Владимир Сергеевич Пышнов. Из истории летательных аппаратов
страница №2
... Интересно, что в это выражение не входит размах крыльев. Для самолета"Фарман-4" мы получим Cун=1,1; это довольно большое значение Cу,
близкое к предельному; для полета на минимальной мощности мы получили бы
Cуэ=1.73Cун=1,9 — что явно выше максимального
значения. Из этого мы можем сделать вывод, что увеличение ширины крыльев
позволило бы увеличить максимальную подъемную силу.
Определяя Ymах, мы должны исходить из условия полета при
максимальном качестве, а не на экономичном режиме. Учитывая приближенно, что
на пониженной скорости будет уменьшен коэффициент полезного действия винта и
уменьшена мощность двигателя из-за уменьшения числа оборотов двигателя, мы
примем h=0,7 и N=47 л. с.; тогда получим:
При полетном весе, равном 500 кГ, запас подъемной силы будет равен
nу=Yн/G=1,4-1,45. Это довольно малый запас, но для
полета на малых высотах с ограниченным маневрированием достаточный. При
полете с пассажиром полетный вес будет равен приблизительно 580 кГ и
ny=1,25. Это уже очень малый запас, и подобные полеты, в том
числе, и учебные, производились на малых высотах в хорошую погоду. В 1910 г.
летчик Е. В. Руднев совершил перелет с пассажиром из Петербурга в Гатчину
дальностью около 65 км. Этот перелет происходил в условиях пониженной
температуры, когда мощность двигателя увеличилась примерно на 4% и плотность
воздуха — на 7-8%; это дает увеличение Y на 5% и тогда Ymах=760
кГ.
При неработающем двигателе воздушный винт дает значительное
дополнительное сопротивление, особенно, если он вращается; значение F в этом
случае равно примерно 5,5 м2 и аэродинамическое качество около
3,9 при Су=1,3. Спуск нужно производить с запасом скорости, когда Су будет
не более 0,8 и аэродинамическое качество окажется равным примерно 3,5. Это
будет соответствовать довольно крутому планированию под углом
16,5о при скорости 15,5 м/сек и при скорости снижения 4,5 м/сек.
Низкое аэродинамическое качество при малой скорости полета вызывает
очень неблагоприятные явления при внезапном уменьшении тяги. Допустим, что
самолет летит горизонтально и тяга равна силе сопротивления. К высоте полета
h прибавим кинетическую высоту hк=V2/2g и получим
энергетическую высоту hэ=h+hк. В случае остановки
двигателя начнется падение уровня энергии по условию Dhэ=-Ds/K, и
линия уровня энергии резко переломится. Траектория полета будет изменяться
более плавно. Выражение для подъемной силы можно дать через кинетическую
высоту Y= Суrghк
Из рис. 4 легко видеть, что сразу же после остановки двигателя начнется
резкое уменьшение hэ примерно по условию
Если в исходном полете V=18 м/сек, hк=16,6 м, то через 2 сек
после остановки двигателя самолет пройдет путь около 30 м и уровень энергии
понизится на 9 м. За это время самолет не успеет существенно уменьшить
высоту и потому величина hк окажется уменьшенной почти в два
раза, а вместе с ней и подъемная сила. Самолет окажется в условии
возмущенного движения по отношению к траектории планирования, опишет
некоторую волнообразную траекторию и через некоторое время может войти в
режим планирования с постоянной скоростью.
Рис. 4. Схема полета самолета "Фарман-4" при остановке двигателя
Важно обратить внимание, сколь быстро произошла потеря скорости. Если
летчик инстинктивно попытается удержать самолет от "проваливания", скорость
упадет еще более резко; гораздо лучше было бы энергично уменьшить подъемную
силу быстрым наклонением самолета вниз, и еще лучше, если бы самолет сам, в
силу своей устойчивости, автоматически уменьшил угол тангажа.
К сожалению, самолет "Фарман-4" вследствие очень задней центровки не
имел такой тенденции и, если летчик не наклонял его с помощью руля высоты
довольно круто вниз, он оставался примерно в исходном горизонтальном
положении. Почти все аварии этого самолета происходили в результате перехода
его в парашютирование в случае внезапной остановки двигателя или при вялом
переводе самолета на планирование.
Автору приходилось не раз наблюдать эти явления и видеть много
фотографий аварий самолета "Фарман-4" в результате потери скорости и
перехода в парашютирование. К счастью, благодаря малой удельной нагрузке на
крыло и некоторым особенностям аэродинамики при парашютировании самолет
снижался довольно медленно, с небольшим углом крена. Самолет в этом случае
почти не разбивался, а летчик вообще не страдал при ударе.
На рис. 5 показаны основные летные характеристики, полученные из
поверочного аэродинамического расчета самолета "Фарман-4" для веса 500 кГ.
Потолок самолета, оказался несколько менее 2000 м.
Рис 5. Основные летные характеристики самолета "Фарман-4" по
поверочному расчету
Остановимся еще на этом самолете как на учебном. В 1909-- 1910 гг.
системы обучения еще не было разработано. Естественно, что конструкторы
первых самолетов учились летать самоучкой, начиная с рулений и подлетов по
прямой; повороты тоже вначале делали без крена. Затем стали складываться две
системы обучения. Одна — система Блерио, по которой ученик начинал
самостоятельно рулить на специальном самолете, вообще не способном взлететь.
Затем он переходил на другой одноместный самолет, который мог подлетывать, и
так постепенно осваивал пилотирование. Бывали примеры, когда человек, купив
самолет, сразу на нем вылетал; так, например, было с известным летчиком С.
И. Уточкиным, однако, он был разносторонним спортсменом.
У самолета "Фарман-4" два сиденья были расположены друг за другом в
передней части рамы, которая свешивалась перед крылом; ножная педаль
предназначалась для сидящего впереди летчика. Ручка управления была
расположена справа так, что за нее летчик держался только правой рукой, а
пассажир тоже мог до нее дотянуться. Ноги пассажира просто свешивались с
крыла, а левой рукой он придерживался за стойку.
Управление двигателем состояло из выключателя зажигания — "контакта" и
крана подачи бензина. Работа двигателя контролировалась "на слух", и только
для контроля работы поршневого масляного насоса имелся "стаканчик", т. е.
стеклянный пузырек, в котором уровень масла колебался 84 раза в минуту при
вращении двигателя с угловой скоростью 1200 об/мин. Считая пульсации масла,
можно было примерно установить число оборотов двигателя. Для контроля высоты
летчик привязывал к ноге высотомер.
Взлет самолета происходил следующим образом: 6-8 человек держали
самолет, а техник пролезал в хвостовую ферму и, убедившись, что контакт
выключен (спросив об этом летчика), проворачивал винт и ставил его на
компрессию. Затем он командовал: "Контакт!" — и рывком проворачивал винт, а
летчик в это время включал зажигание. Если двигатель не заработал, все
начиналось сначала; если начинались вспышки, техник быстро убегал, а самолет
держали до тех пор, пока двигатель не разовьет полное число оборотов и
летчик не махнет рукой, чтобы самолет отпустили, и тогда начинался разбег.
Длина разбега у самолета "Фарман-4" была около 60 м и разбег занимал
6,5-7 сек. Описанный порядок взлета применялся на всех самолетах с
ротативными двигателями "Гном", так как они не имели "малого газа" и при
отсутствии поступательного движения быстро перегревались. Ротативные
двигатели "Рон" и "Клерже" могли работать на сравнительно малых оборотах, но
все же быстро перегревались, и потому, как только двигатель начинал
устойчиво работать на полной мощности, летчик давал сигнал отпустить самолет
и начинал разбег.
При обучении на самолете "Фарман-4" вначале ученик сидел сзади и
держался за ручку управления над рукой инструктора. После усвоения техники
управления ручкой ученик делал рулежки для освоения работы рулем
направления, а затем начинал совершать полеты с инструктором, который в этом
случае сидел уже сзади и мог только исправлять движения ученика ручкой.
Через 20-- 30 полетов ученика выпускали в самостоятельный полет.
Следует указать, что тяжелые аварии на самолете "Фарман-4" были редки,
а поломки очень часты. Конструкция самолета состояла из лонжеронов сплошного
прямоугольного сечения, обтекаемых стоек сплошного сечения, проволочных
растяжек, ушковых болтиков и алюминиевых стаканчиков, в которые вставлялись
концы стоек. Поэтому ремонт самолета был очень прост, и только регулировка
натяжения "паутины" растяжек требовала опыта и времени.
Для получения диплома на звание пилота-авиатора требовалось выполнить
два полета: в одном из них совершить 10 восьмерок, а в другом — после
получасового полета на высоте 100 м — совершить посадку планирующим
спуском.
Остановимся на некоторых вопросах устойчивости самолета "Фарман-4".
Центр тяжести самолета, по грубым расчетам, был расположен на расстоянии,
равном 45-50% длины хорды, от ее передней кромки. Фокус крыла лежал на
расстоянии, равном 25% длины его хорды; хвостовое оперение, большое по
площади (23% площади крыла) и с большим плечом, относительно мало смещает
фокус назад из-за небольшой величины его удлинения и сильного действия скоса
потока от крыла. Передний руль высоты, несмотря на меньшую его площадь и
меньшее плечо, благодаря более значительному удлинению и отсутствию влияния
скоса потока от крыла почти полностью нейтрализует смещение фокуса от
оперения, и в итоге фокус самолета находился примерно на расстоянии, равном
27-28% длины хорды, от ее передней кромки. Таким образом, при центровке
45-50% самолет должен быть сильно неустойчивым по углу атаки
(xо/b=-0,2). Однако, как известно, устойчивость по перегрузке
зависит не только от отношения xо/b, но и от эффекта
демпфирования, который для самолетов, подобных самолету "Фарман-4", очень
велик. И действительно, жалоб на неустойчивость самолета не было, хотя о
полете с брошенной ручкой в то время и не помышляли. Жаловались на то, что у
самолета происходит "провисание хвоста" при посадке. Это значит, что при
увеличении угла атаки хвост имеет стремление опускаться, и это нужно
парировать передвижением ручки "от себя". Это и есть типичное проявление
задней центровки, когда балансировочная диаграмма по отклонению руля имеет
обратный ход.
В журнале "Воздухоплаватель" того времени была помещена статья, в
которой указывалось на вредные последствия забрызгивания хвостовых
поверхностей перегорелым маслом, которое обильно вылетало из ротативного
двигателя, и вместе с грязью значительно утяжеляло хвост и усиливало
"провисание хвоста". Хотя самолет "Фарман-4" и служил в качестве учебного
почти 7 лет, он мало соответствовал требованиям, предъявляемым к учебному
самолету. При полете даже в небольшую "болтанку" требовались отклонения
рулей, близкие к предельным. Элероны, которые отклонялись только вниз, имели
слабую эффективность; крутое планирование при задней центровке затрудняло
посадку с большой высоты. Наконец, у самолета очень сильно проявлялся
гироскопический эффект вращения винта и двигателя — при вираже влево
самолет "клевал", а при вираже вправо — резко кабрировал, что требовало
энергичной работы рулем высоты.
Интересно отметить, что на некоторых самолетах "Фарман-4" просто
отбрасывали передний руль высоты; от этого центр тяжести немного сдвигался
назад, но зато фокус самолета сдвигался назад значительно больше, и
нейтральная центровка оказывалась равной 39-40%. В защиту переднего руля
высоты приводили тот довод, что он служит ориентиром при управлении
самолетом и что в полете он должен быть параллельным линии горизонта и
немного выше его. Известный инструктор московской военной авиационной школы
А. Я. Докучаев, выбросив передний руль высоты, поставил впереди для
ориентировки легкую рамку.
П. Н. Нестеров прошел через опыт полетов на самолете "Фарман-4"; у него
сложилось, несомненно, весьма неблагоприятное впечатление о средствах
управления этим самолетом и о его возможностях маневрирования.
НА ВОЕННОМ САМОЛЕТЕ "НЬЮПОР-4"
Закончив обучение на самолете "Фарман-4", П. Н. Нестеров был направлен
в Варшавскую авиационную школу для переучивания на монопланах "Ньюпор-4",
которые в 1912 г. вместе с самолетами "Фарман-16", состояли на вооружении
русской военной авиации. В авиационной литературе того времени можно было
найти много высказываний на тему: "Моноплан или биплан?" Соревнование
моноплана и биплана продолжалось до 1930-- 1935 гг. и закончилось
окончательной победой моноплана.
В период 1909-- 1913 гг. опыт самолетостроения показывал, что монопланы
получаются несколько более быстроходными, а бипланы — более
грузоподъемными. Это определялось тем, что бипланную расчалочную ферму можно
было сделать со значительно большим размахом, чем расчалочную монопланную.
Наиболее убедительно это было продемонстрировано на самолете "Илья Муромец",
который имел размах 37 м. Сделать моноплан с таким размахом в те времена не
представлялось возможным.
С началом первой мировой войны 1914-1918 гг. расчалочные монопланы были
почти совсем изъяты из авиации как совершенно неудовлетворительные по
обзору. Оставался только один моноплан — Моран "Парасоль" (т. е. "Зонт"), у
которого расчалочное крыло было поднято над фюзеляжем и благодаря этому был
получен прекрасный обзор вниз. Казалось, что в отношении обзора была лучше
схема с толкающим винтом, когда экипаж размещался в гондоле, расположенной в
самой передней части самолета. Таковы были самолеты "Фарман-16", -22, -27 и
-30 и Вуазен L.A.S, которые состояли на вооружении русской авиации вплоть до
гражданской войны.
Однако "толкающие" бипланы были хуже в аэродинамическом отношении, и их
задняя полусфера оставалась незащищенной от атак истребителей противника.
Встретив противника в воздухе, эти самолеты были вынуждены переходить на
крутые виражи, стараясь повернуться к нему носом, и это иногда удавалось.
Наибольшее развитие получили "тянущие" фюзеляжные бипланы, у которых
гармонично сочетались конструктивные преимущества с удовлетворительным
обзором земли и воздуха и была обеспечена защита передней и задней полусфер.
Маленькие фюзеляжные бипланы оказались аэродинамически и в весовом отношении
более выгодными, чем расчалочные монопланы типа "Ньюпор-4" или "Моран-G", о
которых мы еще расскажем далее. С улучшением аэродинамики и переходом к
свободнонесущим конструкциям весовые преимущества бипланов были утрачены.
При больших размахах крыльев свободнонесущий моноплан оказался более легким.
Возможность уменьшить ширину крыла, снабженного посадочной
механизацией, и опустить свободнонесущее крыло вниз дала преимущества малым
монопланам-истребителям. Эта схема являлась основной в период второй мировой
войны. Интересно, что с переходом на реактивные двигатели опять стала
применяться "толкающая" схема, но она логично увязывалась с хорошей
аэродинамической схемой. Один из недостатков толкающей схемы остался — это
сложность обеспечения удовлетворительной центровки самолета, так как вес
двигателя в этом случае нужно компенсировать другими весами, выдвинутыми
далеко вперед, и самолеты стали длинноносыми. При тянущей схеме, когда
двигатель находится впереди, топливо и грузы удобно размещаются в районе
центра тяжести самолета.
После такого отступления мы вновь вернемся к временам П. Н. Нестерова,
когда расчалочный моноплан привлекал летчиков своей скоростью и
маневренностью. Опишем сначала самолет "Ньюпор-4", на котором П. Н.
Нестерову удалось достигнуть замечательных результатов по осуществлению
высшего пилотажа, и затем — "Моран-G", на который П. Н. Нестеров перешел в
1914 г. и, летая на котором, он погиб в воздушном бою.
Самолет "Ньюпор-4" был французской конструкции; он был закуплен русским
военным ведомством во Франции в 1911-- 1912 гг. и строился на русских
заводах вплоть до конца 1915 г. В печати того времени можно найти упреки в
адрес военного ведомства за неудачный выбор этого типа самолета. С этим
нельзя в полной мере согласиться; конструкции в тот период так быстро
менялись, что через один-два года они уже устаревали.
В 1911 г. самолет "Ньюпор-4" был, несомненно, передовым по своей
аэродинамике и летным характеристикам и, безусловно, превосходил широко
распространенные самолеты того времени — моноплан "Блерио-11" и биплан
"Фарман-4". Однако в 1913 г. самолет "Ньюпор-4" уже устарел и его пора было
заменять, но это не было сделано, пока начавшаяся в 1914 г. война не выявила
его полную непригодность для каких-либо военных целей. Но положительные
качества самолета проявились в дальних перелетах; в перелете Севастополь --
Петербург в 1912 г., осуществленном летчиками В. В. Дыбовским и Д. Г.
Андреади, и в перелете по маршруту Киев-- Гатчина, осуществленном П. Н.
Нестеровым в 1914 г. всего за один день. Запас мощности и высокая прочность
самолета "Ньюпор-4" позволили П. Н. Нестерову выполнять глубокие виражи и
петлю, что являлось серьезным испытанием для самолета.
Рис. 6. Самолет "Ньюпор-4" (1911 г.) с ротативным двигателем "Гном"
мощностью 70 л. с. Площадь крыльев с подфюзеляжной частью 21,5
м2; вес пустого самолета около 450 кГ; полетный вес с одним
летчиком 600 кГ.
Крупным недостатком самолета-моноплана "Ньюпор-4" был очень плохой
обзор земли, что было общим недостатком монопланов того времени. Как видно
из схемы самолета (рис. 6), голова летчика находилась невысоко над серединой
крыла (ширина крыла 2,5 м). Другим недостатком, тоже общим для монопланов
того времени, было тяжелое поперечное управление, осуществлявшееся путем
искривления крыльев. Для этой цели тросы идущие к переднему лонжерону, были
закреплены жестко, а тросы, идущие от заднего лонжерона, соединялись через
рычажки или ролики и могли перемещаться так, что, если конец левого заднего
лонжерона опускался, конец противоположного лонжерона поднимался. То, что
управление было тяжелым, объяснялось не только деформированием конструкции
при перекашивании крыла, но главным образом тем, что ось, относительно
которой поворачивалось крыло, находилась на расстоянии, равном
приблизительно 10% длины хорды, от передней кромки, а сама хорда имела длину
около 2 м. В итоге аэродинамические шарнирные моменты были велики. Переход
на элероны у монопланов произошел значительно позже. Для облегчения
управления фирма "Ньюпор" применила такую систему управления, при которой
искривление крыльев для управления креном выполнялось ножными педалями, а
рулем направления управляли посредством боковых движений ручки. Такое
управление не получило распространения, но оно затрудняло переход на этот
самолет с самолетов других типов или с него на другие. Во всяком случае,
подобная система управления считалась одним из основных минусов самолета.
Рассматривая схему самолета, мы можем констатировать, что она напоминает
схемы многих других самолетов, которые строились значительно позже и
отличались от нее только некоторыми деталями. Самолет имел трапециевидное
крыло умеренного сужения с удлинением около 5; киль отсутствовал, что
являлось обычным для того времени; руль высоты был относительно невелик.
Самолет мог бы иметь довольно высокое аэродинамическое качество, если
бы его не ухудшали некоторые детали: довольно грубая носовая часть, с малым
развитием выпуклых поверхностей, нужных для возникновения разрежений;
большая длина тросовых расчалок и сложное шасси, когда в силовую систему
входили передняя и задняя пары подкосов, а средняя пара служила только для
шасси. Для амортизации служила обычная рессора, стоявшая поперек потока и
совершенно не обтекаемая. При эффективном удлинении, равном приблизительно
4,6, и Сх0=0,1 аэродинамическое качество самолета было равно
примерно 6. Нужно сказать, что по сравнению с самолетами того времени это
было приличное качество, обеспечивающее достаточно пологий спуск при
планировании и простой переход от моторного полета к планированию.
Интересно, что профиль крыла был S-образный, т. е. с перегибом средней
линии и примерно постоянным положением центра давления. На других самолетах
обычными были профили с очень большой кривизной средней линии. В то время
некоторые специалисты полагали, что постоянство центра давления улучшает
продольную устойчивость. На самом деле это приводило только к некоторым
прочностным преимуществам и к существенному ухудшению несущей способности
крыла при больших углах атаки. Этим, может быть, объясняются имевшие место
катастрофы в результате сваливания на крыло. Центровка самолета неизвестна,
но нужно думать, что она была не более 40%, что для того времени можно
считать довольно передней центровкой. Нейтральная центровка с зажатым рулем
и без учета эффекта демпфирования составляла 42-44%. Самолет был,
несомненно, устойчив по перегрузке и, вероятно, по скорости. Для того
времени это было редким положительным качеством.
Автору приходилось наблюдать полеты на самолетах "Ньюпор-4" в 1914--
1915 гг. Полет выглядел спокойным и плавным, только при рулении самолет
сильно раскачивался из-за малой базы колес и мягкости рессоры. При
ознакомлении с конструкцией самолета сложилось впечатление, что лонжероны и
тросовые расчалки имели большой запас прочности, хотя прочность, видимо,
вообще не проверялась при статических испытаниях, как не проверялась и
центровка.
Из сказанного выше следует, что по устойчивости и прочности самолет
подходил для выполнения высшего пилотажа. Катастрофы с самолетом происходили
в основном в результате сваливания на крыло при потере скорости. Это можно
объяснить в известной мере свойством профиля крыла — с резким срывом
обтекания. Одна катастрофа произошла при крутом спуске по прямой линии, из
которого летчик, видимо, не смог вывести самолет и врезался в землю. Этот
случай объясняли потерей жесткости фюзеляжа после грубых посадок в сочетании
с малой эффективностью руля высоты. Известен случай поломки крыльев самолета
при резком выравнивании во время посадки, когда поломались подкосы шасси, к
которым крепились несущие расчалки. Видимо, в данном случае имел место
производственный дефект или же было повреждено шасси при грубых посадках.
Автор был свидетелем катастрофы самолета, при которой погиб летчик С.
В. Гулевич осенью 1915 г. На высоте более 1000 м самолет вдруг начал быстро
вращаться вокруг продольной оси и, продолжая вращаться, в состоянии
пикирования дошел до земли и разбился. В то время о штопоре знали мало и
умышленного штопора не делали. По характеру движения причину катастрофы
можно было приписать невыходу из штопора.
Однако некоторые обстоятельства говорят против этой версии. Во-первых,
как это запомнил автор, фюзеляж самолета был в вертикальном положении, чего
не бывает при штопоре, когда наклон фюзеляжа по отношению к вертикали
составляет не менее 20о. Самолет был разрушен очень сильно, чего
не бывает при штопоре самолета с малой удельной нагрузкой на крыло.
Наконец, в некрологе, посвященном С. В. Гулевичу, проф. Н. Е. Жуковский
указывает, что ножная педаль, при помощи которой производилось управление
креном, была отъединена от трубы управления. Это могло произойти и при
ударе, но если это имело место в полете в результате выпадения
соединительного болтика, все происшедшее будет вполне объяснимо.
В самом деле, если у самолета произойдет разъединение управления
элеронами, они займут нейтральное положение, так как шарнирный момент их
значительно сильнее зависит от угла отклонения, чем от изменения угла атаки
крыла. Другое дело — перекашивание крыльев, когда степень зависимости
шарнирных моментов от угла перекашивания и от изменения угла атаки при
движении крена одинакова, и после перекашивания крылья так и остаются в
приданном им положении, а самолет, начав вращение, продолжает его. При
невозможности остановить вращение самолет неизбежно будет двигаться по
вертикали, так как подъемная сила будет поворачиваться вместе с крылом.
Перейдем к рассмотрению летных характеристик самолета. Основной
характеристикой является запас подъемной силы, т. е. отношение максимальной
подъемной силы к весу. Подъемную силу определим по формуле
При максимальном аэродинамическом качестве Кmах=6, N=70 л.
с. и размахе крыльев l=10,6 м получим максимальную подъемную силу
При нормальном полетном весе, равном 680 кГ, Ymax/G=1,47;
при весе, равном 600 кГ, который, вероятно, близок к весу, имевшему место
при выполнении петли П. Н. Нестеровым, Ymax/G=1,67; для пустого
веса самолета G0=450 кГ величина
Ymax/G0=2,2. Более простыми характеристиками служат
величины, применяемые для статистики:
По полученным значениям можно сделать такие выводы: по запасу подъемной
силы самолет может быть отнесен к категории средненагруженных,
маломаневренных самолетов. Значение KG=8,3 близко к таковому для
современных винтовых самолетов; значение KGo=5,5 несколько велико
и говорит о некотором перетяжелении конструкции. При весе 600 кГ величина
Ymax/G=nу=1,67 позволяет маневрировать со средним
значением перегрузки 1,6, например, делать длительные виражи с креном около
50о. Как известно, П. Н. Нестеров выполнял более крутые виражи;
очевидно, они выполнялись со скольжением, когда наличие нагрузки на боковые
стенки фюзеляжа позволяет увеличить крен, не уменьшая вертикальной
составляющей от подъемной и боковых сил.
На рис. 7, 8 и 9 приведены результаты поверочного аэродинамического
расчета самолета "Ньюпор-4". На рис. 7 дана поляра и зависимость Су от угла
атаки; в нижней части графика дан профиль крыла. На рис. 8 приведены
зависимости мощностей, потребных для преодоления сопротивления, и полезных
мощностей от скорости для высот 0, 1, 2 и 3 км, в условиях горизонтального
полета при полетном весе 600 кГ. По пересечениям кривых получаем значения
максимальных скоростей горизонтального полета; по максимальной разности
мощностей получим избытки мощности DN, по которым затем можем найти
вертикальные скорости Vy=75 DN /G.
Рис. 7. Поляра и профиль крыла самолета "Ньюпор-4":
Рис. 8. График мощностей для самолета "Ньюпор-4": сплошные линии -
потребные мощности; пунктир - располагаемые мощности.
На рис. 9 даны зависимости максимальной скорости Vmax от
высоты; вертикальной скорости от высоты при скорости Vнаб;
скорости при наборе высоты Vнаб и минимальной скорости полета
Vmin. Кроме того, на графике приведены зависимости высоты от
времени подъема t при скорости Vнаб. Графики даны для полетных
весов 600 и 680 кГ.
Рис. 9. Основные летные характеристики самолета "Ньюпор-4" при полетных
весах 600 и 680 кГ
При более точном расчете мы получили максимальную подъемную силу,
равную 980 кГ, при скорости V=25,8 м/сек (93 км/час). При полетном весе 600
кГ это даст перегрузку ny=l,63; ее горизонтальную составляющую
nгор=1,29; центростремительное ускорение jцс=12,6
м/сек2; отсюда получим радиус виража
r=V2/jц.с.=53 м и время совершения полного круга
t=2pr/V=13 сек.
Посмотрим теперь, как должна была выглядеть петля, которую выполнил П.
Н. Нестеров. Расчет петли удобно и наглядно можно выполнить исходя из
энергетических принципов. Величину hк=V2/2g будем
называть кинетической высотой — она характеризует кинетическую энергию
летящего самолета; при полете на минимальной скорости получим величину
hк0=V2min/2g; для самолета "Ньюпор-4" при
полетном весе 600 кГ, hк0=18,5 м.
Таким образом, для коэффициента перегрузки nу получим одно
условие по скорости:
второе условие будет по прочности: nу< nу доп.
Поскольку мы не знаем действительной прочности самолета, примем nу
доп=3,5, что достаточно для выполнения петли. В пределах от
nу=0 до nу mах мы можем произвольно
выбирать значения nу, в зависимости от желаемого характера
траектории; при движении по прямой мы всегда должны брать nу=соs
q. Для получения минимального радиуса кривизны траектории
nу=hк/hк0, но не более nу доп.
Практически целесообразно выбирать такую перегрузку, при которой
самолет будет обладать аэродинамическим качеством, близким к максимальному;
это будет иметь место при условии Сy2
/plэ=Cх0. Значение nу н (т. е. при Cу
н) можно представить в виде
где hк.н — кинетическая высота горизонтального полета при
максимальном аэродинамическом качестве
Для рассчитываемого случая Cун=1,15; hк.н=21,5 м.
Таким образом, при выполнении криволинейного движения следует придерживаться
перегрузок, определяемых условием nу= hк/21,5, но не
более 3,5 и не более ny= hк/18,5. Имея значение
перегрузки nу и hк, мы можем определить радиус
кривизны траектории в вертикальной плоскости:
Это будет первым уравнением для расчета петли. Второе уравнение
позволит рассчитывать значение hк. Для этой цели мы используем
выражение, связывающее коэффициент продольной перегрузки с изменением уровня
энергии самолета:
Значение nх может быть раскрыто как функция hк и
nу; для Р/G мы подобрали линейную зависимость от hк,
которая справедлива в нужном диапазоне скоростей P/G=0,28--
0,0016hк.
Для Q/G получим
Подставив
получим
В итоге, для полета с работающим двигателем будем иметь
При полете с выключенным двигателем мы отбрасываем тягу винта и
добавляем его сопротивление, что дает DCx0=0,03, и тогда получим
Вообще говоря, можно было бы вместо формул для nх дать
график. Таким образом, мы имеем два уравнения: одно для радиуса кривизны --
простое, и для уровня энергии — дифференциальное. Кроме того,
вспомогательные связи: hэ=h+hк; ds= rdq; dh=ds sinq.
За текущую координату может быть выбран путь s или угол поворота
касательной к траектории q. Производя расчет движения, пользуясь
дифференциальным уравнением, выбираем шаг расчета Ds или Dq; первый — на
прямолинейных участках, а на криволинейных участках удобнее брать Dq, так
как мы всегда будем знать среднее значение угла q.
Численное интегрирование усложняется необходимостью делать
последовательные приближения или брать очень малые значения шага. Работа
упрощается, если возможна экстраполяция средних значений величин, входящих в
формулы. Приняв некоторый шаг для угла наклона траектории Dq, мы получим
следующие формулы:
В очередном интервале расчета мы знаем q, выбираем nу и
вынуждены экстраполировать величину hк. ср; если после выполнения
расчета hк. ср окажется иным, мы должны повторить расчет. Чтобы
улучшить экстраполяцию, следует в процессе расчета строить графики
hэ и h пo s и рядом с ними траекторию так, чтобы масштабы были
одинаковы. На рис. 10 и 11 показаны результаты расчета петли для самолета
"Ньюпор-4" применительно к условиям выполнения ее П. Н. Нестеровым.
За исходные условия был взят горизонтальный полет на высоте 900 м при
скорости 90 км/час, что давало hк= 32 и начальный уровень энергии
932 м. Затем происходил переход в пикирование под углом 60o,
которое продолжалось до момента достижения самолетом высоты 650 м с
неработающим двигателем. Благодаря действию сопротивления воздуха, которое
непрерывно возрастало, падал и уровень энергии, так что, когда высота стала
равной 650 м, уровень энергии оказался равным 785 м и hк=135 м,
или скорость ~ 185 км/час. При этой скорости могла бы быть получена
максимальная перегрузка nу=135/18,5=7,3. Начинать петлю нужно
было достаточно осторожно.
Дальнейший расчет производился то интервалам Dq=30o. Когда
самолет начинал выходить из пикирования, сопротивление настолько возрастало,
что, несмотря на включение двигателя, уровень энергии продолжал падать, а
кинетическая высота некоторое время оставалась почти постоянной. Когда же
самолет стал описывать первую четверть петли, величина hк стала
быстро уменьшаться как из-за увеличения h, так и вследствие уменьшения
hэ. Только после прохождения вертикального положения падение
уровня энергии прекратилось, но hк продолжало падать и дошло до
значения hк =10, когда максимальная перегрузка могла иметь
величину, равную лишь примерно 0,5. Таким образом, в верхней точке петли
летчика прижимало к сиденью с силой, равной 30-40% от силы веса. Во второй
части петли hк стало увеличиваться, но не очень сильно, так как
двигатель был опять выключен и уровень энергии стал понижаться.
Рис. 10. Схема расчета петли Нестерова для самолета "Ньюпор-4"
энергетическим методом
По графику, приведенному на рис. 10, можно получить значение
hк в любой точке петли и затем найти скорость по выражению V=4,4
hк1/2. Разделив интервалы пути на средние значения
скорости, можно найти интервалы времени и затем определить время совершения
петли. От начального горизонтального участка до конечного оно оказалось
равным около 10 сек.
На рис. 11 дана общая схема пикирования, петли и последующего
спирального спуска с, креном около 30о. Сопоставив ее с известной
схемой, составленной самим П. Н. Нестеровым, мы можем увидеть весьма большое
сходство между ними.
Рис. 11. Схема снижения, петли и спирального спуска, полученная путем
расчета применительно к условиям выполнения первой петли П. Н. Нестеровым
Высота петли оказалась равной 90 м, что соответствует диаметру виража с
очень большим углом крена, из чего и исходил П. Н. Нестеров. Только форма
петли оказалась не окружностью, а фигурой, которую можно получить, если
взять проволочное кольцо нужного диаметра и, разрезав его в нижней точке,
сдвинуть концы, как бы затягивая петлю. Тогда в нижней части кривизна
уменьшится, а в верхней увеличится.
При совершении петли основной вопрос заключается в правильном выборе
начальной скорости. Перед началом петли самолет должен иметь запас
кинетической энергии, определяемый высотой hк.нач. Высота петли
равна утроенному-учетверенному значению hк.н, соответствующему
горизонтальному полету на наивыгоднейшей скорости,
Dh=D=(3,5-4,0)hк.н, где hк.н=0, 82G/(S
Cун).
Кроме того, при выполнении петли происходит изменение уровня энергии от
действия тяги и лобового сопротивления. Это изменение можно определить
следующим образом. Длина пути полупетли будет равна
Среднее значение перегрузки по пути петли nу~2,3; угол атаки
находится в районе максимального качества. Тогда снижение уровня энергии за
полупетлю составит
Когда самолет окажется в верхней части петли, должна оставаться
некоторая перегрузка — не менее ny=0,3-0,4, для чего необходим
запас кинетической энергии, равный hк.кон ~(0,3-0,4)
hк.н. В итоге получим
Этот приближенный расчет hк. нач очень близок к тому, что
было получено при выполнении петли. Чем больше P/G, т. е. чем больше
тяговооруженность самолета, тем легче выполнять петлю и тем меньше может
быть начальная скорость. Тяговооруженность самолета, на котором летал П. Н.
Нестеров, была невысока, и перед петлей потребовался основательный разгон
путем пикирования. Мы можем только удивляться тому, насколько правильно
задумал П. Н. Нестеров выполнить петлю — после пикирования около 300 м.
Будь разгон более слабым, самолет завис бы в верхней части петли, и тогда
непривязанный летчик оказался бы в затруднительном положении.
Может возникнуть вопрос, была ли петля выполнена со снижением или нет?
Если рассматривать этот вопрос только в отношении высот начала и конца петли
при горизонтальной касательной к траектории, то она могла бы быть выполнена
и без снижения при более резком выводе из пикирования. Из схемы, приведенной
на рис. 10, видно, что в этом случае (пунктирный конец петли) скорость
оказалась бы малой и налицо был бы риск сваливания в штопор. Петля считается
выполненной без снижения в том случае, если после выхода из одной петли
самолет готов к выполнению следующей не только по исходной высоте, но и по
уровню энергии. Чтобы это было возможно, тяга двигателя должна обеспечивать
длительный полет с перегрузкой не менее 2,3. П. Н. Нестеров располагал
длительной перегрузкой, равной лишь около 1,6. Чтобы повторить петлю, ему
нужно было бы вновь разгонять самолет пикированием.
НА САМОЛЕТЕ "МОРАН-Ж"
Как мы уже указывали, самолет "Ньюпор-4" не отличался высокими
маневренными качествами: запас мощности у него был небольшой, органы
управления мало эффективные и только запас прочности был достаточен. Автору
не приходилось встречать сведений о том, чтобы кто-нибудь, кроме П. Н.
Нестерова, выполнял на нем высший пилотаж.
Французский самолет "Моран-Ж" появился в 1912 г. и быстро завоевал
большую популярность — вначале благодаря ряду перелетов, совершенных на
нем, а затем как прочный и маневренный самолет, легко выполнявший фигуры
высшего пилотажа, и, наконец, как один из первых истребителей. "Моран"
закупался во Франции и строился затем в России как тренировочный самолет.
Его можно было встретить в авиационных школах до 1922-- 1923 гг., а
отдельные экземпляры и позже. Когда в 1918 г. в Московской авиационной школе
было введено обязательное обучение высшему пилотажу, то для этого
использовались самолеты "Моран"; инструктором по обучению полетам на этих
самолетах был замечательный советский летчик Михаил Михайлович Громов.
Летом 1914 г. в Москве на Ходынском поле (впоследствии Центральный
аэродром) петли Нестерова демонстрировал летчик-испытатель завода "Дукс" А.
М. Габер-Влынский. Впоследствии на воздушных праздниках высший пилотаж на
этом самолете демонстрировался рядом русских летчиков. Самолет "Моран-Ж"
привлек внимание П. Н. Нестерова своим запасом мощности и хорошей
управляемостью. Освоив самолет, П. Н. Нестеров в июле 1914 г. совершил на
нем перелет Москва-- Петербург за 5 часов. Высокая маневренность самолета
"Моран-Ж" привела П. Н. Нестерова к мысли о возможности сбить самолет
противника, нанеся ему повреждение своим самолетом.
Схема самолета "Моран-Ж" показана на рис. 12. По конструктивной схеме
он почти не отличается от самолета "Ньюпор-4", т. е. тоже представляет собой
расчалочный моноплан, однако, он несколько меньше и легче, чем "Ньюпор-4", а
двигатель на нем был установлен более мощный — "Гном", а затем "Рон"
мощностью 80 л. с. По внешнему виду "Моран" выглядел изящнее, чем "Ньюпор",
и преимущество в весе пустого самолета у него составляло 100 кГ, т. е. более
20%.
Рис. 12 Самолет "Моран-Ж" (1913 г) с ротативным двигателем "Гном"
мощностью 80 л. с. Площадь крыла с подфюзеляжной частью 15,5 м2,
вес пустого самолета около 350 кГ, полетный вес с одним летчиком около 500
кГ.
Приведенная площадь вредного сопротивления F0 была равна
около 1,0 м, т. е. более чем в полтора раза меньше, чем у самолета "Ньюпор".
Причины этого аэродинамического преимущества заключались в меньших размерах
площади крыльев, меньшей общей длине тросовых расчалок крыльев и,
безусловно, в более аэродинамичной форме капота двигателя. Важнейшим
условием уменьшения сопротивления воздуха является наличие в носовой части
тела гладких выпуклых поверхностей, на которых развивается пониженное
давление, в большей или меньшей степени компенсирующее повышенное давление в
районе центральной носовой части тела.
У самолета "Моран" капот двигателя был полукольцевой; впоследствии на
самолетах с ротативными двигателями стали применять кольцевые капоты,
благодаря которым величина F0 была еще более уменьшена. Теория
кольцевых капотов для двигателей с звездообразным расположением цилиндров
была разработана значительно позже — в тридцатые годы. Уменьшение величины
F0 при повышенной мощности двигателя дало увеличение скорости до
130-135 км/час (вместо 110 км/час у самолета "Ньюпор"). Если кинетическая
высота hк=V2/2g у самолета "Ньюпор" составляла около
48 м, то у самолета "Моран" она равнялась 70 м; это было важное преимущество
при выполнении фигур высшего пилотажа.
Несмотря на меньшую величину F0, максимальное
аэродинамическое качество самолета "Моран" было равно примерно 6,5, т. е.
оно было таким же, как у самолета "Ньюпор", вследствие меньшего размаха
крыльев.
На рис. 13 даны поляра и форма профиля крыла самолета "Моран-Ж".
Подобный профиль очень типичен для того времени; его относительная толщина
составляет лишь около 5%, а носовая часть довольно сильно изогнута. Это
приводит к довольно значительному увеличению коэффициента сопротивления при
малых углах атаки, что, однако, не сказывается на основных летных
характеристиках.
На рис. 14 даны графики мощностей, потребных для горизонтального полета
при весе 500 кГ, и графики полезных мощностей для высот от нуля до 4 км. По
пересечениям кривых мы получаем максимальные скорости горизонтального
полета, а по максимальной разности мощностей находим вертикальные скорости
на режиме взлета:
На рис. 15 приведены основные летные характеристики самолета "Моран-Ж"
— максимальная и минимальная скорости, скорость Vнаб,
соответствующая максимальной вертикальной скорости, вертикальная скорость на
разных высотах и время подъема на высоту, полученное путем приближенного
интегрирования
При скорости полета 120 км/час на высоте 1000 м потребная мощность
составляет 44 л. с., а мощность, развиваемая двигателем, будет около 53 л.
с. (см. рис. 14). При удельном расходе топлива, равном 0,26-0,28 кг на
лошадиную силу в час, и к. п. д. винта, равном 0,75, часовой расход топлива
будет равен около 16-17 кг/час.
Рис. 13 Поляра и профиль крыла самолета "Моран-Ж"
При запасе топлива в 50 кг время полета будет равно около 3 часов и
дальность полета около 350 км. Сравнивая летные характеристики самолета
"Моран-Ж" с характеристиками самолета "Ньюпор-4", мы видим, что самолет
"Моран-Ж" имеет значительные преимущества.
Важнейшим показателем маневренных возможностей самолета является
величина максимальной перегрузки, обеспечиваемой двигателем,
ny=Ymax/G, равной отношению максимальной подъемной
силы к весу. У самолета "Ньюпор-4" мы имели nу=1,65, у самолета
"Моран-Ж" nу=2,0. Впоследствии у маневренных истребителей
величина nу стала достигать величины, равной 3,0, и даже 3,5.
При вираже на скорости 30 м/сек на малой высоте и при коэффициенте
перегрузки nу =1,9 мы получим радиус виража
и время совершения полного круга
Остановимся еще на некоторых особенностях самолета "Моран-Ж". Профессор
В. П. Ветчинкин производил определение положения центра тяжести для ряда
самолетов того времени, в том числе для самолета "Моран-Ж". Однако он
интересовался только углом выноса шасси, т. е. наклоном линии, соединяющей
центр тяжести с осью колес, и не отметил координаты центра тяжести по
отношению к крылу. Их можно найти по схеме самолета, но не особенно точно.
Произведя графическое построение, мы получили центровку 27-28%. Это необычно
передняя центровка для самолетов того времени. С пассажиром она составляла
около 30-31%.
Рис. 14. График мощностей для самолета "Моран-Ж" при полетном весе 500
кГ.
Горизонтальное оперение самолета состояло из одного руля высоты, что
имело место и у некоторых других самолетов того времени. Однако площадь
горизонтального оперения была небольшой и составляла около 1,6
м2. Положение фокуса самолета следует оценить (по расчету) в 35%
от длины хорды крыла, конечно, при зажатом руле. Таким образом, самолет,
несомненно, был статически устойчив и, тем более, устойчив по перегрузке.
Рис. 15. Основные летные характеристики самолета "Моран-Ж" при полетном
весе 500 кГ
Небольшой по площади руль высоты, имевший к тому же значительную осевую
компенсацию, давал совсем незначительные аэродинамические шарнирные моменты;
в сочетании с незначительным трением это приводило к необычайной легкости
управления рулем высоты и, несомненно, давало слабую зависимость усилия от
перегрузки. В то же время, боковое управление перекашиванием крыльев было
довольно тяжелым. Короткая ручка управления заканчивалась небольшой
"баранкой", за которую держался летчик. Таким образом, получалась
дисгармония в управлении — большие усилия в одном направлении движения
ручки и очень малые в другом. Руль направления площадью в 0,5 м2,
тоже с осевой компенсацией, требовал совсем незначительных усилий на
педалях.
У самолета "Моран-Ж" была еще одна особенность в управлении. Если
летчик небольшим усилием на педалях отклонял руль направления, создавая этим
скольжение, то на ручке возникало большое усилие, стремящееся отклонить ее в
сторону, обратную ходу педали, так как косое обтекание крыльев приводило к
тенденции их перекашивания. У самолета Моран "Парасоль" эта особенность в
управлении самолетом проявлялась столь резко, что, отклонив руль
направления, лет...
