Читать онлайн «Из истории летательных аппаратов». Страница 29

Как мы уже указывали, с началом второй мировой войны от разделения самолетов-истребителей на скоростные и маневренные отказались, поскольку доминирующим фактором при выполнении вертикальных маневров стал запас кинетической энергии. Отсутствие подразделения истребителей на скоростные и маневренные нужно понимать в смысле особенностей их аэродинамики. Однако сама по себе большая скорость, определяющая запас кинетической энергии, еще не характеризует маневренные свойства в маневренном бою, так как даже очень большой запас кинетической энергии, или вернее полной энергии (включая и начальную высоту полета), может быть израсходован при маневрировании с большими перегрузками.

По своей аэродинамике и по мощности двигателей истребители СССР, Германии, Англии и США были довольно близки друг к другу; это обстоятельство было обусловлено взаимным ознакомлением с конструктивными идеями, которое имело место и до войны и еще более усилилось во время войны благодаря захвату сбитых самолетов. Маневренность каждого истребителя можно было повысить, уменьшив его полетный вес. Так, например, известный немецкий истребитель Мессершмидт Me-109" имел две модификации: одну с более мощным вооружением и, следовательно, более тяжелую -- "G" и вторую -- легкую, маневренную -- "F". Разница в весах этих модификаций самолетов и соответственно в значениях nу составляла 15-20%. Облегчение самолетов достигалось в основном путем уменьшения запаса топлива, боеприпасов, числа стволов оружия и т. п. Эти мероприятия в значительной мере ухудшали боевые качества самолетов. Чем меньше был вес пустого самолета или, вернее, чем меньше была величина Y/G0, тем больше была возможность облегчить самолет.

Не впадая в преувеличение достижений отечественной научной и конструкторской мысли, можно утверждать, что в отношении веса конструкции советские истребители были среди лучших.

В данной работе мы не будем анализировать характеристики истребителей второй мировой войны. В табл. 3 приведены характеристики самолета "Як-1М", специально облегченного для повышения маневренных характеристик. Если рассматривать значения KG0 и nу этого самолета, отнесенные к действительной мощности у земли, то вес конструкции у него оказывается выше, а nу меньше, чем у лучших истребителей-бипланов. Однако, если отнести эти характеристики к эквивалентной мощности, то конструкция должна быть оценена как очень легкая, а значение nу как достаточно высокое.

Для иллюстрации развития маневренных самолетов в период 1913-- 1938 гг. мы построили на рис. 6 и 7 графики, дающие изменение основных показателей маневренных самолетов по годам. На рис. 6. дано изменение максимального значения коэффициента перегрузки nу. 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 3,251,92.

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 nу0,63 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.

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: ny0,85K*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

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.

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 F00,76 м, после чего оказалось возможным составить уравнение поляры:

Cх0,065 + 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