055/S-oi
ч П5С,
ТРУДЫ
ГО АЭРО-ГИДРОДИНАМИЧЕСКОГО ИНСТИТУТА
им, проф. Н. Е. Жуковского
Выпуск № 430
В. И поликовскии
ОПРЕДЕЛЕНИЕ ОПТИМАЛЬНОЙ СКОРОСТИ
ВЫХОДА ВЫХЛОПНЫХ ГАЗОВ
ДЛЯ СКОРОСТНОГО САМОЛЕТ/
i.
ИЗДАНИЕ ЦЕНТРАЛЬНОГО АЭРО-ГИДРОДИНАМИЧЕСКОГО ИНСТИТУТА
им. проф. Н. Е. ЖУКОВСКОГО
Москва
193 9
I
05Si.^
,1961 г.«
ТРУДЫ
ЦЕНТРАЛЬНОГО АЭРО-ГИДРОДИНАМИЧЕСКОГО ИНСТИТУТА
им. проф. Н. Е. Жуковского
Выпуск № 430

В. и. поликовский
ОПРЕДЕЛЕНИЕ ОПТИМАЛЬНОЙ СКОРОСТИ
ВЫХОДА ВЫХЛОПНЫХ ГАЗОВ
ДЛЯ СКОРОСТНОГО САМОЛЕТА
- ЧД
 2

ИЗДАНИЕ ЦЕНТРАЛЬНОГО АЭРО-ГИДРОДИНАМИЧЕСКОГО ИНСТИТУТА
им. проф. Н. Е. ЖУКОВСКОГО
Москва

КРАТКОЕ СОДЕРЖАНИЕ
При высоких скоростях полета реактивная мощность выхлопа может составить су-
тествённую часть всей располагаемой мощности. Повышение скорости выхода газа из
выхлопного коллектора повышает реактивную тягу, но в то же время понижает мощность
двигателя из-за повышения противодавления.
Данная работа посвящена вопросу выбора оптимальной скорости выхода выхлопных
газов.
Отв. редактор С. Н. Шишкин
Техн, редактор И. К. Богданов
Сдано в набор 25/V 1939 г.
Формат бумаги 70 X 108’/1б
Уполн. Мособлгорлита Б—4636
Подписано к печати 26/VI 1939 г.
*/4 печ. л. по 66 000 зн. в печ. л.
Тираж 1500 экз.	Зак. № 115
Тип. ЦАГИ—Москва, ул. Радио, 17.
ОБЩИЕ СООБРАЖЕНИЯ К РАСЧЕТУ
Струя газа, вытекающая из выхлопного коллектора, создает реактив-
ную тягу.
Если выхлопной коллектор направлен прямо назад, то реактивная тяга
R — Mc^KCa — °секСа .
Соответствующая реактивная мощность
NR = R:V^=^V^Ca.
о
На фиг. 1 приведены значения реактивной мощности для различных
скоростей полета V км\час и различных скоростей выхода газа из вы-
хлопного сборника Са м'<сек. Сетка прямых построена для Осек=1 кг сек,
что соответствует мощности мотора N s 1000 л. с.
Как видно из фиг. 1, при У=600 км:час и Са = 300 м сек реактив-
ная мощность уже равняется 67 л. с.
Коэфициент полезного действия современных винтов для скоростной
авиации представляет собой величину порядка — 0,75 — 0,8; отсюда вы-
текает, что даже при указанных значениях, достаточно реальных для сов-
ременной авиации, величина реактивной тяги составляет
Л/-т]в 1000-0,75 “
При больших скоростях полета и больших скоростях выхода газа от-
носительная величина реактивной тяги может подняться до еще значительно
больших значений.
В настоящее время рационального и надежного расчета выхлопных
коллекторов не имеется. Подбор диаметра выхлопа производится на осно-
вании чисто эмпирических зависимостей. Таковы, например, рекомендации
А. Свэна1, согласно которым для звездообразных моторов объем кольце-
вого коллектора должен составлять 0,45 :-0,67 рабочего объема цилиндров.
Для моторов рядных рекомендуется площадь сечения коллектора у выхода
(в наиболее широком месте) 29—32 см2/100 л. с., что соответствует для
земных условий скорости выхода выхлопных газов Сй^120—125 м сек.
Для высоты /7=4000 м соответственно Св^200 м сек и при /7=6000 м
М'Сек.
В практике самолетостроения встречаются еще до настоящего времени
выхлопы с удельной площадью наибольшего сечения f0 — 18—20 см2,100 л. с.
Такие размеры соответствуют скорости выхлопных газов у земли
Са= 200 м сек, при 77=4000 м скорость Сй^350—375 м сек и на высоте
/7 = 17000' м скорость достигает скорости звука.
При полете на малых высотах указанные скорости в выхлопном кол-
лекторе можно считать допустимыми, так как при правильной форме кол-
1 Aero Engines, Design & Practice. London, 1938 г.
3
Фиг. 1. Диаграмма расчета выхлопов
лектора (плавные присоединения выхлопных патрубков к трубе коллектора)
величина /() = 18—20 сл/2/'1ОО л. с. приводит к снижению мощности всего
на 0,5—1,09-6.
Для высотных моторов площадь Д существенно меньшая, чем
,/о^ЗО см‘ 100 л. с., приводит к большим скоростям и соответственно боль-
шим противодавлениям.
При больших скоростях полета соответствующее снижение мощности
на валу двигателя в значительной мере компенсируется и даже перекры-
вается повышением реактивной мощности. При малых скоростях (напри-
мер, при взлете) потеря мощности, связанная с повышением противодавле-
ния, при fa = 19< 20 слг, 100 л. с. достигает 5—7% мощности двигателя.
4
Как показали специальные опыты, поставленные в ЦАГИ, при пра-
вильной форме выхлопного коллектора (плавные присоединения выхлоп-
ных патрубков мотора к трубе коллектора, отсутствие местных сужений
и т. д.) основное влияние на мощность двигателя имеет скорость выхода
из выхлопного патрубка.
Патрубки большого сечения с местным сужением на выходе дали
практически то же относительное снижение мощности (по сравнению
с исходной мощностью при коллекторе большого сечения), что и патрубки
меньшего сечения с теми же скоростями на выходе.
Это обстоятельство дает возможность строить весь последующий ра-
счет на выборе рациональной скорости выхода при данных высоте и ско-
рости полета.
Повышение скорости выхода приводит к повышению реактивной мощ-
ности Nr и одновременно с этим к понижению мощности на валу на ве-
личину ДАЛ1  Очевидно, что оптимальной скоростью будет та, при кото-
рой разность
Д Ад — 7jB ДА,м
будет наибольшей.
Поскольку полет происходит на различных скоростях и высотах,
придется принять какое-нибудь среднее компромиссное решение с учетом
назначения машины, тактико-технических требований, веса, габарита и т. п.
Так, например, для истребителя расчетным режимом следует считать
максимальную скорость на боевой высоте; для дальних машин-—крейсер-
ские режимы и т. д.
Построение расчетных графиков
Величина эффективного противодавления может быть определена,
исходя из предположения адиабатического истечения выхлопных газов из
коллектора.
Указанное допущение было проверено в ЦАГИ на моторе Испано,
с которого был снят ряд внешних характеристик при постоянных выхлоп-
ных сборниках при переменных скоростях выхода.
Точность допущения для практических расчетов оказалась вполне до-
статочной (фиг. 2, 3, 4 и 5).
Фиг. 2. Внешние характеристики мотора типа Испано, снятые с выхлопными коллекто-
рами с различными выходами для газа
5
Фиг. 3. Внешние характеристики мотора типа Испано, снятые с постоянным выхлопным
коллектором Ф-82 и с различными насадками
Фиг. 4. Выхлопной коллектор с сужающими насадками (к фиг. 3)
Фиг. 5. Выхлопные коллекторы с конечными диаметрами 93 X 91,
86,5 X 84,5, 79 X 77, 71,5 X 69,5 (к фиг. 2)
Все расчеты проведены для газа с температурой, приведенной к ну-
левой скорости 7* = 1 100 абс. — 827° Ц.
Удельная тёпл6ё1?1*кг)СТь хазов и газовая постоянная приняты соответ-
ственно среднему составу газов (/? = 34 кгм'.кгград", Ср 0,31 кал кг Ц).
Для оценки влияния противодавления на мощности была принята
опытная зависимость
AN _ЬРми рт. ст.
~N \3(Г“
т. е. было принято, что повышению противодавления на 30 Рт- ст. соот-
ветствует 1 % потери мощности. Эта зависимость принята в английских
нор"мах испытаний авиадвигателей (Р/2% на 1 ф!кв. <?.); она принята во
Франции фирмой Испано.
Эта же зависимость была получена в ЦАГИ при испытании мотора
Испано — см. фиг. 6, на которой приведены опытные точки, взятые с внешней
характеристики моторана двух числах оборотов п— 1 800 и 2 200 об мин
при различных противодавлениях, искусственно создаваемых путем тормо-
жения газов на выходе из выхлопных коллекторов. На эту же диаграмму
6
Фиг. 6. Влияние противодавления в выхлопе на мощность мотора.
Прямые построены по расчету
нанесены расчетные прямые	построенные на основании указан-
ной выше зависимости.
Как видно из диаграммы, совпадение расчетных и опытных значений
вполне удовлетворительное.
Для ряда скоростей выхода газов Са в интервале 0 — 600 м[сек была
определена расчетным путем величина
т;в = 0,75.
Весь расчет приведен для мотора мощностью 1 000 л. ‘с. с расходом
выхлопных газов GceK — 1 Kzicex. Обобщение изложенных ниже, достаточно
несложных зависимостей, на любые другие N и GceK не может, очевидно,
вызвать затруднений.
Применены следующие рабочие формулы. При'заданной скорости Со
температура в выходном сечении патрубка
ДГ 2
'Т' ___ 7 *_
а	2 gcv '
Эффективное противодавление определяется из равенства
k
р* р* /р*\1г 1
ра=ри=\т;]	
Повышение противодавления по сравнению с внешним атмосферным
давлением
Потеря мощности
OV
На фиг. 1 нанесены кривые	и кривые ДА'/? в зависимости от
Са для высот /7 = 0; 2 000; 4000 и 6000 м.
Поскольку в результате расчета определяется величина температуры
Та, могут быть непосредственно получены и величины удельного объема
выходящих газов
R-Ta R-Ta 3
кг-
площадь выхода (при наличии двух выхлопных коллекторов)
р = ^сек
ЪСа
и диаметр выхода
В некоторых случаях, при очень значительных скоростях полета,
оптимальная скорость Са получается большей, чем скорость звука
Са	18,3 КТ*.
Для этих случаев расчетные формулы остаются без изменения; в то
же время, однако, в конструкцию выхлопного коллектора должно быть
введено „сопло Лаваля“, представляющее собой местное сужение сечения
выхлопного коллектора с последующим плавным расширением его до
выходного сечения. Угол раскрытия диффузора (расширяющегося насадка
сопла Лаваля) обычно берется равным 8—12Д...
Площадь ,,горла“ может быть определена по тем же формулам, по
которым определяется площадь выходного сечения, исходя из скорости
Сзв = 18,3 /7*.
Кривые Da—f (Са) для случая двух выхлопных коллекторов и для
четырех указанных высот приведены на фиг. 1.
Выбор рациональной скорости выхода газов и определение соответ-
ствующего диаметра выхода при помощи фиг. 1 лучше всего пояснить на
численном примере.
Пример. Требуется подобрать размеры выхлопного коллектора для
мотора 7V=8OO л. с.
Расчетный режим полета
Vmax = 700 км:Ч(1с на высоте //=4 000 м.
Расчет ведем для N= 1 000 л. с. с последующим пересчетом площа-
дей на 800 л. с. Проводим касательную к кривой ДД/и=/(СГ() для высоты
4000 м, параллельную прямой ДМ? = /(Сд), соответствующую Й=700 км час.
Считая допустимой потерю мощности на расчетном режиме до 1%
для улучшения условий взлета и набора высоты, откладываем от точки
касания кверху 10 л. с. в масштабе ДА/ и проводим прямую параллельную
касательной.
Получаем скорость выхода Са = 360 м/сек.
Общая величина прироста мощности от реактивной тяги
ДМ? — ДА/^и т)в =96 — 23 = 73 л. с.
Прирост мощности в %
ДДл> —ДА(м т)в • Ю0_	73	()/
^'1000-0,75
Соответственно выходной диаметр коллектора (фиг. 7)
Da = 100 мм
и для мощности 700 л. с.
D-=1“/w^90“
Удельная площадь выхода
,	100 F 100-0,0785-2
fa—~ = —1обо"_==15>7 см^100л- с-
При скорости полета на той же высоте 200 км 'час (подъем на пол-
ной мощности при малой скорости) реактивная мощность составляет
всего 27,5 л. с. и, следовательно, только компенсирует потерю мощности,
связанную с противодавлением выхлопу.
8
Фиг. 7. Диаграмма построена для мощности ^= 1 000 л. с. и двух
выхлопных коллекторов
Пример подбора размеров выхлопного коллектора
Задано. Мотор мощностью N — 800 л. с.
Расчетный режим полета У =700 км'час; /7 = 4 000 м.
Находим
м
С«|расЧ = 360 -сек ’	= 96 л. с.;	• т;в = 23 л. с.;
— &NM  7iB = 96 - 23 = 73 л. с.
Da = 100 мм (N = 1 000 л. с.); Da = 90 мм (/V = 800 л. с.).
Фиг. 8. Диаграмма построена для мощности М = 1 000 л. с.
и двух выхлопных коллекторов
Пример подбора размеров выхлопного коллектора
Задано. Мотор мощностью N = 800 л. с.
Расчетный режим полета Vraax = 400 км!час-, 77 = 4 000 м.
Находим
С'срасч = 176 м№к\ &N# = 26 л. с.; &NM ц1=5л с.;
ДЛ^ —	• т(в = 26 — 5 = 21 л. с.
Da = 148 мм (N = 1 000 л. с.); Da = 132 мм (Ы=Ш л. с.)
10
Если бы расчетный режим полета соответствовал Vmax = 400 км час
на той же высоте //=4000 м, то, повторив указанное выше построение,
мы получили бы
Са opt = 176 м1сек;
b.Nf> — ДЛ/Л1-7]в=26—5 = 21 л. с.-,
Е>0 = 148 мм (для // = 800 л. с., Da=\2>2 мм);
100-0,1715-2
1000
= 34,3 см2,'100 л.
с.
(фиг. 8).
При помощи фиг. 1 можно определить величину скорости выхода га-
зов из патрубка полученных размеров на различных высотах и соответ-
ственно величину потерь мощности ДЛ/ц.
Так, например, в первом случае (Ра= 100 мм) получим значения Сп.
н	0	2 000	4 000	6 000
Са	228	285	360	465
	14	16	23	32
Если заданы значения скорости полета по высотам, то вычитая из
соответственных значений ДА'/? величины rln , мы можем получить по
высотам общую величину ДЛ/=Д//7? — &Nm riB, характеризующую работу
выхлопного коллектора на всем диапазоне его применения.
Из приведенного примера видно, что при скоростях полета порядка
600—800 км)час, скорости выхода следует брать значительно более высо-
кие, чем те, которые соответствуют опыту авиации, полученному на ско-
ростях полета 300—400 км час (например, рекомендации Свэна, соответ-
ствующие скорости полета — 400 км час).
В заключение следует указать, что все приведенные выше рассужде-
ния, строго говоря, относятся именно к скорости выхода газов из коллек-
тора, а не к скоростям газа внутри него.
Вполне возможно, что наиболее рациональные (с точки зрения чисто
гидравлических потерь) скорости в самом коллекторе должны существенно
отличаться от скорости выхода из него. На сегодняшний день методов
рационального расчета самого коллектора, насколько нам известно, не суще-
ствует.
Впредь до проведения соответствующих исследований допустимо вы-
полнение коллекторов постоянного сечения либо с некоторым увеличением
сечения по мере присоединения к
цилиндров Е	Киевсш
рыхдопных патрубков отдельных
1 Как показали опыты, проведенные в ЦАГИ, увеличение площади коллектора про-
порционально количеству введенных патрубков нерационально.
центральный аэро-гидродинамическии институт
им. проф. Н. Е. ЖУКОВСКОГО
ИМЕЮТСЯ В ПРОДАЖЕ ТРУДЫ ЦАГИ
303.	Гуржиенко Г. А. Влияние вязкости жидкости на законы турбулентного течения
в" прямой цилиндрической трубе с гладкими стенками. М. 1936, цена 1 р. 75 к.
304.	Петров Г. И. Об устойчивости вихревых слоев. М. 1937, цена 1 р.
305.	Д о в ж и к С. А. Направляющие аппараты центробежных машин. Безлопаточный на-
правляющий аппарат. М. 1937, цена 1 р. 25 к.
306.	Голубев В. В. Исследования по теории разрезного крыла. Ч. II. Приближенная тео-
рия предкрылка и закрылка. М. 1937, цена 1 р. 25 к.
307.	Станкевич Ю. К. Исследования штопора самолета У-2 в полете. М. 1937, цена
1 р. 25 к.
308.	Невельсон М. И. К вопросу о расчете центробежных вентиляторов и насосов. Ч. III.
М. 1937, цена 1 р.
310.	Ромашевский А. Ю. Метод расчета и экспериментальное исследование лонжеронов
типа Кессон. М. 1937, цена 2 р. 75 к.
311.	В л а д и м и р о в А. Н. Приближенный гидродинамический расчет подводного крыла
конечного размаха. М. 1937, цена 1 р. 75 к.
312.	Остославский И. В. и Могилевский М. П. Скос потока у оперения само-
лета при крыле произвольной формы в плане. М. 1937, цена 1 р. 50 к.
313.	Найман М. И. Напряжения в балке с криволинейным отверстием. М. 1937, цена 3 р.
314.	Волохов А. Н. Разностные методы численного интегрирования обыкновенных дифе-
ренциальных уравнений. М. 1937, цена 1 р. 75 к.
315.	Колосов Е. И. Скос потока от винта за крылом. М. 1937, цена 1 р.
316.	Федяевский К. К. Турбулентный пограничный слой крыла. Ч. II. О законе
сопротивления. М. 1937, цена 1 р. 25 к.
317.	К о с м о д е м ь я н с к и й А. А. Вихревое сопротивление теоретических профилей.
М. 1937, цена 1 р. 90 к.
318.	Щербаков Г. А. и Мамонов Ф. А. Боковое равновесие самолета при несим-
метричной тяге винтов. М. 1937, цена 1 р.
319.	Сретенский Л. Н. Теоретическое исследование о волновом сопротивлении. М. 1937,
цена 1 р. 75 к.
320.	Зволинский Н. В. Приложение метода интегральных уравнений к одной задаче
устойчивости цилиндрической оболочки. М. 1937, цена 75 к.
321.	Франкль Ф. И. и Войшель В. В. Трение в турбулентном пограничном слое
около пластинки в плоско-параллельном потоке сжимаемого газа при больших ско-
ростях. М. 1937, цена 75 к.
322.	Гуржиенко Г. А. Учет вязкости в теории турбулентности Кармана. М. 1937,
цена 75 к.
325.	Седов Л. И. К задачам о тонких полипланах тандем и о глиссировании на несколь-
ких реданах. М. 1937, цена 75 к.
326.	Струве Э. Э. К вопросу о поверочном расчете осевого вентилятора. М. 1937, цена 50 к.
327.	В е д р о в В. С. Об устойчивости движения. М. 1937, цена 50 к.
328.	Полнковский В. И. и Абрамович Г. Н. Экспериментальная проверка основных
допущений расчета спиральных кожухов центробежных нагнетателей и вентилято-
ров. М. 1937,' цена 1 р. 75 к.
329.	С е р е б р и й с к и й Я. М. Аэродинамика упругого крыла. М. 1937, цена 3 р.
330.	Сретенский Л, Н. О затухании вертикальных колебаний центра тяжести плава-
ющих тел. М. 1937, цена 50 к.
331.	Довжик С. А. Направляющие аппараты центробежных нагнетателей. М. 1937, цена
1 р. 75 к.
333.	Калнхман Л. Е. Влияние формы профиля на сопротивление трения. Исследование
турбулентного пограничного слоя в области отрыва. М. 1937, цена 2 р. 50 к.
334.	Белоус А. А. Устойчивость овальных и рамных шпангоутов. М. 1937, цепа 1 р. 25 к.
335.	Рисберг А. Б. Влияние формы крыла на распределение нагрузки по размаху и
продольную устойчивость. М. 1937, цена 2 р. 60 к.
336.	В о л ох о в А. Н. О продольной динамической устойчивости самолетов. М. 1937,
цена 1 р. 25 к.
337.	Гроссман Е. П., Келдыш М. В., И а р х о м о в с к и й Я. М. Вибрации крыла с эле-
роном. М. 1937, цена 3 р. 25 к.
338.	ТалалайБ. А. Электромоторы^ постоянного тока облегченной конструкции мощ-
ностью от 0.5 до 50 ватт. М. 1937, цена 3 р. 50 к.
. ЦЕНТР АЛ ЬНЫЙ ДЭРО -ГИД РОДИ НАМИ ЧЕ С К И Й ИНСТИТУТ
/^ . ИМ. проф. Н. Е. ЖУКОВСКОГО
. .?.....———
ИМЕЮТСЯ В ПРОДАЖЕ ТРУДЫ ЦАГИ
•339.-’1Ср а с и л ь 1Д и к б в П. П. Влияние числд Рейнольдса и турбулентности потока ца
максимальную подъемную силу крыла, ч. II. М. 1937, цейа 75 к.
340.	Риз П. М, Флаттер крыла с учетом колебаний в направлении наибольшей жесткости.
М. 1937, цена 75 к.
341.	/Ту мар К й.н G. А-. Равновесие и колебания закрученных стержней. М. 1937; цена
z 1 р. 35 к.,	>	’	’	. -
342.	Теоретический сборник ЦАГИ, вь|П. V. М. 1938, цена 1 р. 75 к.
343.	Попов Л. С.’ О влиянии фюзеляжа и хвостового оперения самолета иа вибрации
крыла. М. 1938, цена 1 р'. 50 к,	£
Р- 345. fl етр/ов Г. И, О распространении вязкой жидкос-Ти и возникновении турбулентности.
'•’>стр. 26, Пега Г р.
347.	П о л и ко в с к.и й В. ЙГ, Флюрой Ф. С-, Королев П* П. Высотные характёрйс-
, тики авиационных моторов в условиях полета. 1938, стр. 148, цена 6 р.
355.	О С то с л аве к и й И. В.,-Крл.рфов Ё. И. Роль высотного Мотора в проблеме по- 
выш’ения рйброёти "и дальности полета; 1938, стр. 64, цена 2 р.
357.	К е-л д ы Ju М. В. Вибрации D воздушном потоке крыла с подкосами. 1938, стр. 40, цена
1 р. 25 к.
360.	Зак С. Л. Охлаждение авиационного мотора этиленгликолем. 1938, стр. 22, цена 75 к.
ЗбКФе.дя-е-в-ск'ий^К. К.* Тбпловой пограничный -сДой крыла. 1938, стр. 22, цена 75 к.
362.	Бы чк.р в А. Г. Осевые вентиляторы ЦАГИ серии У. 1938' стр. 94, цена 3 р.
363.	Красильщиков П, П. Аэродинамические исследованиякрыльев со щиткамн-
закрылками. 1938, стр. 40, цена 1 р, 50 к.
364.	Франкл.ь Ф И., .-Хр и ст и ано ви ч С. А., Алексеева Р. Н. Основы газовой
динамндй. 1938, стр.-. 110. цена 3 р. 50 к,
'365.- Кал а чрв Г. С. О wiipe продольной динамической устойчивости самолета. 1938,
стр. 60, цепа Я р.
367.	Мар ьямтГв Н. Б. Экспериментальное исследование и расчет авиационных радиа-
Торбв. 1938, стр. 108^цена Зр. 50 к.
3*?8	. Л-r.i т к и н С. Г. Аэродинамика туннельного радиатора, 1938, стр. 54, цена 1 р. 75 к.
369.	Судинй'н В, А. Вибрации крыла с учетом массы моторов и упругости подкоса.
1938, стр; 118, цена Эр.'75 к.	'
370.	Олейников Г. А. Исследование работы подкреплённых и нёподкрепленных обши-
1 йой на "сжатие, 1938, ётр. 42, Цена 1 р. 50 к,
372.	Т р у б.ч и к ов Б. Я. Дспловой метод измерения турбулентности в аэродинамических
трубах, 1938, стр. 44, цена 1 р-. 50 к,	/ i
373.	За к; С,Л. Исследование охлаждения Мотора М-85 в полете. 1938, стр. 18, цена 75 к.
378.	Голованов И. П. Методы-измерения напряжений при статических испытаниях
конструкций самолетов. 1938,. стр, 58, цена 2 р.	.
380.	Бущель-А. Р., Сурнов И. В. Конструкции центробежных и осевых вентилято-
ров. 1938, стр. 142, цена 4 р. 50 -к.
\ 382. Се р.е б р й й с к и н Я. М. Реверс элеронов. 1938, стр. 64, цена 2 р.
383, Ченцов Н". Г. О напряжениях в растянутой пластинке с подкрепленным круглым
отверстием. 1938, стр. 44, цена 1 р/50 к.	. '
391. Р й з П. М. Флаттер воздушных^винтов, 1938, стр. 8б, цена 1 р. 50 к.
Пропущенные номера трудов относятся к, изданиям распроданным
или невышедшим из печати
Заказы выполняются наложенным платежом.
ЗАКАЗЫ НАПРАВЛЯТЬ:
Москра, 66, ул. Радио, 16.
Продажи производится в магазинах КОГИЗа и КНИГОСБЫТА ГОНТИ
Л*