Владимир Пышнов - Из истории летательных аппаратов
Рис. 1. Относительное изменение грузоподъемности самолета при изменении его размеров для разных законов зависимости веса конструкции от размеров самолета.
В этом случае максимальная полезная нагрузка будет при n1,67, а при n2,5 полезная нагрузка становится равной нулю вследствие резкого возрастания веса конструкции.
Кривая 2 относится к случаю, когда вес конструкции пропорционален n в степени 8/3, т. е. немного ниже кубичной. Как видно, полезная нагрузка самолета в этом случае значительно возросла и имеет максимум при n2,5.
Кривая 3 была построена при весе конструкции, пропорциональном n в степени 5/2, и это дало увеличение полезной нагрузки в 5,5 раза по сравнению с исходным значением.
Наконец, кривая 4 построена при условии, что вес конструкции меняется тоже пропорционально n5/2, но, кроме того, с ростом n запас мощности понижается так, что вес двигателей будет пропорционален n в степени 5/3. В этом случае максимальная полезная нагрузка оказалась увеличенной более чем в 10 раз по сравнению с исходной при n1. Вес самолета будет увеличен в (5,5)2, т. е. в 30 раз; относительные параметры будут такими: Gдв/G0,14; Gкон/G0,7; Gпол/G0,16.
В последнем случае, хотя и был достигнут максимум полезной нагрузки, но самолет оказался очень неэкономичным из-за относительной малости полезной нагрузки. Мы привели рис. 1, чтобы показать, какой эффект может дать изменение показателей степени.
В той же работе Н. А. Яцук проводит исследование для случая увеличения грузоподъемности самолета при сохранении его размеров, но при увеличении скорости в m раз. В этой задаче он ссылается на французского ученого А. Сее, который опубликовал свою работу в журнале "L'Aerophille" от 15 января 1910 г. Александр Сее был выдающимся ученым того времени, работавшим в области летательных аппаратов. Им было опубликовано много интересных работ в журналах "L'Aerophille" и "La Technique Aeronautique", и они, несомненно, оказали важное влияние на развитие авиационных наук.
Задача о зависимости грузоподъемности от скорости формально не отличается от рассмотренной выше, но только по кубичному закону меняется не вес конструкции, а вес двигателей, так как с ростом скорости мощность должна меняться по кубу скорости, а вес двигателей принимается пропорциональным мощности в первой степени. Можно было бы указать, что это тоже очень грубый расчет, так как с ростом мощности, т. е. при увеличении размеров или числа двигателей, аэродинамическое подобие не соблюдается и при увеличении скорости как мощность, так и вес двигателей будут увеличиваться более сильно, чем по кубичной степени.
Если исходить из постоянства значений G/N и G/S и принять G/N10 и G/S15-30, то мы получим такие выражения для полетного веса и площади крыльев:
Так, при N 50 л. с. вес самолета будет равен ~500 кГ и площадь его крыльев S -- от 16 до 32 м2. Эти значения довольно близки к характеристикам многих самолетов 1910-- 1912 гг.
Исследуя условия полета, аэродинамики пришли к выводу, что постоянство параметров G/S и G/N не является необходимым. Из выражения для мощности, потребной для полета на подобных режимах при подобных аэродинамических формах, следует, что необходимо иметь постоянство величины
Впоследствии эта величина именовалась числом Эверлинга, характеризующим аэродинамическое совершенство самолета. Это вытекает из преобразований формулы для величины мощности, потребной для горизонтального полета, равной:
где К -- аэродинамическое качество и h -- коэффициент полезного действия винта.
Подставляя выражение для скорости, получим
Для некоторого самолета периода 1911 -- 1912 гг. G/S 25, G/N10; тогда
Здесь мощность взята полная, а не потребная для горизонтального полета, т. е. с запасом. Поскольку запас мощности примерно двухкратный, для максимальной подъемной силы получим
Напоминаем, что данная величина характеризует аэродинамику самолетов указанных лет. Определяя полетный вес, получим следующие формулы:
Эти выражения наглядно показывают, как влияет на полетный вес изменение мощности двигателей и площади крыльев. Однако интерес представляет полезная грузоподъемность, т. е. разность полетного веса и суммы весов конструкции и двигателей.
В общем случае полетный вес самолета можно представить формулой
Отношение Nmax/N характеризует запас мощности, который самолет должен иметь при полете на малой высоте. Этот запас выбирается в зависимости от назначения самолета и желаемой высоты потолка. Как минимум, запас мощности бывает около 2; средний запас мощности равен примерно 3, а у маневренных самолетов его доводят до 5-6.
У самолета определенной аэродинамической схемы при некотором наивыгоднейшем угле атаки aн аэродинамическое качество максимально, а максимум величины Cу/Cх2/3 соответствует экономическому углу атаки aэ, который примерно в 1,5-1,7 раза больше наивыгоднейшего. Хорошо известно, как сильно было повышено аэродинамическое качество самолетов в процессе их развития. Аналогичным образом возросла и величина Cу/Cх2/3. Аэродинамический фактор явился очень эффективным средством увеличения грузоподъемности самолетов.
В 1921 г. была опубликована работа научного сотрудника Центрального Аэрогидродинамического Института, инженера-летчика, В. Л. Моисеенко "Предельные размеры самолетов" (Отдел военной литературы при РВСР, Научная редакция воздушного флота). В первой части работы В. Л. Моисеенко почти повторяет расчеты Н. А. Яцука, но за основной параметр он принимает не отвлеченный фактор масштаба, а мощность двигателей N.
Для веса конструкции была принята зависимость от мощности в степени 3/2, что равноценно кубичной степени по фактору масштаба п. В. Л. Моисеенко не ищет оптимальный по грузоподъемности самолет, а просто проверяет конкретные самолеты с точки зрения целесообразности увеличения их размеров и мощности двигателей. В этой части работы В. Л. Моисеенко в сущности показывает, что практически созданные самолеты имеют параметры, близкие к оптимальным. Как исключение, приводится самолет "Илья Муромец", который, по выводам В. Л. Моисеенко, чрезмерно велик.
Во второй части своей работы В. Л. Моисеенко рассматривает вопрос об оптимальных размерах самолета в более широком плане, используя для веса конструкции формулу инженера-механика (впоследствии академика) Б. Н. Юрьева.
Мы привели работу В. Л. Моисеенко потому, что она отражает взгляды, на возможность создания грузоподъемных самолетов в те годы, когда уже был опыт строительства самолетов "Илья Муромец" и других самолетов, созданных в период первой мировой войны, но еще не получила развития теория индуктивного сопротивления Прандтля, которая изменила взгляды теоретиков и практиков на условия получения большой подъемной силы.
Посмотрим, как решали проблему повышения грузоподъемности самолетов конструкторы-практики. На многочисленных авиационных состязаниях и конкурсах самолетов значительное место уделялось достижениям по грузоподъемности, и конструкторы, естественно, задумывались над тем, какими мероприятиями ее можно повысить. Простота конструкции самолетов того времени, примитивность применяемых расчетов, отсутствие каких-либо испытаний на прочность и упрощенная проверка центровки позволяли быстро строить новые самолеты. Очень распространены были и модификации уже готовых самолетов, полученные путем перестройки отдельных их частей. Преуспевающие фирмы создавали по 2-- 3 типа и более самолетов в год.
В период 1910-- 1920 гг. конструкторы самолетов руководствовались в своей работе некоторыми теоретическими соображениями, но больше экспериментировали интуитивно, стараясь улучшить свои самолеты. Многие эксперименты оказывались неудачными, но некоторые из них дали положительный эффект. Объяснить причину удачи или неудачи не всегда могли, хотя, естественно, пытались это сделать. Подражательство у конструкторов было так сильно развито, что трудно установить, кто первый применил то или иное удачное нововведение.
Как мы уже указывали, увеличение площади крыльев позволяет увеличить подъемную силу, хотя и в слабой степени. В формулу для G площадь S входит под кубичным корнем. Однако конструкторы-практики обратили внимание на то, что увеличение размаха дает значительно лучший эффект, чем увеличение ширины крыла. Это можно наглядно видеть по развитию самолетов фирмы "Фарман".
Так, если самолет "Фарман-4" имел размах крыльев 10,5 м, то затем фирма стала наращивать размах верхнего крыла и постепенно перешла к схеме биплана с размахом верхнего крыла, значительно большим, чем размах нижнего. Самолет "Фарман-16" (1912 г.) имел размах крыльев 13,8 м, а "Фарман-22" (1913 г.) -15,6 м. Самолеты "Фарман-16" и "Фарман-22" были совершенно подобны, с одинаковыми гондолами экипажа, одинаковой шириной крыльев, но только размах верхнего крыла у самолета "Фарман-22" был увеличен. Оба самолета применялись в России, и автор помнит высказывания летчиков о том, что "Фарман-22" планирует значительно лучше, чем "Фарман-16". Это говорило о более высоком аэродинамическом качестве первого самолета. Соответственно и грузоподъемность его была выше, хотя этому способствовал и более мощный двигатель.
