Из истории летательных аппаратов - Владимир Пышнов

Французский самолет "Моран-Ж" появился в 1912 г. и быстро завоевал большую популярность -- вначале благодаря ряду перелетов, совершенных на нем, а затем как прочный и маневренный самолет, легко выполнявший фигуры высшего пилотажа, и, наконец, как один из первых истребителей. "Моран" закупался во Франции и строился затем в России как тренировочный самолет. Его можно было встретить в авиационных школах до 1922-- 1923 гг., а отдельные экземпляры и позже. Когда в 1918 г. в Московской авиационной школе было введено обязательное обучение высшему пилотажу, то для этого использовались самолеты "Моран"; инструктором по обучению полетам на этих самолетах был замечательный советский летчик Михаил Михайлович Громов.

Летом 1914 г. в Москве на Ходынском поле (впоследствии Центральный аэродром) петли Нестерова демонстрировал летчик-испытатель завода "Дукс" А. М. Габер-Влынский. Впоследствии на воздушных праздниках высший пилотаж на этом самолете демонстрировался рядом русских летчиков. Самолет "Моран-Ж" привлек внимание П. Н. Нестерова своим запасом мощности и хорошей управляемостью. Освоив самолет, П. Н. Нестеров в июле 1914 г. совершил на нем перелет Москва-- Петербург за 5 часов. Высокая маневренность самолета "Моран-Ж" привела П. Н. Нестерова к мысли о возможности сбить самолет противника, нанеся ему повреждение своим самолетом.

Схема самолета "Моран-Ж" показана на рис. 12. По конструктивной схеме он почти не отличается от самолета "Ньюпор-4", т. е. тоже представляет собой расчалочный моноплан, однако, он несколько меньше и легче, чем "Ньюпор-4", а двигатель на нем был установлен более мощный -- "Гном", а затем "Рон" мощностью 80 л. с. По внешнему виду "Моран" выглядел изящнее, чем "Ньюпор", и преимущество в весе пустого самолета у него составляло 100 кГ, т. е. более 20%.

Рис. 12 Самолет "Моран-Ж" (1913 г) с ротативным двигателем "Гном" мощностью 80 л. с. Площадь крыла с подфюзеляжной частью 15,5 м2, вес пустого самолета около 350 кГ, полетный вес с одним летчиком около 500 кГ.

Приведенная площадь вредного сопротивления F0 была равна около 1,0 м, т. е. более чем в полтора раза меньше, чем у самолета "Ньюпор". Причины этого аэродинамического преимущества заключались в меньших размерах площади крыльев, меньшей общей длине тросовых расчалок крыльев и, безусловно, в более аэродинамичной форме капота двигателя. Важнейшим условием уменьшения сопротивления воздуха является наличие в носовой части тела гладких выпуклых поверхностей, на которых развивается пониженное давление, в большей или меньшей степени компенсирующее повышенное давление в районе центральной носовой части тела.

У самолета "Моран" капот двигателя был полукольцевой; впоследствии на самолетах с ротативными двигателями стали применять кольцевые капоты, благодаря которым величина F0 была еще более уменьшена. Теория кольцевых капотов для двигателей с звездообразным расположением цилиндров была разработана значительно позже -- в тридцатые годы. Уменьшение величины F0 при повышенной мощности двигателя дало увеличение скорости до 130-135 км/час (вместо 110 км/час у самолета "Ньюпор"). Если кинетическая высота hкV2/2g у самолета "Ньюпор" составляла около 48 м, то у самолета "Моран" она равнялась 70 м; это было важное преимущество при выполнении фигур высшего пилотажа.

Несмотря на меньшую величину F0, максимальное аэродинамическое качество самолета "Моран" было равно примерно 6,5, т. е. оно было таким же, как у самолета "Ньюпор", вследствие меньшего размаха крыльев.

На рис. 13 даны поляра и форма профиля крыла самолета "Моран-Ж". Подобный профиль очень типичен для того времени; его относительная толщина составляет лишь около 5%, а носовая часть довольно сильно изогнута. Это приводит к довольно значительному увеличению коэффициента сопротивления при малых углах атаки, что, однако, не сказывается на основных летных характеристиках.

На рис. 14 даны графики мощностей, потребных для горизонтального полета при весе 500 кГ, и графики полезных мощностей для высот от нуля до 4 км. По пересечениям кривых мы получаем максимальные скорости горизонтального полета, а по максимальной разности мощностей находим вертикальные скорости на режиме взлета:

На рис. 15 приведены основные летные характеристики самолета "Моран-Ж" -- максимальная и минимальная скорости, скорость Vнаб, соответствующая максимальной вертикальной скорости, вертикальная скорость на разных высотах и время подъема на высоту, полученное путем приближенного интегрирования

При скорости полета 120 км/час на высоте 1000 м потребная мощность составляет 44 л. с., а мощность, развиваемая двигателем, будет около 53 л. с. (см. рис. 14). При удельном расходе топлива, равном 0,26-0,28 кг на лошадиную силу в час, и к. п. д. винта, равном 0,75, часовой расход топлива будет равен около 16-17 кг/час.

Рис. 13 Поляра и профиль крыла самолета "Моран-Ж"

При запасе топлива в 50 кг время полета будет равно около 3 часов и дальность полета около 350 км. Сравнивая летные характеристики самолета "Моран-Ж" с характеристиками самолета "Ньюпор-4", мы видим, что самолет "Моран-Ж" имеет значительные преимущества.

Важнейшим показателем маневренных возможностей самолета является величина максимальной перегрузки, обеспечиваемой двигателем, nyYmax/G, равной отношению максимальной подъемной силы к весу. У самолета "Ньюпор-4" мы имели nу1,65, у самолета "Моран-Ж" nу2,0. Впоследствии у маневренных истребителей величина nу стала достигать величины, равной 3,0, и даже 3,5.

При вираже на скорости 30 м/сек на малой высоте и при коэффициенте перегрузки nу 1,9 мы получим радиус виража

и время совершения полного круга

Остановимся еще на некоторых особенностях самолета "Моран-Ж". Профессор В. П. Ветчинкин производил определение положения центра тяжести для ряда самолетов того времени, в том числе для самолета "Моран-Ж". Однако он интересовался только углом выноса шасси, т. е. наклоном линии, соединяющей центр тяжести с осью колес, и не отметил координаты центра тяжести по отношению к крылу. Их можно найти по схеме самолета, но не особенно точно. Произведя графическое построение, мы получили центровку 27-28%. Это необычно передняя центровка для самолетов того времени. С пассажиром она составляла около 30-31%.

Рис. 14. График мощностей для самолета "Моран-Ж" при полетном весе 500 кГ.

Горизонтальное оперение самолета состояло из одного руля высоты, что имело место и у некоторых других самолетов того времени. Однако площадь горизонтального оперения была небольшой и составляла около 1,6 м2. Положение фокуса самолета следует оценить (по расчету) в 35% от длины хорды крыла, конечно, при зажатом руле. Таким образом, самолет, несомненно, был статически устойчив и, тем более, устойчив по перегрузке.

Рис. 15. Основные летные характеристики самолета "Моран-Ж" при полетном весе 500 кГ

Небольшой по площади руль высоты, имевший к тому же значительную осевую компенсацию, давал совсем незначительные аэродинамические шарнирные моменты; в сочетании с незначительным трением это приводило к необычайной легкости управления рулем высоты и, несомненно, давало слабую зависимость усилия от перегрузки. В то же время, боковое управление перекашиванием крыльев было довольно тяжелым. Короткая ручка управления заканчивалась небольшой "баранкой", за которую держался летчик. Таким образом, получалась дисгармония в управлении -- большие усилия в одном направлении движения ручки и очень малые в другом. Руль направления площадью в 0,5 м2, тоже с осевой компенсацией, требовал совсем незначительных усилий на педалях.

У самолета "Моран-Ж" была еще одна особенность в управлении. Если летчик небольшим усилием на педалях отклонял руль направления, создавая этим скольжение, то на ручке возникало большое усилие, стремящееся отклонить ее в сторону, обратную ходу педали, так как косое обтекание крыльев приводило к тенденции их перекашивания. У самолета Моран "Парасоль" эта особенность в управлении самолетом проявлялась столь резко, что, отклонив руль направления, летчик не мог удержать ручку от ухода ее в сторону.

Указанная специфика управления требовала достаточной тренировки летчика, вызывала трудности при обучении, осложненные отсутствием двойного управления, но при надлежащем освоении техники управления эта особенность позволяла летчику выполнять самые разнообразные фигуры высшего пилотажа -петли, перевороты, падение листом, штопор и др. Прочность самолета, и особенно его пилотажных вариантов, была высокой. Случаи поломки этого самолета в воздухе автору не известны.

При наличии у самолета "Моран-Ж" только одного руля высоты симметричного профиля, без неподвижной части -- стабилизатора, самолет не мог летать с брошенной ручкой. Поскольку на крыло при отсутствии подъемной силы действовал пикирующий момент, в случае брошенной ручки самолет должен был перейти в пикирование с дальнейшим переходом в перевернутый полет. Как известно, после тарана, который произошел на высоте около 1000 м, до высоты 50 м П. Н. Нестеров выполнял спиральный спуск, но затем самолет перешел в пикирование и упал в перевернутом положении. Такое поведение самолета свидетельствует о том, что П. Н. Нестеров потерял сознание и отпустил ручку управления; после перехода на отрицательные углы атаки и отрицательное значение nу он был выброшен из самолета, поскольку не был привязан.