Из истории летательных аппаратов - Владимир Пышнов

Рассмотрим теперь, как работает оперение, предложенное П. Н. Нестеровым (рис. 16 и 19). Для простоты будем рассматривать вариант, который был реализован П. Н. Нестеровым на самолете "Ньюпор-4" в начале 1914 г. и который был им испытан в полете. Схема этого оперения схематически воспроизведена нами по фотографии и, конечно, неточна. Обе половины оперения поворачиваются (или, вернее, выгибаются) относительно оси, составляющей угол около 30о с поперечной осью. Тогда нагрузка, действующая на оперение при его отклонении, даст составляющие силы -- вертикальную и боковую. Если обе половины отклонены на равные углы, то боковые составляющие взаимно нейтрализуются; если они отклонены в противоположные стороны на равные углы, то направление действия результирующей боковой силы оперения будет зависеть от его угла атаки и эта сила будет равна нулю при нулевом угле атаки. Если некоторые птицы в планирующем и парящем полетах поворачивают хвост вокруг продольной оси туловища, то в схеме, предложенной П. Н. Нестеровым, мы получаем подобный же геометрический эффект при отклонении половин руля в разные стороны.

Рис 19. Схема оперения, установленного и испытанного П. Н. Нестеровым на самолете "Ньюпор-4" в 1913 г

Мы не знаем, какое впечатление сложилось у П. Н. Нестерова в результате полетов на самолете "Ньюпор-4" с предложенным им оперением и как он учел этот опыт при проектировании своего нового самолета. В литературе 1910-1913 гг. можно встретить большое количество статей по вопросам устойчивости и особенно относительно мероприятий по борьбе с авариями. Высказывалось много ошибочных и даже наивных соображений. Стремясь обеспечить устойчивость самолета, многие авторы изыскивали средства для удержания самолета в нормальном положении, базируясь на теории маятников или гироскопов. Надежды на теорию маятника были вообще ошибочны, и причина ошибки была разъяснена Н. Е. Жуковским. Однако и гироскоп сам по себе не мог обеспечить стабильность положения самолета в пространстве.

Самолетом можно управлять по воле пилота или по командам от гироскопического автопилота только при соблюдении основных условий динамики полета и, в первую очередь, при наличии достаточной кинетической энергии. Этого многие не учитывали. А между тем, еще в 1891 г. Н. Е. Жуковский в работе "О парении птиц" раскрыл основы динамики полета летательных аппаратов. Идеи, которые выдвигал П. Н. Нестеров, в то время не только не были "модными", но и противоречили широко распространенным взглядам. Можно сказать, что П. Н. Нестеров являлся ближайшим наследником идей Н. Е. Жуковского. То, что Н. Е. Жуковский обосновал теоретически, П. Н. Нестеров выполнил на практике, с полным пониманием основ динамики полета.

С того времени многое разъяснилось и переменилось. Забылись ошибочные толкования и ложные теории. Динамика полета в среде постоянной плотности получила развитие применительно к движению в значительной области высот, когда плотность воздуха меняется, а затем и применительно к условиям полета, когда направление действия силы тяжести быстро меняется, т. е. к выходу на круговые околоземные, а затем и на дальние космические орбиты. Вклад в теорию и практику полета, сделанный П. Н. Нестеровым, весьма ценен сам по себе. Его жизнь и деятельность будет служить нам примером того, как, сочетая знания, вдумчивость и отвагу, можно за очень короткий срок получить важнейшие результаты.

2. Первые тяжелые грузоподъемные самолеты

ИСТОРИЯ РАЗВИТИЯ. 1910-- 1921 гг.

Начало успешных полетов отдельных самолетов относится к 1907-- 1908 гг. Первые международные состязания самолетов и первые перелеты (в том числе, перелет через пролив Ламанш) были осуществлены в 1909 г., и авиация вступила в стадию широкого распространения. Это характеризовалось серийным производством наиболее удачных типов самолетов, появлением авиационных школ -- заводских, клубных и военных, широкой демонстрацией полетов во многих городах и дальнейшим развитием спортивных состязаний по установлению рекордных достижений и перелетов по различным маршрутам.

Первые самолеты, на которых обычно летали сами конструкторы, были одноместными. К 1910 г. стала выявляться потребность в двухместных самолетах для "катания" пассажиров, обучения летчиков и, конечно, для использования самолетов в качестве военных разведчиков. Переход на двухместные самолеты был произведен очень просто -- позади летчика устанавливали небольшой стульчик, на который и садился пассажир, примерно, как на мотоцикле. Естественно, что не все самолеты смогли возить повышенную нагрузку, но некоторые из них оказались достаточно грузоподъемными. Затем конструкторы стали изыскивать способы увеличения грузоподъемности самолетов путем применения более мощных двигателей и увеличения площади крыльев.

Изучая историю развития грузоподъемных самолетов, следует рассмотреть теоретические изыскания и практические мероприятия конструкторов. Отдавая должное теоретическим исследованиям, мы должны сказать, что в период 1910-1920 гг. они не были эффективны вследствие недостаточного развития теоретической аэродинамики и ограниченности проводимых экспериментов с моделями в аэродинамических трубах.

В периодической литературе того времени можно было встретить много статей, в которых обсуждались различные проблемы самолетостроения и особенно вопросы, связанные с увеличением скоростей и высот полета, а также грузоподъемности и устойчивости самолетов. Наиболее интересные в научном отношении работы печатались в журналах: русском -- "Воздухоплаватель", французском "L'Aerophille" и немецком -- "Z. F. М". Создание более грузоподъемных самолетов было связано с увеличением их размеров и повышением мощности двигателей. Проблемы масштаба сооружений и машин были уже изучены более глубоко применительно к мостам, архитектурным сооружениями и кораблям. Некоторые соображения, взятые из этих областей, были использованы при изучении проблемы создания грузоподъемных летательных аппаратов.

В журнале "Воздухоплаватель" за 1911 г. была помещена статья известного летчика и инженера Н. А. Яцука "О максимальной величине грузоподъемности аэроплана". В этой статье Н. А. Яцук ссылается на работу Д. И. Менделеева "О наивыгоднейших размерах и предельной величине летающих машин тяжелее воздуха", выполненную еще тогда, когда никакого опыта самолетостроения не было. Д. И. Менделеев рассматривал задачу об изменении характеристик летательных аппаратов определенной схемы при увеличении геометрических размеров аппарата в n раз.

Развивая мысли Д. И. Менделеева, Н. А. Яцук берет в качестве основного условия постоянство соотношения мощности двигателя и площади крыльев, что для подобных форм эквивалентно постоянству скорости полета. Тогда развиваемая подъемная сила будет пропорциональна площади, т. е. n2; вес двигателя, приходящийся на 1 л. с., принимался постоянным, и тогда вес двигателей Gдв тоже оказывался пропорциональным n2. Что же касается веса конструкции Gкон, то она принималась пропорциональной кубу масштаба, т. е. величине n3. Такое предположение справедливо при условии полного подобия конструкции и постоянства напряжений, вызываемых весом грузов, т. е. двигателей, топлива и полезной нагрузки. Поставив такое условие, Н. А. Яцук оговаривается, однако, что оно может оказаться неправильным.

Из поставленных условий вытекает такое выражение для величины полезной нагрузки:

Эта формула дает быстрый начальный рост Gпол по мере увеличения n, а затем, после достижения некоторого максимума, следует быстрое уменьшение Gпол в результате резкого увеличения веса конструкции. Изобразив эту зависимость графически (рис. 1), мы можем видеть, что изменение параметра С и показателя степени при весе конструкции m, будет вызывать очень значительное изменение как максимальной полезной нагрузки, так и соответствующего ей масштаба летательного аппарата. Понимая недостоверность знаний об истинных значениях величин С и m, авторы исследований, естественно, бывали осторожны в своих выводах.

На графике, приведенном на рис. 1, были приняты различные зависимости весов конструкции и двигателей от масштабного множителя n. В качестве исходных при n1 были приняты значения Gдв0/G 0,25 и Gкон0/G0,3; тогда Gпол0/G 0,45. На графике по оси ординат показано относительное изменение полезной нагрузки, т. е. величина Gпол/Gпол 0. Кривая 1 соответствует росту веса двигателя по n2 и веса конструкции по n3.

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.