлетворяться равенства (9.34) и (9,35). При моделировании колебаний по более высоким формам соответствующие им относительное демпфирование и сами собственные формы колебаний также должны быть одинаковы в лабораторных условиях и в натуре. Применяя условие (9,34) к более высоким формам колебаний, получаем [c.258]

Решением уравнений воздушного баланса находят вначале разрежение в не-аспирируемых укрытиях, а затем и количество перетекаемого воздуха. В качестве примера рассмотрим случай аспирации конусной дробилки при струйном движении потока материала в желобах, последние для определенности будем считать вертикальными. Обозначим давление в узлах слияния соответствующими нижними индексами - разрежение в укрытии питателя, / 2 в укрытии дробилки, -в бункере дробленого материала, - в укрытии нижнего конвейера. Кроме того, обозначим одним верхним штрихом параметры загрузочного желоба, а двумя штрихами - параметры разгрузочного желоба. Аэродинамические характеристики укрытий и желобов выразим через коэффициенты местных сопротивлений [c.257]

Особенности задачи определяются сильной нелинейной зависимостью коэффициентов системы уравнений движения от времени (или скорости движения), поскольку при интенсивной абляции поверхности поток энергии к телу изменяется с изменением скорости по кубическому закону. Для тел специальной формы (тел малого сопротивления) это приводит к резкому изменению характеристик тела его формы, сопротивления (на один-полтора десятичных порядка), подъемной силы, массы, положения центра масс, моментов инерции. Изменяются также производные аэродинамических характеристик. [c.188]

По найденным полям газодинамических переменных вычислялись локальные аэродинамические характеристики цилиндра коэффициенты давления = (p-pj)lq и сопротивления трения ty= xjq , где -скоростной напор невозмущенного потока, Х - напряжение трения. По распределениям су определялось положение точки отрыва xs потока на обтекаемой поверхности тела положение точки присоединения А> потока на оси следа устанавливалось по распределению продольного компонента скорости. [c.138]

По распределениям локальных аэродинамических характеристик вычислялись суммарные коэффициенты сопротивления давления С,р и трения ,F [c.138]

По найденным расчетным полям газодинамических переменных определялись локальные аэродинамические характеристики конуса коэффициент давления Ср-(р- р коэффициенты сопротивления трения в радиальном (с ,. = x,Jq ) и окружном = Хе,У(7 ) направлениях. Поскольку в эксперименте визуализация картины обтекания острого конуса не проводилась, то о структуре поля течения и ее изменении в зависимости от угла а и числа Ке можно судить только по результатам расчетов. [c.128]

На фиг. 5, б приведены зависимости аэродинамических характеристик от времени как в отсутствие вдува (сплошные кривые), так и при его наличии (штриховые кривые) при 5 = 0.25. При принятых параметрах вдува коэффициент сопротивления конуса больше, чем в отсутствии вдува, хотя зависимости от времени в обоих случаях качественно совпадают. [c.151]

Цель работы — найти распределение давления по профилю крыла вычислить коэффициенты подъемной силы, лобового сопротивления и продольного момента (момента тангажа), а также критические числа Маха и некоторые другие аэродинамические характеристики профиля в дозвуковом потоке. [c.155]

Гидро- и аэродинамические характеристики оборудования можно эффективно использовать в самых различных исследованиях. Так, например, перераспределяя воздух между горелками, неизменность коэффициента избытка воздуха удобно контролировать, поддерживая постоянные сопротивление тракта и подачу топлива. Измеряя расход электроэнергии при работе одного и двух дымососов (вентиляторов) на тракт постоянного сопротивления (pi—pj2 = onst S = onst), можно быстро и точно установить наиболее экономичные пределы регулирования одной или двумя машинами. [c.328]

Полученные результаты позволяют сопоставить гидравлические и аэродинамические характеристики испытанных конструкций водоуловителей. Из-за низкой эффективности водоулав-ливания и высоких коэффициентов сопротивления не нашли практического применения конструкции из металлической сетки. Из деревянных наиболее реальным для практического использования является водоуловитель жалюзийного типа (рис. 1 табл. 5.1). Асбестоцементные водоуловители обладают вполне удовлетворительными гидроаэродинамическими характеристи-1МИ конструкции (рис. 4 табл. 5.1), однако существенным недо- ком конструкций такого рода является их сравнительно ьшая масса. В отношении массы, а также по эффективности улавливания и вишне удовлетворительным значениям )фициентов сопротивления пластмассовая перфорирования пленка более перспективна. [c.135]

Первый метод расчета лопастей поворотнолопастной турбины, основанный на гипотезе цилиндрических сечений, был создан на основе развиваюш,ейся прикладной аэродинамики и заключался в использовании для определения возникаюш,их на лопастях сил теоремы Н. Е. Жуковского о подъемной силе на крыле. Этот метод, названный методом подъемных сил, был использован Н. Е. Жуковским и его учениками еще в 1910—1914 гг. для расчета лопастей гребных винтов, винтов самолетов и крыльев ветряков. Дальнейшее развитие метод подъемных сил получил в работах Г. Ф. Проскуры. Расчет лопастей по этому методу сводился к подбору из атласа для каждого цилиндрического сечения аэродинамического профиля, который по своим характеристикам (коэффициенты подъемной силы Су и профильного сопротивления J, найденным путем продувок в трубе, удовлетворяет заданным условиям. [c.167]

Эта формула описывает, основные закономерности изменения аэродинамических характеристик винта на висении и имеет приемлемую точность, если при расчете индуктивной мощности взять подходящую величину коэффициента k, а при расчете профильной мощности — подходящую величину среднего коэффициента сопротивления График зависимости коэффициента мощности от коэффициента силы тяги (или зависимости Ср/а от Ст/а) называют полярой несущего винта. Поляра идеального винта (профильная мощность равна нулю, индуктивная мощность минимальна, и, следовательно, коэффициент соверщенст-ва М равен 1) задается уравнением p = rVV2- Реальная поляра расположена выще идеальной из-за наличия профильных потерь и поднимается с увеличением Ст быстрее вследствие того, что индуктивные затраты больще. Примеры поляр несущего винта на висении приведены в разд. 2.6.9. Указанной выще формуле коэффициента мощности соответствует следующее выражение коэффициента соверщенства [c.68]

Дженни, Олсон и Лендгриб [J.10] сравнили несколько методов расчета аэродинамических характеристик на режиме висения а) простые формулы с равномерной скоростью протекания и постоянным коэффициентом сопротивления, б) элементно-импульсную теорию, в) вихревую теорию Голдстейна — Локка, г) численное решение с неравномерной скоростью протекания без учета и с учетом поджатия следа (в последнем случае структура следа была заранее задана по экспериментальным данным). Обнаружилось, что классические методы и численное решение без учета поджатия следа завышают величину потребной мощности на висении, причем ошибка возрастает с увеличением нагрузки лопасти Сг/а (а также с увеличением концевого числа Маха и коэффициента заполнения и уменьшением крутки). Ошибки были объяснены тем, что не учтено под-жатие спутной струи или, другими словами, не принята во внимание действительная форма концевых вихрей. На нагрузку лопасти сильное влияние оказывает концевой вихрь, сходящий с предыдущей лопасти, т. е. нагрузка в значительной степени зависит от положения этого вихря по радиусу и вертикали относительно лопасти. Влияние вихря заключается в увеличении углов атаки внешних (для вихря) сечений лопасти и уменьшении углов атаки внутренных сечений. При умеренных (0,06 Ст/о 0,08) и больших нагрузках лопасти вихрь может вызвать срыв в концевой части, а значит, ограничить достижимую нагрузку концевой части и увеличить ее сопротивление, снизив тем самым эффективность несущего винта. Так как в концевой части лопасти нагрузка максимальна, аэродинамические характеристики винта в сильной степени зависят от характера обтекания концевых частей, а следовательно, от небольших изменений положения вихря (а также изменений профиля и формы лопасти в плане). Эффекты сжимаемости тоже играют важную роль, так как число Маха на конце лопасти максимально. Если бы сжимаемость воздуха и срыв не сказывались, влияние концевых вихрей на распределение нагрузки было бы еще сильнее, но эти факторы действуют взаимно исключающим образом. Если поджатием следа пренебречь, то все сечения лопасти становятся внутренними для вихря и он нигде не увеличивает углов атаки. При использовании схемы распределенной по следу завихренности или даже более простых схем влияние концевых вихрей вообще нельзя оценить. Таким образом, уточнение формы следа является решающим моментом в усовершенствовании методов расчета амодинами-ческих характеристик винта на режиме висения. Положение концевого вихря по радиусу и вертикали относительно следующей лопасти, к которой он подходит очень близко, имеет [c.99]

Эта формула определяет требуемую мощность как функцию полетной массы или скорости. Расчет характеристик можно уточнить, если учесть неравномерность распределения индуктивных скоростей, ввести в расчет действительные значения коэффициентов сопротивления сечений (для чего нужно знать распределение углов атаки по диску винта) и более детально определить сопротивление вертолета. В ранних работах по теории вертолета применение метода баланса сил для расчета летных характеристик было, по существу, основано на соотношении p = I t — ih h.+ q и выражениях для Ст и Ся., приведенных в разд. 5.3. В расчетах q, часто учитывалось распределение углов атаки сечений по диску. При определении летных характеристик вертолета численными методами применяют, как правило, метод баланса сил, находя мощность по величине коэффициента аэродинамического момента, т. е. по формуле Ср — [c.185]

Бейли обобщил теорию Уитли, использовав квадратичную формулу d для расчета (С )зам и D/L)q. Таким образом было учтено увеличение профильного сопротивления с ростом подъемной силы. Однако Бейли по-прежнему пренебрегал радиальным течением и принимал i = аа. Он разработал метод определения коэффициентов бо, 6i и бг по аэродинамическим характеристикам профиля (Сг)макс, d)uan, l) ОПТ и (С/) а для заданного числа Рейнольдса (см. разд. 7.8). Для профиля NA A23012 при Re = 2-10 было получено выражение = 0,0087 — [c.257]

Гессоу [G.57] выполнил дальнейшее преобразование уравнений для численного определения аэродинамических характеристик несущих винтов применительно к использованию ЦВМ. Он заново вывел выражения для силы тяги, профильного сопротивления, мощности, момента тангажа и крена, касательной силы в комлевой части лопасти и коэффициентов махового движения. Был рассмотрен шарнирный винт с относом ГШ, у ло- [c.260]

Для расчета характеристик несущего винта необходимо знать коэффициент профильного сопротивления, желательно с учетом его зависимости от угла атаки и числа Маха. Имеются и другие факторы, которые влияют на коэффициент сопротивления лопасти в условиях трехмерного нестационарного обтекания при полете вперед. В частности, может оказаться необходимым учет радиальной скорости, изменения угла атаки во времени и трехмерности обтекания конца лопасти. Плохое качество поверхности лопасти и производственные отклонения от расчетного профиля также влияют на сопротивление профиля, которое при этом может возрастать на 20—50% по сравнению с расчетным. При расчетах обычно используются табулированные величины l, d и m в функции а и М для конкретного профиля с полуэмпирическими поправками, учитывающими другие существенные факторы. Часто, однако, бывает трудно получить полные и надежные данные по характеристикам профиля даже для статических условий. Экспери>1ентальные аэродинамические характеристики могут зависеть от небольших изменений профиля или параметров испытательной установки, вследствие чего профили, номинально идентичные, показывают различные свойства. [c.318]

Аэродинамические характеристики газоотводящих труб со стволами постоянного сечения с диффузором на выходе исследованы МЭИ на дымовой трубе № 1 Запорожской ГРЭС высотой 320 м с подвесным газоотводящим кремнебетонным стволом, который имеет в плане форму 12-угольника с эквивалентным диаметром э=9 м [27]. Ствол смонтирован из отдельных царг высотой по 10 м, собранных из 12 панелей и соединенных между собой глухими стыками и компенсаторами через 30 м. Царги подвешены на тяжах к железобетонной оболочке. Компенсаторы служат для гашения температурных деформаций и колебаний ствола. На основании предварительной оценки шероховатости кремнебетона и с учетом потерь напора на участках швов и компенсаторов МЭИ принял эквивалентный коэффициент сопротивления трения ствола к равным 0,02, и исходя из этой величины рассчитаны потери в газоотводящем стволе и выбран его диаметр. При этом принимались также во внимание характеристики дымососов и потери напора во внешних газоходах. [c.74]

Приведенные соображения могут быть плодотворно использованы для построения различных корреляционных зависимостей, что покажем на примере аэродинамических характеристик притупленных конусов. В 11.7 отмечалось, что непосредственное применение закона подобия в форме (11.7.5) для коэффициента сопротивления приводит к заметным погрешностям, если только длина тела не очень велика в то же время распределение давления по образующим притупленных конусов подчиняется закону подобия уже иа небольших расстояниях от носка. Поэтому целесообразно при построении корреляций выделить 1СИЛЫ, действующие на боковую поверхность тела (вклад носка может быть всегда учтен отдельно с помощью, например, данных гл. 5). Соответствующие коэффициенты осевой и нормальной СИЛЫ и момента относительно точки х = 0 определяются интегралами [c.309]

Рассмотрим еще один параметр, во многом зависящий от формы профиля,— это коэффициент сопротивления Сх. Как показывает практика любительского самолетостроения, снижение С, профиля на самолете с удельной нагрузкой на крыло 30—40 кг/м , имеющем максимальную скорость до 200—250 км/ч, практически не влияет иа летные характеристики. Точио так же в этом скоростном диапазоне на летные данные практически ие влияют неубирающееся шассн. подкосы, расчалки и так далее. Даже аэродинамическое качество планера зависит в первую очередь от удлинения крыла. И только при уровне а одинамического качества 20—25 и удлинении более 15 за счет подбора самого лучшего профи- [c.137]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...