Владимир Пышнов - Из истории летательных аппаратов
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.
При обучении на самолете "Фарман-4" вначале ученик сидел сзади и держался за ручку управления над рукой инструктора. После усвоения техники управления ручкой ученик делал рулежки для освоения работы рулем направления, а затем начинал совершать полеты с инструктором, который в этом случае сидел уже сзади и мог только исправлять движения ученика ручкой. Через 20-- 30 полетов ученика выпускали в самостоятельный полет.
Следует указать, что тяжелые аварии на самолете "Фарман-4" были редки, а поломки очень часты. Конструкция самолета состояла из лонжеронов сплошного прямоугольного сечения, обтекаемых стоек сплошного сечения, проволочных растяжек, ушковых болтиков и алюминиевых стаканчиков, в которые вставлялись концы стоек. Поэтому ремонт самолета был очень прост, и только регулировка натяжения "паутины" растяжек требовала опыта и времени.
Для получения диплома на звание пилота-авиатора требовалось выполнить два полета: в одном из них совершить 10 восьмерок, а в другом -- после получасового полета на высоте 100 м -- совершить посадку планирующим спуском.
Остановимся на некоторых вопросах устойчивости самолета "Фарман-4". Центр тяжести самолета, по грубым расчетам, был расположен на расстоянии, равном 45-50% длины хорды, от ее передней кромки. Фокус крыла лежал на расстоянии, равном 25% длины его хорды; хвостовое оперение, большое по площади (23% площади крыла) и с большим плечом, относительно мало смещает фокус назад из-за небольшой величины его удлинения и сильного действия скоса потока от крыла. Передний руль высоты, несмотря на меньшую его площадь и меньшее плечо, благодаря более значительному удлинению и отсутствию влияния скоса потока от крыла почти полностью нейтрализует смещение фокуса от оперения, и в итоге фокус самолета находился примерно на расстоянии, равном 27-28% длины хорды, от ее передней кромки. Таким образом, при центровке 45-50% самолет должен быть сильно неустойчивым по углу атаки (xо/b-0,2). Однако, как известно, устойчивость по перегрузке зависит не только от отношения xо/b, но и от эффекта демпфирования, который для самолетов, подобных самолету "Фарман-4", очень велик. И действительно, жалоб на неустойчивость самолета не было, хотя о полете с брошенной ручкой в то время и не помышляли. Жаловались на то, что у самолета происходит "провисание хвоста" при посадке. Это значит, что при увеличении угла атаки хвост имеет стремление опускаться, и это нужно парировать передвижением ручки "от себя". Это и есть типичное проявление задней центровки, когда балансировочная диаграмма по отклонению руля имеет обратный ход.
