Из истории летательных аппаратов - Владимир Пышнов

Самолет мог бы иметь довольно высокое аэродинамическое качество, если бы его не ухудшали некоторые детали: довольно грубая носовая часть, с малым развитием выпуклых поверхностей, нужных для возникновения разрежений; большая длина тросовых расчалок и сложное шасси, когда в силовую систему входили передняя и задняя пары подкосов, а средняя пара служила только для шасси. Для амортизации служила обычная рессора, стоявшая поперек потока и совершенно не обтекаемая. При эффективном удлинении, равном приблизительно 4,6, и Сх00,1 аэродинамическое качество самолета было равно примерно 6. Нужно сказать, что по сравнению с самолетами того времени это было приличное качество, обеспечивающее достаточно пологий спуск при планировании и простой переход от моторного полета к планированию.

Интересно, что профиль крыла был S-образный, т. е. с перегибом средней линии и примерно постоянным положением центра давления. На других самолетах обычными были профили с очень большой кривизной средней линии. В то время некоторые специалисты полагали, что постоянство центра давления улучшает продольную устойчивость. На самом деле это приводило только к некоторым прочностным преимуществам и к существенному ухудшению несущей способности крыла при больших углах атаки. Этим, может быть, объясняются имевшие место катастрофы в результате сваливания на крыло. Центровка самолета неизвестна, но нужно думать, что она была не более 40%, что для того времени можно считать довольно передней центровкой. Нейтральная центровка с зажатым рулем и без учета эффекта демпфирования составляла 42-44%. Самолет был, несомненно, устойчив по перегрузке и, вероятно, по скорости. Для того времени это было редким положительным качеством.

Автору приходилось наблюдать полеты на самолетах "Ньюпор-4" в 1914-1915 гг. Полет выглядел спокойным и плавным, только при рулении самолет сильно раскачивался из-за малой базы колес и мягкости рессоры. При ознакомлении с конструкцией самолета сложилось впечатление, что лонжероны и тросовые расчалки имели большой запас прочности, хотя прочность, видимо, вообще не проверялась при статических испытаниях, как не проверялась и центровка.

Из сказанного выше следует, что по устойчивости и прочности самолет подходил для выполнения высшего пилотажа. Катастрофы с самолетом происходили в основном в результате сваливания на крыло при потере скорости. Это можно объяснить в известной мере свойством профиля крыла -- с резким срывом обтекания. Одна катастрофа произошла при крутом спуске по прямой линии, из которого летчик, видимо, не смог вывести самолет и врезался в землю. Этот случай объясняли потерей жесткости фюзеляжа после грубых посадок в сочетании с малой эффективностью руля высоты. Известен случай поломки крыльев самолета при резком выравнивании во время посадки, когда поломались подкосы шасси, к которым крепились несущие расчалки. Видимо, в данном случае имел место производственный дефект или же было повреждено шасси при грубых посадках.

Автор был свидетелем катастрофы самолета, при которой погиб летчик С. В. Гулевич осенью 1915 г. На высоте более 1000 м самолет вдруг начал быстро вращаться вокруг продольной оси и, продолжая вращаться, в состоянии пикирования дошел до земли и разбился. В то время о штопоре знали мало и умышленного штопора не делали. По характеру движения причину катастрофы можно было приписать невыходу из штопора.

Однако некоторые обстоятельства говорят против этой версии. Во-первых, как это запомнил автор, фюзеляж самолета был в вертикальном положении, чего не бывает при штопоре, когда наклон фюзеляжа по отношению к вертикали составляет не менее 20о. Самолет был разрушен очень сильно, чего не бывает при штопоре самолета с малой удельной нагрузкой на крыло.

Наконец, в некрологе, посвященном С. В. Гулевичу, проф. Н. Е. Жуковский указывает, что ножная педаль, при помощи которой производилось управление креном, была отъединена от трубы управления. Это могло произойти и при ударе, но если это имело место в полете в результате выпадения соединительного болтика, все происшедшее будет вполне объяснимо.

В самом деле, если у самолета произойдет разъединение управления элеронами, они займут нейтральное положение, так как шарнирный момент их значительно сильнее зависит от угла отклонения, чем от изменения угла атаки крыла. Другое дело -- перекашивание крыльев, когда степень зависимости шарнирных моментов от угла перекашивания и от изменения угла атаки при движении крена одинакова, и после перекашивания крылья так и остаются в приданном им положении, а самолет, начав вращение, продолжает его. При невозможности остановить вращение самолет неизбежно будет двигаться по вертикали, так как подъемная сила будет поворачиваться вместе с крылом.

Перейдем к рассмотрению летных характеристик самолета. Основной характеристикой является запас подъемной силы, т. е. отношение максимальной подъемной силы к весу. Подъемную силу определим по формуле

При максимальном аэродинамическом качестве Кmах6, N70 л. с. и размахе крыльев l10,6 м получим максимальную подъемную силу

При нормальном полетном весе, равном 680 кГ, Ymax/G1,47; при весе, равном 600 кГ, который, вероятно, близок к весу, имевшему место при выполнении петли П. Н. Нестеровым, Ymax/G1,67; для пустого веса самолета G0450 кГ величина Ymax/G02,2. Более простыми характеристиками служат величины, применяемые для статистики:

По полученным значениям можно сделать такие выводы: по запасу подъемной силы самолет может быть отнесен к категории средненагруженных, маломаневренных самолетов. Значение KG8,3 близко к таковому для современных винтовых самолетов; значение KGo5,5 несколько велико и говорит о некотором перетяжелении конструкции. При весе 600 кГ величина Ymax/Gnу1,67 позволяет маневрировать со средним значением перегрузки 1,6, например, делать длительные виражи с креном около 50о. Как известно, П. Н. Нестеров выполнял более крутые виражи; очевидно, они выполнялись со скольжением, когда наличие нагрузки на боковые стенки фюзеляжа позволяет увеличить крен, не уменьшая вертикальной составляющей от подъемной и боковых сил.

На рис. 7, 8 и 9 приведены результаты поверочного аэродинамического расчета самолета "Ньюпор-4". На рис. 7 дана поляра и зависимость Су от угла атаки; в нижней части графика дан профиль крыла. На рис. 8 приведены зависимости мощностей, потребных для преодоления сопротивления, и полезных мощностей от скорости для высот 0, 1, 2 и 3 км, в условиях горизонтального полета при полетном весе 600 кГ. По пересечениям кривых получаем значения максимальных скоростей горизонтального полета; по максимальной разности мощностей получим избытки мощности DN, по которым затем можем найти вертикальные скорости Vy75 DN /G.

Рис. 7. Поляра и профиль крыла самолета "Ньюпор-4":

Рис. 8. График мощностей для самолета "Ньюпор-4": сплошные линии потребные мощности; пунктир - располагаемые мощности.

На рис. 9 даны зависимости максимальной скорости Vmax от высоты; вертикальной скорости от высоты при скорости Vнаб; скорости при наборе высоты Vнаб и минимальной скорости полета Vmin. Кроме того, на графике приведены зависимости высоты от времени подъема t при скорости Vнаб. Графики даны для полетных весов 600 и 680 кГ.

Рис. 9. Основные летные характеристики самолета "Ньюпор-4" при полетных весах 600 и 680 кГ

При более точном расчете мы получили максимальную подъемную силу, равную 980 кГ, при скорости V25,8 м/сек (93 км/час). При полетном весе 600 кГ это даст перегрузку nyl,63; ее горизонтальную составляющую nгор1,29; центростремительное ускорение jцс12,6 м/сек2; отсюда получим радиус виража rV2/jц.с.53 м и время совершения полного круга t2pr/V13 сек.

Посмотрим теперь, как должна была выглядеть петля, которую выполнил П. Н. Нестеров. Расчет петли удобно и наглядно можно выполнить исходя из энергетических принципов. Величину hкV2/2g будем называть кинетической высотой -- она характеризует кинетическую энергию летящего самолета; при полете на минимальной скорости получим величину hк0V2min/2g; для самолета "Ньюпор-4" при полетном весе 600 кГ, hк018,5 м.

Таким образом, для коэффициента перегрузки nу получим одно условие по скорости:

второе условие будет по прочности: nу nу доп. Поскольку мы не знаем действительной прочности самолета, примем nу доп3,5, что достаточно для выполнения петли. В пределах от nу0 до nу mах мы можем произвольно выбирать значения nу, в зависимости от желаемого характера траектории; при движении по прямой мы всегда должны брать nусоs q. Для получения минимального радиуса кривизны траектории nуhк/hк0, но не более nу доп.

Практически целесообразно выбирать такую перегрузку, при которой самолет будет обладать аэродинамическим качеством, близким к максимальному; это будет иметь место при условии Сy2 /plэCх0. Значение nу н (т. е. при Cу н) можно представить в виде

где hк.н -- кинетическая высота горизонтального полета при максимальном аэродинамическом качестве