ТРУДЫ
ВОЕННОЙ ВОЗДУШНОЙ
ОРДЕНА ЛЕНИНА
АКАДЕМИИ КА
м. Жуковского
Инженер-майор
В. Е. КАСТОРСКИЙ
ГРАФОАНАЛИТИЧЕСКИЙ МЕТОД
Определения коэфициейта
ПРОТЕКАНИЯ ГЕЛИКОПТЕРНОГО
РОТОРА

/
//
Выпуск
121
ИЗДАНИЕ АКАДЕМИИ
1944
ТРУДЫ
ВОЕННОЙ ВОЗДУШНОЙ ОРДЕНА ЛЕНИНА АКАДЕМИИ КА
имени ЖУКОВСКОГО,
вышедшие в 1944 году
Тарасенков Д. П. Шефтель И. А.	Определение стабилизационной активности бу- тилового спирта для увлажнения бензино-бен- зольных топлив.	Вып.	93
Пугачев В. С.	О движении снаряда вокруг центра массы при стрельбе с самолета.	Вып.	94
Сенкевич А. М.	Анализ схем соединений вибрационных регу- ляторов напряжения самолетного типа.	Вып.	95
Кулебакин В. С.	Об автоматических угольных регуляторах на- пряжения для самолетных генераторов.	Вып.	96
Бобов К. С- Нагорский В. Д.	Параллельная работа авиационного генератора и аккумулятора.	Вып.	97
Горощенко Б. Т.	Исследование лобового сопротивления и ма- ксимальности подъемной силы самолета.	Вып.	98
J961 г.«

ТРУДЫ
ВОЕННОЙ ВОЗДУШНОЙ
ОРДЕНА ЛЕНИНА
АКАДЕМИИ КА
НМ. Жуковского
Инженер-майор
В. Е. КАСТОРСКИЙ
ГРАФОАНАЛИТИЧЕСКИЙ МЕТОД
ОПРЕДЕЛЕНИЯ КОЭФИЦИЕНТА
ПРОТЕКАНИЯ ГЕЛИКОПТЕРНОГО
РОТОРА

Приняты? обозначения
R— ради'ус ротора;
с— средняя хорда лопасти;
i — число лопастей;
ic л
а ----------коэфициент заполнения ротора;
~R
V— поступательная скорость;
v— средняя индуктивная скорость;
<о— угловая скорость вращения ротора;
Р — угол взмаха лопасти;
в0— угол установки лопасти;
а— угол атаки ротора;
ф— угол поворота лопасти в плоскости вращения ротора;
Л— момент инерции лопасти относительно горизонтального
шарнира;
А р cRi
4= —~—— массовая характеристика лопасти;
8 — средний коэфициент лобового сопротивления лопасти;
Т— тяга ротора;
Md— крутящий момент ротора;
Н— продольная сила ротора;
S— боковая сила ротора;
И— коэфициент продвижения;
х— коэфициент протекания.
1.	ВВЕДЕНИЕ
Лопасти подъемного винта современного геликоптера и автожира для
разгрузки от ломающего момента и компенсации кренящего момента, воз-
никающего при горизонтальном перемещении аппарата, выполняются
шарнирно-подвешенными к втулке.
В горизонтальном полете лопасти такого ротора совершают относи-
тельно горизонтального шарнира маховое движение, обусловленное пери-
одическим изменением аэродинамических сил, действующих на лопасть,
по углу ее поворота вокруг оси вращения ротора. Угол взмаха лопасти Р,
отсчитываемый от плоскости вращения ротора, принято представлять
в виде ряда Фурье по углу поворота лопасти
Р = а0 — tZj cos ф — bv sin ф — а2 cos 2 ф — b2 sin 2 ф.	(1)
Коэфициенты махового движения а0; аг; Ьг, 'а2, Ь2 . . .. зависят от
режима работы ротора и определяются аэродинамической и массовой
характеристикой лопасти.
Режим работы ротора, как известно, характеризуется коэфициентом
продвижения р
Г=	12)
и коэфициентом протекания х •
Vsin а
В теории ротора Глауэрта * силовые и моментные коэфициенты ротора
выражаются через коэфициенты махового движения, коэфициент продви-
жения р и коэфициент протекания х. Так, например, для ротора с сов-
мещенными горизонтальными шарнирами формулы аэродинамических сил,
действующих на ротор в потоке, имеют следующий вид * 2.
Тяга ротора
T = — iPcRs^A Г— +
2	[2	3
(4)
’) Glauert „А general theory of the autogiro" RaM, 1111, 1927—1928 r.r.
2) Братухин „Автожиры. Теория и расчет". Госмашметиздат, 1934.
3
Продольная сила
//=—	— р (—-хН1+ -1иЛ +
2	2 \Л Р 3 \	8 )
+ 4- хаг~	(2а0' + а;--Ьг
4	о \	4	/ о \
Поперечная сила
(5)
S = -’- ipcR^’-A <4L|e°(2+Vlx!Uv(x + ^L|x
2	(b[\4/Z\ о
ЧЧ^ИЧ'-т'# (6>
где А — коэфициент наклона прямолинейного участка кривой Су — Су (а)
для профиля лопасти при X = оо.
Коэфициенты махового движения находятся по формулам
[3	4 \	/ Л
2 4х + 4~
,	(8)
4 а0 р.
Вторые гармоники при выводе формул 4, 5, 6 отброшены. Коэфициент
протекания х, входящий в написанные выше формулы, определяют для
каждого заданного значения р из уравнения крутящего момента ротора,
полагая крутящим момент Ма равным пулю.
Уравнение крутящего момента имеет следующий вид:
1	Г й	Н 1
^.=JLfpc^wM _(i4V)—^х-4-х;-
“ 2	4А '	3	2
а,’ /. . 3 ,\	1	. aob, Ь.г(л । 1	1	/1Г,.
— -т- 1 + — р- )---а0*р! +  -------14-----—^~а1хН • Ю
8 \	2	/ 4	3	8 \	2	/	2 J '
Полагая Md ~ 0, производя сокращения и подставляя значения коэ-
фициентов махового движения, можно уравнение (10) привести к квадрат-
ному уравнению
qx* 4- с,х 4- с, “ о.
(П)
4
Коэфициенты эдого уравнения с„ сг и с2 будут функциями р, %, 7 и S.
Описанным способ определения коэфлциента протекания обладает рядом
существенных недостатков.
Во-первых, полагая = 0, мы исключаем из рассмотрения все
режимы, кроме режима авторотации. Таким образом этот метод является
принципиально непригодным для геликоптерного ротора. Во-вторых, урав-
нение (И) содержит средний коэфициент лобового сопротивления, выбор
которого является затруднительным. Наконец, определение коэфициептов
G. с2, сз уравнения (11) требует большой вычислительной работы даже
в приведенном простом случае, не говоря уже о трудностях, которые воз-
никают при более точном расчете ротора с учетом вторых гармоник, кон-
цевых потерь, задней обдувки лопасти и т. д., да еще в применении к ро-
тору с автомат-перекосом. /
Ниже излагается графоаналитический метод определения коэфициента
протекания, в основу которого положено уравнение, связи, выражающее
равенство тя1 и идеального винта в косом потоке с тягой ротора по лопаст-
ной теории (теория Глауэрта).
2.	УРАВНЕНИЕ СВЯЗИ РОТОРА
Для идеального винта в косом потоке может быть применена формула
тяги 1
Т=2крЯЧР.ц.	(12)
где W— полная относительная скорость (фиг. 1).
Эта формула не имеет строгого доказательства, по дает правильный
результат во всех уже обследованных частных случаях. Так, например, при
V = 0 получается известная формула идеального геликоптерного винта
Г = 2 пр R' v-.
При достаточно большой скорости полета можно полагать И7 « V и
формула (12) преобразуется в формулу теории крыла Т = 2-р R2- V-v.
Глауэрт рекомендовал применять последнюю формулу для определения
индуктивной скорости в случае, когда скорость I7 перпендикулярна оси
вращения, но можно допустить, что формула (12) даст достаточно хоро-
ший результат и в' более общем случае косой обдувки винта. Относитель-
ная скорость W в общем случае выражается формулой (фиг. 2).
1) Глауэрт .Теория воздушного винта", .Аэродинамика" под ред.
проф. Дюренд, т. IV.
5
W— K(Vcosa)5 4" (Vsin a — -r)2.	(13)
При вертикальном взлете a = 90° и, соответственно, Vcosa = 0.
Формула (12) в этом случае совпадает с формулой тяги идеального про-
пеллера
Т = 2 кр R-( V 4- г>) V.
Все это служит известным основанием применения формулы (12) для
любых промежуточных углов атаки винта. Формула (13) может быть
преобразована
Фиг. 2.
U" = J'^Vcosot)2 + (Vsin а — -у)2 =
= <“/?]//Vcos«Y | /^sina—тлу или W = O)R	+	(14)
\ «/? / \ a>R /
Среднюю индуктивную скорость v представим в таком виде:
V = V — Vsin a 4- Vsin а = v — Vsin a 4* Vcos a • ———
cos a
r,/Vcos a sin a Vsin a — ТЛ	x \
R -----—---------------------- = e> R (p tg a - x)
\ ® R cos a a> R )
V = wR(ptga — x).	(15)
Подставляя полученные выражения в формулу (12), получим:
7 = 2 лр R2 («R)2 Р^р2 4-х2 (р tg a— х).	(16)
Таким образом тяга идеального винта в косом потоке выразилась теперь
в функции кеэфициента продвижения р, коэфициента протекания х и
угла атаки a. С другой стороны, как уже указывалось, тяга ротора по
теории Глауэрта может быть представлена формулой
Т — — i р cRi о)2 Л
2
(4)
6
Полагая, как обычно, что тяга идеального винта достаточно точно сов-
падает с тягой реального винта, приравниваем правые части равенств
(16) и (4).	-------
2 «р R* в’ у |х! + х2 (р- tg а — х) =
= —	+ *W1 + —рЛ .
Ч	2	2	3 \	2	/
Разделив обе части полученного равенства на 2 яр/?4о>! и обозначив
с
с = — , имеем
л II Z	О	X
(17)
Это уравнение дает возможность определить коэфициент протекания
для любого режима работы ротора при заданных значениях угла атаки а
и угла установки Но . Удобней, однако, пользоваться графическим приемом
решения этого уравнения.
3.	ГРАФИЧЕСКОЕ РЕШЕНИЕ УРАВНЕНИЯ СВЯЗИ
Для левой части уравнения (17) введем обозначение
Л = у + х- (utg а — х).	(18)
Задаваясь подходящими значениями х, вычислим Л для 0; 0,1;
0,2; 0,3; 0,4; 0,5 при выбранных значениях угла атаки а. После этого
построим графики для каждого значения р и а. Эти графики, очевидно,
могут быть вычислены и построены раз и навсегда. Отдельно должен быть
обследован случай парения и вертикального перемещения аппарата, когда
р- — 0 и tga = + оо . в приложении даны соответствующие таблицы
и графики, построенные указанным выше способом.
Чтобы определить значения коэфициента протекания конкретного ро-
тора, нужно иметь его геометрические характеристики (число лопастей i
средняя ширина лопасти с, радиус ротора R, угол установки лопасти
Но) , а также аэродинамические характеристики профиля А.
Тогда, введя для правой части уравнения 117) обозначение
можно вычислить Л/, для р= 0; 0,1; 0,2; 0,3; 0,4; 0,5, задаваясь зна-
чениями х. Затем на кальке легко построить прямые A„ —Ap(x) для
каждого р в том же масштабе, в каком построены основные графики
Л = Л (л).
Искомые значения х определятся по точкам пересечения соответ-
ствующих кривых Л и прямых Лр при наложении кальки на график.
7
В приложении дана калька, построенная для модели геликоптерного
ротора У" 12, исследованного в аэродинамической лаборатории ВВ4.
4.	СЛУЧАЙ ВЕРТИКАЛЬНОГО ПЕРЕМЕЩЕНИЯ АППАРАТА
При парении и вертикальном перемещении аппарата р = 0. так как
либо « = +90° и cos а = 0 (вертикальное перемещение), либо
V = 0 (парение). Кроме того, при вертикальном перемещении tga =
= + ©с. Это приводит к неопределенности в формуле (1b). Поэтому фор-
мулу (18) для этого случая следует преобразовать. Заметив, что
• х Vcosa sin a V .
Р tga =--------- — = ------sin a,
w /? cos a <u R
получим, что при a = +90°
Htga = ±-—- = zr V,
o>R
где	i
/ V — отвлеченная скорость вертикального перемещения.
Возвращаясь к формуле (18) и заметив, что следует брать лишь ариф-
метическое значение корня 1/^р5 + х:, так как W— существенно поло-
жительная величина, для описываемого случая ( р = 0, a = +90°),
получим
А = |х|(р—х),	(20)
при чем !Z>0.
В случае парения V= 0 и
А — — |х| х — + х:.	(21)
Правая часть уравнения (17) при р = 0 принимает следующий вид:
A	х 4- 5Л	(221
р 4* \2	3 /
Легко составить соответствующие графики и для этого случая, выбрав
подходящие значения Р, однако достаточно просто определять х прямо из
квадратного уравнения.
Для Но < 0	_
I	ч I —	i с А\	ic А n	/ооч
х2 — у----------х Н---------Но = 0.
\ 8г /	12*
Для в0>0
1 I — ic А \	ic А	/oQii
X2 — ( ИН-------х — -------90 = 0.	(231)
\ 8г /	12л
а
5.	ОПЫТ ПРИМЕНЕНИЯ МЕТОДА
Для проверки предложенного метода на расчетном примере были по-
строены графики Л = Л (х) для некоторых углов атаки. Объектом
исследования была выбрана модель геликоптерного ротора № 12, которая
ранее уже подвергалась экспериментальным исследованиям на определе-
ние махового движения. Модель ротора имела следующие^ данные: диаметр
D = 0.8 см, среднюю относительную ширину лопасти с = 0.082. число
лопастей i = 3. А --= 5,7.
В приложении дана таблица расчетов к построению кальки.
Сравнение результатов теоретического расчета коэфициентов махового
движения по коэфициептач протекания, определенным графо-аналитиче-
ским методом, дало удовлетворительное совпадение - с экспериментом.
На фиг. 3 представлен график изменения коэфициентов махового движе-
ния при угле атаки « = —20°, угле установки l“)0 = 6°. Кольцо
автомата установлено нейтрально /в = 0°. '
На фпг. 4 — то же. но при наклоне кольца автомата па 6°. Эксперимен-
тальные точки здесь получены путем гармонического анализа опытных
кривых махового движения, исследованного оптическим методом.
Расхождения не кажутся чрезмерными, если учесть, что эксперимент
производился с моделью малых размеров при достаточно сложной кинема-
тике автомат перекоса механизм которого здесь мог оказать трудно учи-
тываемые влияния (трение, люфты и т. д.), которые в натуре сказываются
мало. Кроме опнеапной косвенной проверки, по результатам которой труд-
но оценить точность метода, было предпринято прямое сравнение предла-
9
гаемого метода с обычным способом определения х из уравнения нулевого
крутящего момента.
В качестве числового примера взят расчет ротора автожира /па цлг и.
Основные данные этого ротора: диаметр D — 12 м, массовая характери-
стика т = 8, коэфициент заполнения о = 0,1145, профиль лопа-
стей Геттинген 429, А = 6, угол установки в расчетном примере
й — 9° vntwbununuT гпеттпего лобового соппотивлепия ПРИНЯТ рав-
Фиг. 4.
По подсчетам Братухина И. П.', для этого pwopa из условия Md = Q
коэфициент протекания в зависимости от р имеет следующие значения:
Таблица I
р		1 X	Г '	а
0,07	0,0213	1	46,4°
0,1	0,0209		30,3"
0,15	0,0195		16,45°
0,24	0,0160		7.2°
0.4	0,0073		2,1/°
0,51	0,0005		0.66°
1 Братухин „Автожиры. Теория и расчет" Госмашметиздат, 1934.
10
В последнем столбце даны значения углов атаки ротора.
Построив соответствующие кривые интерполяцией, найдем значения
х и а для и — 0,1; 0,2; 0,3; 0,4; 0,5.
					а		Таблица 2.
	X	а
0,1	0,02099	30,3°
0,2	0,0176	11°
0,3	0,0130	4°
0,4	0,0073	2,17°
0,5	0,0010	0,8’
Расчетная формула для построения кальки получается в таком виде:
Подставляя значения а, Д и 60 (в радианах), получаем
п
f
0,1145-6 Г % ,	.2	/ !	3
~	4 L 2 4 3-57,3 \ + 2
0,172
— + 0,0116
2 -
для р- = 0,1
|Х = 0,2
Р—0,3
Р = 0,4
Р = 0,5
А = 0,00202 + 0,086 %
Л = 0,00212 -+- 0,086 х
А = 0,00226 + 0,086 %
А =0,00247-|-0,086 %
Л =0,00274 + 0,086%
Построив кальку, найдем по графикам А = Л (%) значения % для
р =0,1; 0,2; 0,3 и соответствующих углов атаки. На фиг. 5 представ-
лены результаты расчета % обычным способом (по данным Братухина)
и предложенным графоаналитическим методом. Этот график является
весьма убедительным. Расхождения получились такого порядка, что о них
серьезно говорить нс приходится. Нет оснований ожидать’ больших рас-
хождении и в случае ротора с регулятором шага.
6.	ВЫВОДЫ
Проведенное исследование позволяет сделать следующие выводы:
1)	Графо-аналитический метод охватывает все возможные режимы
работы геликоптерпого ротора. Это позволяет рассчитать полную поляру
ротора, необходимую для расчета любого случая полета геликоптера.
2)	Метод достаточно прост и не требует большой вычислительной ра-
боты. Особенные удобства представляет составление постоянных, раз и
навсегда вычисленных графиков А = А (%).
3)	Применение метода к расчету ротора с автомат-перекосом не вызы-
вает больших усложнений. Вполне возможно, что при расчете х доста-
точно пользоваться приведенной здесь формулой. Этот вопрос будет под-
робно разобран в следующей работе автора, которая сейчас подготавли-
вается к печати.
Применение метода к практическому расчету может потребовать даль-
нейшего усовершенствования этого метода. Всякие замечания в этом отно-
шении будут приняты автором с благодарностью. В заключение следует
заметить, что вопрос о нахождении коэфициента протекания по существу
есть вопрос определения средней осевой индуктивной скорости.
Для винта, работающего в осевом потоке, эта задача, как известно,
была с успехом разрешена еще струйной теорией Сабинина-Юрьева, в ко-
торой использовано уравнение связи, полученное приравниванием тяги
идеального винта — тяге винта, рассчитанного по лопастной теории.
Новое, следовательно, заключается в распространении уравнения связи
на случай винта с машущими лопастями, работающего в косом потоке.
12
i
ТАБЛИЦЫ РАСЧЕТОВ
»О Г- "fr ’l* тг Ю со
оо го 04 о оо г- о
СО *— С сч СО LO г-
ggggggg
о" о' о о о о о
I I I I I
[х = 0,3
а	-0,2	- 0,15	-0.,	-0,06	-0,04	—0,02	0	0,02	0,04	0,06	0,1	0,15	0,2
30"	0,134	0,107	0,0864	0,071	0,06450	0,0581	0,0519	0,046	0,0403	0,0345	0,023	0,0076	-0,0097
20"	9,111	0,086	0,0662	0,015	0,0451	0,0388	0,0327	0,0268	0,0209	0,015	0,0028	-0,0136	-0,0328
10°	0,091	0,0675	0,0483	0,0344	0,0281	0,0219	0,0159	0,0099	0,0039	—0,00216	-0,0149	-0,0323	-0,0530
0’	0,072	0,0500	0,0316	0,0183	0,0121	0,006	0	-0,006	—0,0121	—0,0183	-0,0316	—0,0500	-0,072
-10е	0,0.53	0,0323	0,0149	0,00216	-0,0039	-0,0099	-0,0159	-0.0219	—0,0281	- 0,0344	—0,0483	-0,0675	—0,091
-20"	0,028	0,01$	0,0028	-0,015	-0,0209	-0,0268	—0.0327	—0.0388	—0,0451	-0,0515	-0,0662	-0,086	-0,111
-30е	0,0097	0,0076	0,0(523	-0,0345	-0,0403	-0,046	—0,0519	-0,0581	—0,0645	—0,071	-0,0864	—0,107	-0,134
9 = 0,4
X а	х	-0,2	-0,15	-0,1	-0,06	-0,04	-0.02	0	z0,02	0,04	0,06	0,10	0,15	0,2
30°	0,192	0,0162	0,136	0,1175	0,109	0.100	0,0922	0,0844	0,0766	0,069	0,0537	0,034	0,0134
20е	0,154	0,0125	0,101	0,082	0,0745	0,0661	0,058	0,05	0,0422	0,0344	0,0186	-0,00204	—0,0245
10°	0,120	0,094	0,07	0,0527	0,0444	0,0362	0,0272	0,0202	0,0122	0,0042	—0,0122	—0,034	—0,058
0е	0,08'. 4	0,064	0.0413	0,0242	0,0161	0,008	0	-0,008	-0,0161	—0,0242	-0,0413	-0,064	—0,0894
-10е	0,058	0,034	0,0122	0,00425	—0,0122	-0,0202	—0,0772	—0,0362	—0,0444	—0,0527	—0.07	—0,094	—0,120
-20	0,0245	0,00204	-0,0186	—0,0344	-0,0422	—0,05	-0,058	- 0 0661	—0,0745	-0,082	—0,101	—0,125	—0,154
-30е	-0,0134	-0,034	—0,0537	—О.< 69	-0,0766	-0,0844	-0,0922	-0,100	-0,109	-0,1175	-0,136	—0,162	—0,192

|л = 0,5
X а	-0,2	-0,15	-0,1	—0,06	—0,04	-0,02	0	0,02	0,04	0,06	0,1	0,15	0,2
30е	0,264	0,228	0,198	0,175	0,165	0,154	0,644	0,134	0,124	0,115	0,096	0.0717	0,0475
20е	0,206	0,172	0,144	0,122	0,111	0,101	0.0907	0,081	0,071	0,061	0,0414	0,0161	—0,0102
10°	0,156	0,124	0,196	0,0745	0,0643	0,054	0,044	0,034	0,024	0,0141	-0,0061	-0,0322	-0,0605
0е	0,180	0,078	0,051	0,0302	0,0201	0,01	*0	-0,01	-0,0201	—0,0 302	-0,951	—0,078	-0,108
-10	0,0605	0,0322	0,0061	-0,0141	-0,024	—0.034	-0,044	-0,054	—0,0643	-0,0745	—0,0j6	-0,124	-0,156
-20е	0,0102	-0,0161	-0,0414	-0,061	-0,071	—0.081	-0,907	-0,101	—0,111	-0,122	-0,144	-0,172	-0,206
-30е	-0,0475	-0,0717	-0,096	-0,115	-0,124	-0.134	-0,144	-0,154	-0,165	-0,175	-0.198	—0,228	-0,264
9 = 0
а= +90°
\ X v \	-0,2	-0,15	-0,1	-0,06	-0,04	-0,02	0	0,07	0,04	0,06	0,1	0,15	0,2
0,2	0,08	0,0525	0,03	0,0156	0,0096	0,0044	0	0.0036	0,0064	0,0084	0,01	0,0075	0
0,1	0,06	0,0375	0,02	0,0096	0,00 6	0,0024	0	0,0016	0,0024	0.0024	0	-0,0075	—0,02
0	0,04	0,0225	0,01	0,0036	0,0016	0,0004	0	—0,0004	-0,0016	-0,0036	-0,01	- 0,02’5	—0,«4
-0,1	0,02	0.0075	0	-0,0024	-0,0024	—0,0016	0	-0,0024	—0,0056	—0,0096	-0,02	-0,0375	—0,06
-0,2	0 •	-0,0075	-0,01	-0,0084	-0,0064	-0,0036	0	-0,0044	-0,0096	—0.0156	-0,03	—0,0525	-0,08
Приложение № 2
ТАБЛИЦА РАСЧЕТОВ
к построению кальки Лр — А (х) для геликоптерного винта Ле 12
у- = 0				|Л = 0,1			у. = 0,2			[1 = 0,3		
\Но X \	но = о°		©о = 10"	<-»0 = 0°	О II о -т	«о = Ю°	*0 = 0°	О II о (X	Но = 10°	«о = 0° •	e0 = 6t	д- = ю°
-0,10	—0,00557	-0,00168	0,' 00912	—0,00557	-0,00163	0,001	-0,00557	-0,00145	0,0013	-0,00557	—0,00116	0,00179
-0,08	-0,00445	-0,000567	0,00203	—0,00445	-0,00051	0,00212	-0,00445	—0,000334	0,00242	—0,00445	—0,00001	0,0029
-0,06	-0,00334	-0,0f|0545	0,00314	-0,00834	-0,0006	0,00323	-0,00534	-0,00078	0,00453	-0,00331	-0,00107	0,004
—0,01	—0.00223	-О,О016б	0,00425	-0,00223	0,0017	0,00434	-0 00223	0,00189	0,00464	—0,00223	0,00218	0,00515
-0.02	-0,00111	—0,00277	0,00536	-0,00111	0,00.8	0.005^6	-0,00111	0,00300	0,00576	—0,00111	0,00329	0,00623
0,00	0	0,00188	0 00648	0	0,00394	0,00657	0	0,00412	0,00687	0	0,0044	0,0073 л
0,02	0,00111	0,005	0.00759	0,00111	0,П0505	0,00769	0,00111	0,00523	0,00798	0,00111	0,00552	0,00841
0,04	0,00223	0,00611	0,0087	0,00223	0,00617	0,0088	0,00223	о.ообз 1	0,0091	0,00223	Од (>664	0,00957
0,06	0,00334	0.00722	0,00981	0,00334	0.О0728	0,00991	0,00331	0,00746	0,(>102	0,00 Г34	0,00774	0,01063
Примечание. Ввиду линейности Ар ±= А^, (л) достаточно подсчитать значения Ар для двух-каких-нибудь значений х,
например, для х = 0 и д 1Я л-= 0,1.
С\=30'
^-20
Графини для определения
Козрициента протечная
<№&о
ФИТ ®”
18
20
2рафик и рлк
Коэфициента ллотекакик 
21
Графини для определения нозфициенппа npome^anufi
22
Приложения Ле 4
кало ко для Определения кс&ридиента

23

ОГЛАВЛЕНИЕ
1.	Введение...................................................  3
2.	Уравнение связи ротора....................•................. 5
3.	Графическое решение уравнения связи......................... 7
4.	Случай вертикального перемещения аппарата................... 8
5.	Опыт применения метода............................-......... 9
6.	Выводы................•...........................•........ 12
Приложения
1.	Таблицы расчетов к построению графиков л = л(х) . . . <.... 13
2.	Таблица расчетов к построению кальки л_ = л_(х) для гелнкоптериого
винта №12.....................................................  16
3.	Графики Л = Л (х) для (л = 0; 0,1; 0,2; 0,3; 0,4; 0, 5 н а = — 30’, — 20°,
—10", 0°, 10°, 20°, 30°........................................ 22
4.	Калька геликоптерного винта № 12........................... 23
кий Инет ;т j
X
^050
в
Г-426160 Разр. к печ. 11/XI 1944 г. 1 */« п- л авт. л. Зак. 191
Тнпо-литография ВВА
X
(Начало см. на 2-й стр. обложки)
Терентьев В. Д.	Определение давления на дно снаряда в мо- мент его вылета из канала ствола.	Вып. 105
Кондратьев В. А.	Управляемость тиратронов на повышенных и высоких частотах.	। Вып. 105
Токаев Г. Л.	Некоторые вопросы аэродинамики крыла с движущейся поверхностью.	Вып. 107
Закс Н. А.	К вопросу об уменьшении профильного соп- ротивления крыла.	Вып. 108
Зенкевич Н. И.	Анализ различных методов прицеливания по дальности, при бомбометании с горизонтально- летящего самолета.	Вып. 109
Пугачев В. С.	К вопросу обработки отстрелов авиационного оружия.	Вып. 110
Коллектив кафедры	Некоторые вопросы теории воздушной стрельбы.	Вып. 111
Пугачев В. С.	К вопросу о стрельбе с самолета по самолету на большой дальности.	Вып. 112
Ромадин К. П.	Исследование твердости мартенсита с различ- ным содержанием углерода.	Вып. ИЗ
Бураго Г Ф.	Новый метод расчета распределения подъем- ной силы по размаху крыла.	Вып. 114
Касторский В. Е.	Оптический метод исследования махового дви- жения шйрннрно-подвешениой лопасти гели- коптера.	Вып 115
Стрижевский С. Я. К аэродинамике подъемного винта.		Вып. 116
Вульф Б. К.	Местная термическая обработка стальных из- делий с использованием задержки распада переохлажденного аустенита.	Вып. 117
Пх’гачев В. С.	Случайные функции, определяемые обыкно- венными диференциальными уравнениями.	Вып. 118
Надежин Ф. В.	Экспериментальные методы определения тур- булентности потока в аэродинамических трубах.	Вып. 119
Бураго Г. Ф.	Опыт расчета распределения подъемной силы по размаху крыла на закритических углах атак.	Вып. 120
Касторский В. Е.	Графоаналитический метод определения коэ- фициента протекания геликоптерного ротора.	Вып. 121
Бродский Ф. И.	Точность определения точки ветра различными способами.	Вып. 122
Бродский Ф. И.	К вопросу о точности измерения угла сноса	Вып. 123
Боднер В. Л.	К вопросу о выборе скорости перестановки лопастей автоматических ВИШ.	Вып. 124