Текст книги "Из истории летательных аппаратов"
Автор книги: Владимир Пышнов
сообщить о нарушении
Текущая страница: 7 (всего у книги 9 страниц)
Подставляя выражение для силы сопротивления Q через подъемную силу, деленную на аэродинамическое качество, получим
При маневрировании, в зависимости от характеристики энерговооруженности самолета N/G, его аэродинамического качества на режиме маневра КА (которое может и не быть максимальным) и от перегрузки, которую летчик создает, действуя рулем высоты nу, мы можем получить положительное или отрицательное изменение энергии, т. е. nx будет положительным или отрицательным. В частном случае есть такой маневр, при котором nx колеблется около нулевой величины, и этому будет соответствовать некоторое значение коэффициента перегрузки nya. Эта величина максимальной перегрузки nyа при условии сохранения энергии hэ const является важнейшим фактором, определяющим маневренные возможности самолета.
Способ определения nya для конкретных значений высоты полета и веса самолета излагается в курсах динамики полета. Однако для определения nya есть более простой путь. В статье о тяжелых самолетах мы приводили выражение для максимальной подъемной силы, которую может развивать самолет в течение длительного времени, т. е. при постоянстве энергии:
YmaxKy(Nl)2/3(r/ro) 1/3
При винте фиксированного шага Ky~6,8(KA)1/3, при винте изменяемого шага, дающего увеличение коэффициента полезного действия винта и мощности двигателя благодаря повышению его числа оборотов, Ky~7,2(KA)1/3. В итоге получим выражения для максимального коэффициента перегрузки самолетов выпущенных ранее 1935 г., с винтами фиксированного шага:
Для самолетов более позднего выпуска с винтами изменяемого в полете шага, обеспечивающими постоянство оборотов двигателя, получим
Поскольку аэродинамическое качество КA входит в формулу под кубичным корнем, его можно определять довольно грубо.
Полетный вес самолета складывается из веса пустого самолета G0, в который входят вес конструкции, вес двигательной установки и вес части оборудования, которое необходимо для полета, независимо от его назначения. Это оборудование обычно называют несъемным, в отличие от другой части оборудования, которое включается в нагрузку. В величину G0 входят и веса баков, трубопроводов, электропроводки и т. п., т. е. всего, что относится к конструкции самолета и не предназначено для легкой съемки.
В вес самолета входит, кроме того, вес топлива GT, который обычно выражают в виде доли от полного веса GT/G. Третью часть полетного веса составляет вес нагрузки Gнaгp, в который входят вес летчика, вес необходимого ему снаряжения, вес парашюта, оружия и боеприпасов. Вес нагрузки тоже удобно представить в виде доли от полного веса Gнaгp/G. Теперь выражение для перегрузки можно представить следующим образом:
Величина перегрузки определяется тремя основными факторами:
1) значением Ку6,8(Кmax)1/3 или Ку7,2(Кmax)1/3 для винта изменяемого шага; величина Ку связана с аэродинамическим качеством самолета;
2) значением величины , которая определяет степень нагружения самолета топливом и полезной нагрузкой; если эта величина мала, то полет будет кратковременным, а вооружение самолета слабым;
3) значением параметра KG0========G0/(Nl)2/3, который имеет очень важное значение для характеристики не только маневренных самолетов, но и самолетов любого назначения.
Величина Ky/KG0ny0Ymax/G дает соотношение максимальной подъемной силы и веса пустого самолета. Для получения самолета с высокими маневренными характеристиками необходимо уменьшать значение KG0, что может быть достигнуто уменьшением веса конструкции и применением более легких двигателей. У маневренного самолета конструкцию нельзя облегчать за счет уменьшения запаса прочности, хотя в истории самолетостроения и были отдельные примеры, когда маневренные самолеты были недостаточно прочными. Наиболее легкими являются двигатели воздушного охлаждения, и маневренные самолеты, как правило, снабжались такими двигателями.
Относительный вес топлива не может быть очень малым, иначе время полета окажется незначительным. Если при состязаниях по высшему пилотажу можно иметь минимальный запас топлива, соответствующий выполняемой программе, то для самолета-истребителя запас топлива необходим не только для обеспечения достаточного времени нахождения над полем боя. Полное израсходование топлива в условиях воздушного боя может оказаться гибельным для летчика, поскольку самолет становится беспомощным. Запас топлива у маневренных истребителей лежит в пределах 10-14% взлетного веса.
Увеличение аэродинамического качества хотя и способствует улучшению маневренности, но в слабой степени. Наконец, маневренность улучшается при уменьшении относительного веса нагрузки. Поскольку сама нагрузка может быть уменьшена только за счет уменьшения веса оружия, боеприпасов и оборудования, необходимых для ведения воздушного боя, то возможности здесь небольшие. Что касается относительного веса полезной нагрузки, то она будет убывать по мере увеличения веса самолета, а значит, и мощности двигателя. Поскольку в истории развития маневренных истребителей происходил неуклонный рост мощности двигателей и полетных весов, уменьшение относительного веса полезной нагрузки определяло рост максимальной перегрузки при маневре.
Переход на винты изменяемого шага существенно повысил маневренные характеристики самолетов, особенно при полете на больших высотах. При винте фиксированного шага двигатель развивает полную мощность только при полете самолета на максимальной скорости на расчетной высоте. При уменьшении скорости и увеличении высоты винт оказывается "тяжел", т. е. число оборотов его уменьшается и соответственно уменьшается мощность двигателя.
Своеобразный эффект дает применение высотных двигателей. На высотах от расчетной (где мощность двигателя максимальна) и выше маневренные свойства самолета значительно повышаются. Однако на малых высотах мощность двигателя оказывается пониженной (особенно при отсутствии многоскоростной передачи к нагнетателю) и маневренные свойства самолета ухудшаются.
ОБЗОР ИСТОРИИ РАЗВИТИЯ МАНЕВРЕННЫХ ИСТРЕБИТЕЛЕЙ 1914-1920 гг.
Выше мы изложили методику анализа маневренных характеристик самолетов. Ею мы воспользуемся и при обзоре истории развития маневренных самолетов. Рассмотрим самолеты периода первой мировой войны 1914– 1919 гг. и периода между двумя мировыми войнами, т. е. 1919– 1939 гг. В качестве объектов рассмотрения возьмем самолеты, которые, по мнению автора, наиболее полно характеризуют маневренное направление; по этим самолетам имеются достаточно полные сведения и они имели широкое распространение, т. е. являлись серийными. Наибольшее внимание будет уделено самолетам, которые применялись в старой русской армии и в Военно-Воздушных Силах Советской Армии.
В таблицах 1– 3 приведены характеристики 24-х самолетов; из них 15 -с двигателями воздушного охлаждения и 9 – с двигателями водяного охлаждения. 17 самолетов были на вооружении русской дореволюционной или советской авиации или же использовались как трофейные.
Эти самолеты автору хорошо знакомы, многие из них он наблюдал в полете, изучал их конструкцию, участвовал в некоторых испытаниях и т. п.
Маневренные самолеты строили конструкторы, которые считали высокую маневренность очень важным достоинством самолета-истребителя. Среди них особенно нужно отметить Николая Николаевича Поликарпова, который проявлял исключительную заботу об обеспечении маневренности самолетов своей конструкции. Из числа приведенных в таблицах самолетов, шесть – его конструкции, и все они обладали наиболее высокими показателями по маневренности. Количественные характеристики, приведенные в таблице 1– 3, показывают, что именно было достигнуто в отношении маневренности самолетов.
Кроме размеров, площадей и весов, самолет характеризуется аэродинамической и силовой схемами, материалами и технологией изготовления деталей, наличием специальных устройств, агрегатов, оборудования, вооружения, пилотажной и контрольной аппаратуры и др. Важным фактором для характеристики самолета является схема обзора для летчика.
При разработке новой конструкции ее автор руководствуется некоторым замыслом, который в ранние годы развития авиации зависел в значительной мере от интуиции. Впоследствии замысел новой конструкции стал все более определяться результатами специальных исследований.
В данной работе мы не будем анализировать развитие самолетостроения в целом и ограничимся лишь рассмотрением развития маневренных истребителей.
Начнем с общих пояснений к материалам, приведенным в таблицах 1– 3. В графе 1 по вертикали дана мощность двигателя N на малой высоте; в случае, если двигатель высотный, в той же графе дана эквивалентная мощность, т. е. мощность, которую двигатель имел бы у земли, если бы его мощность на больших высотах экстраполировать на малые высоты по обычному закону зависимости мощности от высоты.
Таблица 1
Самолеты-истребители 1914– 1919 гг. с двигателями воздушного охлаждения
==
Самолет
Год, страна
N,
л.с.
l,
м
S,
м2
G0,
кГ
G,
кГ
lэ /lэ
(N lэ)2/3
KG0
KG
Сх0
F0,
м2
Kа
Cyн
Ky
Y
ny
Vmax,
км/час
Сymax
Vман,
м/сек
r, м
t, сек
Примечания
1
2
3
4
5
6
7
8
9
10
11
12
13
14
15
16
17
18
19
20
21
22
1
"Моран-Ж", моноплан
1913 г., Франция
80
9,2
15,2
350
500
9/5,3
80
4,4
6,25
0,085
1,0
6,8
1,15
12,8
1000
2,0
130
1,2
30
50
11
Был на вооружении русской авиации в 1914 – 1915 гг., строился в России
2
"Фоккер E-II", моноплан
1916 г., Германия
100
10,2
17
400
610
10/5,8
100
4,0
6,1
0,085
1,10
7,0
1,20
13,0
1300
2,15
140
1,1
33
60
11
Был на вооружении в Германии в 1916 г.
3
"Ньюпор-11", полутороплан
1915 г., Франция
80
7,3
13,3
320
480
7,7/5,7
72
4,4
6,67
0,080
0,78
6,4
1,00
12,6
910
1,9
150
1,1
31
62
12
Был на вооружении в России в 1915– 1916 гг.
4
"Ньюпор-17", полутороплан
1916 г., Франция
110
8,15
15
370
550
8,6/5,7
98
3,8
5,6
0,065
0,76
7,7
1,00
13,4
1320
2,4
168
1,1
36
60
11
Был на вооружении в России и строился в 1916– 1920 гг.
5
Сопвнч "Кемел", биплан
1917 г., Aнглия
130
8,55
23
420
650
9,5/4,1
114
3,7
5,7
0,040
0,72
8,8
0,70
14,0
1600
2,45
180
1,0
33
52
10
–
6
Сопвич, триплан
1917 г., Англия
130
8,2
25
400
640
9,5/4,0
114
3,5
5,6
0,035
0,70
8,8
0,60
14,0
1600
2,5
180
1,0
32
48
9,5
Несколько образцов были использованы в России для тренировок в 1918 – 1919 гг.
7
"Фоккер DR-1", триплан
1917 г., Германия
110
7,2
20
375
570
8,0/3,2
86
4,3
6,62
0,045
0,60
7,5
0,68
13,3
1140
2,0
175
1,3
26
42
10
–
8
Сопвпч "Снайп", биплан
1918 г., Англия
230
9,45
25
600
915
10,3/4,2
178
3,35
5,15
0,038
0,96
9,3
0,70
14,3
2500
2,7
200
1,0
40
66
10,5
Трофейные образцы использовались в советской авиации в 1919– 1923 гг.
Таблица 2
Самолеты-истребители 1914– 1920 гг. с двигателями жидкостного охлаждения
Самолет
Год, страна
N,
л.с.
l,
м
S,
м2
G0,
кГ
G,
кГ
lэ /lэ
(N lэ)2/3
KG0
KG
Сх0
F0,м2
Kа
Cyн
Ky
Y
ny
Vmax,
км/час
Сymax
Vман,
м/сек
r, м
t, сек
Примечания
1
2
3
4
5
6
7
8
9
10
11
12
13
14
15
16
17
18
19
20
21
22
9
"Спад-VII", биплан
1916 г., Франция
130
7,8
18
545
770
8,5/4,0
117
4,6
6,6
0,06
0,80
7,5
0,9
13,3
1560
2,0
180
1,0
37
82
14,0
Строился в России в 1917– 1920 гг.
10
"Альбатрос D-V", полутороплан
1917 г., Германия
160
9,0
21
680
910
9,8/4,5
135
5,0
6,75
0,06
0,95
7,9
0,9
13,5
1820
2,0
175
1,1
36
75
13,5
Основной истребитель Германии в 1917– 1918 гг.
11
SE-5, биплан
1918 г., Англия
200
8,15
24
655
885
9,0/3,35
148
3,7
6,0
0,045
0,85
7,7
0,7
13,4
2000
2,3
200
1,0
36
67
11,5
Основной истребитель Англии в 1918-1919 гг.
12
"Фоккер D-VII", биплан
1918 г., Германия
220
9,0
22
700
900
10,0/4,5
170
4,1
5,3
0,05
0,85
8,5
0,85
13,8
2350
2,6
200
1,4
35
58
10,0
Был на вооружении Советской авиации в 1922 – 1926 гг.
13
"Мартинсайд F-4", биплан
1919 г., Англия
300
9,8
28
820
1090
10,7/4,1
218
3,8
5,0
0,05
1,05
8,1
0,8
13,6
2970
2,75
210
1,0
41
68
10,5
Был на вооружении советской авиации в 1922 – 1927 гг.
В графе 2 по вертикали дан габаритный размах крыла l; в случае биплана – размах большего крыла, обычно верхнего; в графе 3 дана площадь крыла, или крыльев, S; если крыло притыкается к фюзеляжу, то принимается, что крыло как бы продолжается внутри фюзеляжа.
В графе 4 приведен вес пустого самолета G0, т. е, без летчика, без топлива и съемного оборудования и вооружения; в графе 5 дан взлетный вес G, как он приводился в материалах, откуда были заимствованы эти данные.
В графе 6 приведены эквивалентный размах крыла lэ и эффективное удлинение крыла lэ; величина lэ у монопланов принималась равной габаритному размаху или же из него вычиталась длина выдающихся кончиков крыла; для бипланов величина lэ определялась по формуле
где
l – размах большего крыла;
l1 – размах меньшего крыла;
h – расстояние между крыльями;
эффективное удлинение крыла определялось по формуле lэlэ2/S.
В графе 7 приведена характеристика, входящая в формулу для подъемной силы, в графе 8 – характеристика веса пустого самолета и в графе 9 – то же для взлетного веса; в графе 10 приведен коэффициент лобового сопротивления Сх0 при Су0, полученный, как это было описано, по расчету для известной максимальной скорости.
В графе 11 дана эквивалентная вредная площадь F0 для самолета: F0 Сх0S/1,28, в графе 12 – максимальное аэродинамическое качество Ка, в графе 13 – коэффициент подъемной силы Сун, соответствующий максимальному качеству, и в графе 14 -величина Ку, равная 6,8(Ка)1/2 -7,2(Ка)1/2.
В графе 15 дана максимальная подъемная сила Y при полете на малой высоте, а в случае высотного двигателя дано еще значение Yа соответствующее эквивалентной мощности высотного двигателя (см. табл. 3).
Таблица 3
Самолеты-истребители 1923 – 1938 гг.
==
Самолет
Год, страна
N,
л.с.
l,
м
S,
м2
G0,
кГ
G,
кГ
lэ /lэ
(Nlэ)2/3
KG0
KG
Сх0
F0,
м2
Kа
Cyн
Ky
Y
ny
Vmax,
км/час
Сymax
Vман,
м/сек
r, м
t, сек
Примечания
1
2
3
4
5
6
7
8
9
10
11
12
13
14
15
16
17
18
19
20
21
22
С двигателями воздушного охлаждения
14
Глостер "Гемкок", биплан
1925 г., Англия
420
9,1
27,0
880
1250
10/3,7
260
3,3
4,8
0,042
0,9
8,3
0,70
14
3000/
2,85/
250
1,0
46
80
10,5
–
15
"И-4", полутороплан
1927 г., СССР
420
11,4
24,0
920
1360
11,4/5,4
285
3,25
4,75
0,045
0,8
9,6
0,85
14,5
4150/
3,0/
260
1,2
48
82
10,5
Первый советский металлический истребитель
16
"И-5", биплан
1930 г., СССР
480
9,6
21,0
900
1300
10,4/5,1
290
3,1
4,48
0,042
0,7
9,7
0,80
14
4000/
3.3/
280
1,35
50
80
10
Состоял на вооружении ВВС СССР
17
"И-15", биплан
1934 г., СССР
720/1000
9,7
22,0
1170
1570
10,3/4,8
380
3,0
4,12
0,041
0,7
9,7
0,78
14,5
5600/6900
3,5/4,4
320
1,35
55
92
10
То же
18
"И-16", моноплан
1934 г., СССР
750/1070
9,0
14,5
1300
1680
9,0/5,6
360
3,6
4,7
0,035
0,4
11,0
0,70
15
5300/6800
3,15/4,0
400
1,3
67
155
15
"
19
"И-16", моноплан
1938 г., СССР
920/1500
9,0
14,5
1450
1830
9,0/5,6
410
3,5
4,45
0,035
0,4
11,0
0,70
15
6500/8800
3,5/4,7
420
1,3
74
170
14,5
"
20
"И-153", биплан
1938 г., СССР
920/1500
10,0
22,0
1440
1850
10,5/5,0
450
3,15
4,1
0,030
0,52
11,0
0,70
15
7300/10000
4,0/5,3
385
1,35
62
105
10
"
С двигателями жидкостного охлаждения
21
"Фоккер D-11", полутороплан
1924 г., Голландия
300
11,4
21,5
920
1320
11,4/6,0
230
4,1
5,7
0,056
0,95
9,2
1,00
14
3200/
2,5/
220
1,4
41
75
11,5
Состоял на вооружении ВВС СССР в 1925-1930 гг.
22
"И-3", биплан
1928 г., СССР
500/600
11,0
27,0
1420
1660
11,8/5,1
320
4,3
5,2
0,042
0,9
9,6
0,80
14,5
4700/
2,8/3,2
280
0,35
46
83
11,5
То же
23
Хаукер "Фьюри", биплан
1934 г., Англия
600/880
9,2
24,5
1230
1640
10,0/4,1
330
3,7
5,0
0,040
0,75
9,0
0,70
14
4700/6000
2,8/3,6
300
1,2
50
95
12
–
24
"Як-1М", моноплан
1941 г., СССР
1200/2000
9,2
14,8
2100
2650
9,2/5,7
490
4,2
5,4
0,022
0,25
13,0
0,60
17
8300/11500
3,1/4,3
570
1,0
95
320
21
Состоял на вооружении ВВС СССР
В графе 16 приведены значения коэффициента перегрузки при выполнении маневра на мощности двигателя, равной его мощности у земли, и на эквивалентной мощности.
В графе 17 дана максимальная скорость на малой высоте, а в графе 18 -значение коэффициента подъемной силы при маневре; оно принималось равным Суман 2Сун но не более 0,85 Суmах.
В графе 19 дана скорость при маневре Vман, определяемая по формуле
в графе 20 – радиус виража r, определяемый по формуле
в графе 21 – время совершения круга при вираже
Первым истребителем и первым маневренным истребителем следует считать французский самолет "Моран-Ж". На этом самолете знаменитый русский летчик П. Н. Нестеров выполнил первый таран в воздушном бою; на нем впервые устанавливались пулеметы для стрельбы через плоскость вращения винта. Однако самолет "Моран-Ж" как истребитель не получил распространения. Причиной этого была его относительно небольшая скорость – 130 км/час; перегрузка при маневре на этом самолете на малой высоте была равна приблизительно 2, а на высоте 2000 м лишь около 1,5; наконец, условия обзора для летчика были плохими.
Подробные характеристики этого самолета были даны в статье "На чем летал П. Н. Нестеров". Как истребитель более успешным был самолет "Фоккер Е-II", построенный в Германии и являвшийся в сущности модификацией самолета "Моран-Ж" (рис. 2, а). В самолет были внесены некоторые улучшения: была повышена мощность двигателя до 100 л. с., а затем и до 160 л. с.; крыло было несколько опущено и благодаря этому улучшен обзор для летчика; коэффициент перегрузки повысился, и самолет отличался хорошей маневренностью. Однако и самолет "Фоккер Е-II" не долго состоял на вооружении. Следует упомянуть, что самолет "Моран" имел модификацию с более мощным двигателем и улучшенной аэродинамикой, но и эта модификация применялась мало.
Еще до войны 1914 г. проводились состязания в полетах на скорость на гидросамолетах. В 1914 г. на этих состязаниях победу одержал маленький самолет-биплан английской фирмы Сопвич; при том же двигателе, который был установлен на самолете "Моран-Ж", – мощностью 80 л. с., – он развил скорость на 20 км/час больше, несмотря на свои громоздкие поплавки. У самолета "Моран-Ж" источником большого сопротивления являлись тросовые растяжки, идущие к крыльям; общая протяженность растяжек была равна около 44 м и площадь сопротивления составляла около 0,3 м2.
Рис. 2 Вид сбоку типичных истребителей времен первой мировой войны:
а – "Фоккер Е II", б – "Ньюпор-17", в – Сопвич "Кемел"; г – Сопвич, триплан
У маленького биплана фирмы Сопвич общая длина растяжек оказалась вдвое меньше, сами растяжки были тоньше, и экономия в сопротивлении составила около 20-25%. Начиная с этого времени, т. е. с 1914 г., маленький биплан стал классической схемой маневренного истребителя, которая просуществовала около 20 лет и даже в настоящее время частично сохранилась для акробатических самолетов. Благодаря уменьшению сопротивления у бипланов их максимальная скорость оказалась выше примерно на 10%, а после улучшения носовой части фюзеляжа и перехода на ленточные растяжки – на 20%, при той же мощности двигателя. Только с развитием моноплана с крылом без растяжек и с убирающимся шасси преимущество малыми бипланами было утрачено.
Переход на бипланы позволил несколько уменьшить размах крыльев – с 9-10 м до 7,5-8,5 м. Каждое крыло стало значительно уже, и это улучшило обзор; с уменьшением размаха повысилась угловая скорость накренения -благодаря уменьшению аэродинамического демпфирующего момента крыльев. Маленькие бипланы оказались очень подвижными, их преимущества как истребителей были совершенно явными.
В 1915 г. во Франции выпускаются одноместные истребители-полуторопланы "Ньюпор-10" и "Ньюпор-11"; они поступили и в русскую армию и строились затем в России – в основном на заводе "Дукс" в Москве. За его миниатюрные размеры и легкость самолет "Ньюпор-11" называли "Бебе".
В дальнейшем в России и после Октябрьской революции еще оставались самолеты "Ньюпор-17", -21, -23, -24 и -24 бис; они отличались друг от друга сравнительно немного. Самолет "Ньюпор-17" имел двигатель мощностью 110 л. с. и размеры его были немногим больше, чем у самолета "Ньюпор-11"; "Ньюпор-23" имел двигатель мощностью 120 л. с.; самолет "24 бис" отличался от самолета "23" тем, что у него было несколько скруглено сечение фюзеляжа.
Обращаясь к схеме самолетов "Ньюпор" (см. рис. 2, б), прежде всего следует отметить прекрасный обзор для летчика: верхнее крыло – более широкое, находится почти на уровне глаз; нижнее крыло имеет ширину лишь 0,7 м и расположено прямо снизу, мало закрывая землю. Типична стойка в форме буквы "V".
В русской авиации времен первой мировой войны самолет "Ньюпор" был основным истребителем; таковым он оставался и в период гражданской войны. На этом самолете летчики прекрасно выполняли высший пилотаж и успешно вели воздушные бои; конструкция его была проста – в основном дерево, полотно и тросовые растяжки; металлическими были только шасси и каркас оперения из тонких труб.
Однако у самолета "Ньюпор" были и серьезные недостатки. Это, прежде всего, малый запас прочности и низкая жесткость, которая была обусловлена схемой с узким однолонжеронным нижним крылом. Такая схема слабо противостояла крутящим моментам. На самолетах "Ньюпор", особенно когда они поизносились, было много случаев поломки в воздухе.
Другим большим недостатком самолета был его резкий срыв в штопор. Из табл. 1 видно, что при полете самолета "Ньюпор" на максимальном качестве Сунl,0, а Суmах был у него не выше 1,3. При полете с максимальной подъемной силой на маневре самолет был очень близок к срыву и при появлении срыва сразу начинал быстро вращаться в штопоре. Если при этом был запас высоты, то из штопора можно было быстро выйти. Однако были часты сваливания в штопор на взлете, если летчик начинал круто набирать высоту с недостаточной скоростью или если вдруг падала тяга винта. Много летчиков погибло или было тяжело ранено при сваливаниях самолета в штопор на малой высоте. "Вертлявость" самолета, особенно на больших углах атаки, использовалась опытными летчиками для эффектного пилотажа и в воздушном бою. К 1918 г. фирма "Ньюпор" отказалась от полуторопланов и перешла на "чистые" бипланы с равными по площади крыльями.
Бипланы с равными по площади крыльями широко применялись на английских истребителях периода первой мировой войны. В 1917 г. английской фирмой Сопвич был выпущен один из лучших истребителей того времени "Кемел" ("Верблюд") с ротативным двигателем мощностью 130 л. с. (рис. 2, в). Характеристики этого самолета приведены в табл. 1; как видно, у самолета "Кемел" при маневре на малой высоте перегрузка nу доходила почти до 2,5 и время виража составляло около 10 сек. Высота потолка у самолета "Кемел" достигала 7 км. Следует указать, что высота потолка является косвенным свидетельством высокой маневренности. При полете на потолке максимальная подъемная сила равна весу и nу1; по мере уменьшения высоты значение nу будет расти соответственно росту величины Y/Yн.
На рис. 3 показано относительное изменение величины Y/Y0 с высотой: эта зависимость подсчитана по формуле
Изменение мощности двигателей с высотой зависит от изменения числа оборотов, от изменения атмосферного давления и температуры и от величины механических потерь в двигателе. При винте фиксированного шага с поднятием на высоту число оборотов двигателя понижается и это приводит к дополнительному уменьшению мощности. У ротативных двигателей механические потери выше и поэтому с поднятием на высоту мощность убывает более значительно.
На рис. 3 даны три кривые, для которых были подобраны следующие формулы:
1) для ротативного двигателя с винтом фиксированного шага
2) для обычного поршневого двигателя с винтом фиксированного шага
3) для обычного поршневого двигателя с винтом изменяемого шага, сохраняющего постоянную скорость вращения независимо от высоты и скорости полета,
Рис. 3. График изменения подъемной силы с высотой:
1 – самолет с ротативным двигателем и винтом фиксированного шага; 2 -самолет с обычным поршневым двигателем и винтом фиксированного шага; 3 -самолет с обычным поршневым двигателем и винтом изменяемого шага с постоянной скоростью вращения
Важным достоинством бипланов с равными по площади крыльями было относительно малое значение Сун и при полете на максимальном качестве у них оставался еще большой запас угла атаки до срыва обтекания.
В 1917 г. фирма Сопвич выпустила истребитель-триплан, т. е. довольно необычной схемы, которая, хотя и применялась ранее, но успеха не давала (см. рис. 2, г). Как видно из табл. 1, самолет Сопвич, триплан, имел почти такие же характеристики по размаху и площади, что и биплан "Кемел"; летные характеристики его тоже почти такие же. Некоторое число трипланов Сопвич попало в Россию и затем в ВВС Советской Армии, где они использовались в основном для тренировок в школах.
Пример с трипланом Сопвич наглядно показывал, что дело не в схеме самолета, а в том, чтобы иметь достаточно большой эффективный размах крыльев и не очень большую величину Сун.
Грубую ошибку делали некоторые конструкторы, которые пытались применить трипланную схему, уменьшая размах крыльев. Недостатком триплана Сопвич был, видимо, худший обзор для летчика и недостаточная жесткость высокой схемы из трех крыльев. Этот самолет был одним из немногих удачных трипланов.
Самолетов "Кемел" в России не было, если не считать единичных экземпляров и трофеев гражданской войны. В 1917 г. в Россию было прислано из Англии некоторое количество самолетов "Виккерс F.В-19". Они в общем напоминали самолеты "Кемел", но имели меньший размах крыльев – всего лишь 7,35 м – и относительно широкие крылья без выноса верхнего крыла вперед, столь типичного для фюзеляжных бипланов. На малых высотах и без вооружения самолет фирмы Виккерс был очень маневренным. Как боевой самолет он оказался неудачным вследствие того, что у него был плохой обзор для летчика, который находился под крылом в очень широком фюзеляже.
Таким образом, для повышения маневренности самолетов изыскания в области их аэродинамических схем не дали большого эффекта. Более существенными факторами были конструктивная целесообразность и обеспечение обзора для летчика. Лучшей схемой оказалась бипланная, с выносом верхнего крыла вперед; впоследствии было выяснено, что нижнее крыло целесообразно немного уменьшать.
Однако решающим фактором было повышение мощности двигателей воздушного охлаждения. Если в начале первой мировой войны применялись мощности порядка 80 л. с., а в середине ее – мощности порядка 120-130 л.с., то к концу войны появились маневренные истребители с ротативными двигателями мощностью 220-230 л. с. Соответственно, если в начале войны маневренные перегрузки были около 2, в середине ее – 2,4-2,5, то к концу войны они достигали значений 2,7-2,8.
Среди последних типов самолетов-бипланов в Советском Союзе было несколько трофейных экземпляров английского истребителя Сопвич "Снайп". У этого самолета (кроме того, что на нем был установлен более мощный двигатель) был увеличен размах крыльев, а бипланная коробка была снабжена двумя парами стоек, что увеличивало сопротивление, но в то же время позволяло несколько уменьшить вес конструкции. Малый вес конструкции этого самолета характеризуется очень низким значением KG0 (K G03,35) – наиболее низким среди всех самолетов времен первой мировой войны.
В Германии после уже описанного моноплана фирмы Фоккер появились маневренные истребители-бипланы, а в 1917 г. был построен и получил широкое применение самолет-триплан этой фирмы. Это был сравнительно небольшой самолет, что конечно привело к уменьшению его подъемной силы, которая была равна около 1150 кГ вместо 1600 кГ у триплана фирмы Сопвич, однако и вес триплана фирмы Фоккер был меньше. По расчету (см. табл. 1) перегрузка при маневре у триплана "Фоккер DR-1" была сравнительно невелика (nу ====2). Малый размах крыльев приводил к увеличению скорости накренения.
Однако основное достоинство триплана "Фоккер DR-1" заключалось в следующем. Это был, видимо, первый самолет со свободнонесущими крыльями, хотя и трипланной схемы. Крылья были соединены стойкой, но растяжки отсутствовали и профиль крыла был достаточно толстым. У самолетов фирмы Сопвич крылья имели тонкий профиль с малой кривизной и поэтому значение Су при маневре едва ли могло превышать единицу. У триплана "Фоккер DR-1" значение Су при маневре было не менее 1,3-1,4, и в результате радиус виража у него был меньше, чем у какого-либо другого истребителя того времени.
Для сравнения рассмотрим характеристики истребителей с двигателями жидкостного охлаждения, которые, как правило, были более быстроходными, но менее маневренными, чем истребители с двигателями воздушного охлаждения.
Наиболее типичными из них были французские истребители "Спад" модели VII и XIII. Этот самолет представлял собой небольшой биплан, нижнее крыло которого было немного меньше верхнего. Наиболее примечательным свойством этого самолета являлась компактность расположения грузов – двигателя, топлива, оружия и летчика. Стремление к компактности расположения грузов с целью уменьшения момента инерции проявлялось у конструкторов многих самолетов того времени. Только значительно позднее, после развития теории динамики вращательных движений, выяснилось, что уменьшение моментов инерции не имеет большого значения. Несмотря на то, что самолет имел небольшой размах крыльев, крылья у него были соединены с каждой стороны двумя парами стоек. Это было сделано для обеспечения большей жесткости тонких крыльев в условиях длительного пикирования.
Самолет "Спад-VII" с двигателем Испано-Суиза мощностью 150 л. с. строился в России в 1917– 1918 гг., однако построено их было немного – в основном из-за недостатка двигателей. Его маневренные характеристики были значительно хуже, чем у самолетов "Ньюпор", но скорость была выше, чем у них, особенно при крутом снижении.
Самолет "Спад-XIII", на котором был установлен тот же двигатель, но повышенной мощности, был наиболее быстроходным истребителем в период 1917-1918 гг. На этом самолете был впервые применен "двигатель-пушка", т. е. пушка у него была прикреплена к двигателю и стреляла через полый вал редуктора, на котором был установлен винт. Эта схема вооружения широко использовалась во время второй мировой войны.
Автор много раз наблюдал полеты самолета "Спад-VII", но никогда не видел, чтобы на этом самолете выполнялся сложный пилотаж. В Германии и в Англии в период 1917– 1918 гг. строился целый ряд истребителей с двигателями водяного охлаждения; среди них наиболее известен немецкий самолет "Альбатрос D-V" с двигателем мощностью 160 л. с. и английский самолет "SE-5" с двигателем мощностью 200 л. с.
В 1918 г. в Германии поступил на вооружение очень интересный самолет-истребитель, биплан "Фоккер D-VII". Его особенностью были свободнонесущие крылья толстого профиля с большой кривизной средней линии. Крылья соединялись стойками, что придавало конструкции большую жесткость на кручение, так как естественная жесткость крыльев на кручение при полотняной обтяжке была недостаточна. На самолете был установлен двигатель БМВ водяного охлаждения мощностью 185-220 л. с. Самой главной особенностью самолета было применение профиля крыла с очень высокой несущей способностью. На рис. 4 дано сравнение зависимостей Су по a для английского профиля "RAF-15" и профиля крыла самолета "Фоккер D-VII". Как видно, у последнего срыв не только происходит на больших углах атаки, но и протекает более плавно.
