Страница:
Радикальное улучшение летных характеристик планеров началось уже после окончания первой мировой войны -- в 1921 -- 1922 гг. -- и в этом деле были быстро достигнуты замечательные успехи. В Советском Союзе в 1922 г. был построен планер К. К. Арцеуловым. По своим формам он напоминал самолет, размах его крыльев был доведен до 13 м. Значение F можно оценить примерно в 0,5-0,6 м2; отсюда мы получим аэродинамическое качество, равное 13-14; при полетном весе 140 кГ это даст минимальную скорость снижения около 0,7-0,75 м/сек. Столь малая скорость снижения позволила этому планеру под управлением летчика Л. А. Юнгмейстера совершить парящий полет осенью 1923 г. продолжительностью более часа.
Развитию планеров весьма способствовало применение теории индуктивного сопротивления, из которой и вытекают приведенные выше формулы для аэродинамического качества и скорости снижения. К 1925-1927 гг. аэродинамическое качество планеров повысилось до 20-25, хотя скорость снижения уменьшилась сравнительно немного. Для современных планеров характерны размахи крыльев 16-18 м и даже более, значения F0,2 м2 и даже менее; при этих условиях аэродинамическое качество будет около 30-35. Однако при больших размахах крыльев значительно увеличивается вес планеров. При размахе 17 м полетный вес составляет около 350 кГ и скорость снижения будет около 0,55 м/сек.
===========
НА СВОБОДНОМ АЭРОСТАТЕ
П. Н. Нестеров готовился к тому, чтобы стать авиатором -- летать на самолетах, но путь к самолету шел через аэростат. Свободный -- сферический -- аэростат появился более чем на 100 лет раньше самолета. Правда, он долго не находил практического применения, если не считать спортивные и показательные и очень немногие научные полеты. Во время осады Парижа в 1870 г. аэростаты использовались для связи и для бегства из осажденного Парижа немногими лицами. Вся беда была в том, что свободный аэростат не имел своего, самостоятельного, движения, обладая лишь некоторой вертикальной скоростью. Проблема строительства управляемых аэростатов -- дирижаблей -была решена только немного раньше, чем проблема создания самолета. Обе они были решены в результате создания легкого двигателя внутреннего сгорания.
Военное воздухоплавание стало развиваться раньше, чем военная авиация, и соответственно раньше были созданы военные воздухоплавательные школы. Они должны были готовить специалистов по военным дирижаблям; подобная офицерская школа была и в Петербурге; в нее и поступил П. Н. Нестеров. Русское воздухоплавание развивалось плохо; дирижаблей было мало, эксплуатация их была трудна и аварии часты. В воздухоплавательной школе давали теоретическую подготовку, а полетная практика в основном осуществлялась на сферических аэростатах. П. Н. Нестеров пошел в воздухоплавательную школу потому, что через нее проходил путь в авиацию; полеты на аэростатах знакомили с условиями полета вообще; в школе были специалисты и по самолетам.
Следует указать, что в то время термин "воздухоплавание" относился и к самолетам. Так, замечательный труд Н. Е. Жуковского по аэродинамике, воздушным винтам и динамике полета носит название "Теоретические основы воздухоплавания". Аэростатам и дирижаблям в нем уделено небольшое место, но свойства их описаны очень обстоятельно.
На рис. 2 показана схема свободного аэростата объемом около 1400 м3, который применялся для спортивно-тренировочных целей. Он состоит из матерчатого прорезиненного баллона 1, покрытого сетью (на схеме она не показана) с ромбовидными ячейками, имеющими размер сторон около 1 м; сеть служит для передачи подъемной силы на корзину. Стропы 2 соединяют сеть с силовым кольцом 3, к которому подвешена корзина 4; в корзине размещается экипаж и снаряжение. В самой верхней части оболочки помещен тарельчатый клапан 5 для выпуска газа, который управляется шнуром, идущим в корзину; цилиндрический открытый снизу отросток 6 служит для выхода газа при его расширении во избежание разрыва оболочки. Аэростат снабжен разрывной лентой 7, при помощи которой оболочка распарывается для быстрого выпуска газа при посадке, и мешками с балластом (песком) 8 для облегчения аэростата при необходимости уменьшить скорость спуска или при переходе на подъем; длинный канат -- гайдроп -- 9 служит для уменьшения скорости приземления и для торможения горизонтального движения, вызываемого ветром.
Технические характеристики этого аэростата таковы: подъемная сила при наполнении оболочки водородом -- около 1400 кГ (на уровне земли), при наполнении оболочки светильным газом -- около 1000 кГ; веса: оболочка -- 240 кГ, сеть -- 40 кГ, кольцо -- 15 кГ, корзина -- 58 кГ, гайдроп -- 40 кГ, итого -- вес конструкции около 400 кГ, или 28,5% полного полетного веса при наполнении оболочки водородом. Вес снаряжения и приборов -- 16 кГ, вес полезной нагрузки при наполнении оболочки водородом -- около 1000 кГ, при наполнении оболочки светильным газом -- 580 кГ. В полезную нагрузку входит балласт, количество которого зависит от заданных высоты и времени полета. Балласт для аэростата является своеобразным двигателем и топливом; сбрасывая балласт, мы получаем соответствующую избыточную подъемную силу, которая совершает работу, поднимая аэростат вверх. Приняв вес экипажа и багажа равным 350-400 кГ, мы оставим для балласта 600-650 кГ.
Рис 2 Схема свободного аэростата объемом 1400 м3:
1 -- прорезиненный баллон; 2 -- стропы; 3 -- силовое кольцо; 4 -корзина, 5 -- клапан; 6 -- цилиндрический отросток; 7 -- разрывная лента; 8 -- мешки с балластом; 9 -- гайдроп.
Интересно, что весовая сводка для данного аэростата очень близка к таковой для четырехместного спортивного самолета с двигателем мощностью около 250 л. с.; конструкция такого самолета будет весить около 400 кГ, двигатель и топливо -- 500-600 кГ и полезная нагрузка -- 400 кГ.
Управление свободным аэростатом сравнительно несложное. Средствами управления являются клапан в куполе оболочки для выпуска порций газа с целью уменьшения подъемной силы и балластные мешки в корзине, служащие для облегчения аэростата. Таким образом, аэростат управляется только путем изменения разности между подъемной силой и весом: чтобы преобладала подъемная сила, нужно уменьшить вес, сбросив некоторое количество балласта; чтобы преобладал вес, нужно выпустить порцию газа, приоткрыв клапан на несколько секунд.
Сферический аэростат неустойчив в отношении высоты полета при нормальном состоянии тропосферы. Взлет происходит при некотором избытке подъемной силы. Если оболочка была не полностью занята газом (водородом или светильным газом), то по мере подъема подъемная сила остается неизменной, так как хотя плотность газа убывает, но его объем соответственно увеличивается. Когда же газ целиком заполнит оболочку, дальнейший подъем вызовет истечение газа из нижнего отверстия -- аппендикса, и подъемная сила станет уменьшаться.
На некоторой высоте наступит равновесие между подъемной силой и весом, но это равновесие неустойчиво. Если подъемная сила окажется мала, аэростат пойдет вниз и равновесие не восстановится, пока недостаток подъемной силы не будет компенсирован сбрасыванием балласта. Если балласта выброшено больше чем нужно, аэростат будет подниматься до остановки, за которой опять последует снижение. Потеря газа происходит вследствие пропускания газа оболочкой; причиной изменения подъемной силы может быть нагревание газа солнцем. В случае инверсии температуры, т. е. повышения ее с высотой, устойчивость аэростата улучшается.
Время полета аэростата зависит от запаса балласта и интенсивности его расходования. У неопытного пилота амплитуда изменений высоты будет большая и расход балласта повышенный; опытный пилот как бы предугадывает предстоящее движение и предотвращает нарушения высоты. С другой стороны, нужно уметь использовать атмосферные условия и, в первую очередь, направление ветра, которое может меняться с высотой. У дирижабля оболочка сохраняет постоянство объема в результате подкачки воздуха в специальный воздушный мешок -баллонет -- и поддержания некоторого избыточного давления. В этих условиях высота полета устойчива, но зато возможности изменения высоты ограничены.
Полет на свободном аэростате спокоен и приятен. Единственной опасностью в полете являются грозовые разряды, от которых может загореться газ или произойти разрыв оболочки. Трудности возникают в основном при посадке. Прежде всего, посадка может произойти в неудобном месте -- аэростат может сесть на лес, болото, в воду. Наличие запаса балласта позволяет в таких случаях подняться вновь и искать более удобного места для посадки. Если аэростат быстро снижается, а запас балласта мал, то посадка произойдет с ударом, для смягчения которого служит гайдроп, т. е. тяжелый канат, свисающий вниз и дающий эффект облегчения. Наиболее опасна посадка при сильном ветре и наличии в районе посадки деревьев, строений и, особенно, высоковольтных линий. Во время посадки при сильном ветре стараются возможно скорее выпустить газ на небольшой высоте, для чего служит специальное разрывное приспособление.
Воздухоплавательный спорт, который одно время был достаточно широко развит, теперь почти прекратил свое существование. Причин для этого много, но основная причина заключается в возросшей опасности столкновения с самолетами и в обилии высоковольтных линий. Как известно, в последние годы свободные аэростаты были усовершенствованы применением легких и непроницаемых для газа оболочек из пластмасс и применением автоматических устройств для обеспечения устойчивости полета. Еще раньше в Советском Союзе были разработаны герметические кабины, обеспечивающие полет на очень больших высотах.
П. Н. Нестеров совершил несколько полетов на свободном аэростате. Один из полетов был довольно длительный -- за 13 час было пройдено около 800 км.
НА УЧЕБНОМ САМОЛЕТЕ
Занимаясь в воздухоплавательной школе, П. Н. Нестеров стремился перейти к полетам на самолетах. Сначала он получил разрешение заниматься в авиационном отделе школы, а затем перешел окончательно в это отделение для обучения полетам.
В те годы для обучения полетам применялись два типа самолетов: двухместный биплан "Фарман-4" и одноместный моноплан "Блерио-XI". В период 1909-- 1912 гг. это были два самых популярных самолета. В соответствии с этим существовали и две методики обучения: школа Блерио и школа Фармана. В России применялась в основном методика Фармана. Остановимся подробнее на самолете "Фарман-4", на котором учился летать П. Н. Нестеров.
По своему внешнему виду "Фарман-4" очень напоминал уже описанные балансирные планеры, но он был больше по размеру, имел толкающую винтомоторную группу с ротативным двигателем "Гном" мощностью 50 л. с. и шасси с колесами и полозьями. На первый взгляд самолет казался весьма несуразным и неаэродинамичным. Из поверочного расчета этого самолета было получено его максимальное аэродинамическое качество, равное со 4,5; но это значение К соответствует большому значению Сy, а полеты выполнялись при качестве, равном 3,5-4,0.
Несмотря на свое аэродинамическое и конструктивное несовершенство, в 1910-- 1911 гг. самолет "Фарман-4" имел большое распространение и его конструкции подражали очень многие конструкторы в Германии, Англии, России и других странах. Конечно, увлечение самолетом "Фарман-4" было кратковременным, но широко распространенным. Этот самолет видели жители многих городов России при полетах С. И. Уточкина, М. Н. Ефимова и других, на "четверке" начинали свою летную деятельность первые русские военные летчики Л. М. Мациевич, Е. В. Руднев и многие другие.
Первый летательный аппарат, который пришлось увидеть автору в 1911 г., был "Фарман-4" под управлением С. И. Уточкина на московском беговом ипподроме. Летом 1917 г. автор, будучи учащимся средней школы, подружился с группой солдат -- учеников-летчиков московской авиашколы, которые обучались на самолете "Фарман-4" почти без всякого наблюдения со стороны инструкторов, сами обслуживали и ремонтировали этот летательный аппарат.
Самолет характеризуется рядом показателей. Подобно тому, как грузоподъемность корабля определяется его водоизмещением, грузоподъемность аэростата -- его газовым объемом, самолет, прежде всего, характеризуется максимальной величиной подъемной силы, обеспеченной энергетически. Каждый летательный аппарат, в котором используется энергетический принцип полета, расходует мощность своего двигателя и способен некоторое время, определяемое запасом топлива, развивать некоторую максимальную подъемную силу Ymax. He нужно смешивать рассматриваемую подъемную силу с ее предельной величиной, которая может быть получена при быстром увеличении угла атаки и величина которой ограничивается прочностью конструкции.
Следует указать, что для планера, не имеющего двигателя, тоже можно рассматривать длительно действующую подъемную силу, если исходить из определенной допустимой скорости снижения при выполнении спирального спуска. Тогда мы тоже будем иметь некоторую исходную мощность, равную произведению веса планера на скорость снижения.
Максимальная подъемная сила самолета равна максимальной величине произведения силы тяги на аэродинамическое качество (РK)mах. Определение РК осложняется тем, что сила тяги зависит от скорости V, а аэродинамическое качество -- от угла атаки, который в свою очередь будет определяться как скоростью, так и величиной Y. Подставив соответствующие выражения для Р и V
и приняв аналитическое выражение для поляры
мы можем определить Y и затем отыскать его максимальное выражение.
Однако часть работы мы уже проделали при нахождении скорости снижения для планера. Умножая скорость снижения на вес, получим мощность, которая потребовалась бы для горизонтального полета. Подставляя вес, равный максимальной подъемной силе, мы получим максимальную полезную мощность:
Это выражение можно несколько видоизменить, подставив Kmах0,785l/F1/2:
Учитывая, что режим полета будет несколько отличаться от наивыгоднейшего, что на пониженной скорости и коэффициент полезного действия будет уменьшен, а при винте фиксированного шага снизятся обороты двигателя и несколько упадет мощность, в итоге получим:
Из этих выражений можно сделать очень важные выводы о свойствах самолетов: при данной величине вредной площади F подъемная сила, которую может развивать самолет, зависит в наибольшей -- первой -- степени от величины размаха крыльев; от мощности двигателей она зависит слабее -- в степени 2/3; увеличение вредной площади влияет на подъемную силу очень слабо -- в степени 1/6. Так, например, при увеличении F в два раза подъемная сила окажется уменьшенной только на 12%.
Если рассматривать самолеты, подобные по форме, то подъемная сила будет определяться произведением мощности на размах крыльев. При поднятии на высоту подъемная сила будет убывать пропорционально корню кубичному из изменения плотности воздуха и, кроме того, соответственно изменению мощности двигателей с высотой в степени 2/3. Зная величины максимальной подъемной силы на разных высотах, мы легко можем определить высоты потолков при различных полетных весах.
Полет на самолете будет надежен только при наличии возможности маневрирования. Иными словами, полетный вес должен быть существенно меньше, чем величина максимальной подъемной силы. Изучение характеристик самолетов показало, что при полете на малой высоте вес самолета не должен превосходить 60-65% максимальной подъемной силы, однако, даже у маломаневренных самолетов вес, как правило, не превышает 50-55% максимальной подъемной силы на малой высоте. В дальнейшем при рассмотрении характеристик летательных аппаратов мы будем прежде всего определять максимальную подъемную силу, пользуясь приведенными приближенными формулами, или производить более точный расчет с помощью метода, который будет изложен далее.
Рис. 3. Схема учебного самолета "Фарман-4" (1909 г) с ротативным двигателем "Гном" мощностью 50 л. с. Размах крыльев 10,5 м; площадь крыльев 42 м2; вес пустого самолета около 350 кГ; полетный вес с одним летчиком 500 кГ.
Перейдем к рассмотрению характеристик и свойств самолета "Фарман-4". Как видно из схемы, приведенной на рис. 3, это биплан с прямоугольными крыльями, многочисленными стойками и растяжками. Двигатель толкающий, т. е. расположенный позади крыльев и позади центра тяжести. Хвостовое оперение тоже бипланное и соединено с коробкой крыльев деревянной фермой с проволочными растяжками. На хвостовом оперении находятся задний руль высоты и два руля направления. Спереди на небольшой ферме установлен передний руль высоты. Оба руля -- задний и передний -- отклоняются одновременно, но, естественно, в разные стороны. Интересно, что у ранних вариантов самолета был только передний руль, затем был добавлен и задний, а еще позже передний руль вместе с фермой был убран. Элероны имеются на обоих крыльях, но управление ими сделано упрощенное и они могут отклоняться только вниз.
В центральной части самолета установлена грузовая рама в виде двух брусков, соединенных поперечинами. В задней части рамы установлен двигатель, а в передней -- два сиденья, ручка управления и ножная педаль; ручка помещена не в центре, как обычно, а справа. Летчик и пассажир сидят совершенно открыто в воздушном потоке. Управление двигателем производится при помощи крана подачи бензина и "контакта" -- включателя зажигания.
Ротативный двигатель "Гном" имел очень широкое распространение в период 1909-- 1914 гг. Его устройство интересно тем, что коленчатый вал закреплен, а цилиндры, расположенные звездообразно, вращаются вместе с картером. Винт прикрепляется к картеру. Устройство двигателя очень просто, вес его небольшой: двигатель мощностью 50 л. с. весил 76 кГ. Экономичность двигателя была низкая и надежность его невысокая, однако, при умелом уходе он работал достаточно надежно. П. Н. Нестерову пришлось летать только на самолетах с ротативными двигателями и даже совершать на них довольно длительные перелеты.
Учитывая бипланную схему, мы можем получить эквивалентный размах
Величину F можно найти по известной нам максимальной скорости самолета, равной 65 км/час, или 18 м/сек; приравнивая выражения для тяги 75Nh/V и сил сопротивления, мы получим значение F:
для h0,75 и G500 кГ получим F4,5-5 м2.
Теперь найдем максимальное аэродинамическое качество Kmах0,78lэ/F1/24,2 и скорость полета на максимальном качестве
или 47 км/час.
Важно посмотреть, какому значению Cу это соответствует. Значение Cу равно удельной нагрузке на крыло, деленной на скоростной напор:
Интересно, что в это выражение не входит размах крыльев. Для самолета "Фарман-4" мы получим Cун1,1; это довольно большое значение Cу, близкое к предельному; для полета на минимальной мощности мы получили бы Cуэ1.73Cун1,9 -- 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 h0,7 и N47 л. с.; тогда получим:
При полетном весе, равном 500 кГ, запас подъемной силы будет равен nуYн/G1,4-1,45. 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 ny1,25. 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 Ymах760 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 Су1,3. 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 hкV2/2g и получим энергетическую высоту hэh+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 V18 м/сек, hк16,6 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.
Развитию планеров весьма способствовало применение теории индуктивного сопротивления, из которой и вытекают приведенные выше формулы для аэродинамического качества и скорости снижения. К 1925-1927 гг. аэродинамическое качество планеров повысилось до 20-25, хотя скорость снижения уменьшилась сравнительно немного. Для современных планеров характерны размахи крыльев 16-18 м и даже более, значения F0,2 м2 и даже менее; при этих условиях аэродинамическое качество будет около 30-35. Однако при больших размахах крыльев значительно увеличивается вес планеров. При размахе 17 м полетный вес составляет около 350 кГ и скорость снижения будет около 0,55 м/сек.
===========
НА СВОБОДНОМ АЭРОСТАТЕ
П. Н. Нестеров готовился к тому, чтобы стать авиатором -- летать на самолетах, но путь к самолету шел через аэростат. Свободный -- сферический -- аэростат появился более чем на 100 лет раньше самолета. Правда, он долго не находил практического применения, если не считать спортивные и показательные и очень немногие научные полеты. Во время осады Парижа в 1870 г. аэростаты использовались для связи и для бегства из осажденного Парижа немногими лицами. Вся беда была в том, что свободный аэростат не имел своего, самостоятельного, движения, обладая лишь некоторой вертикальной скоростью. Проблема строительства управляемых аэростатов -- дирижаблей -была решена только немного раньше, чем проблема создания самолета. Обе они были решены в результате создания легкого двигателя внутреннего сгорания.
Военное воздухоплавание стало развиваться раньше, чем военная авиация, и соответственно раньше были созданы военные воздухоплавательные школы. Они должны были готовить специалистов по военным дирижаблям; подобная офицерская школа была и в Петербурге; в нее и поступил П. Н. Нестеров. Русское воздухоплавание развивалось плохо; дирижаблей было мало, эксплуатация их была трудна и аварии часты. В воздухоплавательной школе давали теоретическую подготовку, а полетная практика в основном осуществлялась на сферических аэростатах. П. Н. Нестеров пошел в воздухоплавательную школу потому, что через нее проходил путь в авиацию; полеты на аэростатах знакомили с условиями полета вообще; в школе были специалисты и по самолетам.
Следует указать, что в то время термин "воздухоплавание" относился и к самолетам. Так, замечательный труд Н. Е. Жуковского по аэродинамике, воздушным винтам и динамике полета носит название "Теоретические основы воздухоплавания". Аэростатам и дирижаблям в нем уделено небольшое место, но свойства их описаны очень обстоятельно.
На рис. 2 показана схема свободного аэростата объемом около 1400 м3, который применялся для спортивно-тренировочных целей. Он состоит из матерчатого прорезиненного баллона 1, покрытого сетью (на схеме она не показана) с ромбовидными ячейками, имеющими размер сторон около 1 м; сеть служит для передачи подъемной силы на корзину. Стропы 2 соединяют сеть с силовым кольцом 3, к которому подвешена корзина 4; в корзине размещается экипаж и снаряжение. В самой верхней части оболочки помещен тарельчатый клапан 5 для выпуска газа, который управляется шнуром, идущим в корзину; цилиндрический открытый снизу отросток 6 служит для выхода газа при его расширении во избежание разрыва оболочки. Аэростат снабжен разрывной лентой 7, при помощи которой оболочка распарывается для быстрого выпуска газа при посадке, и мешками с балластом (песком) 8 для облегчения аэростата при необходимости уменьшить скорость спуска или при переходе на подъем; длинный канат -- гайдроп -- 9 служит для уменьшения скорости приземления и для торможения горизонтального движения, вызываемого ветром.
Технические характеристики этого аэростата таковы: подъемная сила при наполнении оболочки водородом -- около 1400 кГ (на уровне земли), при наполнении оболочки светильным газом -- около 1000 кГ; веса: оболочка -- 240 кГ, сеть -- 40 кГ, кольцо -- 15 кГ, корзина -- 58 кГ, гайдроп -- 40 кГ, итого -- вес конструкции около 400 кГ, или 28,5% полного полетного веса при наполнении оболочки водородом. Вес снаряжения и приборов -- 16 кГ, вес полезной нагрузки при наполнении оболочки водородом -- около 1000 кГ, при наполнении оболочки светильным газом -- 580 кГ. В полезную нагрузку входит балласт, количество которого зависит от заданных высоты и времени полета. Балласт для аэростата является своеобразным двигателем и топливом; сбрасывая балласт, мы получаем соответствующую избыточную подъемную силу, которая совершает работу, поднимая аэростат вверх. Приняв вес экипажа и багажа равным 350-400 кГ, мы оставим для балласта 600-650 кГ.
Рис 2 Схема свободного аэростата объемом 1400 м3:
1 -- прорезиненный баллон; 2 -- стропы; 3 -- силовое кольцо; 4 -корзина, 5 -- клапан; 6 -- цилиндрический отросток; 7 -- разрывная лента; 8 -- мешки с балластом; 9 -- гайдроп.
Интересно, что весовая сводка для данного аэростата очень близка к таковой для четырехместного спортивного самолета с двигателем мощностью около 250 л. с.; конструкция такого самолета будет весить около 400 кГ, двигатель и топливо -- 500-600 кГ и полезная нагрузка -- 400 кГ.
Управление свободным аэростатом сравнительно несложное. Средствами управления являются клапан в куполе оболочки для выпуска порций газа с целью уменьшения подъемной силы и балластные мешки в корзине, служащие для облегчения аэростата. Таким образом, аэростат управляется только путем изменения разности между подъемной силой и весом: чтобы преобладала подъемная сила, нужно уменьшить вес, сбросив некоторое количество балласта; чтобы преобладал вес, нужно выпустить порцию газа, приоткрыв клапан на несколько секунд.
Сферический аэростат неустойчив в отношении высоты полета при нормальном состоянии тропосферы. Взлет происходит при некотором избытке подъемной силы. Если оболочка была не полностью занята газом (водородом или светильным газом), то по мере подъема подъемная сила остается неизменной, так как хотя плотность газа убывает, но его объем соответственно увеличивается. Когда же газ целиком заполнит оболочку, дальнейший подъем вызовет истечение газа из нижнего отверстия -- аппендикса, и подъемная сила станет уменьшаться.
На некоторой высоте наступит равновесие между подъемной силой и весом, но это равновесие неустойчиво. Если подъемная сила окажется мала, аэростат пойдет вниз и равновесие не восстановится, пока недостаток подъемной силы не будет компенсирован сбрасыванием балласта. Если балласта выброшено больше чем нужно, аэростат будет подниматься до остановки, за которой опять последует снижение. Потеря газа происходит вследствие пропускания газа оболочкой; причиной изменения подъемной силы может быть нагревание газа солнцем. В случае инверсии температуры, т. е. повышения ее с высотой, устойчивость аэростата улучшается.
Время полета аэростата зависит от запаса балласта и интенсивности его расходования. У неопытного пилота амплитуда изменений высоты будет большая и расход балласта повышенный; опытный пилот как бы предугадывает предстоящее движение и предотвращает нарушения высоты. С другой стороны, нужно уметь использовать атмосферные условия и, в первую очередь, направление ветра, которое может меняться с высотой. У дирижабля оболочка сохраняет постоянство объема в результате подкачки воздуха в специальный воздушный мешок -баллонет -- и поддержания некоторого избыточного давления. В этих условиях высота полета устойчива, но зато возможности изменения высоты ограничены.
Полет на свободном аэростате спокоен и приятен. Единственной опасностью в полете являются грозовые разряды, от которых может загореться газ или произойти разрыв оболочки. Трудности возникают в основном при посадке. Прежде всего, посадка может произойти в неудобном месте -- аэростат может сесть на лес, болото, в воду. Наличие запаса балласта позволяет в таких случаях подняться вновь и искать более удобного места для посадки. Если аэростат быстро снижается, а запас балласта мал, то посадка произойдет с ударом, для смягчения которого служит гайдроп, т. е. тяжелый канат, свисающий вниз и дающий эффект облегчения. Наиболее опасна посадка при сильном ветре и наличии в районе посадки деревьев, строений и, особенно, высоковольтных линий. Во время посадки при сильном ветре стараются возможно скорее выпустить газ на небольшой высоте, для чего служит специальное разрывное приспособление.
Воздухоплавательный спорт, который одно время был достаточно широко развит, теперь почти прекратил свое существование. Причин для этого много, но основная причина заключается в возросшей опасности столкновения с самолетами и в обилии высоковольтных линий. Как известно, в последние годы свободные аэростаты были усовершенствованы применением легких и непроницаемых для газа оболочек из пластмасс и применением автоматических устройств для обеспечения устойчивости полета. Еще раньше в Советском Союзе были разработаны герметические кабины, обеспечивающие полет на очень больших высотах.
П. Н. Нестеров совершил несколько полетов на свободном аэростате. Один из полетов был довольно длительный -- за 13 час было пройдено около 800 км.
НА УЧЕБНОМ САМОЛЕТЕ
Занимаясь в воздухоплавательной школе, П. Н. Нестеров стремился перейти к полетам на самолетах. Сначала он получил разрешение заниматься в авиационном отделе школы, а затем перешел окончательно в это отделение для обучения полетам.
В те годы для обучения полетам применялись два типа самолетов: двухместный биплан "Фарман-4" и одноместный моноплан "Блерио-XI". В период 1909-- 1912 гг. это были два самых популярных самолета. В соответствии с этим существовали и две методики обучения: школа Блерио и школа Фармана. В России применялась в основном методика Фармана. Остановимся подробнее на самолете "Фарман-4", на котором учился летать П. Н. Нестеров.
По своему внешнему виду "Фарман-4" очень напоминал уже описанные балансирные планеры, но он был больше по размеру, имел толкающую винтомоторную группу с ротативным двигателем "Гном" мощностью 50 л. с. и шасси с колесами и полозьями. На первый взгляд самолет казался весьма несуразным и неаэродинамичным. Из поверочного расчета этого самолета было получено его максимальное аэродинамическое качество, равное со 4,5; но это значение К соответствует большому значению Сy, а полеты выполнялись при качестве, равном 3,5-4,0.
Несмотря на свое аэродинамическое и конструктивное несовершенство, в 1910-- 1911 гг. самолет "Фарман-4" имел большое распространение и его конструкции подражали очень многие конструкторы в Германии, Англии, России и других странах. Конечно, увлечение самолетом "Фарман-4" было кратковременным, но широко распространенным. Этот самолет видели жители многих городов России при полетах С. И. Уточкина, М. Н. Ефимова и других, на "четверке" начинали свою летную деятельность первые русские военные летчики Л. М. Мациевич, Е. В. Руднев и многие другие.
Первый летательный аппарат, который пришлось увидеть автору в 1911 г., был "Фарман-4" под управлением С. И. Уточкина на московском беговом ипподроме. Летом 1917 г. автор, будучи учащимся средней школы, подружился с группой солдат -- учеников-летчиков московской авиашколы, которые обучались на самолете "Фарман-4" почти без всякого наблюдения со стороны инструкторов, сами обслуживали и ремонтировали этот летательный аппарат.
Самолет характеризуется рядом показателей. Подобно тому, как грузоподъемность корабля определяется его водоизмещением, грузоподъемность аэростата -- его газовым объемом, самолет, прежде всего, характеризуется максимальной величиной подъемной силы, обеспеченной энергетически. Каждый летательный аппарат, в котором используется энергетический принцип полета, расходует мощность своего двигателя и способен некоторое время, определяемое запасом топлива, развивать некоторую максимальную подъемную силу Ymax. He нужно смешивать рассматриваемую подъемную силу с ее предельной величиной, которая может быть получена при быстром увеличении угла атаки и величина которой ограничивается прочностью конструкции.
Следует указать, что для планера, не имеющего двигателя, тоже можно рассматривать длительно действующую подъемную силу, если исходить из определенной допустимой скорости снижения при выполнении спирального спуска. Тогда мы тоже будем иметь некоторую исходную мощность, равную произведению веса планера на скорость снижения.
Максимальная подъемная сила самолета равна максимальной величине произведения силы тяги на аэродинамическое качество (РK)mах. Определение РК осложняется тем, что сила тяги зависит от скорости V, а аэродинамическое качество -- от угла атаки, который в свою очередь будет определяться как скоростью, так и величиной Y. Подставив соответствующие выражения для Р и V
и приняв аналитическое выражение для поляры
мы можем определить Y и затем отыскать его максимальное выражение.
Однако часть работы мы уже проделали при нахождении скорости снижения для планера. Умножая скорость снижения на вес, получим мощность, которая потребовалась бы для горизонтального полета. Подставляя вес, равный максимальной подъемной силе, мы получим максимальную полезную мощность:
Это выражение можно несколько видоизменить, подставив Kmах0,785l/F1/2:
Учитывая, что режим полета будет несколько отличаться от наивыгоднейшего, что на пониженной скорости и коэффициент полезного действия будет уменьшен, а при винте фиксированного шага снизятся обороты двигателя и несколько упадет мощность, в итоге получим:
Из этих выражений можно сделать очень важные выводы о свойствах самолетов: при данной величине вредной площади F подъемная сила, которую может развивать самолет, зависит в наибольшей -- первой -- степени от величины размаха крыльев; от мощности двигателей она зависит слабее -- в степени 2/3; увеличение вредной площади влияет на подъемную силу очень слабо -- в степени 1/6. Так, например, при увеличении F в два раза подъемная сила окажется уменьшенной только на 12%.
Если рассматривать самолеты, подобные по форме, то подъемная сила будет определяться произведением мощности на размах крыльев. При поднятии на высоту подъемная сила будет убывать пропорционально корню кубичному из изменения плотности воздуха и, кроме того, соответственно изменению мощности двигателей с высотой в степени 2/3. Зная величины максимальной подъемной силы на разных высотах, мы легко можем определить высоты потолков при различных полетных весах.
Полет на самолете будет надежен только при наличии возможности маневрирования. Иными словами, полетный вес должен быть существенно меньше, чем величина максимальной подъемной силы. Изучение характеристик самолетов показало, что при полете на малой высоте вес самолета не должен превосходить 60-65% максимальной подъемной силы, однако, даже у маломаневренных самолетов вес, как правило, не превышает 50-55% максимальной подъемной силы на малой высоте. В дальнейшем при рассмотрении характеристик летательных аппаратов мы будем прежде всего определять максимальную подъемную силу, пользуясь приведенными приближенными формулами, или производить более точный расчет с помощью метода, который будет изложен далее.
Рис. 3. Схема учебного самолета "Фарман-4" (1909 г) с ротативным двигателем "Гном" мощностью 50 л. с. Размах крыльев 10,5 м; площадь крыльев 42 м2; вес пустого самолета около 350 кГ; полетный вес с одним летчиком 500 кГ.
Перейдем к рассмотрению характеристик и свойств самолета "Фарман-4". Как видно из схемы, приведенной на рис. 3, это биплан с прямоугольными крыльями, многочисленными стойками и растяжками. Двигатель толкающий, т. е. расположенный позади крыльев и позади центра тяжести. Хвостовое оперение тоже бипланное и соединено с коробкой крыльев деревянной фермой с проволочными растяжками. На хвостовом оперении находятся задний руль высоты и два руля направления. Спереди на небольшой ферме установлен передний руль высоты. Оба руля -- задний и передний -- отклоняются одновременно, но, естественно, в разные стороны. Интересно, что у ранних вариантов самолета был только передний руль, затем был добавлен и задний, а еще позже передний руль вместе с фермой был убран. Элероны имеются на обоих крыльях, но управление ими сделано упрощенное и они могут отклоняться только вниз.
В центральной части самолета установлена грузовая рама в виде двух брусков, соединенных поперечинами. В задней части рамы установлен двигатель, а в передней -- два сиденья, ручка управления и ножная педаль; ручка помещена не в центре, как обычно, а справа. Летчик и пассажир сидят совершенно открыто в воздушном потоке. Управление двигателем производится при помощи крана подачи бензина и "контакта" -- включателя зажигания.
Ротативный двигатель "Гном" имел очень широкое распространение в период 1909-- 1914 гг. Его устройство интересно тем, что коленчатый вал закреплен, а цилиндры, расположенные звездообразно, вращаются вместе с картером. Винт прикрепляется к картеру. Устройство двигателя очень просто, вес его небольшой: двигатель мощностью 50 л. с. весил 76 кГ. Экономичность двигателя была низкая и надежность его невысокая, однако, при умелом уходе он работал достаточно надежно. П. Н. Нестерову пришлось летать только на самолетах с ротативными двигателями и даже совершать на них довольно длительные перелеты.
Учитывая бипланную схему, мы можем получить эквивалентный размах
Величину F можно найти по известной нам максимальной скорости самолета, равной 65 км/час, или 18 м/сек; приравнивая выражения для тяги 75Nh/V и сил сопротивления, мы получим значение F:
для h0,75 и G500 кГ получим F4,5-5 м2.
Теперь найдем максимальное аэродинамическое качество Kmах0,78lэ/F1/24,2 и скорость полета на максимальном качестве
или 47 км/час.
Важно посмотреть, какому значению Cу это соответствует. Значение Cу равно удельной нагрузке на крыло, деленной на скоростной напор:
Интересно, что в это выражение не входит размах крыльев. Для самолета "Фарман-4" мы получим Cун1,1; это довольно большое значение Cу, близкое к предельному; для полета на минимальной мощности мы получили бы Cуэ1.73Cун1,9 -- 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 h0,7 и N47 л. с.; тогда получим:
При полетном весе, равном 500 кГ, запас подъемной силы будет равен nуYн/G1,4-1,45. 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 ny1,25. 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 Ymах760 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 Су1,3. 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 hкV2/2g и получим энергетическую высоту hэh+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 V18 м/сек, hк16,6 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.