Лобовое сопротивление воздуха

метки: Сопротивление, Уменьшить, Воздух, Коэффициент, Лобовой, Таблица, Трение, Плоский

Лобовое сопротивление фюзеляжа .

Методика определения коэффициента лобового сопротивления фюзеляжей предполагает полностью турбулентный пограничный слой. В ней не предусматривается учет влияния числа Рейнольдса (Re) и отсутствует учет влияния сжимаемости, поскольку полётные числа Маха (M) у современных СВВП невелики. Коэффициент лобового сопротивления фюзеляжа ЛА любой схемы, может быть подсчитан по следующей формуле:

• где: — коэффициент поверхностного трения плоской пластинки при числе Рейнольдса фюзеляжа;
• коэффициент, учитывающий переход от коэффициента поверхностного трения плоской пластинки к коэффициенту сопротивления фюзеляжа;
• площадь полной поверхности фюзеляжа;
• площадь миделевого сечения фюзеляжа;

— — увеличение коэффициента лобового сопротивления фюзеляжа, обусловленное тем, что действительный фюзеляж отличается от обтекаемого тела вращения из-за установки на нем двигателя и наличия различных надстроек самой разной формы, мидель которых трудно выделить из миделя фюзеляжа (таблица 1).

Порядок расчета лобового сопротивления фюзеляжа.

1. Определяется число фюзеляжа.

где: — скорость полета,.

• полная длина фюзеляжа,.
• коэффициент кинематической вязкости воздуха.

2. По графику рис. 1 для найденного значения числа определяется величина коэффициента поверхностного трения плоской пластинки =0.002.

Поскольку фюзеляж имеет металлическую обшивку, то коэффициент Схf должен быть увеличен. Полагая, что применялась клепка впотай, увеличим Cxf на 0,15.

Рис. 1.

3. Вычисляется удлинение фюзеляжа:

Рис. 2.

4. Для вычисленного определяется значение коэффициента по графику на рис. 2.

= 1.125.

5. Находится полная поверхность фюзеляжа .

В нее должны быть включены поверхности тех участков фюзеляжа, где находятся кабан, крыло и т. д. , а также поверхность кабины экипажа, если мидель ее нельзя выделить из миделя фюзеляжа. Для приближенного подсчета может быть использована формула.

где: — полная длина фюзеляжа,.

• площадь миделевого сечения фюзеляжа.

6. По таблице 1 определяют увеличение коэффициента лобового сопротивления фюзеляжа за счет лобового сопротивления элементов конструкций, мидель которых не может быть выделен из миделя фюзеляжа.

= 0.0095.

7. Вычисляем коэффициент суммарного лобового сопротивления фюзеляжа.

Разработка конструкции хвостовой части фюзеляжа пассажирского самолета

... отверстий, гладкость поверхности. Для ослабления интерференции и уменьшения лобового сопротивления самолета необходимо плавно сопрягать фюзеляж с примыкающими к нему частями самолета. 2. Конструктивные ... достаточной, чтобы воспринять приходящиеся на него нагрузки, и вместе с тем не препятствовать свободному использованию внутреннего объема фюзеляжа. Усиленные шпангоуты Усиленные шпангоуты ...

1.2 Лобовое сопротивление мотогондол и подвесных баков .

фюзеляж сопротивление турбулентный крыло Коэффициент лобового сопротивления гондолы двигателя, расположенной на крыле ЛА, определяется по следующей формуле:

• где — коэффициент поверхностного трения плоской пластинки при числе Рейнольдса мотогондолы;
• коэффициент, учитывающий переход от коэффициента поверхностного трения плоской пластинки к коэффициенту сопротивления фюзеляжа;
• площадь полной поверхности мотогондолы;
• площадь миделевого сечения мотогондолы.

где: — скорость полета,.

• полная длина мотогондолы,.
• коэффициент кинематической вязкости воздуха.

2. По графику рис. 1 для найденного значения числа определяется величина коэффициента поверхностного трения плоской пластинки =0.002.

Поскольку фюзеляж имеет металлическую обшивку, то коэффициент Схf должен быть увеличен. Полагая, что применялась клепка впотай, увеличим Cxf на 0,15.

3. Вычисляется удлинение мотогондолы:

4. Для вычисленного определяется значение коэффициента по графику на рис. 2.

= 1,20.

5. Находится полная поверхность мотогондолы Fм:

6. Вычисляем коэффициент суммарного лобового сопротивления мотогондолы.

1.3 Лобовое сопротивление шасси .

Лобовое сопротивление неубирающегося или неубранного шасси аппарата определяется как сумма сопротивлений колёс, стоек и подкосов или полозков (в полозковом шасси).

Лобовое сопротивление стоек и подкосов определяется как сумма сопротивлений цилиндров, установленных под различными углами к набегающему потоку. Коэффициент лобового сопротивления цилиндра с круглым основанием при изменении угла его обдувки в диапазоне (рис. 4) можно определить по формуле:

где: — коэффициент лобового сопротивления цилиндра при.

Значение коэффициента определяется по графику на рис. 5, для чего предварительно определяется число Рейнольдса цилиндра:

Здесь: — диаметр поперечного сечения цилиндра,.

• расчётная скорость полета ЛА,.
• коэффициент кинематической вязкости определяется для заданной высоты полета по таблице стандартной атмосферы.

Если, то величина определяется по графику на рис. 5а, если больше, то по графику на рис. 5б.

Коэффициенты лобового сопротивления стоек и подкосов шасси, состоящих из эллиптических цилиндров, могут быть определены по таблице 2. Если подкос и стойка шасси помещены в обтекатели, их лобовое сопротивление находят по таблице 3.

Полученная сумма отдельных стоек и подкосов, шасси без колёс должна быть увеличена на 10−15% для учета взаимной интерференции примыкающих элементов.

Лобовое сопротивление колес шасси определяется с помощью таблицы 4.

Передняя опора

1) Стойка.

l ₃ =0,4 м, d₃ =0,1 м, в₃ =20°.

2) Колесо.

d _к = 0.5 а_к = 0.2 = 0.5.

Главные ноги

1) Стойка.

l ₁ = 1.3 d₁ = 0.15 в₁ = 20.

то.

2) Подкос.

L ₂ = 1 d₂ = 0.08 в₂ = 60.

то.

3) Колеса.

d _к = 1.1 а_к = 0.25 = 0.5.

1.4 Лобовое сопротивление отдельных частей ЛА .

В таблицах 5 и 6 приведены данные по сопротивлению отдельных частей летательного аппарата и его оборудования. Лобовое сопротивление вращающихся втулок и кабанов несущего винта, выхлопных патрубков и других деталей и агрегатов определяется с помощью этой таблицы.

1) Вращающаяся втулка НВ:

С _х =0,001;

3) Горизонтальное оперение:

S _го = 16.

С _х =0,015 (толщина средняя).

С _х *S_го = 0.015*16 = 0.24.

4) Вертикальное оперение:

Sверт = 13.

С _х =0,015 (толщина средняя).

С _х *S_верт = 0.015*13 = 0.195.

1.5 Определение лобового сопротивления ЛА для .

После подсчета всех коэффициентов лобового сопротивления элементов ЛА и их характерных площадей, составляется сводка лобовых сопротивлений ЛА (см. таблицу 7).

Подсчитывается суммарное сопротивление ЛА по формуле:

где: — коэффициент сопротивления i-ой части ЛА,.

• её характерная площадь.

На основании сводки лобовых сопротивлений вычисляется коэффициент вредного сопротивления ЛА при по формуле:

Здесь коэффициент 1.1 принимается для неучтенных деталей.

Затем определяется площадь эквивалентной вредной пластинки ЛА по формуле:

Под вредной пластинкой понимается площадь квадратной пластинки, поставленной перпендикулярно к потоку и имеющую коэффициент сопротивления.

Определяется вертолетный коэффициент сопротивления ненесущих элементов, который относится к суммарной площади дисков несущих винтов:

где: количество винтов Таблица 1. Сводка лобовых сопротивлений летательного аппарата.

Наименование элемента летательного аппарата.	Коэффициент сопротивления.	Площадь или мидель характерного сечения.
Фюзеляж.	0.7 449.	4.5.	0.33 521.
Мотогондолы.	0.7 661.	1.4Ч2.	0.2145.
Вращающаяся втулка Р.В.	0.001.	742.75.	0.7427.
Горизонтальное оперение.	0.015.		0.24.
Вертикальное оперение.	0.015.		0.195.
Стойки главного шасси.	0.3458.	0.195Ч2.	0.1348.
Подкосы главного шасси.	0.1278.	0.08Ч2.	0.0204.
Колёса главного шасси.	0.5.	0.275Ч2.	0.275.
Стойки переднего шасси.	0.3276.	0.04Ч1.	0.1 301.
Колёса переднего шасси.	0.5.	0.1Ч1.	0.05.
ИТОГО.			2.2209.

Раздел 2.

2.1 Построение зависимости

При расчёте летных характеристик ЛА необходимо учитывать изменение его вредного сопротивления по углу атаки. Для этого обычно используют зависимость, полученную экспериментально для модели фюзеляжа проектируемого аппарата, а именно: к расчетному значению натурного ЛА прибавляют величину:

где: коэффициент лобового сопротивления модели ЛА на данном угле атаки,.

коэффициент лобового сопротивления модели ЛА при (рис. 6).

Тогда коэффициент лобового сопротивления вертолёта с учётом изменения угла атаки определяется по формуле:

При отсутствии экспериментальных данных по конкретной модели фюзеляжа влияние изменения угла атаки может быть приближённо учтено с помощью графика, показанного на рис. 7, где представлены осреднённые значения для фюзеляжей вертолётов различных схем.

Таблица 2. Изменение коэффициента вредного сопротивления ЛА по углу атаки.

	— 10.	— 9.	— 8.	— 7.	— 6.	— 5.	— 4.	— 3.	— 2.
Схвр 0.	0.5429.
?Схб.		— 0.005.	— 0.007.	— 0.01.	— 0.01.	— 0.01.	— 0.0075.	— 0.005.	— 0.0025.
Cxвр	0.5429.	0.5379.	0.5359.	0.5329.	0.5329.	0.5329.	0.5354.	0.5379.	0.5404.

	— 1.
Схвр 0.	0.5429.
?Схб.		0.0025.	0.01.	0.015.	0.02.	0.025.	0.03.	0.04.	0.05.
Cxвр	0.5429.	0.5454.	0.5529.	0.5579.	0.5629.	0.5679.	0.5729.	0.5829.	0.5929.

Схвр 0.	0.5429.
?Схб.	0.065.	0.07.	0.085.	0.1.	0.12.	0.13.	0.155.	0.17.
Cxвр	0.6079.	0.6129.	0.6279.	0.6429.	0.6629.	0.6729.	0.6979.	0.7129.

Рис. 1.

2.2 Определение зависимости крыла .

Исходными данными для построения зависимости крыла конечного удлинения являются заданные значения для крыла [13, «https:// «].

Построение выполняется в следующем порядке:

1. Строится прямолинейный участок кривой для, для этого вычисляется угол атаки окончания линейного участка зависимости.

Проводится прямая линия через точку с координатами и точку с координатами до пересечения с абсциссой .

Точка соответствует началу нелинейного участка зависимости.

2. Вычисляется критический угол атаки крыла бесконечного удлинения.

3. Нелинейный участок характеристики достраивается с помощью полинома Параметры полинома вычисляются из условия прохождения зависимости через точки.

, и.

;; .

4. Для построения зависимости крыла конечного удлинения определяется угол скоса потока от индуктивной скорости, создаваемой крылом при в точке начала нелинейного участка зависимости.

5. Определяем угол атаки крыла конечного удлинения.

необходимый для получения .

6. Вычисляем производную коэффициента подъёмной силы крыла конечного удлинения по углу атаки и критический угол атаки.

7. Для построения нелинейного участка зависимости необходимо проделать те же операции, что и для только в выражениях будут фигурировать и. Соответствующие формулы будут иметь вид:

;; .

Рис. 2.

2.3 Расчёт поляры крыла .

Коэффициент сопротивления крыла определяется как сумма.

где: — приращение коэффициента профильного сопротивления, вызываемое изменением.

• коэффициент индуктивного сопротивления, возникающего из-за скоса потока создаваемого самим крылом,.
• минимальный коэффициент лобового сопротивления, в первом приближении вычисляется по формуле:

где: — минимальное значение коэффициента сопротивления по поляре профиля.

Для современных профилей можно принять ;

• сумма коэффициентов дополнительных сопротивлений реального крыла.
• площадь крыла, занятая фюзеляжем.

Коэффициент, учитывающий интерференцию между крылом и фюзеляжем, принимается равным:

при схеме низкоплан для фюзеляжа круглого сечения — 0.25,.

для фюзеляжа вального сечения — 0.50, для фюзеляжа с прямыми стенками — 0.60,.

при схеме среднеплан и высокоплан — 0.85.

Для учета интерференции моторных гондол и крыла участки крыла, занятые гондолами, из площади крыла не вычитаются.

Коэффициенты дополнительных сопротивлений определяются по приведенным ниже формулам:

При потайной клепке, слабо выраженной волнистости и соединении листов встык величина .

Увеличение, вызванное смещением к передней кромке крыла точки перехода пограничного слоя от ламинарного к турбулентному вследствие обдувки части поверхности крыла винтами (как для одномоторного, так и для многомоторного самолета), принимается равным.

Примечание 1. В приведенных значениях не учтено увеличение сопротивления возникающего из-за повышенной скорости потока в струе винта. Это влияние обычно учитывается соответствующим снижением КПД винта при расчете располагаемой мощности.

Приращение коэффициента профильного сопротивления является функцией отношения где: — оптимальный коэффициент подъёмной силы при, что соответствует безударному обтеканию передней кромки несимметричного профиля крыла.

• максимальный коэффициент подъёмной силы.

Зависимость в виде некоторой средней кривой для наиболее употребительных профилей NACA-230, NACA-44, ClarkYH, RAP-34 представлена на рис. 9.

Для профилей, существенно отличающихся от перечисленных выше своей геометрией, возможны некоторые отклонения от этой средней кривой, однако этими обстоятельствами в данном расчёте можно пренебречь.

Если коэффициент профиля неизвестен, то приближенно его можно принять равным 0.25 для несимметричного профиля и равным 0 для симметричного профиля.

Коэффициент индуктивного сопротивления крыла заданной формы в плане с учетом влияния фюзеляжа и моторных гондол можно определить по формуле где: — сумма площадей подфюзеляжной части крыла и частей крыла занятых гондолами. Коэффициент определяется по графикам на рис. 10 (.

Су=0.

Су=0.1.

Су=0.2.

Су=0.3.

Су=0.4.

Су=0.5.

Су=0.6.

Су=0.7.

Су=0.8.

Су=0.9.

Су=1.

Су=1.1.

Су=1.2.

По данным расчёта строится поляра крыла с разметкой углов атаки и определяется максимальное качество крыла.

Рис. 3.

Таблица 3. Расчет поляры крыла конечного удлинения.

Су.		0,1.	0,2.	0,3.	0,4.	0,5.	0,6.	0,7.	0,8.	0,9.	1,0.	1,1.	1,2.
Су-Суopt.		0,1.	0,2.	0,3.	0,4.	0,5.	0,6.	0,7.	0,8.	0,9.	1,0.	1,1.	1,2.
		0.833 333.	0.166 667.	0.25.	0.33 333.	0.41 667.	0.5.	0.58 333.	0.666 667.	0.75.	0.833 333.	0.916 667.
Cxp.		0.39.	0.52.	0.23.	0.68.	0.155.	0.305.	0.0054.	0.887.	0.1 374.	0.2 032.	0.2 895.	0.04.
Cу 2.		0.01.	0.04.	0.09.	0.16.	0.25.	0.36.	0.49.	0.64.	0.81.		1.21.	1.44.
Схi.		0.001.	0.004.	0.009.	0.016.	0.025.	0.036.	0.049.	0.064.	0.081.	0.1.	0.121.	0.144.
Схк.	0.0078.	0.88 039.	0.11 852.	0.1 703.	0.2 448.	0.3 435.	0.4 685.	0.0622.	0.8 067.	0.10 254.	0.12 812.	0.15 775.	0.1918.

2.4 Построение поляры ЛА

Коэффициент сопротивления летательного аппарата Cx , зависящий от коэффициента подъемной силы Cy , в диапазоне изменения Cy от 0 до Cy maxопределяется по формуле:

Где — коэффициент вредного сопротивления ненесущих частей ЛА, зависящий от угла атаки фюзеляжа бф и отнесенный к площади крыла S кр .

Значения коэффициента Сх вропределяются по графику Сх вр= f (бф) (таблица 2), где бф = б — бз. Здесь бз — угол заклинения крыла относительно фюзеляжа.

Сх к — коэффициент лобового сопротивления крыла. Значения коэффициента определяются по поляре крыла Су = f (Сх к) (таблица 3).

Су=0.

Су=0.1.

Су=0.2.

Су=0.3.

Су=0.4.

Су=0.5.

Су=0.6.

Су=0.7.

Су=0.8.

Су=0.9.

Су=1.

Су=1.1.

Су=1.2.

Таблица 4. Расчет поляры ЛА

Су.		0,1.	0,2.	0,3.	0,4.	0,5.	0,6.	0,7.	0,8.	0,9.	1,0.	1,1.	1,2.
		2.3172.	3.2327.	4.8451.	6.2491.	7.6281.	9.1485.	11.4382.	12.5283.	14.1429.	15.4175.	17.1397.	20.4735.
	— 4.	— 1.6828.	— 0.7673.	0.8451.	2.2491.	3.6281.	5.1485.	7.4382.	8.5283.	10.1429.	11.4175.	13.1397.	16.4735.
Схвр	0.707 230 208.	0.71 223.	0.7 165 302.	0.72 723.	0.73 223.	0.74 223.	0.75 223.	0.77 473.	0.78 723.	0.80 723.	0.83 223.	0.85 723.	0.91 723.
	0.58 935 851.	0.59 353.	0.597 109.	0.60 603.	0.61 019.	0.61 853.	0.62 686.	0.64 561.	0.65 603.	0.67 269.	0.69 353.	0.71 436.	0.76 436.
Схк.	0.0078.	0.8 789.	0.117 923.	0.16 896.	0.24 241.	0.33 977.	0.46 313.	0.61 469.	0.79 715.	0.101 332.	0.126 628.	0.155 945.	0.189 652.
Сх.	0.66 735 851.	0.68 141.	0.715 032.	0.77 498.	0.8 526.	0.9 583.	0.108 999.	0.12 603.	0.145 318.	0.168 601.	0.195 981.	0.227 381.	0.266 088.
?Cxф.	— 0.01.	— 0.005.	— 0.0007.	0.01.	0.015.	0.025.	0.035.	0.0575.	0.07.	0.09.	0.115.	0.14.	0.2.

Рис. 4.

Раздел 3.

Формулы подобия для гребного винта, работающего в условиях осевого обтекания, в технической системе имеют вид:

• тяга винта[кг];
• мощность, потребляемая винтом [л с];
• безразмерная осевая скорость;
• обороты вала винта в секунду;
• плотность воздуха на заданной высоте полёта.

Серией винта называется аэродинамическая компоновка, отличающаяся профилем сечения лопасти, количеством лопастей, распределением по радиусу угла установки (крутки), относительной толщины и хорды лопасти.

Испытания каждой компоновки проводят при числах Маха на конце лопасти.

Результаты испытаний представляют в виде:

поляры с разметкой углов установки характерного сечения ,.

универсальной винтовой диаграммы с нанесением на неё линий равных КПД.

Поскольку реальные винты работают при больших числах, это приводит к увеличению профильной мощности и уменьшению КПД из-за роста волнового сопротивления сечения лопасти с ростом числа М.

Поправка к коэффициенту мощности определяется по зависимости:

• угол атаки в характерном сечении лопасти;
• угол притекания в характерном сечении.

Поправка к КПД определяется по зависимости.

где: — относительная толщина профиля в характерном сечении.

Расчёт проводится методом итераций, но, как правило, достаточным является одной итерации.

Порядок расчёта:

Определяем коэффициент задания.

[м/с].

2) Находим из условия.

3) Находим.

• максимальное значение коэффициента мощности на соответствующей винтовой диаграмме.

4) На заданном интервале выбираем для расчёта несколько значений.

5) Вычисляем коэффициент мощности первого приближения.

6) С универсальной винтовой диаграммы снимаем.

7) Вычисляем угол притекания.

8) Вычисляем угол атаки характерного сечения.

9) Вычисляем число Маха в концевом сечении.

10) С графика снимаем поправку.

11) Вычисляем коэффициент мощности второго приближения.

12) С универсальной винтовой диаграммы снимаем угол установки второго приближения.

13) Находим угол атаки характерного сечения второго приближения.

14) С графика снимаем поправки.

15) С универсальной винтовой диаграммы снимаем.

16) Вычисляем КПД.

17) Находим диаметры винтов.

18) По данным расчётов строим зависимости для всех серий винтов.

Таблица 5.

№ п.п.	Общие данные.	Серия винта ВИШ-22, N=1400 л.с. H = 4000 м, V0 = 350 км/ч, ns = 22 об/с, = 0.82 кг*сек 2/м 4, а = 325.3 м/с.
		0,7 002.
		0,984.
		1,417.
	()/5.	0,0866.
		0,984.	1,071.	1,157.	1,244.	1,330.	1,417.
		0,0646.	0,0984.	0,1453.	0,2084.	0,2918.	0,4000.
		24,8.		32,2.		43,5.
		22,67.	24,44.	26,16.	27,83.	29,45.	31,02.
		2,13.	3,56.	6,04.	8,17.	14,05.	21,98.
			0,927.	0,865.	0,812.	0,766.	0,727.
		1,34.	1,28.	1,24.	1,22.	1,11.	1,072.
		0,0482.	0,0769.	0,1171.	0,1708.	0,2629.	0,3731.
			26,5.			40,5.	50,5.
		0,33.	2,06.	4,84.	6,17.	11,05.	19,48.
		0,79.	0,88.	0,93.	0,95.	0,915.	0,99.
		0,79.	0,85.	0,85.	0,82.	0,725.	0,54.
		0,624.	0,748.	0,791.	0,779.	0,663.	0,535.
		4,492.	4,128.	3,819.	3,553.	3,322.	3,119.

Рис. 5.

№ п.п.	Общие данные.	Серия винта ВИШ-105Б, N=1400 л.с. H = 4000 м, V0 = 350 км/ч,. ns = 22 об/с, = 0.82 кг*сек 2/м 4, а = 325.3 м/с.
		0,7 002.
		0,984.
		1,537.
		0,1106.
		0,984.	1,094.	1,205.	1,316.	1,426.	1,537.
		0,0646.	0,1100.	0,1779.	0,2759.	0,4131.	0,6000.
		25,5.		35,5.		49,5.	59,5.
		22,67.	24,92.	27,09.	29,18.	31,19.	33,11.
		2,83.	5,08.	8,41.	11,82.	18,31.	26,39.
			0,908.	0,835.	0,774.	0,723.	0,680.
		1,36.	1,275.	1,225.	1,15.	1,025.	1,049.
		0,0475.	0,0862.	0,1452.	0,2399.	0,4030.	0,5720.
		1,33.	3,08.	6,91.	10,82.	16,81.	23,89.
		0,83.	0,925.	0,93.	0,92.	0,965.
		0,82.	0,83.	0,81.	0,75.	0,575.	0,45.
		0,681.	0,768.	0,753.	0,690.	0,555.	0,450.
		4,492.	4,038.	3,667.	3,359.	3,099.	2,876.

Рис. 6.

№№ п.п.	Общие данные.	Серия винта 3СМВ-14, N=1400 л.с. H = 4000 м, V0 = 350 км/ч, ns = 22 об/с, = 0.82 кг*сек 2/м 4, а = 325.3 м/с.
		0,7 002.
		0,984.
		1,537.
	()/5.	0,1106.
		0,984.	1,094.	1,205.	1,316.	1,426.	1,537.
		0,0646.	0,1100.	0,1779.	0,2759.	0,4131.	0,6000.
							56,5.
		1,000.	0,908.	0,835.	0,774.	0,723.	0,680.
		1,35.	1,29.	1,225.	1,148.	1,07.	1,049.
		1,000.	0,908.	0,835.	0,774.	0,723.	0,680.
		1,35.	1,29.	1,225.	1,148.	1,07.	1,049.
		0,0478.	0,0852.	0,1452.	0,2404.	0,3860.	0,5720.
		23,5.					55,5.
		0,83.	4,08.	6,91.	9,82.	15,81.	22,39.
		0,79.	0,922.	0,93.	0,93.	0,958.
		0,75.	0,80.	0,81.	0,76.	0,625.	0,47.
		0,593.	0,738.	0,753.	0,707.	0,599.	0,470.
		4,492.	4,038.	3,667.	3,359.	3,099.	2,876.

Рис. 7.

№ п.п.	Общие данные.	Серия винта 4Ф-1, N=1400 л.с. H = 4000 м, V0 = 350 км/ч, ns = 22 об/с, = 0.82 кг*сек 2/м 4, а = 325.3 м/с.
		0,7 002.
		0,984.
		1,794.
	()/6.	0,1620.
		0,984.	1,146.	1,308.	1,470.	1,632.	1,794.
		0,0646.	0,1383.	0,2679.	0,4802.	0,8099.	1,3000.
		22,67.	25,94.	29,03.	31,96.	34,71.	37,28.
		1,33.	3,06.	6,97.	12,04.	20,29.	33,72.
		1,000.	0,872.	0,778.	0,705.	0,648.	0,603.
		1,34.	1,22.	1,15.	1,085.	1,035.	1,01.
		0,0482.	0,1134.	0,2329.	0,4426.	0,7825.	1,2871.
			27,5.	35,5.
		0,33.	1,56.	6,47.	11,04.	19,29.	32,72.
		0,79.	0,937.	0,968.	0,954.	1,1.	1,3.
		0,7.	0,8.	0,822.	0,75.	0,55.	0,35.
		0,553.	0,750.	0,796.	0,716.	0,605.	0,455.
		4,492.	3,857.	3,379.	3,007.	2,708.	2,464.

Рис. 8.