Сравнительные характеристики Спитфайр (V - XIX)

[Slash]

Originally posted by Hammer
У спита главным тормозом было его здоровое крыло особенно это сказывалось на больших сокростях.
На всякий случай есче уточню что лошадинные силы тоже разные бывают PS метрические и HP англо-американские
Первая это 735.75 Вт (75кгс*м/с) вторая 746.6 Вт
(550 lb *ft/s)
Но часто их переводят буквально потому например в Музее OM на английском все движки получаются мощнее немного

Спитфайр ... ну да, потому и были созданы законцовки крыла LF и HF.
Ксати, на Восточном фронте, чаще всего, как я читал, использовали LF крыло. Оно и понятно, скоростные характеристики выше ...

Те самый "жгуты" возникали в основном на высоких скоростях (в основном - с 250-300 миль в час, многое зависело от "профиля" и "плана" крыла. Так например, крыло Мустанга, имеющее большую относительную длину, обладало меньшим индуктивным сопротивлением.), - признак возрастающего индуктивного сопротивления.

******************************
Так как воздух обладает вязкостью, то вращающийся воздух в жгуте увлекает за собой окружающий воздух. Вихревые жгуты левого и правого полукрыльев вращаются в разные стороны таким образом, что в пределах крыла движение воздушных масс направлено сверху вниз.
Такое движение воздушных масс сообщает воздушному потоку, обтекающему крыло, дополнительную скорость, направленную вниз. При этом любая часть воздуха, обтекающая крыло со скоростью V, отклоняется вниз со скоростью U. Величина этой скорости обратно пропорциональна расстоянию точки от оси вихревого жгута, т. е. в конечном счете от удлинения крыла, от разности давлений над и под крылом и от формы крыла в плане.
Так как величина Сх обратно пропорциональна удлинению крыла, поэтому самолеты, предназначенные для полетов на большие расстояния, имеют большое удлинение крыла: l=14…15.

Как известно, подъемная сила крыла Y всегда перпендикулярна набегающему потоку, его направлению. Поэтому вектор подъемной силы крыла отклоняется на угол Da и перпендикулярен к направлению воздушного потока V.

Угол , на который отклоняется поток воздуха, обтекающий крыло со скоростью V, наведенной вертикальной скоростью U, называется углом скоса потока (Рис. 20). Величина его зависит от значения вертикальной скорости, индуктированной вихревым жгутом, и скорости набегающего потока. Поэтому благодаря скосу потока истинный угол атаки крыла в каждом его сечении будет отличаться от геометрического или кажущегося угла атаки aкаж на величину Da
******************************
Дома сделаю расчёты для крыла ФВ-190А4/8 и Спитфайра 5/9.

А про волновое сопротивление не расскажешь?