Читать «История самолётов 1919 – 1945» онлайн - страница 75

В 20-е годы прошла экспериментальную проверку и получила дальнейшее развитие теория пограничного слоя, основы которой Л. Прандтль создал еще до первой мировой войны. Многочисленные опыты показали, что возможны два вида обтекания тела потоком — турбулентное и ламинарное. В первом случае поток представляет собой систему вихрей, во втором случае линии тока параллельны омываемой потоком поверхности, причем скорость потока уменьшается по мере приближения к поверхности; коэффициенты трения в случае ламинарного или турбулентного обтекания существенно отличаются. Теория, подтвержденная тонким экспериментом, сумела объяснить природу срыва потока: было установлено, что это явление происходит при превышении критической толщины пограничного слоя, когда из-за большого градиента давлений воздушный слой отрывается от поверхности крыла. Связь теории с практикой прежде всего проявилась в совершенствовании форм предкрылков, капотов. Позднее, в 30-е годы, развернулись работы по созданию средств управления пограничным слоем, появились так называемые ламинарные профили. Подробнее об этом будет рассказано в четвертой главе.

Мировой опыт проектирования авиационных профилей, накопленный в годы первой мировой войны и в первые послевоенные годы нашел воплощение в виде атласов профилей, на основе которых разработчики самолетов могли заранее выбрать оптимальный для их целей тип крыльевого профиля. В СССР первый такой справочник появился в 1932 г. [68].

К началу 20-х годов типичными профилями были выгнутые, отмечалось увлечение профилями Жуковского типа инверсии параболы. Однако к середине этого десятилетия недостатки профилей большой кривизны — значительное перемещение центра давления в зависимости от угла атаки, большое С% проф — были признаны достаточно серьезными, и началось применение более «спокойных» плоско-выпуклых профилей типа Геттинген-436 и Кларк-Y. Появились lаже профили, в которых положение центра давления практически не менялось с изменением угла атаки. Они получили название безмоментных профилей.

Исследование характеристик крыльевых профилей велось в аэродинамических трубах. В годы первой мировой войны лучшей была аэродинамическая труба Геттингенского института (Германия). Она имела круглое сечение с диаметром рабочей части 2,26 м, максимальная скорость потока составляла 58 м/с. Посте войны появились более совершенные трубы. Построенная в ЦАГИ в 1926 г. труба имела максимальное поперечное сечение рабочей части 6 м и скорость потока 30 м/с; при уменьшении сечения до 3 м скорость достигала 75 м/с. В то время это была самая большая аэродинамическая труба в мире. В 1927 г. в лаборатории им. Ленгли НАКА (NACA — Совещательный комитет по аэронавтике США, аналог нашего ЦАГИ) воздвигли трубу диметром 6,1 м со скоростью потока 47 м/с [73, с. 41–45]. Она предназначалась, главным образом, для испытаний натурных воздушных винтов и изучения их влияния на сопротивление мотогондолы, крыла и фюзеляжа.

Принципиальным новшеством в развитии авиационного экспериментального оборудования стало создание аэродинамической трубы переменной плотности. Благодаря применению сжатого воздуха удавалось изменять число Рейнольдса и таким образом достичь большей достоверности результатов. Идея создания такой трубы принадлежит немецкому ученому М. Мунку, после первой мировой войны переехавшему в США. Первая труба переменной плотности была построена в 1923 г. в НАКА [74, с. 21].