Страница:
Расположение оружия для стрельбы вперед (примерно по линии полета) определяло маневр захода "в хвост" противнику. Аналогично действовал и противник. Воздушный бой принимал типичную схему кружения, или "карусели". Подобная карусель является элементом боя, который в действительности может усложняться и другими движениями, особенно, если противников много, и превращаться в своеобразную "собачью свалку", при которой фактор организации и поддержки товарищей играет очень большую роль.
Мы не имеем намерения вникать в тактику сложных воздушных боев. Совершенствование истребителей определялось элементами воздушного боя, для успешного ведения которого требовались: преимущество в скорости на стадиях сближения и ухода, преимущество в маневрировании, наличие хорошего обзора, мощность вооружения, живучесть конструкции самолета и двигателя. Впоследствии значительное внимание уделялось бронированию летчика, защите топливных баков и других жизненно важных агрегатов.
В данной работе поставлена задача -- рассмотреть вопросы, связанные с маневренностью. Этот комплекс вопросов вовсе не узок; стремление к повышению маневренности определяет очень многое в конструкции самолета, а также в выборе двигателя, запаса топлива, вооружения, оборудования и т. п.
Борьба за преимущество в маневренности была ярко выражена в период первой мировой войны и продолжалась в период между двумя мировыми войнами. Когда говорили о маневренных свойствах истребителей, то понимали под этим горизонтальный маневр, т. е. радиус и время совершения круга. К началу второй мировой войны с ростом скорости полета роль горизонтального маневра стала падать, а пришедший ему на смену вертикальный маневр поставил перед конструкторами иные требования, и истребители, маневренные в горизонтальной плоскости, сошли со сцены. Разделение истребителей на скоростные и маневренные утратило прежний смысл.
Пройдут столетия, окончательно уйдут в прошлое войны между народами. При изучении истории войн, может быть, возникнет мысль об аналогии между воздушным боем самолетов и единоборством богатырей и рыцарей. Для этого, безусловно, есть основания. В единоборстве богатырей и рыцарей обычно преследовалась цель не убить противника, а лишить его возможности дальнейшего сопротивления. Так, рыцарь, сброшенный с коня, был совершенно беспомощен. В воздушном бою основная задача -- сбить самолет, уничтожить его как боевую силу. Однако, когда сбивают самолет, может погибнуть и его экипаж.
В период первой мировой войны вероятность гибели летчика-истребителя была особенно велика. Во-первых, вес летчика составлял в то время 12-16% веса самолета; во-вторых, парашютов еще не было. Достаточно было повредить ответственный силовой элемент или орган управления, чтобы самолет был сбит и возможность его посадки была исключена. У летчика оставалась единственная надежда на "удачный" удар о землю, при котором он не будет убит. Если учесть, что самолеты были довольно легкие, некоторая вероятность остаться живым при падении с большой высоты была.
Парашюты для опасения летчиков стали применяться только с 1926-- 1928 гг. Истребители периода второй мировой войны имели вес 3000-3500 кГ и доля веса пилота снизилась до 2-2,5%; кроме того, пилот был прикрыт бронеспинкой сзади и бронестеклом спереди. В случае необходимости летчик мог, сбросив крышку фонаря, относительно легко покинуть самолет и спуститься на парашюте. Вероятность гибели летчика в случае, когда сбивали самолет, стала меньше.
С появлением и развитием реактивных самолетов-истребителей доля веса летчика снизилась еще больше и дошла до одного процента и даже менее того. Интересно, что полетный вес одноместных реактивных истребителей 1950-- 1955 гг. стал даже выше, чем вес многоместного тяжелого бомбардировщика "Илья Муромец" 1914-- 1918 гг. Однако возможности для спасения летчика ухудшились в связи с трудностью покидания самолета на большой скорости. Тогда были разработаны катапультные кресла, при помощи которых летчик буквально выстреливался из самолета. Эти выстреливания подвергают летчика таким нагрузкам, которые ранее были бы признаны как весьма опасные для жизни. Но, если условия полета все усложняются -- в связи с ростом высоты и скорости, -- то средства спасения соответственно совершенствуются. ХАРАКТЕРИСТИКИ МАНЕВРЕННОСТИ
Если мы хотим рассмотреть, как совершенствовались маневренные характеристики самолетов, то необходимо начать с частных показателей маневренности. Можно судить о маневренности по минимальной кривизне траектории 1/r, которую может описать самолет; однако, в полете измерить радиус r довольно трудно. Более удобным критерием является время совершения полного круга t или угловая скорость, достигаемая при длительном развороте, wV/r.
Характеристики маневрирования можно рассматривать с двух позиций.
Первая из них основана на том, что маневрирующие самолеты занимаются взаимным преследованием, стараясь зайти друг другу "в хвост" для выполнения стрельбы из оружия, установленного примерно по линии полета. Этот вид стрельбы обладает очень высокой прицельностью. В указанном, очень характерном, виде маневрирования оба самолета движутся по примерно одинаковым траекториям с приблизительно одинаковыми скоростями и перегрузками. Однако некоторые различия в их движении есть, и мы их далее рассмотрим.
Вторая позиция основана на рассмотрении характеристик маневрирования в связи со способностью самолета проявить инициативу для начала боя и для выхода из него. Так, возможен случай, когда самолет может успешно вести маневрирование при взаимном преследовании, но не может прекратить боя, так как при попытке это сделать он будет атакован противником. И, наоборот, самолет может обладать такими свойствами, которые дают ему возможность атаковать противника, но делают его менее маневренным в условиях взаимного преследования.
Маневрирование самолета связано с искривлением траектории его движения в вертикальной и горизонтальной плоскостях, а это требует изменения подъемной силы, и в основном ее увеличения. Изменение подъемной силы оценивается коэффициентом перегрузки nyY/G. По известным значениям коэффициента перегрузки ny, скорости полета V, высоты h, угла наклона траектории q и угла крена g можно найти радиусы кривизны траектории. Так, в случае виража с утлом крена g мы получим значения радиуса и угловой скорости:
Для характеристики скорости полета и возможности создания перегрузки удобно принять кинетическую высоту hкV2/2g, тогда аэродинамическое условие создания перегрузки можно представить в виде
Складывая hк с высотой h, получим высоту уровня энергии hэh+hк. Высота полета определяется геометрическими характеристиками траектории; величина hэ определяется приходом энергии от двигательной группы и ее расходом на преодоление сил сопротивления. Важнейшим уравнением полета является характеристика изменения энергии по пути, т. е. производная уровня энергии по пути:
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.
Мы не имеем намерения вникать в тактику сложных воздушных боев. Совершенствование истребителей определялось элементами воздушного боя, для успешного ведения которого требовались: преимущество в скорости на стадиях сближения и ухода, преимущество в маневрировании, наличие хорошего обзора, мощность вооружения, живучесть конструкции самолета и двигателя. Впоследствии значительное внимание уделялось бронированию летчика, защите топливных баков и других жизненно важных агрегатов.
В данной работе поставлена задача -- рассмотреть вопросы, связанные с маневренностью. Этот комплекс вопросов вовсе не узок; стремление к повышению маневренности определяет очень многое в конструкции самолета, а также в выборе двигателя, запаса топлива, вооружения, оборудования и т. п.
Борьба за преимущество в маневренности была ярко выражена в период первой мировой войны и продолжалась в период между двумя мировыми войнами. Когда говорили о маневренных свойствах истребителей, то понимали под этим горизонтальный маневр, т. е. радиус и время совершения круга. К началу второй мировой войны с ростом скорости полета роль горизонтального маневра стала падать, а пришедший ему на смену вертикальный маневр поставил перед конструкторами иные требования, и истребители, маневренные в горизонтальной плоскости, сошли со сцены. Разделение истребителей на скоростные и маневренные утратило прежний смысл.
Пройдут столетия, окончательно уйдут в прошлое войны между народами. При изучении истории войн, может быть, возникнет мысль об аналогии между воздушным боем самолетов и единоборством богатырей и рыцарей. Для этого, безусловно, есть основания. В единоборстве богатырей и рыцарей обычно преследовалась цель не убить противника, а лишить его возможности дальнейшего сопротивления. Так, рыцарь, сброшенный с коня, был совершенно беспомощен. В воздушном бою основная задача -- сбить самолет, уничтожить его как боевую силу. Однако, когда сбивают самолет, может погибнуть и его экипаж.
В период первой мировой войны вероятность гибели летчика-истребителя была особенно велика. Во-первых, вес летчика составлял в то время 12-16% веса самолета; во-вторых, парашютов еще не было. Достаточно было повредить ответственный силовой элемент или орган управления, чтобы самолет был сбит и возможность его посадки была исключена. У летчика оставалась единственная надежда на "удачный" удар о землю, при котором он не будет убит. Если учесть, что самолеты были довольно легкие, некоторая вероятность остаться живым при падении с большой высоты была.
Парашюты для опасения летчиков стали применяться только с 1926-- 1928 гг. Истребители периода второй мировой войны имели вес 3000-3500 кГ и доля веса пилота снизилась до 2-2,5%; кроме того, пилот был прикрыт бронеспинкой сзади и бронестеклом спереди. В случае необходимости летчик мог, сбросив крышку фонаря, относительно легко покинуть самолет и спуститься на парашюте. Вероятность гибели летчика в случае, когда сбивали самолет, стала меньше.
С появлением и развитием реактивных самолетов-истребителей доля веса летчика снизилась еще больше и дошла до одного процента и даже менее того. Интересно, что полетный вес одноместных реактивных истребителей 1950-- 1955 гг. стал даже выше, чем вес многоместного тяжелого бомбардировщика "Илья Муромец" 1914-- 1918 гг. Однако возможности для спасения летчика ухудшились в связи с трудностью покидания самолета на большой скорости. Тогда были разработаны катапультные кресла, при помощи которых летчик буквально выстреливался из самолета. Эти выстреливания подвергают летчика таким нагрузкам, которые ранее были бы признаны как весьма опасные для жизни. Но, если условия полета все усложняются -- в связи с ростом высоты и скорости, -- то средства спасения соответственно совершенствуются. ХАРАКТЕРИСТИКИ МАНЕВРЕННОСТИ
Если мы хотим рассмотреть, как совершенствовались маневренные характеристики самолетов, то необходимо начать с частных показателей маневренности. Можно судить о маневренности по минимальной кривизне траектории 1/r, которую может описать самолет; однако, в полете измерить радиус r довольно трудно. Более удобным критерием является время совершения полного круга t или угловая скорость, достигаемая при длительном развороте, wV/r.
Характеристики маневрирования можно рассматривать с двух позиций.
Первая из них основана на том, что маневрирующие самолеты занимаются взаимным преследованием, стараясь зайти друг другу "в хвост" для выполнения стрельбы из оружия, установленного примерно по линии полета. Этот вид стрельбы обладает очень высокой прицельностью. В указанном, очень характерном, виде маневрирования оба самолета движутся по примерно одинаковым траекториям с приблизительно одинаковыми скоростями и перегрузками. Однако некоторые различия в их движении есть, и мы их далее рассмотрим.
Вторая позиция основана на рассмотрении характеристик маневрирования в связи со способностью самолета проявить инициативу для начала боя и для выхода из него. Так, возможен случай, когда самолет может успешно вести маневрирование при взаимном преследовании, но не может прекратить боя, так как при попытке это сделать он будет атакован противником. И, наоборот, самолет может обладать такими свойствами, которые дают ему возможность атаковать противника, но делают его менее маневренным в условиях взаимного преследования.
Маневрирование самолета связано с искривлением траектории его движения в вертикальной и горизонтальной плоскостях, а это требует изменения подъемной силы, и в основном ее увеличения. Изменение подъемной силы оценивается коэффициентом перегрузки nyY/G. По известным значениям коэффициента перегрузки ny, скорости полета V, высоты h, угла наклона траектории q и угла крена g можно найти радиусы кривизны траектории. Так, в случае виража с утлом крена g мы получим значения радиуса и угловой скорости:
Для характеристики скорости полета и возможности создания перегрузки удобно принять кинетическую высоту hкV2/2g, тогда аэродинамическое условие создания перегрузки можно представить в виде
Складывая hк с высотой h, получим высоту уровня энергии hэh+hк. Высота полета определяется геометрическими характеристиками траектории; величина hэ определяется приходом энергии от двигательной группы и ее расходом на преодоление сил сопротивления. Важнейшим уравнением полета является характеристика изменения энергии по пути, т. е. производная уровня энергии по пути:
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.