История самолетов 1919 – 1945 - Д. Соболев

Третьей составляющей силы сопротивление является сила трения. По мере совершенствован и формы самолетов и увеличения их скорости доля этого вида сопротивления в общем лобовом сопротивлении становилась все более ощутимой Если для самолетов периода 1928-1929 гг. доля сопротивления трения составляла 25-30 %, то для самолетов середины 30-х годов данная величина повысилась до 50- 60% [15, с. 55]. Переход от бипланного к монопланному крылу позволил уменьшить площадь "смачиваемой" поверхности, а следовательно. и силу трения, но проблема по-прежнему оставалась.

Исследования показывали, что сила трения сильно зависит от степени шероховатости поверхности, и при создании скоростных самолетов требуется очень тщательная отделка поверхностей. в особенности передней кромки крыла.

Для повышения гладкости поверхности самолетов в 30-е годы стали применять потайную клепку, соединение листов обшивки встык, а не внахлест, как иногда делали раньше: повысились требования к качеству окраски, производилась полировка поверхности. Конечно, все эти мероприятия увеличивали стоимость производства, но иначе невозможно было добиться хороших скоростных качеств и большой дальности полета.

Наиболее сложным был переход на заклепки с потайными головками, т.к. это требовало дополнительной технологической операции (зенковка) для каждой заклепки, а число их на большом самолете измеряется сотнями тысяч. Поэтому вначале потайную клепку использовали только вблизи передней кромки крыла. Но когда скорости полета превысили 500 км/ч, ее стали применять повсюду. Первые серийные самолеты, построенные с использованием потайной клепки, появились в США в середине 30-х годов. Это – Боинг 247D и Боинг В-17, некоторые летающие лодки И. Сикорского [34, с. 544].

Рис.3.51. Виды соединения крыла и фюзеляжа

Выше быди рассмотрены меры по снижению профильного сопротивление, сопротивлении интерференции и сопротивления трения. Четвертой составляющей полного аэродинамического сопротивления самолета является волновое сопротивление, обусловленное сжимаемостью воздуха. Оно начинает проявляться тогда, когда скорость полета приближается к скорости звука. Для сравнительно небольших высот и для внешних форм, характерных для самолетов 30-х годов, волновое сопротивление могло возникнуть на скоростях окаю 700 км/ч. Самолеты так быстро не летали, и озадачивать себя этой проблемой казалось бы было рано. Однако наиболее дальновидные ученые-аэродинамики понимали, что со временем эта задача перейдет из теоретической сферы в практическую. Осенью 1935 г. в Италии состоялся научный конгресс, посвященный проблемам сверхзвукового полета. Там немецкий ученый А. Буземан на основе теоретических выкладок впервые указал на достоинства стреловидного крыла при сверхзвуковых скоростях по сравнению с прямым. Правда, вопреки распространенной точке зрения, Буземан предлагал применять стреловидное крыло не для уменьшения волнового сопротивления, а для снижения потерь подъемной силы на крыле на сверхзвуке [67] (24*). Выводы Буземана были восприняты участниками конгресса с интересом, и на заключительном банкете Карман, Крокко, Тейлор и другие видные ученые-аэродинамики даже сделали на обложке меню набросок скоростного самолета со стреловидным крылом [35, с. 4].

Однако практических последствий доклад Буземана не возымел. Для проверки теоретических предположений требовался аэродинамический эксперимент, а сверхзвуковых аэродинамических труб еще не было. Первые такие трубы появились только перед самой войной в Аэродинамическом институте в Цюрихе (Я. Аккерет) и в Геттингенском институте (А. Бетц).

Если говорить о конструкторах самолетов, то проблема волнового сопротивления не только не занимала их, но, видимо, даже не была известна большинству создателей авиационной техники. Так, например, в изданном в 1937 г. в СССР "Справочнике авиаконструктора" [37] термин "волновое сопротивление" вообще отсутствовал.

В целом же, в результате совместных усилий ученых и конструкторов во второй половине 30-х годов коэффициент аэродинамического лобового сопротивления Схо удалось уменьшить с 0,030-0,025 до 0,022-0,021. По сравнению с первой половиной десятилетия темп снижения этого параметра заметно уменьшился, что свидетельствовало о близости внешних обводов самолетов с поршневыми двигателями к оптимальным.

Из формулы аэродинамического сопротивления X=Cx SpV2 /2 следует, что его величина зависит не только от Сх, но и от других параметров – площади крыла и плотности воздуха (т.е. высоты полета). Так как дальнейшее уменьшение коэффициента лобового сопротивления давалось с большим трудом, авиаконструкторы пошли по пути увеличения скорости за счет большей нагрузки на крыло и повышения высоты полета.

По мере увеличения мощности силовых установок росла и оптимальная нагрузка на крыло. По оценке М. А. Левина, для лучших самолетов второй половины 1930-х годов она должна была бы составлять около 300 кг/м² [4]. Переход на такие нагрузки позволил бы увеличить максимальную скорость примерно на 100 км/ч. Однако при этом скорость отрыва от земли и. главное, посадочная скорость оказались бы недопустимо большими. Поэтому специалисты активно работали над созданием новых высокоэффективных средств увеличения Су нос.

Как уже сообщалось, в тридцатые годы на самолетах начали применять посадочную механизацию – закрылки, щитки и предкрылки. Вначале эти приспособления появились на пассажирских скоростных самолетах, потом их стали устанавливать и на военных машинах. Наибольший прирост коэффициента подъемной силы давали выдвижные закрылки Фаулера: они позволяли увеличить не только кривизну, но и площадь несущей поверхности. Во второй половине 30-х годов неоднократно делались попытки создать новый, еще более эффективный тип закрылка. К таким устройствам относятся выдвижной закрылок ЦАГИ, разработанный Ф. Г. Глассом в 1936 г.; закрылок Р. Янгмана (Англия. 1935 г.), для которою был характерен большой сдвиг назад вдоль хорды при отклонении, и целый ряд других посадочных механизмов. Все они не показали сколь-либо заметного превосходства над закрылком типа "Фаулер" и поэтому не получили широкого применения. Основное изменение в системе посадочной механизации заключалось в том, что в начале тридцатых годов щитки или закрылки обычно занимали лишь небольшую часть у корня крыла, а к концу десятилетия их длина увеличилась до 50-80 % размаха крыла На рис. 3.52 показан взлет легкого немецкого самолета Физилер "Шторьх" со "свермеханизированным" крылом. Благодаря применению предкрылков, закрылков и так называемых "зависающих' элеронов, также выполняющих роль закрылков, взлетно-посадочные скорости самолета были настолько малы, что он мог взлетать не только с небольших аэродромов, но и с лесных полян или городских площадей.

В рассматриваемый период предпринимались так- же попытки создания самолетов с крылом, которое могло менять свои размеры посредством выдвижения из фюзеляжа вдоль размаха крыла дополнительных поверхностей. Так как при этом хорда крыла увеличивалась в обоих направлениях, прирост площади оказывался намного больше, чем при использовании обычных выдвижных закрылков. Такие самолеты получили название самолетов с крылом изменяемой площади.

24* Впервые внимание историков авиации на это обратил К.Ю.Косминков в докладе на X Международном симпозиуме по истории авиации и космонавтики (Москва. 1995 г.)

Рис.3.52. "Шторьх" на взлете

Наибольшую известность приобрели работы И. Махонина и Ж. Жерена во Франции, Г. И. Вакшаева в СССР. Самолет Махонина представлял собой моноплан с раздвижным крылом телескопического типа (рис. 3.53). При выдвижении крыла его площадь увеличивалась более, чем в полтора раза. Самолет испытывался с различными двигателями на всем протяжении 30-х годов, но конструктору так и не удалось достичь убедительных положительных результатов. Жерен в 1935 г. сконструировал экспериментальный биплан "Вариволь", оба крыла которого могли менять ширину, площадь при этом изменялась на 268 %. Увеличение хорды происходило в результате выдвижения из фюзеляжа вдоль размаха крыла стальных ленте прикрепленными к ним нервюрами, обтянутых прорезиненной тканью. Из-за упругих деформации крыла самолет при испытаниях потерял устойчивость и разбился. Колес успешно прошли испытания самолета "Раздвижное крыло" (РК) конструкции Бакшаева (1937 г). Как видно из рисунка 3.54. перед посадкой на крыло самолета из фюзеляжа выдвигалось 6 телескопических секции, увеличивая площадь крыла в полтора раза. В отличие от самолета Жерена. выдвижные части крыла самолета РК имели жесткую конструкцию. При испытаниях механизм изменения площади крыла работал исправно, однако диапазон скоростей увеличился незначительно из-за большого лобового сопротивления раздвижного крыла. Кроме того, такое крыло было намного тяжелее обычного.