ub>у. Как видно, в период первой мировой войны значение nу возросло примерно на 30%, что соответствует увеличению горизонтальной составляющей перегрузки на 40%. В период 1920-- 1930 гг. значение nу повышалось сравнительно медленно, а затем темп роста увеличился, и к 1938 г. nу достигло величины 4, т. е. вдвое большей, чем перед началом первой мировой войны. На рис. 6 пунктиром показано изменение величины эквивалентной перегрузки для самолетов с высотными двигателями. Напомним, что эта величина характеризует перегрузку при маневре на больших высотах. Как видно, применение высотных двигателей дало очень резкое повышение nу по годам. Для получения величины nу на высотах, превышающих границу высотности двигателей, нужно воспользоваться графиком, приведенным на рис. 3. Например, для самолета "И-5" с двигателем малой высотности перегрузка у земли равна 3,25. Подъемная сила на высоте 4 км при винте фиксированного шага составит 0,59 от ее значения у земли (см. рис. 3), а коэффициент перегрузки будет равен 0,59∙3,25=1,92. Pishnoff-151.gif Рис. 6. График изменения максимального значения коэффициента перегрузки маневренных истребителей по годам У самолета "И-153" эквивалентная перегрузка равна 5,25 (см. рис. 6); коэффициент падения перегрузки на высоте 4 км при винте изменяемого шага будет равен 0,63 (см. рис. 3) и коэффициент перегрузки будет равен nу=0,63 ∙ 5,25 = 3,3, т. е. на 70% больше, чем у самолета "И-5". На малой высоте преимущество в величине перегрузки у самолета "И-153" по сравнению с ее величиной у самолета "И-5" будет лишь около 20%. На рис. 7 дано изменение коэффициента веса пустого самолета по годам. Мы уже указывали, какое важное значение для получения высокой маневренности имеет величина KG0. Чем меньше величина KG0, тем большая перегрузка может быть получена при определенном значении относительной величины полезной нагрузки. Если же значение KG0 велико, то самолет может оказаться маневренным только при относительно малой нагрузке. Как видно из графика, приведенного на рис. 7, резкое уменьшение значения KG0 имело место в период первой мировой войны, а затем возможность его уменьшения была почти исчерпана. Пунктирной линией дано изменение величины KG0, отнесенной к эквивалентной мощности высотных двигателей; как видно из графика, с ростом высотности произошло новое значительное уменьшение KG0. Pishnoff-152.gif Рис. 7. График изменения коэффициента веса маневренных истребителей без нагрузки по годам Если бы в современных условиях сконструировать маневренный самолет с турбовинтовым двигателем, то величина KG0 оказалась бы у него значительной меньшей, чем у самолета с поршневым двигателем, и, соответственно, можно было бы получить высокую маневренную перегрузку. Однако еще более выгодно использовать турбореактивный двигатель. Определение максимальной перегрузки для самолета с турбореактивным двигателем довольно просто. Для этого нужно взять силу тяги ТРД Р при скорости, соответствующей маневру, т. е. около 85% статической тяги Р0; эту тягу нужно умножить на аэродинамическое качество и разделить на вес самолета. Мы получим: ny=0,85K*P0/G. Так, при значениях P0/G, равных 0,5-0,7, мы получим значение , ny равное 4,5-6 и даже больше. Можно сделать специальный самолет со значением P0/G больше единицы, и тогда можно получить ny более 8. Однако такая перегрузка будет очень тяжела для летчика. Самолеты с ТРД имеют значение P0/G не менее 0,25, тогда при хорошем аэродинамическом качестве ny будет не менее 3. С поднятием на высоту ny будет уменьшаться примерно по закону Pishnoff-153.gif до границы стратосферы, а затем -- пропорционально изменению давления. ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ НЕКОТОРЫХ МАНЕВРЕННЫХ САМОЛЕТОВ Для того чтобы познакомить читателя с летно-техническими характеристиками маневренных самолетов периода 1913-- 1938 гг., т. е. за двадцать пять лет их развития, мы приведем материалы, полученные путем поверочных расчетов с использованием современных методов. Мы выбрали самолеты, во-первых, характерные с точки зрения истории их развития, и, во-вторых, близкие к самолетам, применявшимся в русской и советской авиации. Возглавить эту группу должен самолет французской конструкции "Моран-Ж" (1913 г.), на котором много летал П. Н. Нестеров и на котором он таранил австрийский самолет. Летали на нем и многие другие русские летчики в период 1914-- 1917гг. Обучение на самолете "Моран" производилось и после Октябрьской революции, в период 1918-- 1922 гг., причем этот самолет использовался для обучения высшему пилотажу, пока на смену ему не пришел самолет У-1 ("Авро"). Самолет "Моран-Ж" был уже подробно описан в статье "На чем летал П. Н. Нестеров", и здесь мы не будем возвращаться к нему. Самолет "Ньюпор-17" Вторым самолетом, на котором необходимо остановиться, будет тоже самолет французской конструкции -- "Ньюпор-17", на котором летали, дрались с неприятелем, демонстрировали высший пилотаж, вероятно, все русские и советские летчики-истребители в период 1916-- 1922 гг. Полуторопланы "Ньюпор" (см. рис. 2, б и рис. 8) применялись в разных модификациях, но самолет "Ньюпор-17" был самым типичным из них, и большое количество таких самолетов было построено в России. На самолетах "Ньюпор-17" дрались советские летчики с самолетами интервентов, разыскивали войска белогвардейцев и интервентов, штурмовали их пулеметным огнем и даже производили бомбометание. Много недостатков имели самолеты "Ньюпор-17" -- они легко срывались в штопор, разрушались в полете, часто ломались при посадке, однако достоинствами их были большая "резвость" при маневрировании и хороший обзор для летчика. Pishnoff-154.gif Рис. 8. Самолет "Ньюпор-17" -- виды спереди и сверху На рис. 9 приведены поляра самолета "Ньюпор-17" и профиль его крыльев; как видно из рисунка, самолет имел тонкое крыло со значительной кривизной средней линии. Эффективное удлинение крыла около 5; по известной максимальной скорости и примерному значению коэффициента полезного действия винта была найдена эквивалентная вредная площадь F0=0,76 м, после чего оказалось возможным составить уравнение поляры: Cх=0,065 + 0,065Су2 В районе Сумах и на малых Су поляра "отваливает" от теоретической, как показано на рис. 9. Максимальное аэродинамическое качество получилось равным примерно 7,7. Затем по характеристике двигателя "Рон" (мощностью 110 л. с.) был подобран винт диаметром 2,45 м и шагом 2,75 м. Характеристики тяги и полезной мощности были определены обычными приемами, путем сопоставления коэффициентов мощности винта Pishnoff-155.gif с аналогичными коэффициентами для двигателя. На рис. 10 приведены характеристики потребной и располагаемой мощностей, для высот полета 0, 2, 4 и 6 км. При расчете потребной мощности на малой высоте и малой скорости была учтена вертикальная составляющая тяги, и это дало уменьшение минимальной скорости примерно на 12%. Pishnoff-156.gif Pishnoff-157.gif Рис. 9. Профиль крыла и поляра самолета "Ньюпор-17" По пересечениям потребных и располагаемых мощностей были определены максимальные скорости (рис. 11). По максимальным избыточным мощностям DN=Nр-- Nп были определены максимальные вертикальные скорости и подсчитано время подъема на разные высоты. Для расчета виражей был построен вспомогательный график (рис. 12) зависимости потребной Qгор и располагаемой Р тяги от кинетической высоты hк=V2/2g. Проведя на этом графике прямые из начала координат, получим режимы полета с максимальной перегрузкой; величина перегрузки равна отношению P/Qгop в точках пересечения луча с кривыми располагаемой и потребной тяги. Максимальная подъемная сила оказалась равной Ymах=1360 кГ; по приближенному расчету мы получили величину 1320 кГ. На рис. 13 даны характеристики маневренности самолета на малой высоте. Минимальный радиус виража оказался равным около 50 м и минимальное время совершения круга-- 10 сек. Был произведен также расчет виража для гипотетического случая, когда при больших Су поляра не "отваливает", а продолжает следовать закону Сх = 0,065(1+ Су2). Pishnoff-158.gif Рис 10 График располагаемых мощностей двигательной группы и мощностей, потребных для горизонтального полета самолета "Ньюпор-17" Полученные результаты показаны на рис. 12 и 13 пунктирной линией. Подобное продление поляры имело бы место при более широких крыльях. Как видно из рисунков, это дало бы незначительное увеличение перегрузки, но значительно уменьшило бы радиус и время виража (время виража снизилось бы до 8,1 сек, а радиус был бы равен 35 м). Следует указать, что если у самолета "Ньюпор" средняя ширина крыла (сумма ширины верхнего и нижнего крыльев) составляла около 1,9 м, то у английского самолета Сопвич "Кемел" она была равна 2,7 м. При взлете самолета "Ньюпор" среднее значение силы тяги составляло около 250 кГ, или 45% веса. Это довольно большая тяга, которая давала среднее ускорение, равное со 4 м/сек2; при отрыве на скорости, равной 20 м/сек, время разбега будет равно 5 сек и длина разбега -- 50 м. При скорости встречного ветра 5 м/сек длина разбега составляла всего 30 м. Pishnoff-159.gif Рис. 11 График скоростей и скороподъемности самолета "Ньюпор-17" Pishnoff-160.gif Рис. 12. График для расчета максимальной перегрузки самолета "Ньюпор-17" Взлет самолета "Ньюпор" был очень эффектным -- после очень короткого разбега самолет почти сразу переходил на набор высоты под углом 16о-17о. Некоторые летчики после отрыва начинали выполнять спиральный набор высоты. При крене в 45о и скорости около 100 км/час самолет мог выполнять спираль с радиусом около 70 м, совершая один виток за 17 сек и набирая около 80 м высоты. Спиральный взлет был очень опасен, так как в случае остановки двигателя на малой высоте летчик не успевал перевести самолет на планирование и он обычно переходил в штопор. Pishnoff-161.gif Рис. 13 Характеристики маневренности самолета "Ньюпор-17" на малой высоте Расчет расхода топлива в полете показал, что минимальный часовой расход составлял около 12 кг/час при скорости 100 км/час и около 25 кг/час на мощности, близкой к максимальной. При запасе топлива, равном около 60 кг, время полета с маневрированием составляло около 2 час. Максимальную дальность самолет имел при скорости 125 км/час, при километровом расходе 0,12 кг/км; при этих условиях максимальная дальность могла составить около 500 км. Приведенные материалы могут дать известное представление о том, что представлял собой истребитель времен первой мировой войны. При неработающем двигателе винт обычно останавливался и величина вредной площади становилась равной около 1,2 м, а аэродинамическое качество К=6. При скорости 80-85 км/час скорость снижения была равна 4 м/сек; при спирали с креном в 45о и скорости 100 км/час радиус спирали был равен около 80 м, время витка -- 20 сек и снижение за один виток -- около 120 м. Самолет И-5 Самолет "И-5" (рис. 14) был разработан группой конструкторов под руководством Н. Н. Поликарпова и Д. П. Григоровича в 1930 г. Это был типичный биплан с двигателем воздушного охлаждения, имеющим звездообразное расположение цилиндров. Вначале на каждом цилиндре был индивидуальный обтекатель, а затем был применен общий кольцевой обтекатель. Pishnoff-162.gif Рис 14 Схема истребителя "И-5" Крылья самолета имели довольно толстый профиль с плоской нижней стороной. Казалось бы, ни по схеме, ни по мощности двигателя самолет не отличался от ранее построенных истребителей. Его достоинства определялись малым весом пустого самолета и большим значением перегрузки при маневре; хорошо были отработаны и его органы управления. На рис. 15 даны поляры и профиль крыла самолетов "И-5" и "И-153". На рис. 16 даны графики скоростей по высотам и вертикальных скоростей для самолета "И-5". Для расчета маневров самолета удобно применить такую последовательность. Для некоторой скорости V мы знаем максимальную силу тяги двигательной группы Р; при установившейся скорости полета или маневра эта тяга должна быть равна силе сопротивления; отсюда мы можем найти коэффициент сопротивления Сx=P/qS, а, пользуясь полярой или формулой для нее, по Сх, находим Су, и тогда величина подъемной силы будет: Pishnoff-166.gif Pishnoff-163.gif Pishnoff-164.gif Рис. 15. Профиль крыла и поляры самолетов истребителей "И-5" и "И-153" Pishnoff-165.gif Рис. 16. Характеристики скоростей и скороподъемности самолета "И-5" Pishnoff-171.gif Рис. 17. Характеристики тяги и максимальной подъемной силы самолета "И-5" для малой высоты Произведя такие расчеты для ряда скоростей, мы сможем построить график подъемной силы по скорости (рис. 17); затем определим коэффициент перегрузки nу для желаемого значения веса самолета и найдем радиус виража и время совершения круга: Pishnoff-167.gif Величины ny, r, t наносим на график (рис. 18). Подобный расчет можно проделать и для другой высоты, взяв соответственно силу тяги и значение скоростного напора для этой высоты. Самолет И-153 Как мы уже указывали, дальнейшим развитием самолета "И-5" явился самолет "И-15", который имел более мощный двигатель и несколько улучшенную аэродинамику. У самолета "И-153" кроме дальнейшего повышения мощности двигателя воздушного охлаждения была более существенно улучшена аэродинамика. Поэтому мы не будем приводить характеристики самолета "И-15", а прямо перейдем к самолету "И-153", у которого маневренные характеристики были наиболее высокими и который был последним из маневренных бипланов. Оба самолета, "И-15" и "И-153", были сконструированы под руководством Н. Н. Поликарпова. Схема самолета "И-153" приведена на рис. 19, его поляра была приведена на рис. 15; она отличается от поляры самолета "И-5" только меньшим значением Сх и тем, что аэродинамическое качество повысилось до значения К=11. Характеристика полезной мощности была построена для винта изменяемого шага при условии сохранения постоянного числа оборотов независимо от высоты и скорости полета. Pishnoff-172.gif Рис. 18. Характеристики маневренности самолета "И-5" на малой высоте Pishnoff-173.gif Рис. 19. Схема истребителя "И-153" Расчет горизонтальных и вертикальных скоростей производился по графику полезных и потребных мощностей. При расчете потребных мощностей Nпoтp=QV/75 подъемная сила самолета определялась с учетом вертикальной составляющей тяги, при использовании геометрического построения на поляре, предложенного Н. Е. Жуковским (рис. 20). На рис. 21 приведены горизонтальные скорости полета и время подъема на высоты. Как видно из графика, скороподъемность самолета очень высокая. Скорость отрыва при взлете равна около 35 м/сек при среднем значении силы тяги 850 кГ; среднее ускорение при разбеге jср=3,8 м/сек2, время разбега -- 9 сек и длина разбега около 160 м. Расчет характеристик маневренности на малой высоте производим таким же методом, как делали это для самолета "И-5" (рис. 22). На этом же графике нанесена характеристика перегрузки, допустимой по условию Cyдoп=0,85Сумах, nу доп = Cyдoп qS/G. Pishnoff-174.gif Рис. 20. Поляры самолета "И-153" без тяги и с тягой Pishnoff-175.gif Рис. 21. Характеристики скоростей и скороподъемности самолета "И-153" Pishnoff-176.gif Рис. 22. Характеристики маневренности самолета "И-153" на малой высоте Затем, как мы это уже делали ранее, находим радиус виража и время совершения полного круга; эти расчеты производились для полетного веса 1700 кГ. Как видно из графика, максимальная перегрузка доходит до 3,6 и минимальное время виража составляет около 11 сек, т. е. почти такое же, как и у самолета "И-5". У самолета "И-153", как это было и у самолета "И-15", верхнее крыло сделано по схеме "чайка", т. е. оно не проходит над фюзеляжем, как это было типично для бипланов, а выгибается и примыкает к фюзеляжу. Это сделано для улучшения обзора вперед, что очень важно для истребителя. Благодаря такой схеме образуется не только значительная боковая поверхность, но, сливаясь с фюзеляжем, эта поверхность придает крылу более высокое удлинение. Основные крылья, которые не дают боковой силы, экранируют боковые поверхности как шайбы и тоже увеличивают их удлинение. В результате расчета было получено, что аэродинамическое качество в боковом направлении, т. е. соотношение коэффициента боковой силы Cz и коэффициента сопротивления Cх имеет величину 3,5-- 4,0. Градиент боковой силы меньше градиента подъемной силы примерно в пять раз. Эффективный размах боковых поверхностей благодаря экранирующему действию крыльев получился равным около 3 м и тогда максимальное значение боковой силы оказывается равным около 2000 кГ, т. е. больше веса самолета. Благодаря этому самолет "И-153" был способен летать по горизонтали с креном 90о, т. е. на боку. Подобный своеобразный вид полета выполнялся практически. Самолет И-16 Как мы уже указывали, намерением конструктора Н. Н. Поликарпова было -- совместить в самолете "И-16" скоростные и маневренные качества. Это ему удалось в основном осуществить. Схема самолета приведена на рис. 23, а основные характеристики даны в табл. 3. С тем же двигателем, что и у самолета "И-153", самолет "И-16" (модификации 1938 г.) имел почти тот же вес, но площадь крыльев у него была в полтора раза меньше, чем у самолета "И-153". Размах крыльев у обоих самолетов был одинаковым. Таким образом, основное отличие самолета "И-16" от самолета "И-153" состояло в большей величине удельной нагрузки на крыло и меньшем значении приведенной вредной площади F0. Благодаря этим особенностям у самолета "И-16" оказалась более высокая максимальная скорость -- на 10%, но и более высокая минимальная скорость -- примерно на 20%. Профилем крыла самолета "И-16" был профиль "Кларк-YH", который характерен несколько отогнутой вверх задней кромкой; на рис. 24 показан этот профиль в среднем сечении и поляра самолета. Характеристику тяги можно взять из расчета самолета "И-153", поскольку двигатели у этих самолетов одинаковые. Значения силы тяги P=75N/V приведены на рис. 25. Дальнейший расчет производим, исходя из значений подъемных сил, способ определения которых был уже изложен ранее, но этот расчет мы повторяем для ряда высот от 0 до 11 км (рис. 26). Пользуясь этим графиком, мы можем определять характеристики маневра на любых скоростях и высотах при желаемых полетных весах. Исходя из веса 1750 кГ и задаваясь значениями перегрузок ny = 1; 1,5; 2, 2,5 и 3, мы находим подъемные силы и скорости полета на различных высотах. По этим материалам строим график скоростей по высотам при указанных перегрузках (рис. 27), который дает области маневрирования и позволяет получить характеристики маневрирования при всех скоростях и высотах. Pishnoff-177.gif Рис 23 Схема истребителя "И-16" Характеристики маневренности самолета приведены на рис. 28, причем вместо радиусов и времени виража даны значения угловой скорости при вираже w=gnгор/V. На тот же график нанесены значения угловой скорости при вираже для самолета "И-153". Pishnoff-178.gif Pishnoff-179.gif Рис. 24. Профиль крыла и поляра самолета "И-16" Pishnoff-180.gif Рис. 25. Характеристики тяги для самолета "И-16" Pishnoff-181.gif Рис. 26. Зависимости подъемной силы от высоты и скорости полета для самолета "И-16" Pishnoff-182.gif Рис. 27. График значений перегрузок в зависимости от высоты и скорости полета для самолета "И-16" Левые части графиков соответствуют условиям ограничений при Су=0,85Суmах. Как видно из графика, при скоростях, меньших 70 м/сек (250 км/час), самолет "И-153" имеет большое превосходство в угловой скорости, или, иначе говоря, при определенной скорости он имеет меньший радиус виража. При скоростях, превышающих 100 м/сек (360 км/час), преимущество в угловой скорости имеет самолет "И-16". Какой же самолет имеет преимущество в воздушном бою? Это зависит от опыта летчика; самолету "И-153" не следовало завязывать бой при большой скорости, а самолету "И-16" -- при малой. Преимущество у того, кто располагает инициативой, а она у того, у кого больше скорость. Pishnoff-183.gif Рис 28. Сравнительный график характеристик маневренности самолетов "И-16" и "И-153" Pishnoff-184.gif Рис. 29. График изменения максимальной подъемной силы с высотой для самолета "И-16" Если самолет "И-153" предлагает маневрирование на низких скоростях, то самолет "И-16" может его не принять и удалиться с целью подготовки маневра для атаки, а самолет "И-153" лишен такой возможности. Взлет самолета "И-16" характеризуется скоростью отрыва, равной 150 км/час, временем разбега 10 сек и длиной разбега около 210-220 м; начальная вертикальная скорость у него около 16 м/сек, угол подъема -- около 15о. На рис. 29 дан график изменения максимальной подъемной силы с высотой, построенный по данным, полученным из графика, приведенного на рис. 26; этот график дает зависимость потолка самолета от его полетного веса. * * На этом мы заканчиваем рассмотрение истории развития маневренных самолетов с поршневой винтомоторной группой. Мы полагаем, что изложенный материал представляет не только исторический, но и методический интерес. Опыт истории всегда служит и для общего развития специалистов, и для правильного понимания путей продвижения в новое. Библиография 1. Вейгелин К. Е., Путь летчика Нестерова, Оборонгиз, 1939. 2. Вейгелин К. Е., Очерки по истории летного дела, Оборонгиз, 1940. 3. Виноградов Р. И., Минаев А. В., Самолеты СССР, Воениздат, 1961. 4. Воздухоплавание и авиация в России до 1907 г, Сборник документов и материалов, под редакцией В. А. Попова, Оборонгиз, 1956. 5. Делоне Н. Б., Устройство дешевого и легкого планера и способы летания на нем, Киев, 1910. 6. Жуковский Н. Е., Теоретические основы воздухоплавания, часть II, Полное собрание сочинений, Лекции, выпуск 2, НКОП СССР, Государственное издательство оборонной промышленности, Москва, 1939. 7. Журнал "Вестник воздушного флота", с 1918 г. и далее. 8. Журнал "Воздухоплаватель", 1910-- 1917 гг. 9. Крейсон П. М., Самолеты за 20 лет, ОНТИ, Госмашметиздат, 1934, 10. Моисеенко В. Л., Предельные размеры самолетов, Отдел военной литературы при РВСР, 1921. 11. Рынин Н. А., Теория авиации, Петроград, 1918. 12. "Труды авиационного отдела Летучей лаборатории", под редакцией В. П. Ветчинкина, Москва, 1918. 13. Шипилов И. Ф., Выдающийся русский летчик П. Н. Нестеров, Воениздат, 1952. Издательский редактор Л. И Мунина Технический редактор Н. А. Пухликова Художник Я. Т. Дворников Корректор А. И. Карамышкина Сдано в набор 29/III 1968 г. Т-10097 Подписано к печати 10/VII 1968 г. Тираж 3600 экз. Цена 78 коп. Тем. план 1968 г. No 148 Издательство "Машиностроение", Москва, К-51, Петровка, 24 Изд. зак. 2395 Московская типография No 8 Главполиграфпрома Комитета по печати при Совете Министров СССР, Хохловский пер., 7. Тип. зак. 678 Илл. -- 59, табл -- 3, библиография -- 13 названий. Редактор инж. К. Я. Зайцева