1933 Wiadomości Techniczne Lotnictwa nr 2.pdf

(3343 KB) Pobierz
W
iadom ości
T
echniczne
lo tnictw a
K W A R T A L N I K
W
YDAW
ANY PRZEZ DEPARTAM
ENT A R N U K M S W JSK JAKO DODATEK D
E O A TY .I . . O .,
O
„PRZEGLĄDU
LOTNICZEGO”
REDAKTOR: mjr. obs. inż. CZAPLICKI W A C ŁA W .
KOMITET REDAKCYJNY „W IADOM OŚCI TECHNICZNYCH LO TN IC TW A":
Płk. K. K. inż. ABCZYŃ SK I HENRYK, M jr. pil. inż. B R ZA Z G A C Z ALEKSAND ER, Ppłk. obs. inż. FILIPO ­
W IC Z CZESŁAW , Prof. HUBER M A K SY M ILJA N , inż. K ARPIŃ SKI A D A M , Płk. pil. inż. K ARPIŃ SK I TYTUS,
Inż. RO SIN K IEW ICZ RO M AN, Prof.
W ITO SZYŃ SK I CZESŁAW .
T R E Ś Ć :
Inż. Ciołkosz Zbysław
W PŁYW
CIĄ G U
ŚM IG ŁA
NA
STATECZNOŚĆ
PO ­
S O M M A I R E :
Ing. Ciołkosz Zbyslas
INFLUENCE DE L A T R A C T IO N DE L'HELICE SUR
L A STABILITE LO NGITUDINALE DES AVION S.
Ign. Szyszkow ski A lexandre
CALCUL
DES
CARAC TERISTIQ U ES
AILES
DE
AERODYNA­
FO R ­
DŁUŻNĄ SAM OLOTÓW .
Inż. Szyszkow ski Aleksander
OKREŚLENIE W ŁA ŚCIW O ŚCI AERO D YN A M ICZN YCH
PŁ A T Ó W O RÓŻNYCH O BRYSACH I ZM IE N IA ­
JĄ CY CH
SIĘ W ZDŁU Ż ROZPIĘTOŚCI
K SZTAŁ­
TACH PROFILÓW .
M IQUES
DES
DIFFERENTES
MES, DE L A SU RFACE PO RTAN TE, DE MEME
QUE DES AILES A
D IFFERENTS PROFILS LE
LONG DE L'ENVERGURE.
Inż. Łabuć Leonard
N
a r t y
l o t n ic z e
i
ic h
w ł a ś c iw o ś c i
aerody
Ing. Łabuć Léonard
­
LES SKIS D 'A V IO N ET LEURS CA RACTERISTIQ U ES
AERODYNAMIQUES..
lng. T eisseyre George
REM ARQUES
L'ENERGIE
SUR
LE
VOL
AU
MOYEN
DE
n a m ic z n e
.
Inż. T eisseyre J erzy
U^ A G I O M OŻLIW OŚCI LOTU M IĘŚNIOW EGO.
M USCULAIRE
HUM AINE.
Inż. Rozwadowski M ieczysław
R
o z w
a ż a n ia
o
p r o b l e m ie
pew n ości
sam o lo
Ing. Rozwadowski M ieczyslas
­
PROBLEME DE LA SECURITE EN VOL DES AV ION S
MULTIMOTEURS.
Ing. Ciołkosz Zbyslas
w
tów
W IELOSILNIKOW YCH.
Ciołkosz Zbysław Z. P. I. L.
i
s
.
b
.
-
^n
W YSTA W A R. A. F.
A . C.
LONDYNIE.
EXPOSITION R. A . F. ET S. B. A. C. A . LONDRE.
R° K
I
WARSZAWA, PAŹDZIERNIK — GRUDZIEŃ
Nr. 2
48
WIADOMOŚCI TECHNICZNE LOTNICTW A
Nb 2
Inż. C I O L K O S Z Z B Y S Ł A W Z . P. I. L.
WPŁYW CIĄGU ŚMIGLA
NA STATECZNOŚĆ PODŁUŻNĄ
SAMOLOTÓW
W artykule pod tytułem : „W p ły w ciągu śmigła na
stateczność podłużną sam olotów“ porusza inż. Zb. Cioł-
kosz ważny w
konstrukcji płatow ców
problem
rów no­
wagi sta tyczn ej podłużnej samolotów.
Inż. Ciołkosz, jako konstruktor, napotykał w prak­
tyce, w związku z tym problemem na szereg trudności,
na których pokonyw anie pośw ięcił dużo studjów i d o­
świadczeń, a których owocami pragnie się z czyteln ika­
mi podzielić.
Zwłaszcza duży nacisk kładzie autor na
W STĘP.
K w estja
wpływu
ciągu śmigła
typu
na stateczność
po­
Inaczej
rzecz
będzie się przedstawiała
w chwili,
konieczność
uwzględnienia wpływu
strumienia
śmigła
i zasłony od skrzyd eł i kadłuba na pracę statecznika p o ­
ziom ego i opierając się na dotychczasow ej dokumentacji
doświadczalnej w tej materji istniejącej, jako
źródłach
(n iestety bardzo jeszcze ubogiej), stara się dać pewne
podstaw y do przybliżonego rachunku, który zdaniem au­
tora daje w praktyce zadawalające wyniki.
( — ) G. A. M O KR ZYC KI
dłużną samolotów nie odgrywa zasadniczej roli w opra­
cowaniu projektu samolotu
ortodoksalnego, budo­
wanego do chwili obecnej przez nasze wytw órnie sam o­
lotów. W pływ ten, kładziony wielokrotnie na karb in­
nych czynników, w pływ ających również
na stateczność,
w wypadku umieszczenia silników ( czy też silnika), k tó ­
rych osie ciągu przechodzą w bliskości Ś. C. samolotu,
nie jest trudny w zasadzie do opanowania, i przy ra­
cjonalnych
silnikowego
założeniach
nie
umieszczenia
do
te j
Ś.
C.
i starannie
przeprow adzonych
badaniach, stateczność dla lotu bez­
pory
konstruktorom
kiedy przystąpim y do opracowania i budowy płatow ców
o silnikach, umieszczonych daleko popod lub ponad $r.
C. płatowca.
Problem wpływu ciągu śmigła na sta tecz­
ność, siłą faktów, które przemówią, jeśli będą pominięte
przy projektowaniu, na gotowym płatowcu zmusi nas do
intensyw niejszego zajęcia się tym zagadnieniem.
W p rostej i nieskom plikow anej formie starałem się
zebrać z ubogiej literatury,
możliwie
najw ięcej
wnioskami i doświadczeniami.
traktującej
ten
problem,
własnemi
w skazów ek i oświetlić
nastręcza
pow ażniejszych trudności.
Określenie wpływu ciągu śmigła na działanie opie­
rzenia, jest jednym z najbardziej
problem ów do ujęcia.
zawiłych i trudnych
Zbadanie eksperymentalne przez
nia ciągu
śmigła na skuteczność
opierzenia
znajdzie
w najbliższym czasie swe wytłumaczenie, i że zagadnie­
nie stateczności w locie motorowym nie będzie przed­
stawiać więcej trudności dla konstruktorów samolotów.
Obecnie
jeszcze musimy się posiłkow ać
pewnemi
założeniami, które z dokładnością wystarczającą w prak­
tyce, pozw olą na obliczenie stateczności samolotu przy
uwzględnieniu działania ciągu śmigła.
W
każdym
prawie podręczniku, traktującym
podłużnej, znajdziemy
kwe-
stję stateczności
śmigła.
Zajmiemy się specjalnie
dwoma
charakterystyczne-
mi sposobami, i z kolei przejdziem y do wprowadzenia
pewnych założeń, które pozw olą nam na uwzględnienie
zmiennej
szybkości strumienia, pochodzącego od
w ydajności
ciągu
części
śmigła i wprowadzenie w rachunek
opierzenia, objętej ciągiem śmigła.
Pierwszą metodą
mics", na stronie 367.
którą się zajmiemy, jest metoda,
podana przez E. P. W a rn era w książce p. t. „A erodyn a-
pewne w ska­
użycie modeli samolotów z opierzeniami i śmigieł, na­
pędzanych bądź to wałem giętkim, bądź to za pom ocą
specjalnych
m otorków
elektrycznych
lub
pneumatycz­
nych, wbudowanych w kadłuby lub gondole silników, na­
trafia do dziś dnia na wielkie trudności ze względu na
kolosalne ilości obrotów potrzebne dla uzyskania ana­
logicznych do skali naturalnej szybkości obwodowych.
Jeżeli weźmiemy pod uwagę samolot, posiadający śmi­
gło np. o średnicy 3 metr. i ilości
obrotów
n —
1800
obr/minutę, to, ażeby iloczyn
r
'
w
pozostał stałym, na-
zówki, w jaki sposób należy uwzględnić działanie ciągu
(
r‘w —
r ' r.n\.
-J
dla modelu np. w skali
1
:
20
zw ię­
kszyć ilość obrotów z 1800 na 36000 obr./min. *)•
W obec budowy w obecnym ozasie tuneli o olbrzy­
mich
średnicach dla badania
sam olotów w naturalnej
wielkości, należy mieć nadzieję, iż problem oddziaływ a-
1)
Dla szybkości wiatru w tunelu =
szybkości lotu.
Autor na samym początku wzmiankuje, że dokłajC r,9
Nb 2
WIADOMOŚCI TECHNICZNE LOTNICTW A
49
analiza tego w ypadku jest specjalnie trudna i możliwe
jest jedynie rozważanie dla specjalnego, uproszczonego
wypadku, a mianowicie, że szybkość strumienia w ciągu
śmigła jest zupełnie niezależna od szybkości lotu i sta­
ła, a następnie, że całe opierzenie objęte je
6
t działaniem
oiągu śmigła.
Naturalnie w rzeczywistości
V s
(szybkość strumie­
wartość pochodnej
dla zapewnienia stateczności
da
musi być również negatywna, dojdziem y do rezultatu
dM
Z równania tego, które stanowi kryterjum statecz­
ności w locie z silnikiem przy pewnych założeniach, m o­
żemy
wywnioskować,
że położenie
środka
ciężkości
locie
względem cięciw y nie jest już czynnikiem pierwszej w a­
gi dla zapewnienia stateczności
prostolinijnym
(jednak tylko w
Położenie
i bez przyśpieszeń).
środka
nia w ciągu śmigła) ulega zmianie dla zmiennego
regim eu
silnika. Dla każdego wypadku obliczenia stateczności
przy pewnej
szybkości, należy
Vs
obliczyć,
co
nie
przedstawia jednak większych trudności.
Przy użyciu podanych pow yżej uproszczeń, d o jd zie ­
my do rezultatu na równanie momentu wypadkowego
względem środka ciężkości, który leży na cięciwie skrzy­
dła (upraszczające założenie):
M —
—
(Lcw . Sw
.
[ x w
-
a ]. V l + L c t . S t . [ x t — a\. V / )
ciężkości nabiera jednak specjalnego znaczenia, kiedy
przechodzimy do lotu szybowego na zredukowanym ga­
zie, lub z zatrzymanym silnikiem. Samolot odpow ie­
dnio wyrównoważony, przy zatrzymanym silniku, pow i­
nien samoczynnie przechodzić w lot szybowy, przyczem
szybkość lotu szybowego winna być
10
—
20
% większa
od szybkości ekonomicznej 2), wtedy bowiem posiadamy
gwarancję
kości.
Nieczułość w locie prostolinijnym na położenie Śr.
C. tłumaczy się w sposób następujący: (Warner, str, 370).
Ponieważ
kości
krzywe
momentów
płatowca,
uzyskane
w czasie badań tunelowych, są badane dla
sta łej szy b ­
strumienia na wszystkich kątach
natarcia płata,
odpowiednia zmiana kąta ustawienia opierzenia lub ką­
ta wychylenia steru głębokości, pow oduje przesuwanie
zwiększenia
samoczynnego
szybkości
lotu
i gwarancję niedoprowadzenia samolotu do utraty szyb­
Lcw —
współczynnik wyporu skrzydła,
Lct
=
współczynnik wyporu opierzenia.
Od
siebie mogę
dodać,
że
wyrażenie
się krzywych momentów równolegle, pow odując zmianę
wartości momentów, a więc i kąta równowagi, nie w p ły ­
wając natomiast na jakość równowagi.
w
sobie
Przesuwanie podłużne Śr. C. pow oduje obracanie się
krzywych momentów skrzydła
względem linji wyporu
zerowego, w yw ołując zmianę momentu proporcjonalną
do współczynnika wyporu skrzydła.
Jeżeli
natomiast,
jak
poprzednio
zaznaczyliśmy,
przyjmiemy szybkość strumienia, przepływ ającego przez
opierzenie (pochodzącą od śmigła) za stałą, a natomiast
szybkość lotu za zmienną, wtedy aby utrzymać lot na
stałej wysokości, w ypór musi posiadać określoną w ar­
tość, zależną naturalnie od wagi samolotu.
Zmieniając
więc położenie Śr. C., musimy również zmieniać kąt na­
tarcia płata, aby utrzymać stałą wartość w yporu i lot
na stałej wysokości, czyli, że moment zależeć będzie je ­
dynie od przesuwania podłużnego położenia Śr. C., na­
tomiast całkow ity w ypór musi być utrzymany stały.
Jest to wypadek identyczny ze zmianą wychylenia
Lc( . S t . [x e — a ] . V/
jest nieścisłe, ponieważ zupełnie nie zawiera
w ydajności
opierzenia,
które jak wiemy, dla opierzeń
W tem może się mieścić właśnie
umieszczonych w pośrodku lub bezpośrednio na kadłu­
bie, wynosi 0,6 — 0,9.
duży błąd.
Różniczkując równanie pow yższe dla zmien­
nej szybkości lotu V względem
d a
otrzymamy:
dx„.
( x
-
a ) .
< W = -\ d^L
V ï
J
da.
[ da.
•
V
'
da
Id Lr,
T
dLr,
lc w v
2
+
dV
1
+ 2 V T lCw (xw ~ aĄ
S»
d x,
+ i r
|
~
(xt ~ a)
+
Lc‘ \ s t
v
dV
da
1
..'astępnie
wstawiwszy
z równania na w ypór
steru, czyli, że
krzywe momentów
skrzydła przesuwać
się będą równolegle.
stale
negatywne
i że
Zmiana nastąpi jedynie w p o ło ­
skrzydła, i po pewnych uproszczeniach przyjąw szy, że
działanie opierzenia
winno
być
żeniu kąta równowagi, natomiast
rodzaj równowagi
nie
ulegnie zmianie.
Naturalnie, że rozważania te mają tak długo war­
tość, jak długo mamy na widoku lot na stałej w ysoko-
Technical Mémorandums N. A. C. A. Nr. 551.
W równaniu tym nie są zupełnie uwzględnione mo-
n^nty pochodzące od oporu opierzenia, co ze względu
ńk drugorzędne ich znaczenie, rozmyślnie opuszczono,
50
WIADOMOŚCI TECHNICZNE LOTNICTW A
2
ści i bez przyśpieszeń, w chwili jednak, kiedy chcemy
zapewnić samolotowi dobre własności szybowania, p o ło ­
żenie Śr. C, należy tak obrać, aby samolot przeszedł
w lot szybowy z szybkością nieco większą od szybkości
ekonomicznej.
D ecydujący
w pływ posiadać będzie
drugi
wyraz
równania, który określa nam w ielkość opierzenia.
W ypływ a z tego ważna wskazówka dla konstrukto­
ra, że zmiany,
zachodzące w stateczności
przy
locie
z silnikiem, zależą od wielkości opierzenia i jego p o ło ­
żenia w zależności do kręgu ciągu śmigła, i że radą na
zbytnie zmiany w stateczności dla lotu z silnikiem, b ę ­
dzie odpowiednia zmiana w wielkości, położeniu i w y­
dłużeniu opierzenia.
Następnie
równania,
że
można w yw nioskow ać
największe
trudności
z
ze
poprzedniego
statecznością
spotkać się można z tendencją zejśoia z opierzeniami po-
ziomemi
jaknajniżej w stosunku
do skrzydła.
(Prof.
Lachman, Journal R. A . S., Nr. 256), w przeciwieństwie
do istniejącej do dnia dzisiejszego zasady „taił up“ .
Dla praktycznych
celów
możemy
w przybliżeniu
przyjąć wartość w ydajności opierzenia dla lotu bezsilni­
kowego, jako wahającą się w granicach od
0.6
do
0 1
,
przyczem ta ostatnia wartość nadawać się będzie dla
specjalnie
dobrze wystudiowanych
położeń opierzeń.
W wypadku lotu silnikowego w łaściwie będziem y mieli
do czynienia niejako z dwoma opierzeniami o różnych
wydajnościach, jednym leżącym w obrębie działania cią­
gu śmigła, o w ydajności czasami niezwykle niskiej, a mia­
nowicie dochodzącej w swej dolnej granicy do 0,4. i dru­
gim, leżącym
do wartości 1.
całkow icie
poza obrębem w pływu
ciągu
śm„ a którego w ydajność w wielu wypadkach dochodzi
Odnosi się t o naturalnie do sam-«lotu ie-
W innych w ypad­
dnokadłubowego i jednosilnikowego.
w locie motorowym możemy mieć dla dużych szybkości,
wtedy bowiem dla wartości
— ;—
na
(,xw
ujemnej posiada­
i aby wartość
kach niezbędną jest dokładna analiza, w której należy
uwzględnić przedewszystkiem stosunek procentowy p o ­
wierzchni, objętej działaniem ciągu do nieobjętej i um ie­
szczenie
ba (bów).
opierzenia w stosunku
do skrzydła i kadłu­
my największą wartość stosunku
równania pozostała dodatnia, co stanowi warunek rów ­
nowagi, należy pow iększyć drugi wyraz równania, czyli
zwiększyć powierzchnię opierzenia.
Przy przedstawieniu
graficznem momentów skrzydła i opierzenia, z łatwością
można stwierdzić słuszność tego wniosku, ponieważ mię­
dzy gałęzią krzywej momentów skrzydła i krzyw ej m o­
mentów opierzenia, właśnie dla kątów dużych szybkości
zachodzą
najm niejsze
różnice
momentów, i
nieznaczne
zmiany w położeniu krzywej momentów opierzenia mogą
spow odow ać niestateczność.
Uwzględnienie wpływu ciągu śmigła na stateczność
podłużną
zapomocą m etody opisanej
praktycznie, nie
ponieważ z a ło ­
przedstawia korzyści dla konstruktora,
warunków
të )
Zamiast operowania zmienną wartością szybkości V f
w ciągu śmigła, możemy przyjąć, że opierzenie znajduje
się stale w szybkości strumienia, odpow iadającej szyb­
kości lotu
V,
natomiast ulega zmianie
L c t '
a mianowicie
przybiera pewną inną wartość
wtedy
Lct '
=
Lct
( - ^ - )
żenia poczynione, a w rzeczywistości zbyt odbiegają od
spotykanych w praktyce. Sam fakt stosun-
V
kowo wielkich zmian
T/
dla sam olotów o małych
czyli dla lotu silnikowego należy w ykreślić specjalną
krzywą w yporu opierzenia, która drogą fikcyjnego p rzy ­
rostu w yporu
w ołany
powietrza.
Łatwo spostrzec, że jedynie dla wartości
L cf '
=
0
,
czyli dla momentu zerowego opierzenia na kącie rów no­
wagi przy wychyleniu steru zerowym, również i
L ct —
0
,
jak i całkow ity w ypór opierzenia
zerową.
nie powinny zmienić
swej wartości, czyli posiadać w dalszym ciągu wartość
Z rozważań tych należałoby wyciągnąć wniosek, że
dla uniknięcia zmian w równow adze momentu dla lotu
z silnikiem i bez, należy umieścić w ten sposób opierze­
nie, aby wartość momentu opierzenia dla obu wypadków
lotu była równą zeru.
Uzyskać to możemy przez p o ło ­
żenie Śr, C. daleko w tyle średniej cięciwy, wtedy dla
Lct ' =
0 również i
L c t
winno być zerem.
Z wydawnictwa N. A. C. A., Nr. 551 „R elation be-
tween the etability and Controllability o f German A ir-
planes" czytamy:
„Dawniej
wielu
konstruktorów
samolotów
starało
się umieścić Śr. C. tak, aby momenty skrzydła i opierze-
uwzględniać będzie wzrost -wyporu, w y­
szybkości
przepływu
strumienia
zwiększeniem
' s
szybkościach
minimalnych,
lub
o
specjalnych
urządze­
niach, pozw alających na zwiększenie maksymalnej noś­
ności, zmusza nas do dokładniejszego rozpatrzenia za­
gadnienia, jak również konieczność w wielu wypadkach
zupełnie celowego umieszczenia opierzenia w ten sposób,
aby częściow o tylko b y ło objęte działaniem ciągu.
Ostatnim
czynnikiem,
który
zupełnie
został
pom i­
niętym, jest uwzględnienie w ydajności opierzenia, która
to w ydajność zależeć będzie od umieszczenia opierzenia
w stosunku do odległości od płata i umieszczenia „p o ­
pod ", lub „p on a d" płatem. W ydajność ta zmieniać się
będzie w zależności od kąta natarcia płata.
Obok czyn ­
nika tworzenia się w irów na skutek oderwania się stru­
mienia w pływ ać będzie tutaj jeszcze czynnik „zasłonię­
cia" opierzenia na dużych kątach przez kadłub, stąd też
w praktyce b. często spotykamy się z nieczułemi sterami
na dużych kątach natarcia, mimo zupełnej ich w ydatno-
ści w locie normalnym.
Dlatego też w ostatnich czasach
Na 2
WIADOMOŚCI TECHNICZNE LOTNICTW A
51
nia względem Sr. C. były równe zeru dla lotu z szybko­
ścią przelotową. T o założenie było oparte na przypu­
szczeniu, że w braku jakiegokolwiek momentu opierzenia
poziom ego w
dze
locie ekonomicznym, zmiana w równow a­
wywołana akcją ciągu śmigła będzie mała. Jednak
Umieszczenie takie Sr. C. jest błędne i nie należy go
stosować w praktyce, tembardziej, że na skutek pewnej
szybkości
obrotow ej
strumienia,
rozkład
szybkości
nie
jest zupełnie symetryczny dla części prawej i lewej opie­
rzenia, jakkolwiek prawo tworzenia się owej asymetrji
nie jest jednak możliwe do określenia. Następnie należy
sobie uprzytomnić, żę w locie z zatrzymanym silnikiem,
kiedy znika
dewiacja, wyw ołana istnieniem ciągu śmi­
gła, również i kąt natarcia opierzenia się zmienia, w re­
zultacie powstanie pewna siła na opierzeniu i warunek
momentu zerowego nie zostanie spełniony.
Jeżeli
wykreślimy
sobie krzyw ą
zmiany
stosunku
względu na wykorzystanie silnika i ekonomję lotu, nie
latamy nigdy stale na pełnym gazie.
Idąc dalej, ponieważ bezwzględna wartość obciąże­
nia opierzenia zależy o d wielkości momentu, który zno­
wu określa nam potrzebne
Lct'
, czyli w ypór opierzenia,
potrzebny dla uzyskania przy pewnej szybkości pewnej
siły, więc sam oloty o położeniach Śr. C. bliżej w ypadko­
wej posiadać będą mniejsze potrzebne
Lct’
, stąd i bez­
względna wartość przyrostu obciążenia będzie mniejszą.
Ma to wielkie znaczenie przy dużych samolotach, gdzie
jakkolwiek stosunek przyrostu obciążenia opierzenia dla
lotu z silnikiem i bez m oże być identyczny
molotu małego, jednak
nie
jak dla sa­
bezwzględna wartość momentu,
przy ograniczonym
wysiłku
to założenie nie zostało potwierdzone przez praktykę".
który musimy uzyskać przez wychylenie steru, jest znacz­
większa, co wymaga
ludzkim użycia
motorów.
Jeżeli sporządzim y sobie wykres momentów zastęp­
czych płata, t. j. momentów względem Śr. C., przy w yeli­
minowaniu
gdzie i =
ciśnienia
prędkości, a więc
Y
dużych kom pensacji
lub nawet serwo-
vs
dla różnych
szybkości lotu,
co możemy wykonać
kompletne obliczenie
obliczym y
po­
bez specjalnych trudności, m ając
aerodynamiczne płatow ca,
trzebne
Lc i
a
wykres — —
. V
2
— oraz
następnie
dla poszczególnych szybkości płatowca, w te­
/ Y
\!
kątowi natarcia płata, a
q
=
dy mnożąc odpow iednie wartości
L ct
przez odpow iada-
lące stosunki [ ——\ wykreślimy drugą krzywą
L ct= f (
i).
.1
V I
Punkt
Lct
— 0
będzie w spólny dla obu krzywych.
y
iJ
Ponieważ stosunek |— —| będzie rósł dla
m alejącej
Szybkości
samolotu, więc maksymalną wartość osiągnie
obrócony o 180° względem osi
l— i
wykres momentów opie­
rzenia, który w przybliżeniu znacznem możemy przed­
stawić jako linję prostą, wtedy z wykresu Nr, 2 będzie­
my mogli wyciągnąć następujące spostrzeżenia:
-------------------------------------------------------------------------
.
2g
(f)'
\J \\ ¥
■
11
®
tfftrt
T
kąta minimalnej szybkości samolotu, podobnie naj-
'VlÇkszy procentowy przyrost
Lct
na
Lct
' otrzymamy dla
k^tą
natarcia
opierzenia, odpow iadającego
minimum
Szybkości.
Ponieważ zakłócenie równowagi dla danego kąta lo-
*u zależy od w ielkości
Z im niejszą.
Obciążenie
nosi
zmiany obciążenia
opierzenia,
Cynika z tego, że należy dążyć, aby zmiana ta była jak
opierzenia w locie
bezsilnikowym w y­
•<*.
/fa tn a to rc /a s J c n v c //a
|-ł-
|
' k
^
H r z y » o m o m . ą o /e rz & n /a z (/wzpUdn. c i aga
, Ł\
t d iw tg ę /Y
A /z p /c d o a /ig frć w n o w o c u ' d / a Y o fo x /
fo o w c /z tH y h o tr d w n o u a p i d / a
^
z
/
V \
~ f sg
X
A r r y s a /* io m Cyo/*rt. w C /g ÿ f i/ r u q f a
/nam.
<//a /o t a
„
c /ę ż jW n a o ę o n j
Teoretycznie tylko dla położenia Śr. C., któremu bę­
dzie odpow iadał punkt
M
leżący na osi
i— i
|----- =
0
j
nie będzie zmian momentu w locie silnikowym, ponie­
Fi
=
p
St . V ï . Lct
waż dla wartości momentu opierzenia
Lct
musi b y ć —0,
V
a w locie silnikowym:
Fi =
p St . V , *
Lc,
zmiana więc stosunku
V
'
nie w pływa na wzrost
Lc
j ak zaznaczyliśmy poprzednio.
Jeżeli jednak wprowadzimy
w
rachunek
dewiację
yt
albo wstawiwszy
V *
/V =
toj J
Zlmy. że aby
Lct'
uczynić =
1
)
y
j
pochodzącą od silnika,
wtedy uzyskamy
obok zmiany
p .
St
. F 2 .
Lc/
0, należy:
L t
na
L c ’
również i zmianę kąta natarcia spływu p o ­
wietrza ze skrzydła. Zmiana kąta nie będzie wartością
V
stałą, ale zależeć będzie również od stosunku -------
:au
^
2)
alboZ-C^ uczynić =
0
, co zgóry wykluczamy,
aitjQ uczynić V j
2
.
Lt t — V 2
.
Lct' f
czyli zbliżyć się
V ’
również od kątą
a
-p
gdzie
ap
— kątowi powstałemu
granicy najmniejszej różnicy szybkości lotu i szyb-
Cl strumienia w ciągu śmigła.
między osią ciągu śmigła i kierunkiem lotu.
Ponieważ w warunkach
normalnych lotu dew jacja
Praktycznie
to też nie jest wykonalne,
gdyż
ze
silnika powiększa kąt normalnej dewiacji, wynika z te­

Plik z chomika:

Inne pliki z tego folderu:

Inne foldery tego chomika:

Zgłoś jeśli naruszono regulamin