Висленев Б. В. и Кузьменко Д. В. Теория авиации -------------------------------------------------------------------------------- Издание: Висленев Б. В., Кузьменко Д. В. Теория авиации. — М.: Воениздат НКО СССР, 1939. — 384 с. Четвертое исправленное и дополненное издание. Цена 3 руб. Scan: Андрей Мятишкин (amyatishkin@mail.ru) Аннотация издательства: В книге даны основные сведения по аэродинамике и рассмотрены законы, знание которых необходимо для осуществления полета самолета. Книга может служить учебным пособием для училищ, школ и строевых частей ВВС РККА. Книга в формате DjVu — 4906 кб Невыправленный текст в формате TXT — 676 кб ОГЛАВЛЕНИЕ Отдел I. Основные сведения по аэродинамике 1. Предмет аэродинамики 2. Вес и весовая плотность воздуха (стр. 3) 3. Влияние давления и температуры (стр. 4) 4. Инертность воздуха 5. Техническая единица массы (стр. 5) 6. Массовая плотность (стр. 7) 7. Состав воздуха 8. Атмосферное давление. Высотомер (стр. 8) 9. Изменение температуры (стр. 10) 10. Международная стандартная атмосфера (стр. 11) 11. Влияние высоты на полет. Потолок летчика (стр. 13) 12. Движение воздуха (стр. 14) 13. Давление в струе (закон Бернулли) (стр. 15) 14. Указатели скорости (стр. 18) 15. Обтекание потоком тел различной формы (стр. 22) 16. Плоская пластинка (стр. 22) 17. Парадокс Эйлера (стр. 25) 18. Трение воздуха (стр. 26) 19. Несовершенные формы (стр. 26) 20. Основной закон сопротивления воздуха (стр. 29) 21. Вывод основного закона сопротивления воздуха (стр. 33) 22. Несимметричное обтекание (стр. 34) 23. Величина силы полного сопротивления (стр. 37) 24. Направление силы полного сопротивления (стр. 40) 25. Разложение силы Ra на подъемную силу и силу лобового сопротивления (стр. 42) 26. Величина подъемной силы и силы лобового сопротивления (стр. 42) 27. Физический смысл коэфициентов Су и Сx (стр. 45) 28. Зависимость коэфициентов Су и Сx от угла атаки (стр. 46) 29. Геометрические соотношения между силами Р и Q (стр. 46) 30. Аэродинамическое качество (стр. 48) 31. Аэродинамические испытания (стр. 50) 32. Основные аэродинамические приборы (стр. 50) 33. Кривая Лилиенталя (стр. 55) 34. Аэродинамическое подобие и число Рейнольдса (стр. 59) 35. Геометрические характеристики крыльев (стр. 60) 36. Возникновение подъемной силы крыла (стр. 63) 37. Явления в пограничном слое (стр. 68) 38. Разрезные крылья (стр. 70) 39. Возникновение силы лобового сопротивления крыла (стр. 73) 40. Парабола индуктивного сопротивления (стр. 77) 41. Переход на новый размах (стр. 78) 42. Центр давления крыла (стр. 79) 43. Определение центра давления способом коэфициента моментов (стр. 82) 44. Поперечное перемещение центра давления (стр. 86) 45. Сопротивление воздуха при движении самолета (стр. 88) 46. Центр давления самолета (стр. 93) 47. Перемещение центра давления самолета по воле летчика (стр. 98) 48. Перемещение центра давления самолета помимо воли летчика (стр. 100) 49. Графическое изображение перемещения центра давления самолета (стр. 102) Отдел II. Управляемость и устойчивость самолета 50. Равновесие самолета (стр. 105) 51. Центр тяжести самолета (стр. 105) 52. Главные оси вращения самолета (стр. 109) 53. Продольное равновесие самолета (стр. 110) 54. Продольное равновесие при верхней децентрации (стр. 111) 55. Продольное равновесие при нижней децентрации (стр. 112) 56. Действие струи винта (стр. 113) 57. Протольная управляемость самолета (стр. 115) 58. Изменение угла атаки самолета с помощью руля высоты (стр. 115) 59. Продольная устойчивость (стр. 119) 60. Поперечное равновесие самолета (стр. 122) 61. Влияние работы винтомоторной группы на поперечное равновесие (стр. 122) 62. Уравновешивание реакции вращения винта (стр. 123) 63. Поперечная управляемость (стр. 124) 64. Поперечная устойчивость самолета (стр. 126) 65. Поперечная устойчивость при больших углах атаки (стр. 128) 66. Равновесие пути (стр. 130) 67. Смещение киля (стр. 131) 68. Действие руля направления (стр. 132) 69. Устойчивость пути (стр. 133) Отдел III. Винтомоторная группа 70. Общие свойства винтомоторной группы (стр. 136) 71. Движения и скорости винта (стр. 137) 72. Угол атаки элемента лопасти винта (стр. 139) 73. Аэродинамический спектр винта (стр. 140) 74. Влияние струи винта на, части самолета (стр. 141) 75. Формы винта (стр. 141) 76. Шаг винта (стр. 142) 77. Винт с постоянным шагом (стр. 143) 78. Винт с переменным шагом (стр. 145) 79. Винт с изменяемым шагом (стр. 145) 80. Скольжение винта (стр. 146) 81. Тяга винта (стр. 150) 82. Сопротивление вращению винта (стр. 155) 83. Изменение момента сопротивления и потребной мощности (стр. 157) 84. Центробежные силы, действующие на винт (стр. 160) 85. Характеристика винтомоторной группы (стр. 161) 86. Полезная мощность винта (стр. 162) 87. Влияние высоты на работу винтомоторной группы (стр. 166) 88. Применение винтов изменяемого шага (стр. 167) 89. Перестроение характеристики винтомоторной группы на новые обороты и плотность воздуха (стр. 168) Отдел IV. Режимы полета 90. Особенности режимов полета (стр. 174) 91. Режим горизонтального полета. Схема сил (стр. 174) 92. Скорость горизонтального полета (стр. 176) 93. Влияние нагрузки на скорость (стр. 177) 94. Влияние угла атаки на скорость (стр. 180) 95. Посадочная скорость (стр. 181) 96. Положение самолета на разных скоростях (стр. 182) 97. Тяга, потребная при режиме горизонтального полета (стр. 183) 98. Кривая Пено для тяги (стр. 185) 99. Мощность, потребная при режиме горизонтального полета (стр. 187) 100. Два режима горизонтального полета (стр. 191) 101. Коэфициент мощности (стр. 194) 102. Обороты винта, потребные для режима горизонтального полета (стр. 196) 103. Полет на высоте (стр. 198) 104. Мощность, потребная при полете на высоте (стр. 201) 105. Расчет дальности полета (стр. 204) 106. Подъем самолета (стр. 215) 107. Схема и взаимодействие сил (стр. 215) 108. Скорость при подъеме (стр. 216) 109. Угол подъема (стр. 217) 110. Вертикальная скорость подъема (стр. 218) 111. Мощность, расходуемая на подъем (стр. 219) 112. Баланс мощности при подъеме (стр. 220) 113. Указательница траекторий подъема (стр. 221) 114. Влияние высоты на вертикальную скорость. Потолок самолета (стр. 223) 115. Определение потолка методом числа оборотов (стр. 225) 116. Барограмма подъема (стр. 228) 117. Планирование самолета (стр. 229) 118. Схема и взаимодействие сил при планировании (стр. 230) 119. Скорость планирования (стр. 231) 120. Угол планирования (стр. 233) 121. Дальность планирования (стр. 235) 122. Вертикальная скорость снижения (стр. 238) 123. Пикирование (стр. 241) 124. Таблица режима планирования (стр. 243) 125. Указательница глиссад (стр. 244) 126. Планирование с работающим мотором (стр. 246) 127. Парящий полет (стр. 246) 128. Скольжение (стр. 250) 129. Влияние различных факторов на летные качества самолёта (стр. 252) A. Влияние изменения мощности мотора (стр. 252) Б. Влияние изменения веса самолета (стр. 254) B. Влияние изменения сопротивления самолета (стр. 260) Отдел V. Неустановившиеся движения самолета 130. Случаи неустановившегося движения (стр. 262) 131. Зависимость между силой, массой и ускорением (стр. 263) 132. Возникновение криволинейного движения (стр. 264) 133. Импульс силы и количество движения (стр. 267) 134. Неустановившееся движение самолета, вызванное изменением тяги винта (стр. 268) 135. Неустановившееся движение, вызванное изменением угла атаки (стр. 271) 136. Окончательные результаты, даваемые изменением угла атаки (стр. 273) 137. Ввод в планирование без начальной скорости с выключенным мотором (стр. 281) 138. Горизонтальный вираж (стр. 285) 139. Схема и взаимодействие сил на вираже (стр. 287) 140. Перегрузка на вираже (стр. 289) 141. Зависимость между углом крена, радиусом и скоростью (стр. 291) 142. Время замыкания полного круга (стр. 292) 143. Скорость на вираже (стр. 292) 144. Сила тяги и мощность на вираже (стр. 293) 145. Кривая Пенс для тяги на вираже (стр. 294) 146. Вираж в кратчайшее время и вираж наименьшего радиуса (стр. 298) 147. Влияние высоты на вираж (стр. 308) 146. Явления, сопровождающие вираж (стр. 308) 149. Спираль (стр. 309) 150. Взлет (стр. 312) 151. Длина и время разбега (стр. 315) 152. Влияние ветра на взлет (стр. 319) 153. Взлет с площадки малого размера (стр. 321) 154. Посадка (стр. 335) 155. Приближенный расчет времени и длины выдерживания и пробега самолета при посадке (стр. 338) 156. Способы улучшения посадочных свойств самолета (стр. 341) 157. Виды посадок (стр. 344) 158. Влияние ветра на посадку (стр. 347) Отдел VI. Фигурные полеты 159. Петля (стр. 349) 160. Взаимодействие сил на петле (стр. 349) 161. Перегрузка самолета при петле (стр. 352) 162. Штопор (стр. 355) 163. Схема сил при штопоре (стр. 357) 164. Скорости и радиус штопора (стр. 359) 165. Влияние центровки и других факторов на штопор (стр. 361) 166. Ввод и вывод самолета из штопора (стр. 364) 167. Боевой разворот (стр. 366) 168. Перевороты через крыло (стр. 366) 169. Переворот Иммельмана (стр. 371) 170. Падение на хвост (стр. 373) 171. Падение листом (стр. 375) 172. Полет перевернутого самолета (стр. 375) ======================================================================== Б. В.'ВИСЛЕНЕВ и Д. В. КУЗЬМЕНКО ТЕОРИЯ АВИАЦИИ Четвертое исправленное издание ГОСУДАРСТВЕННОЕ ВОЕННОЕ ИЗДАТЕЛЬСТВО НАРКОМАТА ОБОРОНЫ СОЮЗА ССР •* Москва —1939 Б. В. ВИСЛЕНЕВ и Д. В. КУЗЬМЕНКО. .Теория авиации". Четвертое исправленное и дополненное издание. В книге даны основные сведения по аэродинамике и рассмотрены законы, знание которых необходимо для осуществления полета самолета. Книга может служить учебным пособием для училищ, школ и строевых частей ВВС РККА. ОТДЕЛ I ОСНОВНЫЕ СВЕДЕНИЯ ПО АЭРОДИНАМИКЕ 1. Предмет аэродинамики Воздух, как и все материальные тела, обладает рядом физических свойств, используя которые можно осуществлять полеты на аппаратах тяжелее воздуха. Для изучения основ механического полета необходимо иметь вполне отчетливое представление о механических свойствах той среды, которая является опорой для летательного аппарата. Наука, занимающаяся изучением механических свойств воздуха и тех сил, которые возникают при движении в нем частей самолета, называется аэродинамикой; Аэродинамика разделяется на теоретическую, базирующуюся на теоретической механике, и экспериментальную, основанную на опытах, производимых в аэродинамических лабораториях и в4 полете. Оба отдела аэродинамики при исследовании и изучении механического полета взаимно дополняют друг друга. 2. Вес и весовая плотность воздуха Одним из существеннейших свойств воздуха, от которого зависит строение атмосферы, является его весомость. Как и все физические тела, воздух тяготеет к центру земли, и хотя мы не замечаем его веса, но -способами, разработанными физикой, определение веса воздуха производится с большой точностью. Весомость воздуха характеризуется его весовой плотностью, которая представляет собой отношение веса некоторой массы воздуха к ее объему. В технике вес тела принято выражать в килограммах, а объем— в кубических метрах. Таким образом, весовая плотность воздуха выражается числом килограммов вещества, содержащегося в одном кубическом метре. Обозначение, принятое для весовой плотности, — у (гамма), а размерность — кг/м*. Весовая плотность— величина непостоянная, зависящая от температуры и давления, под которым находится воздух. При определенных же условиях весовая плотность воздуха имеет всегда постоянную величину. I* * 3 Например, если барометр показывает давление -760 мм при температуре 15° С, то т = 1,225 кг/м*. Эти условия — давление 760 мм и температура 15° С — мы будем считать средними условиями летнего дня и называть нормальными условиями. Если о состоянии атмосферы не сделано никаких оговорок, то считается, что условия соответствуют нормальным, а т'= 1,225 кг\м*. "3. Влияние давления и температуры При изменениях давления весовая плотность изменяется прямо пропорционально давлению. Отклонение температуры на 1°С вызывает изменение т на */27з первоначальной величины, причем нагревание уменьшает ее, а охлаждение увеличивает. Для выяснения этих двух зависимостей решим следующие задачи. Задача 1. Давление воздуха р — 776 мм, температура t = 15° С. Какова величина весовой плотности? При давлении в 760 мм, и температуре 15° С весовая плотность нам известна. Она равна 1,225 кг/м3. С увеличением давления до 776 мм весовая плотность возрастает во столько раз, во сколько раз 776 мм больше 760 мм, т. е. т = 1,225- ЦЦ = 1,251 кг/м*. Если давление равно не 776 мм, а вообще />, то весовая плотность Р Т = То- 760* где YO означает плотность при нормальных условиях. Задача 2. Давление воздуха 760 мм, температура 30° С. Найти весовую плотность. Из физики известно, что плотность газа изменяется обратно пропорционально его абсолютной температуре. х По шкале абсолютной температуры 0° лежит на 273° ниже 0° по шкале Цельсия, поэтому 0° С будет соответствовать 273° абсолютной температуры; следовательно, 15° С будут соответствовать 288°, а 30° С —303° абсолюта: и температуры. * Отсюда следует, что в нашей задаче плотность воздуха 288 должна измениться в -щ раз&, Если при ?бс = 288° -у = 1,225 кг/м*, то при заданной Табс = = 303° значение f будет: 1,225— = 1,163 HZJM\ Решая эту же задачу в общем виде, получим: Y _ 1 09^ 288 » — ->----^' 273 -Ь t ' где t—число градусов по Цельсию. 4 Если одновременно изменяются давление и температура, то весовая плотность определится по следующей формуле: — Р -.88 Y~"To' 760 ' 273-И Для нахождения плотности воздуха при условиях, не отличающихся от нормальных, обычно пользуются готовыми таблицами. Изменения влажности воздуха и его химического состава настолько мало сказываются на изменении плотности, что ими можно пренебречь. Колебания в плотности воздуха от состояния погоды могут быть весьма значительна и достигать примерно 20°/0- Вообще надо считать, что зимой и при высоком барометрическом давлении плотность воздуха больше нормальной, а в жару и при низком барометрическом давлении плотность воздуха меньше нормальной. Если сравнить плотность воздуха и воды, то окажется, что вода почти в 815 раз плотнее. 4. Инертность воздуха Второе основное свойство воздуха, без которого был бы немыслим полет на аппаратах тяжелее воздуха,—это его инертность. Из физики известно, что всякая масса (твердая, жидкая или газообразная) стремится сохранить состояние покоя или прямолинейного и равномерного движения. Если какая-либо внешняя сила нарушает эти состояния, то масса оказывает этому сопротивление, развивая инерционные силы. Давление ветра на неподвижные тела и силы сопротивления, которые развиваются при движении тел в воздухе, имеют своей основной причиной инертность воздуха. 5. Техническая единица массы В технике нередки случаи решения задач на нахождение инерционных сил или тех ускорений, которые приобретает масса под действием свободной силы. При решении этих задач приходится сталкиваться, с одной стороны, с незыблемыми законами природы, а с другой—оперировать мерами, произвольно установленными человеком. Второй закон Ньютона гласит: ускорение, приобретаемое массой под действием некоторой силы, прямо пропорционально величине действующей силы и обратно пропорционально массе тела. Можно выработать такую систему мер массы, силы и ускорения, при пользовании которой будет иметь место следующее простое соотношение: toacca, равная единице, под дей- м /^\ vJ 4,405*1 ствием силы, также равной единице, будет иметь ускорение, равное единице. В технике твердо установленной единицей силы является сила в 1 нг, т. е. сила притяжения 1 дм* .воды при 4° С к центру земли на широте 45°. Единицей ускорения является приращение скорости на 1 м/сек2. Технической единицей массы является такое количество вещества, кото-рое под оействием силы в 1 кг приобретает ускорение, равное 1 лг/сен2. Посмотрим, в каком соотношении должны находиться техническая единица массы и масса 1 дм'6 воды при наибольшей ее плотности; для этого предоставим возможность массе тела весом в 1 кг совершать свободное падение. При свободном падении такое тело находится под действием силы земного притяжения, равной 1 кг, и имеет, как известно, ускорение, равное 9,81 м:сек2, т. е. ускорение данного тела в 9,81 раза более технической единицы ускорения, равной 1 м/сек2. Увеличивая массу, но оставляя действующую силу неизменной,^ можно уменьшить ускорение в любое число раз. Легче всего такой опыт произвести на машине Атвуда, представляющей собою блок с перекинутой через него ниткой с двумя неуравновешенными грузами (рис. 1). На рисунке взяты массы грузов весом 5,405 и 4,405 кг. Общий вес, следовательно, 9,81 кг, а сила Р, вызывающая ускорение, равна 1 кг. Согласно закону Ньютона, ускорение при нашем опыте должно быть в 9,81 раза меньше, чем при свободном падении; так оно и получается в действительности. Произведя подобный опыт, мы нашли бы ускорение равным 1 м!сек*. Теперь мы можем утверждать, что техническая единица массы, согласно определению и опыту, в 9,81 раза больше массы тела, весящего 1 кг. Итак, если вес тела дан в килограммах, а нужно выразить его в технических единицах массы, то для этого число килограммов нужно разделить на 9,81. Пример. Вес самолета 1 СОО кг. Сколько это составит технических единиц массы? Ответ: —(Го? ^ -02 техн. ед. массы, 5,405кг Р*1кг Рис. 1. Схема машины Атвуда. Во многие технические формулы, никак не связанные со свободным падением, приходится вводить число 9,81. Делать это приходится для перехода от практической единицы массы 1 кг, определяемой простым взвешиванием, к технической единице массы, более удобной для расчетов в тех случаях, когда приходится искать ускорение по силам или силы по производимому ими ускорению. 6. Массовая плотность При расчетах в теории авиации обычно пользуются не весовой, а массовой плотностью воздуха. Массовая плотность воздуха измеряется числом технических единиц массы, заключенных в 1 л.3. Для перехода от весовой плотности к массовой необходимо весовую плотность у разделить на 9,81. Обозначение массовой плотности р: Р = 9,«1 техн. ед. массы л* кг сек* или -*-• так как размерность технической единицы массы выражается кг в 1фёк*' Посмотрим, чему равна массовая плотность воздуха при нормальных условиях: — Л225 Ро ~ 9,81 ; произведя сокращение, почти в точности получаем: Ро ~-у- или 0,125. Таким образом, мы будем считать, что при нормальных, условиях в каждом кубическом метре воздуха содержится ----- технической единицы, массы. При изменении давления и температуры массовая плотность изменяется по тем же законам, что и весовая. Для любых значений давления температуры массовая плотность воздуха может быть определена по формуле: Р = РО"7 288 760 2/3 + t' Например, если дано р ~ 750 мм и ?=-27°, то массовая плотность, согласно приведенной формуле, будет равна: р = 0,125 750 288 760 ' 273 + 27 = 0,118. •ч <.-i-' 7. Состав воздуха По своему составу воздух является механической смесью нескольких газов. По объему в воздухе содержится: азота 78,03%, кислорода 20,99% и других газов (аргон, углекислота, гелий, неон, ксенон, криптон) — 0,98%. По весу в воздухе содержится: азота 75,53%, кислорода 23,02% и других газов 1,45%. Кроме этого, атмосферный воздух содержит водяной пар, количество которого зависит от степени насыщения и температуры. 8. Атмосферное давление. Высотомер Следствием весомости воздуха является атмосферное, или барометрическое, давление, принимаемое в среднем на уровне моря равным давлению ртутного столба высотой 760 мм. С поднятием в верхние слои атмосферы барометрическое давление уменьшается. 'Для небольших высот можно считать, что с поднятием на каждые 10 м давление уменьшается на 1 мм ртутного столба. Для измерения атмосферного давления пользуются барометрами. Барометры бывают двух'родов: ртутные и металлические; последние носят название анероидов. Ртутными барометрами пользуются лишь на метеорологических станциях, а на самолетах и аэростатах—всегда анероидами. Такой барометр-анероид изображен на рис. 2. В аэродинамике при вычислениях сил принято большей частью исходить из давлений не ртутного столба, а водяного, Рис- 2- так как измеряемые давления вообще невелики, и, выражая их высотой ртутного столба, мы получаем слишком малые величины. Кроме того, для ряда расчетов при выражениях давлений высотой водяного столба отпадает необходимость вводить в расчетные формулы плотность ртути, вследствие чего весь расчет упрощается. Будем иметь все же в виду, что 1 мм ртутного столба эквивалентен 13,6 мм водяного столба и что давление в 1 мм водяного столба эквивалентно 1 мг/м*. Так как между уменьшением давления и набранной самолетом высотой имеется некоторая закономерность, то барометр-анероид можно приспособить для измерения высоты полета. Для этого, вместо шкалы с делениями давления, устанавливается подвиж- 8 *?T^y^^r3f'^^'f:-'*br^ -> ш пая шкала с делениями высоты. Такой прибор называется альтиметром, или высотомером (рис. 3). . Перед взлетом летчик, вращая шкалу (циферблат), устанавливает нулевое деление на то давление, которое показывает в данный момент стрелка, поэтому высотомер в полете дает показания высоты относительно точки взлета. Эти показания обычно не обладают абсолютной точностью и расходятся с действительной высотой в пределах от 2 до 5%; однако такая погрешность особого значения в полете не имеет. Пользуясь альтиметром, летчик должен учитывать свойство альтиметра показывать высоту полета относительно точки взлета, а также и изменение рельефа местности во время полета, иначе легко впасть в крупные ошибки, особенно опасные при ночных полетах. Сущность происхождения этих ошибок не трудно уяснить из рассмотрения рис. 4. Например, если летчик, установив шкалу высотомера на О, совершил взлет с аэродрома А, лежащего на высоте 250 м над уровнем моря, то над точкой В местности, лежащей на уровне L'- Рис. 3. Уровень /лоря Q.^" 'Уровень моря Рис. 4. * моря, высотомер будет показывать 0 высоты, тогда как фактически самолет находится на высоте 250 м над поверхностью земли. Если же, наоборот, взлет произведен на уровне точки В, то в точке .4 самолет в действительности будет находиться у самой поверхности земли, а высотомер будет показывать 250 м. 9 При длительных полетах и дальних перелетах на показаниях альтиметра может сказаться изменение давления в зависимости от погоды, а также, от географического Изменения местоположения самолета. В случае слепой посадки поправка показания высотомера является обязательной, поэтому летчик по радио запрашивает давление на уровне аэродрома, на котором он будет совершать посадку. Обычным барометром-анероидом или ртутным можно воспользоваться для определения высот, используя формулу Пуассона: //=183в5^^-(-+'° + '" Рн 54Ь где Н—высота над землей, р0 — давление у земли, рн—давление на высоте, ?0 и tf]—температура воздуха у земли и на высоте. 9. Изменение температуры Верхние слои атмосферы имеют меньшую температуру, чем нижние. На основании наблюдений установлено, что с поднятием на высоту до 11 км на каждые 100 м температура уменьшается приблизительно на 0,65° С. Поэтому при полетах на больших высотах наблюдается весьма низкая температура (значительно меньше 0°), в то время как у земли стоит жаркая погода. Принимая нормальные температурные условия на уровне моря 15J С, для любой высоты до 11 км температуру можно подсчитать по следующей, весьма простой формуле: *н — 15- -0,65 я 100 * Летом, в вечерние часы и при отсутствии ветра, который перемешивает слои воздуха, температура с поднятием до известг ной высоты не уменьшается, а увеличивается. Объясняется это тем, что нагретый за день воздух, имеющий малую плотность, поднимается вверх и заменяется у земли более холодным. Это явление носит название инверсии 1. В прилагаемой ниже таблице дан один из случаев инверсии. Высота в м 0 100 200 300 400 500 600 700 800 Температура . . . 15° 17,4° 17,9° 17,5° 17° 16° 16° 15,6° 15° Из этой таблицы видно, что температура до высоты 200 м повышается, а затем падает, и на высоте 800 м становится такой же, как у земли. 1 От латинского inverse — обращаю, 10 Инверсия, наблюдаемая в вечерние часы,—явление случайное, не носящее характера закономерности. Исследование высоких слоев атмосферы, произведенное с помощью шаров-зондов и другими способами, показывает, что до некоторой высоты, лежащей в наших широтах на уровне около 11 000 м, температура падает по закону, указанному выше. Начиная с высот порядка 11 000 м и несколько выше, температура держится на постоянном уровне, близком к—56° С, а на еще больших высотах наблюдается неуклонное повышение температуры. Эта инверсия носит характер постоянного явления, связанного с физическими особенностями высоких слоев атмосферы. Слои воздуха, имеющие постоянную инверсию, носят название стратосферы. 10. Международная стандартная атмосфера Так как барометрическое давление, температура, весовая и массовая плотности довольно значительно меняют свою величину в зависимости от высоты, широты и долготы места наблюдения, от времени года и от метеорологических условий, то данные различных проектов и результаты летных испытаний самолетов, производимых в разных атмосферных условиях, получаются также непостоянными, что затрудняет проведение всяких сравнений. Поэтому пришли к необходимости в основу вычислений принять вполне определенные атмосферные условия на уровне моря, называемые нормальными (р = 760 мм, ?—15° С, ЛГ2 CPtft\ Y = 1,225 кг/м* и р0 = 0,125 ——J, к которым приводятся действительные атмосферные условия. Таблица среднегодовых значений давления температуры, весовой и массовой плотности для различных высот, приведенных к нормальным условиям, называется стандартной атмосферой, принятой во всех государствах (см. таблицу на стр. 13). Летные характеристики самолетов, полученные при испытаниях в самых различных атмосферных условиях, всегда приводятся к условиям стандартной атмосферы (нормальным условиям), что дает большие удобства при сравнении качеств самолетов. Если летные показатели самолета даны для действительных атмосферных условий, то при этом обычно отмечаются значения барометрического давления и температуры для высоты, на которой производился данный полет. Влияние атмосферного фактора на скорость полета, скороподъемность, работу винтомоторной группы (ВМГ) и т. д. определяется главным образом величиной массовой плотности воздуха. Летчикам при изучении летных показателей своего самолета, на основе теории и практических испытаний, весьма важно уметь переводить действительные атмосферные условия в стандартные, и наоборот. Для решения такой задачи нужно знать давление и температуру, при которых производился полет. 11 Пусть, например, в действительной обстановке на высоте 2000 м давление р = 590 мм и температура t— 20° С; посмотрим, какие значения массовой плотности и высоты соответствуют этому по стандартной атмосфере. Находим массовую плотность для данных условий: Оч ~r 590«288 Л л.-.-. •и '125 760 (273 + 20) -0'095 кг сек? ~~мГ~ По стандартной атмосфере этому значению массовой плотности будет соответствовать высота около 2750 м. Таким образом, высота 2750 м по стандартной атмосфере эквивалентна (равнозначна) высоте 2 000 ж в действительных условиях, и поэтому ее называют эквивалентной высотой. t г з 4 s высоте по ольтцщтру 6км Рис. 5. \ Эквивалентная высота может быть больше или меньше действительной. Например, зимой на высоте 2 000 м при р = 590 мм и t = —30° С эквивалентная высота равна всего лишь 800 м. На рис. 5 дана диаграмма, по которой, зная высоту, показанную высотомером, и температуру окружающего воздуха, можно быстро .найти эквивалентную высоту. Пунктирная линия на диаграмме соответствует стандартным условиям, при которых действительная и эквивалентная высоты равны друг другу. Например, в стандартных условиях показанию высотомера 3500 м соответствует такая же эквивалентная высота, но при температуре —20° С эквивалентная высота снижается до 3200 м, а при +20° С увеличивается до 4 700 л*. Уменьшение эквивалентной высоты по сравнению с действительной благоприятно для полета, а увеличение неблагоприятно. 12 Таблица международной стандартной атмосферы Высота Я, м Давление р, мм Температура, t° С Весовая плотность Y кг/м* Массовая плотность кг сек2 р____ Относительная плотность Ря Ро 0 760 15 1,225 0,125 1,000 500 716 11,8 1,168 0,119 0,953 1000 674 8,5 1,112 0,113 0,907 1500 634 5,3 1,058 0,108 0,864 2000 596 2,0 1,007 0,103 0,822 2500 560 - 1,3 0,957 0,098 0,781 3000 526 - 4,5 0,909 0,093 0,742 3500 493 - 7,8 0,863 0,088 0,705 4000 462 - 11,0 0,819 0,084 0,669 4500 433 — 14,3 0,777 0,079 0,634 5000 405 -17,5 0,736 0,075 0,601 5500 376 - 20,8 0,693 0,071 0,569 6000 354 — 24,0 0,660 0,067 0,538 6500 330 -27,3 0,624 0,064 0,509 7000 308 — 30,5 0,590 0,060 0,481 7500 287 -33,8 0,557 0,057 0,454 8000 267 — 37,0 0,525 0,054 0,429 8500 248 -40,3 0,495 0,051 0,404 9000 230 — 43,5 0,466 0,048 0,380 9500 214 — 46,8 0,439 0,045 0,358 10000 198 -50,0 0,413 0,042 0,337 11000 169 — 56,5 0,364 0,037 0,297 12000 145 — 56,5 0,310 0,032 0,253 13000 124 - 56,5 0,265 0,027 0,216 14000 106 -56,5 0,226 0,023 0,185 15000 90 -56,5 0,193 0,020 0,158 11. Влияние высоты на полет. Потолок летчика ,»• Влияние высоты, вследствие изменения температуры и давления, сильнейшим образом сказывается на полете самолета; в особенности это заметно при совершении полетов на больших высотах. Уменьшение давления и плотности воздуха, наблюдающееся на высоте, вообще неблагоприятно для полета, так как условия поддержания самолета значительно ухудшаются. Крыло самолета, работая в разреженной среде, требует для создания нужной для 13 полета подъемной силы больших скоростей. Мотор, не получая достаточного количества кислорода, необходимого для сгорания бензина, начинает уменьшать число оборотов и мощность. Летчик на больших высотах сильно страдает от холода, и для защиты его требуется специальная теплая одежда, иногда с электрическим обогревом. Легкие летчика, начиная с 5 000 м, получают настолько мало кислорода, что начинается кислородное голодание организма с симптомами так называемой горной болезни. Горная, или высотная, болезнь проявляется прежде всего общей слабостью, уменьшением мускульной силы, учащенным пульсом и дыханием, замедленной работой всей нервной системы, включая и головной мозг. Под влиянием ее на некоторой высоте летчик становится совершенно беспомощным, теряет сознание и возможность управления аппаратом, — эта высота называется потолком летчика. Обычно потолок летчика лежит на высоте 6000 — 7000 м. Только исключительно выносливые организмы имеют больший потолок. Современная тактика применения боевых самолетов стремится к овладению все большими и большими высотами, превышающими естественный потолок летчика. Повышение потолка, необходимое для осуществления тактических заданий на больших высотах, достигается в настоящее время с помощью кислородных приборов, доставляющих летчику недостающий кислород. Осуществление полета на высоте более 12000—14000 м требует специальных защитных одежд — скафандров или герметически закрытых кабин, предохраняющих летчика от уменьшения атмосферного .давления. 12. Движение воздуха Атмосферный воздух приходит в движение и образует ветер в том случае, если между двумя точками земной поверхности имеется разность барометрических давлений. Ветер всегда на- , правлен от той точки, где ~ Z^lVJLVr ГГ_~-~_~_~1~ "I/, давление больше, к той, __------------------------------Сживет- где давление меньЩе. Чем —*------------------------------------ра на оысо- к j, —-_----------------------------л те больше разность давлений, IZ^_~J_~_TJ~_1111~L~LV"I---------~ тем сильнее ветер. Наи- --*-^--------ТГГ-Г """•"---11,111-- меньшую скорость имеет ГП^--"--"-" ~~-~-~------~~V~—------- ветер у земной поверх- —^~~~~1----1--"-С ~~-~-Vj~~l"_1 ности. С увеличением вы- ~~ ~~^~ -- ^J~l~ -'„'-1;-* ^ --------------_. соты скорость ветра о'бычно "" " '''-~rNV-l~~_~^-^~~ возрастает, и даже тогда, когда у земли наблюдается полный штиль, на высоте ветер все-таки есть. На ^ значительной высоте ветер можно рассматривать как Рис. 6. ряд параллельных воздущ- 14 _» * // — > u it' N Ч"-----"' " """< -• /O^'(Ol) fdfl \:^< ч*--:' '&' ных струй, скорость которых почти постоянна. Вблизи земной поверхности скорость ветра изменчива. Ветер как бы пульсирует, то увеличивая, то уменьшая свою скорость. Структура ветра вблизи земной поверхности весьма сложна. Вследствие трения воздуха о поверхность почвы и торможения его различными препятствиями, нижние слои значительно отстают от верхних, результатом чего является трение слоев воздуха друг о друга и их вращательное движение. Вращающиеся массы воздуха называются вихрями. Ветер вблизи земной поверхности насыщен вихрями. На рис. 6 изображена структура ветра на высоте и у земной поверхности*. 13. Давление в струе (закон Бернулли) Газ, находящийся в покое, производит давление на поверхность всех тел, с которыми он соприкасается. Давление это направлено перпендикулярно поверхности и называется статическим давлением. Статическое давление, согласно известному закону Паскаля, во всех точках одного и того же горизонтального слоя одинаково. Статическое давление обусловлено беспорядочными движениями молекул и их ударами о поверхности тел. Удары молекул газа производят внешнее давление, а их взаимные соударения— внутреннее Рис. 7. В приложении к движению газа закон Паскаля не применим, и распределение давлений в струе подчиняется другому закону, открытому Д. Бернулли. Рассмотрим, в чем заключается этот закон, или, как его называют в курсах аэродинамики, теорема Бернулли. Представим себе струю газа, протекающего по трубе переменного сечения (рис. 7). Причиной движения газа является его первоначальное давление, под действием которого газ устремляется в трубу и приобретает известную скорость. Когда поток газа установится, то через все сечения трубы в единицу времени будет протекать один и тот же объем газа, равный произведению площади поперечного сечения струи S на ее скорость V; sv^s.v^s.v,. Скорости струи в различных сечениях будут неодинаковы: чем меньше площадь поперечного сечения струи, тем больше скорость, и наоборот. В дальнейшем мы будем считать, что всегда, если струя газа суживается, скорость ее увеличивается-, 15 если струя'расширяется, то скорость ее уменьшается. Примеры, подтверждающие это, весьма многочисленны. Река Б тех местах, где русло ее широко и глубоко, течет медленно, тогда как в узких местах ^появляется стремнина. Ветер дует сильнее в ущелье, чем на открытом месте. Этот вывод для нас весьма важен, но самым важным является то, что при изменении скорости струи изменяется и ее давление. Сжатый газ обладает способностью производить работу. Запас работы, или энергия газа, прямо пропорционален давлению. Движущийся газ, помимо энергии давления, обладает еще и некоторым запасом кинетической энергии, или энергии движения. Ветер производит работу и вращает ветряные двигатели за счет несомой им кинетической энергии. Кинетическая энергия газа прямо пропорциональна его плотности и квадрату скорости движения; в аэродинамике она называется скоростным напором. Скоростной напор равен живой силе 1 м* воздуха и выражается формулой Это выражение показывает, какую работу (в килограммометрах) способен произвести 1 м9 воздуха при полной его остановке. В струе переменного сечения изменение скорости сопровождается изменением кинетической энергии, а вместе с ней и энергии давления. Переход газа из широкого сечения струи в более узкое (если пренебречь трением о стенки) сопровождается не изменением общего запаса энергии, который слагается из энергии давления (потенциальной) и кинетической, а увеличением последней. Откуда же возьмется энергия, необходимая для увеличения скорости? Источник один: на это израсходуется часть потенциальной энергии, и давление газа уменьшится. Однако сумма двух родов энергии попрежнему остается постоянной. Опыт подтверждает, что сужение • струи всегда сопровождается уменьшением давления в направлении, перпендикулярном потоку. Обратный результат получается при расширении струи. Расширение сопровождается уменьшением скорости, а значит, и кинетической энергии; но так как газ не отдает энергии и не совершает внешней работы, то весь избыток кинетической энергии перейдет в потенциальную, результатом чего явится увеличение давления. Опыт подтверждает, что всегда расширение струи сопровождается увеличением давления. На рис. 8 дана схема прибора для демонстрации изменения давления в различных сечениях струи. Манометр показывает наименьшее давление в самой узкой части трубы. Таким образом, в струе переменного сечения газ имеет наименьшее давление там» где он движется с наибдль- 16 •$• 1 I щ -и f шей скоростью, а наибольшее — где скорость его наименьшая. Это заключение представляет собой содержание теоремы Бер-нулли. В механике доказывается, что для всех сечений струи oV- P^i р -ь V = Р\ + т = const' где р и pi означают давление воздуха для двух разных сечений pl/2 Р*1 струи, —- и ~2-----скоростные напоры для тех же сечений. fe?^^^ ч Згт Это уравнение показывает нам: "~—-*--j т> 1) что сумма энергии давления и скоростною напора (кине-ФЦтической энергии) есть величина постоянная (const) для всех «hi сечений струи; } 2) что разность давлений р и р^ в различных сечениях равна разности в скоростных напорах; 3) что для нахождения разности давлений р и /?- в мерах, принятых аэродинамикой, т. е. в кг/м2 (давление, выраженное в кг/м2, численно равно давлению водяного столба, выраженному в миллиметрах), и при отыскании скоростных напоров -А,— и ? PV? -у необходимо подставлять в уравнение значения V в м/сем / кг сек2 ^массовую плотность р в м* ' s 4) что увеличение скоростного напора вызывает уменьшение давления. Для лучшего уяснения сказанного приведем следующий пример. Пусть ветер дует со скоростью 10 м/сем, при этом барометрическое давление р равно, допустим, 10000 мм водяного столба (т.е. 10000:13,6 = 735 мм ртутного столба). Указатель скорости\ в сечении трубки АА1 (рис. 9± показывает 20 м/сек, Как велико давление pt в сечении труйи 'А4-? 2 Теория авиации (^ .. Vo.r, 311ЭЭ 17 Для получения ответа решаем уравнение Бернулли относительно /V /»,-/» + -f(V»-VJ). Подставляем числовые значения: pi =- 10000 + ^ (юо — 400) = ==10000 — 18,7 = 9981,3 л*л* водяного столба. Давление упало на 18,7 мм водяного столба. Переведя результат на давление ртутного столба, получим: 1Я 7 lj5^1,-38 мм ртутного столба. Возникшая разность давлений сама по себе незначительна, однако если она действует на площадь 20 м*, то получается уже сила, равная 375 кг. Для сечения ВВ1 обучающемуся предлагается решить задачу самостоятельно. 14. Указатели скорости В авиационной практике -для измерения скорости движения самолета, а также для измерения скорости искусственных потоков воздуха в аэродинамических трубах применяются приборы, действие которых основано на изменении скоростного напора и давления струи при изменении скорости. Рассмотрим два наиболее распространенных типа указателей скорости. В ч> Рис. 10. Указатель скорости с трубкой Вентурй состоит из самой трубки Вентурй, металлического манометра и соединяющей их медной трубки (рис. 10). Трубка устанавливается обычно на крыле, подальше от струи винта или на фюзеляже при установке моторов на крыльях. Ось трубки должна быть установлена параллельно линии полета самолета, иначе показания будут неверны. Манометр устанавливается в кабине перед гла- 16 зами летчика и измеряет разность давлений в кабине и в трубке Вентури. Приборы соединяются медной трубкой так, чтобы нигде не было пропусков воздуха. При движении самолета раструб захватывает воздух, и через сужение струя проходит с большой скоростью. При этом образуется разрежение, которое передается в трубочку В и по ней Рис. п: в гофрированную коробку манометра С. Чем больше скорость полета и струи в сечении трубки А, тем меньше давление в манометре. Гофрированная коробка манометра сжимается наружным воздухом тем сильнее, чем больше в ней разрежение. Движения коробки системой рычагов передаются на стрелку, двигающуюся по циферблату, проградуированному на скорости. Указатель скорости с трубкой Вентури хотя и прост и надежен в действии, но большой точности не дает. В зависимости от места установки трубки Вентури и манометра показания его заметно изменяются. Дело в том, что показания прибора зависят от разности давления в коробке и окружающего ее воздуха, имеющего такое же давление, какое имеет воздух в открытой кабине летчика. Давление в кабине не будет равно атмосферному давлению, соответствующему высоте полета. Струи воздуха, обтекая фюзеляж с большой скоростью, имеют давление меньше атмосферного и вызывают в кабине разрежение (рис. 11). Степень этого разрежения зависит от формы фюзеляжа, скорости полета и даже от положений летчика. Прибор рассчитан на некоторое среднее разрежение и только при нем показывает точно. Ошибки могут превышать 10%. От" этих недостатков свободен указатель скорости с трубкой Пито. 2* 19 -------- -. j -- \ 1 ----- -. \ а Л b ----------- _,С О (J р 0 ~"* — — • ' "\ *ч <„ i___ i > Рис. 12. Принцип действия трубки Пито основан на следующем явлении. Представим себе трубку небольшого диаметра, поставленную в потоке таким образом, что ее ось совпадает с направлением потока; открытый конец трубки обращен к воздушным струям (рис. 12), а другой конец соединен с манометром. Воздух будет производить на отверстие трубки а двоякое давление: во-первых, давление, называемое статическим, которое соответствует внутреннему давлению всего потока, во-вторых, Тру бия динами ч. Эавяени* Трубки стоепич. давления -<Ь 1^- Статич. часть уназ. скорое щи Прободкаг** Аиммыч. чцсть ?на?. аяоро^яо Рис. 13. динамическое давление, развивающееся при переходе кинетической энергии в потенциальную, вследствие потери скорости струи. Сумма этих двух давлений, называемая полным давлением потока, больше атмосферного давления и возрастает с увеличением скорости потока. Ось второй трубки Ь, с запаянным концом, но с рядом небольших отверстий на поверхности, установлена параллельно потоку так, чтобы струи проходили мимо отверстий. В трубке Ъ будет действовать только статическое давление, в то время как в трубке а — полное давление. Манометр покажет разность Рис. 14. Образование разности давле- Уровней Л, соответствующую ний в коробке указателя скорости, разности давлений полного и статического, которая как раз равна скоростному напору. Если манометр заполнен водой, то давление сразу может быть отсчитано в миллиметрах водяного столба. Трубка Пито состоит из двух частей: из трубки полного давления и трубки статического давления. Существует много видоизменений трубки Пито, но принцип их действия один: поток одновременно производит в них полное и статическое давление, а полученная разность давлений измеряется Манометром (указателем скорости). В новейших выпусках трубка полного давления 20 помещена внутри трубки статического давления (рис. 13). Манометр, соединенный с трубкой Пито, представляет собой коробку, разделенную на две части подвижной мембраной. Мембрана продавливается полным давлением и образует выпуклость в сторону коробки, соединенной с трубкой статического давления. Движения мембраны (рис. 14) передаются на стрелку (рис. 15), двигающуюся по циферблату, раз- ?^" -------- •> ..-«..- ..* . «--, градуированному на скорость. Показания прибора зависят лишь от разности давлений, которая зависит от скорости потока, идущего мимо трубки Пито, а также от массовой плотности воздуха. С изменением высоты полета и изменением вследствие этого р показания прибора меняются. Как учитывать влияние высоты на показания указателя скорости, сказано в главе „Режим го- --ризонтального полета". Необходимо следить за герметичностью всех соединений и непроницаемостью для воздуха самого прибора. Если стекло будет разбито, то прибор перестанет действовать. На рис. 16 дана схема установки указателя скорости с трубкой Пито на стойке крыла самолета. В аэродинамических лабораториях для измерения скорости трубкой Пито применяют жидкостные микроманометры. Общие недостатки указателей скорости: 1. С изменением плотности воздуха, при постоянной скорости, показания меняются, значит, при полетах на высоте показания их не соответствуют истинной скорости, и приходится вводить поправку. 2. При быстрых изменениях скорости указатель скорости запаздывает, и запаздывание тем больше, чем длиннее соединительные трубки и чем больше внутренний объем прибора. 21 Рис. 15. Указатель скорости. Рис. 16. Отставание показаний указателя скорости от действительных скоростей индивидуально для каждого прибора и зависит от состояния приемника, проводки и самого прибора. Отставание показаний сказывается при совершении взлета / и посадки. При взлете, когда скорость непрерывно возрастает, показатель дает скорости всегда меньше фактических. При посадке скорость непрерывно убывает, но показатель скорости дает скорости больше фактических. Введение поправок в этих случаях невозможно. 15. Обтекание потоком тел различной формы Аэродинамические силы, возникающие при движении в воздухе частей самолета, сильнейшим образом зависят от формы этих частей. Характер обтекания получается одинаковым, независимо от того, движется ли часть самолета, а воздух неподвижен, или наоборот. Картина обтекания тела струями воздуха выясняет причины возникновения аэродинамических сил и влияние формы тела на их величину. Для того чтобы сделать поток, обтекающий испытуемое тело, видимым, существует несколько способов. Один кз них заключается в том, что к потоку примешиваются дымные струи. Можно воздух заменить водой, содержащей твердые частицы, например опилки, и сфотографировать обтекание. Готовая картина обтекания, получаемая любым способом, называется аэродинамическим спектром. Рассмотрим наиболее характерные аэродинамические спектры. 16. Плоская пластинка На рис. 17 показан аэродинамический спектр плоской пластинки при движении ее под углом 90° к потоку. Рис. 17. ч Струя а, направленная на центр пластинки, не претерпевая никаких изменений в своем направлении, по мере приближения к поверхности пластинки теряет свою скорость, и давление в ней увеличивается. Таким образом возникает область новы- 22 шейного давления. Соседние струи увеличенным давлением отклоняются от своего пути и оттесняются к краям пластинки. Весь поток, от центральной струи до краев, испытывает расширение и производит на поверхность пластинки давление, больше атмосферного. Наибольшее давление поток производит в центре. У краев пластинки происходит сужение потока, вследствие чего возрастает скорость струй и уменьшается давление в них. Миновав край пластинки, струи по инерции устремляются дальше, постепенно расширяясь и заполняя образовавшееся за пластинкой разреженное пространство. Наибольшее разрежение возникает в центре пластинки, постепенно уменьшаясь к краям. Воздух, находящийся за пластинкой, стремясь заполнить образовавшуюся область пониженного давления, движется в направлении, обратном 'основному потоку, создавая так назы- Рис. 18. ваемые попутные токи в. Обнаружить попутные токи очень легко с помощью шелковинки, помещенной на тонкой проволоке за пластинкой. Шелковинка устанавливается в направлении попутных токов (рис. 18). ^ - Массы воздуха, заключенные между встречными и попутными токами, приходят во вращательное движение', образуя вихри. Вихри возникают вблизи края пластинки и по мере удаления постепенно затухают. Наличие в аэродинамическом спектре вихрей является показателем образовавшегося за телом разрежения и наличия попутных токов. Чем больше вихреобразование, тем сильнее разрежение и тем хуже форма обтекаемого тела. Плоская пластинка является плохо обтекаемой формой. Она при своем движении создает перед собой сильное повышение давления, а за собой вызывает значительное понижение давления. Возникшая разность давлений порождает силу, перпендикулярную поверхности пластинки и направленную в сторону, обратную движению. Сила эта называется силой сопротивления воздуха. При движении ненесущих частей самолета, к которым относятся все его наружные детали, не создающие подъемной силы, как то: 23 фюзеляж, шасси, колеса, поплавки, стойки, растяжки, подкосы и т. д., сила сопротивления воздуха является вредной. Она стремится остановить движение самолета, и в полете ее приходится преодолевать тягой винта. Поэтому все ненесущие части должны иметь форму, вызывающую наименьшую разность давлений между передней и задней своими поверхностями и дающую наименьшее вихреобразование. Такая форма называется удобообтекаемой. Рис. 19. Образование удобообтекаемой формы. Для уменьшения давления на переднюю поверхность тела необходимо увеличить скорость струй, двигающихся касательно к поверхности. Достигается это приданием поверхности выпуклой округленной формы. Для уменьшения разрежения за телом необходимо заполнить самой формой все то пространство, в котором происходит вихреобразование. Получить форму удобо-обтекаемого тела очень легко из аэродинамического спектра плоской пластинки, обводя его контур по ходу струй в спектре. На рис. 19 пунктиром показана форма удобообтекаемого тела, совпадающая с естественным ходом струй в спектре ллоской пластинки. Рис. 20. Аэродинамический спектр удобообтекаемого тела имеет сходство со спектром плоской пластинки, но в нем область повышенного давления занимает весьма небольшую часть у самого носка формы, а область попутных токов и вихрей имеется лишь у самого хвоста. Аэродинамический спектр удобообтекаемой формы показан на рис. 20. Характерным в этом спектре является следующее. 1. Плотное прилегание струй к поверхности обтекаемого тела и движение т касательно к вей, 24 Рис. .21. Сравнение сил сопротивления круглой плоской пластинки и тела удобо- обтекаемой формы. 2. Быстрое сужение потока в носовой части тела и увеличение скорости струй. 3. Медленное и постепенное расширение потока в хвостовой части и уменьшение скорости струй. 4. Уменьшение давления у точек контура от / до 4 (согласно теореме Бернулли), причем в точках 2 и 3 оно значительно меньше, чем в соответствующих точках 2 и«3(рис. 19) у плоской $ пластинки (причина: большая скорость потока). 5. Все давление на носовую часть формы меньше, чем все давление на переднюю поверхность плоской пластинки. Следует это из теоретических соображений и подтверждается опытом. 6. От точки 4, где давление минимально, происходит его увеличение, если перемещаться к хвостовой части в точки 5, 6, 7. Объясняется это уменьшением скорости потока. От точки 7 до точки $ давление вновь уменьшается. Причина этого будет объяснена несколько позднее. 7. Все давление на кормовую часть значительно больше, чем у плоской пластинки на ее заднюю поверхность. 8. Вихреобразование ничтожно и наблюдается лишь у самого хвоста формы. Поток после прохождения тела остается почти невозмущенным. 9. Сила сопротивления воздуха в 15—25 раз меньше, чем у плоской пластинки, при прочих равных условиях (рис. 21). 17. Парадокс1 Эйлера Математическое исследование потока,произведенное Л.Эйлером, привело к следующим выводам. Телоудобообтекаемой формы и с полированной поверхностью, двигаясь в идеальном газе (молекулы которого представляют собой вполне упругие шары, что необходимо для отсутствия трения), не испытывает силы сопротивления воздуха. Это утверждение носит название парадокса Рис, 22. Давление потока на носовую и кормовую части удобообтекаемого тела. 1 Парадоксом называется истина, которая на первый взгляд кажется невероятной. 25 Эйлера. Суммируя давления на отдельные элементы поверхности носовой части, показанные на чертеже стрелками, Эйлер получил силу, направленную в сторону, обратную движению тела, изображенную стрелкой А (рис. 22). Произведя такое же суммирование лавлений на элементы хвостовой части, он получил силу В, направленную в сторону движения. Таким образом, хвостовую часть можно уподобить клину, вытесненному струями воздуха в направлении движения. Математический анализ показывает, что при отсутствии трения силы А и В равны и, будучи направлены в противоположные стороны, уничтожают друг друга. Таким образом, равнодействующая всех давлений равна нулю, и тело сопротивления воздуха не испытывает. 18, Трение воздуха Заключение Эйлера совершенно справедливо для идеально полированного тела и для идеального газа, молекулы которого производят удары, как вполне упругие шары. На практике же такие условия невозможны. Нельзя придать телу идеально полированную поверхность, и нет идеальных газов, поэтому выступает новый фактор, а именно: трение струи воздуха о поверхность. Вследствие трения струй о поверхность, сопротивление воздуха не устранимо полностью, возможно лишь уменьшение его до определенного предела соответственным выбором формы и приданием телу возможно более гладкой поверхности. При движении таких тел, как плоская пластинка (и вообще плохо обтекаемых), трение не имеет почти никакого значения, у тел же удобообтекаемой формы трение имеет решающее значение. Все наружные части самолета обычно делаются лакированными, что значительно уменьшает сопротивление. Придав удобообтекаемому телу шероховатую поверхность, можно в несколько раз увеличить его сопротивление. Содержание самолета в чистоте, удаление с него пыли, грязи и масла имеет значение не только для его сохранности, но и способствует уменьшению сопротивления. / 19. Несовершенные формы * По конструктивным соображениям во многих случаях приходится уклоняться от формы наивыгоднейшего обтекания; в этом случае сопротивление воздуха значительно увеличивается. Рассмотрим обтекание некоторых из этих несовершенных в аэродинамическом отношении форм. Аэродинамический спектр цилиндрической стойки показан на рис. 23. Передняя половина спектра почти не отличается от спектра удобообтекаемой формы. Давление на переднюю часть значительно меньше, чем у плоской пластинки. Перейдя через точку 2 наибольшей скорости и наименьшего давления, струя некоторое время следует по поверхности цилиндра до точки 3, где отделяется от поверхности, стремясь по инерции следовать параллельно потоку. Это явление отделения струи от поверхности носит название срыва струи. У всех несовершен- 26 ных форм наблюдается срыв струи, а ему всегда сопутствуют образование вихрей и увеличение разности давлений. Иногда сознательно создают срыв струи и вихреобразование с целью уменьшения скорости потока в некоторых точках обтекаемого контура. Примером могут служить козырьки, устанавливаемые перед лицом летчика для его защиты (рис. 24). Рис. 23. За козырьком образуется вихрь, скорость которого в нижней части вычитается из общей скорости потока, значительно ее уменьшая. Тот же воздух, который находится в самой кабине, увлекается вместе со всем самолетом и относительно него неподвижен. Формы, имеющие резко законченную кормовую часть, нужно считать плохо обтекаемыми, так как они всегда имеют срыв струи и вызывают за собой разрежение. Рис. 24. На величину сопротивления воздуха влияет форма и передней и задней частей тела. Если передняя часть плавная, а задняя угловатая или слишком быстро закругляется, — сопротивление большое. Если задняя часть хорошая, а передняя неправильная,— тоже плохо. Стоит, например, на хорошее сигарообразное тело в самом толстом месте надеть кольцо, как вся форма будет испорчена. Из всех частей самолета труднее всего уменьшить сопротивление радиатора и моторов воздушного охлаждения. Звездообразный мотор воздушного охлаждения, стоящий в передней 27 части, совершенно портит обтекание фюзеляжа. Мотор старались закрывать капотами, но так, чтобы не ухудшать охлаждения. Сопротивление при этом уменьшалось, но незначительно. Позднее были введены кольцевые капоты Тауненда, принцип работы которых совершенно отличен от обычных обтекателей. Рис. 25. Обтекание открытого мотора. Рис. 26. Обтекание мотора с кольцом Тауненда. Пусть мы имеем фюзеляж с мотором без капота (рис. 25). В этом случае мотор создает сильное завихрение. Если на мотор надеть кольцо, форма сечения которого напоминает профиль крыла, то это кольцо как бы прижимает к фюзеляжу сорвавшиеся струи и устраняет завихрение (рис. 26). Кольцевые ,капоты значительно улучшили полетные качества самолета. Кроме кольцевых капотов Тауненда, в настоящее время широко применяются капоты типа NACA (рис. 27). Принцип их действия тот же, что и кольца Тауненда, но, помимо плавного обтекания, капот NACA при соответствующем расчете входного и выходного отверстий позволяет получить малую скорость обдува Рис. 27. Схема обтекания с капотом NACA. Рис. 28. Самолет с кольцом Тауненда. 28 Рис. 29. Самолет с капотом NACA, мотора, дающую малое сопротивление, но достаточную для нормального охлаждения мотора, что особенно важно для скоростных самолетов. На рис. 28 и 29 показаны самолеты с капотами Тауненда и NACA. Ознакомившись в общих чертах с качественной стороной явлений обтекания и причинами возникновения силы сопротивления, перейдем теперь к количественной их оценке, т. е. к выявлению тех закономерностей, которые имеются между величиной силы сопротивления воздуха и факторами, его определяющими. 20. Основной закон сопротивления воздуха Впервые основной закон сопротивления воздуха был сформулирован основателем классической механики И. Ньютоном. Закон этот гласит: 1. Величина силы сопротивления зависит от плотности воздуха (о) и прямо пропорциональна ей. Это значит, что чем плотнее среда, в которой происходит движение, тем больше сила сопротивления (при прочих равных условиях). 2. Величина силы сопротивления зависит от формы тела. Влияние формы на величину силы учитывается числом, определяемым опытным путем и называемым ноэфициешпом формы. Сила сопротивления прямо пропорциональна коэфициенту формы (при прочих равных условиях). Коэфициент формы принято обозначать буквой С, 29 3. Сила сопротивления прямо пропорциональна площади миделевого сечения тела, а у тел пластинчатых — их площади в плане. Под площадью миделевого сечения (рис. 30) подразумевается площадь поперечного сечения тела в наиболее утолщенной части, перпендикулярная направлению движения. Обозначение площади — S в м*. Рис. 30. Миделево сечение фюзеляжа. 4. Сила сопротивления прямо пропорциональна квадрату скорости deujft ения — V2. Для скоростей, близких и больших скорости звука (340 м/сем), этот закон оказывается неверным. Сопротивление возрастает пропорционально не V2, а высшим степеням V. Таким образом, для скоростей, меньших скорости звука, при увеличении скорости вдвое и при сохранении всех условий прежними сила сопротивления возрастает вчетверо, при увеличении скорости в 3 раза сила возрастает в 9 раз. Объясняется это тем, что скоростной напор потока, а следовательно, и производимое им давление пропорциональны квадрату скорости. Изображая основной закон математическим способом, получаем формулу сопротивления воздуха: /? = t>csv2, где R — сила сопротивления в килограммах. Формула эта является основной, и в дальнейшем на нее и на ее видоизменения придется опираться, изучая полет самолета1. Величина силы сопротивления находится подстановкой в формулу данных, соответствующих условиям задачи. Чтобы сила R была выражена в килограммах, необходимо, чтобы р было дано в Л*™*_, S в м\ V в м\сен. м* Иногда скорость выражена в км/час, тогда для перевода в м/сек необходимо км/час разделить на 3,6. pt/2 1 В последнее время формула видоизменена так: R ~ CS ~ кскоростной напор. 30 Р1/-гле ^- Задача 1. Найти сопротивление воздуха при движении фюзеляжа самолета, причем р = -L; 5 = 1,2 и<3; V = 30 м/сек; С = 0,12. R = 4-0,12-1,2-303 = 16,2 кг. о о Задача 2. Найти сопротивление парашюта, находящегося на высоте 2000 л/, если его площадь 5 = 50 л*2, скорость движения V = 4,5 л/сек, коэфициент формы парашюта С — 0,72. Находим величину р по таблице. На высоте 2 000 м р = -TQ . /? -- J_. о,72 • 50.4,52 = 72,9 «г. Таблица коэфициентов С для тел различной формы Наименование изофамение формы Удлинение e/d Ноэсриц. формы С Плеская пластинка -ID 0,54 Ирибая пластинка _Л OJ ) Ирым ^_ ... *?&%%ЯЯъ^ ом «•*-•- Шар OJ ydodbodfrieuaenoe тело -„- р „ ___ <-.. & 0,038 1 «•пиит HSS^»^^ ч^ИРВ^-^*"^ а- 1 // <вв^ 5 0,036 // // «й- 4 0,035 , // // ^ OJB Стойиа удосГоойтекаемая' — 0,047 31 Таблица коэфициентов С для тел различной формы (продолжение) Crnouka чечеВи-цеобрознйя <ш> 3 о,н Фюзеляж хор. • формы ff,06 <-Ji — J Фюзеляж плох, формы 0,12 I — Г---1 Летающая ло№а 9/1 v^>^ Поплавок с реданом 0,12 ^*^~ Колесо •обтянутое . €Et О.Д Трос » 0,6-0,7 Полушарие -1 Oj Полушарие пот -1 QJt УдобообтвА. шеро-jodarri. поверт >'/< ::•*%?& Рис. 32. Это уравнение дает величину силы сопротивления при допущении, что вся масса воздуха увлекается пластинкой со скоростью V. На самом деле этого нет: всякая форма увлекает лишь часть воздуха, лежащего на ее пути. Число, показывающее, какая часть всей массы увлекается пластинкой с интегральной скоростью, и могущее называться коэфициентом увлечения воздуха, должно как множитедь войти в формулу. Обозначив этот коэфициент через с, получим: П-СД Р^2 - -X —- СО п Эта формула основного закона сопротивления получает распространение в аэродинамике. Принятый в данной книге способ выражения основ- ? ного закона требует подстановки коэфициента С=-=-у. Тогда имеем: /? = pC5V*_ Коэфициенты С и ^ определяются опытным путем. 22. Несимметричное обтекание В авиационной практике значительно чаще прямого удара, представляющего случай симметричного обтекания, встречается несимметричное обтекание, называемое косым ударом. Косой удар имеет место в случаях: а) если симметричная форма движется не параллельно своей оси симметрии', б) если сама форма несимметрична; в) в случае плоской пластинки, если угол, образованный плоскостью с направлением движения, меньше прямого; г) в случае движения кривой пластинки. Положение обтекаемой формы относительно движения определяется углом атаки. Угол атаки имеет чрезвычайно важное значение в изучении явления сопротивления воздуха, так 34 как он непосредственно влияет на обтекание данной формы и на .те аэродинамические силы, которые развиваются при движении. У симметричных форм условились считать углом атаки тот угол, который образован осью симметрии и направлением дви~ \ Рис. 33. Определение угла атакрг крыльев различных профилей. жения (рис. 33, а). У несимметричной формы угол атаки образован хордой поверхностей, образующих ее, и направлением движения (рис. 33, б). У кривой пластинки — ее хордой и направлением движения (рис. 33, в). У крыла — также его хордой и направлением полета (рис. 33, г). Рис. 34 изображает случай отрицательного угла атаки, соответствующего такому положению крыла, когда хорда ниже направления движения. Рис. 34. Рис. 35. Различие между установочным углом а и углом атаки самолета а. уст Не следует смешивать угол атаки и так называемый установочный угол. Установочный угол образован продольной осью самолета и хордой крыла. Полет в общем случае совершается не параллельно продольной оси самолета, поэтому угол атаки отличен от установочного угла (рис. 35), з* , 35 / У плоской пластинки угол атаки образован ее плоскостью и направлением движения (рис. 36). Рассмотрим аэродинамические спектры косого удара для некоторых форм,. Начнем с аэродинамического спектра плоской пластинки при а = 30° (рис. 37). В передней части спектра характерно разделение потока централь-i u ^^^^ ной струей не в центре пластинки, ^------- а ближе к ребру атаки. Рис. 36. Расширение струй и потеря ско- рости наблюдаются как и при прямом ударе, следовательно, поверхность, обращенная в сторону движения, испытывает повышенное давление. Наибольшее давление будет сосредоточено в точке 7, соответствующей месту разделения потока. Рис. 37, В точках 2 и 3 получается наибольшая скорость потока, и здесь же происходит срыв струй. Задняя поверхность пластинки подвергается" пониженному давлению, вследствие разрежения за ней воздуха. В области пониженного давления возникают попутные токи и вихри, но их расположение несимметрично относительно пластинки. Особенно важным является отклонение или скос всего потока по направлению вниз после прохождения мимо пластинки. Отклонение потока от первоначального направления имеет место во всех случаях косого удара. Вследствие скоса потока масса воздуха приобретает некоторую скорость и, направленную перпендикулярно направлению первоначального потока; при этом вся масса воздуха приобретает некоторое количество движения ти, вследствие чего форма получает отдачу в направлении, обратном скорости и. 36 Рис. 38. Рассмотрим теперь аэродинамический спектр несимметричной, плавно обтекаемой формы (рис. 38). Обтекание нижней части этой формы, ограниченной поверхностью небольшой кривизны, существенно не отличается от обтекания нижней поверхности плоскости пластинки. Здесь мы наблюдаем такое же несимметричное деление потока бдаже к ребру атаки и такое же расширение струй и повышение давления. Верхняя часть формы обтекается совершенно иначе, чем у плоской пластинки. Обтекание здесь плавное, срыва струй нет, вследствие выпуклости происходит сужение струй, увеличение скорости и уменьшение давления. Характерными являются точки / наибольшего давления и 2 наименьшего давления соответственно наибольшей и наименьшей скоростям потока. Вихреобра-зование имеет место, причем оно вызвано не срывом струй, а трением их о поверхность. Образование вихрей начинается уже в передней части формы, но наибольшего развития достигает в хвостовой части. Чем шероховатее поверхность формы, тем больше причин для возникновения интенсивных вихреобразований. Сила сопротивления возникает в данном случае в результате разности давлений, перпендикулярных потоку, а также вследствие трения. 23. Величина силы полного сопротивления Изменение угла атаки и формы тела, ведущее за собой изменение обтекания, влияет на величину разности давлений, возникающих при обтекании. Очевидно, что в-основном все элементы, определяющие действие силы сопротивления при косом ударе, т. е. ее величина, направление и точка приложения, зависят от угла атака и формы тела. Поэтому при косом ударе у каждой формы нет постоянного коэфициента, как это имело место при прямом ударе, а каждому углу атаки данной формы соответствует свой коэфициент, обозначаемый Са. Попытки определения Са для любых форм чисто теоретическим путем не дают результатов, соответствующих истине, поэтому они определяются опытным путем. Если Са опытным путем найден, то определить величину силы сопротивления, которая в случае косого удара называется силой полного сопротивления и обозначается /?я, можно по формуле основного закона сопротивления, заменив в ней коэфициент С 1 на Ся. Тогда мы получим формулу силы полного сопротивления для косого удара: R. = PC.SV». 37 Применение этой формулы для нахождения силы полного сопротивления ничем не отличается от случая прямого удара, и формулировка основного закона сопротивления остается той же, с той только разницей, что коэфициент Са имеет непостоянное значение и зависит от угла атаки. Интересно проследить, каким образе м меняется коэфициент силы полного сопротивления Са в зависимости от угла атаки. Рис. 39 дает эту зависимость, полученную на основании опыте в Феппля и выраженную графическим путем для плоской пластинки. По вертикальной сси на графике ртложены значения Ся в определенном масштабе, а по горизонтальной — величины угла атаки. График показывает, что при -малых углах атаки коэфициент мал. С увеличением угла атаки коэфициент растет и достигает наибольшей величины не при 50°, а около 42°. При дальнейшем увеличении угла атаки вначале происходит скачок в сторону уменьшения, а затем плавное и незначительное уменьшение вплоть до а. -= 90°. В интервале углов ат;:ки 0° 47° 20" Ж 40° 50° 60° 70° 80°..« Рис. о9 Кривая Феппля для плоской пластинки. от 38 до 42° Сл может иметь двоякое значение, что на графике изображается наличием двух ветвей у кривой, перекрывающих друг друга. Зависит это от двух возможных видов обтекания в этом интервале углов. Эти два основные типа обтекания представлены на рис. 40 и 41 не для косого, а для случая прямого удара, но при косом ударе наблюдается аналогичное явление. Рис. 40. Обтекание со стационарными вихрями. Рис. 40 показывает спектр , обтекания пластинки струей со стационарными вихрями, которые все время удерживаются за пластинкой, причем во вращательное движение вовлекается лишь небольшая часть притекающего воздуха. В данном случае стационарные вихри играют как бы роль обтекателя, установленного позади пластинки, поэтому сопротивление воздуха получается несколько уменьшенным. На рис. 41 дан аэродинамический спектр обтекания пластинки струей со смываемыми вихрями. Вихри не удерживаются за пластинкой, а все время смываются потоком. На смену унесенным вихрям образуются новые, причем все большие и большие количества воздуха вовлекаются во вращательное движение. 38 • ' . Подобное обтекание вызывает увеличение силы сопротивления и coot* ветствует ветви / кривой Феппля (рис. 39); оно устанавливается или при очень больших скоростях, или в турбулентном потоке, или при углах а < 42°. Обтекание, соответствующее ветви // кривой, обычно возникает при не слишком больших скоростях, при набегании спокойного без вихрей потока и при углах а -> 38°. Какой тип обтекания установится в случае углов от 38 до 42°, зависит от случая или от того, итти ли от малых углов к большим (тогда обтекание будет по ветви / кривой) или от больших к малым (ветвь //). Рис. 41. Обтекание со смываемыми вихрями. График изменения Сл крыла показан на рис. 42. Характерным отличием крыла от пластинки является то, что максимум значения коэфициента Са лежит при угл х атаки, значительно меньших, чем у плоской пластинки, а именно около 14—16°, в зависимости от формы крыла. Причина этого явления будет установлена в дальнейшем. Имея кривую изменения Св, найти силу полного сопротивления не составляет труда. /в' ZQ 30" w' SU' 60' 70° 8У° SQ'G Рис. 42. График изменения С„ крыла в зависимости от а. Задача. Найти силу /?а, развиваемую крылом при а = 5°; условия нормальные. Площадь крыла 40 ж2; скорость полета 30 м/сек. Для решения сначала найдем по графику к^эфициент Са; для этого из точки, соответствующей а = 5°, проводим перпендикуляр к оси углов атаки до пересечения с кривой и из точки пересечения опускаем перпендикуляр на ось Сл. Искомый коэфициент равен 0,40. Теперь имеем все данные для решения задачи: / р= 1; Са = 0,40; 5 = 40-л/2 и 1Л=30 м/сек. /?e = pCeSV». /?й =-1.0,40-40.900 = 1 800 кг. 39 24. Направление силы полного сопротивления* При несимметричном обтекании форма тела и угол атаки оказывают влияние не только на величину силы полного сопротивления, но и на ее направление. Направление силы полного сопротивления, как и вообще всякое направление, определяется, углом, образованным силой и некоторой условной линией, положение которой считается известным; в данном случае такой линией условились считать перпендикуляр к направлению полета (рис. 43). с Таким образом, направление силы полного сопротивления указывается углом, образованным ею и перпендикуляром к направлению движения; угол этот называется углом качества и обозначается б (тэта). Угол качества при изучении полета и в особенности планирования самолета имеет чрезвычайно важное значение. Попытки чисто теоретическою определения угла качества не приводят к точным результатам, поэтому он, как и коэфициенты, определяется опытным путем. На первый взгляд казалось бы, что определить б не составляет труда, так как ос Рис. 43. Определение направления #Л плоской пластинки. Рис. 44. Направление силы /?а крыла. известно, что газы производят давление на поверхность твердых тел, с которыми они соприкасаются, по перпендикулярному к ней направлению, а отсюда следовало бы, что и сила полного сопротивления должна быть перпендикулярна плоскости пластинки. Но в действительности это явление много сложнее. К давлению прибавляются трение струй о поверхности и вихревые явления на боковых обрезах пластинки, вследствие чего получается уклонение силы /?в от перпендикулярного направления назад (рис. 43 и 44). Вообще мы будем считать, что /?а не перпендикулярна плоскости пластинки или хорде крыла. Л Рис. 45 и 45а дают наглядное представление об изменении направления и величины силы, а также и угла качества в зависимости от угла атаки для плоской пластинки и крыла. Из чертежа видно, что при малых углах атаки как у пластинки, так и у крыла сила /?в сильно отклонена в сторону, обратную движению. С увеличением угла атаки это отклонение уменьшается, сила _9в приближается к перпендикуляру, опущенному на направление движения, и угол качества делается 40 X «*u 05 •?" V § II «*» § n TS Ю тГ » О s CL, s> «-> I! c=> о •f> II ~1 «' CO § II 45 л C» II Ч 03 ъ и X a. 41 меньшим. При некотором угле атаки, всецело зависящем от формы, угол качества становится наименьшим. В нашем примере такими углами являются у пластинки а = 6° и у крыла а = 3°. Дальнейшее увеличение угла атаки вызывает отклонение силы от перпендикуляра в сторону, обратную движению, и увели-"чение угла качества. 25. Разложение силы /?а на подъемную силу и силу лобового сопротивления При исследовании полета самолета одновременное изменение величины и направления силы полного сопротивления от изменения одного только угла атаки представляет собой некоторые неудобства. Для удобства условились раскладывать эту силу, пользуясь правилом параллелограма сил, на две составляющие, имеющие вполне определенное направление. Если такое разложение сделано, то изменение угла атаки скажется только на величине составляющих сил, но направление их останется неизменным. Направления, по которым разлагается сила /?а на составляющие, берутся такие: одно — перпендикулярно линии полета; составляющая, действующая в этом направлении, называется подъемной силой (обозначение Р); другое направление берется параллельно и * в сторону, обратную полету; составляющая^ действующая в этом направлении, называется лобовым сопротивлением (обозначение Q). Таким образом, в дальнейшем мы будем считать, что подъемная сила всегда перпендикулярна линии полета, а лобовое сопротивление параллельно и обратно полету. Построение параллелограма делается следующим о.бразом (рис. 46). - Из точки приложения силы /?а проводится направление сил Р и' 0, затем из конца силы /?в проводятся линии, им параллельные.- Точки пересечения этих линий с направлением сил дадут концы сил Р и Q. Из чертежа видно, что угол качества заключен как раз между подъемной силой и силой полного сопротр?вления. Рис. 46. Разложение силы полного сопротивления /?х на подъемную силу Р и силу лобового сопротивления Q. 26. Величина подъемной силы и силы лобового сопротивления Так как подъемная сила и сила лобового сопротивления 'получены в результате разложения силы /?а и представляют ее геометрические части, то очевидно, что их величина в основном зависит 42 от тех же факторов, что и сила полного сопротивления. Это значит, что подъемная сила по величине прямо пропорциональна массовой плотности воздуха р, площади крыла или пластинки S, квадрату скорости V2 и, кроме того, зависит от угла атаки крыла и его формы в профиле и- плане. Лобовое сопротивление также прямо пропорционально p6V2 и зависит от формы и угла атаки, но эта зависимость совершенно иная, чем у подъемной силы. Влияние формы и угла атаки на величину подъемной силы и лобового сопротивления дается их коэфициентами, соответственно называемыми коэфициентами подъемной силы (обозначение Су) и лобового сопротивления (обозначение Сх). Коэфициенты Су и Сх находятся, как и другие аэродинамические коэфициенты, опытным путем. Если коэфициенты известны, то определить величину сил можно по формуле основного закона сопротивления воздуха, сделав в ней соответствующие замены. Формула подъемной силы: Р = pCySV2. Формула лобового сопротивления: Q = pC,W. Формулы эти могут быть использованы для нахождения сил' по заданным условиям. Задача. Определить подъемную силу крыла при полете над уровнем моря, если площадь крыла 50 м2, скорость полета 36 м'сек, а коэфициент подъемной силы равен 0,25. Р•= 4--0,25.50.362 = 2025 кг. ' о Найти при тек же условиях лобовое сопротивление, если его коэфициент равен 0,016. Q = -1 -0,016-50-362 = 129,6 кг. о Определить, во сколько раз подъемная сила крыла при этих условиях больше лобового сопротивления. Р __ pCySV* ~Q^ ~^SV7 ' ' ' но сокращении получаем: Р__Су ТГ-"""^' - Отношение сил равно отношению их коэфициентов, поэтому в нашем случае имеем. Су 0,25 __У_ ______ „ т с л Сх ~~ 0,016 ~ ' ** " * . Формула подъемной силы может быть применена для нахождения площади крыла, потребной для развития необходимой для полета подъемной силы. , ' 43 f\ w Задача. Найти, какова должна быть площадь крыла для создания в полете подъемной силы 360.) кг при скорости 40 м/сек и нормальных условиях, если коэфициент подъемной силы равен 0,4. P = lpCySf3. Решаем это уравнение относительно 5, получим: о Я 5~ КГу*- Подставляем цифровые значения, соответствующие условиям задачи: 5 = 360) 1 = 45 л/2. •0,4-1600 При аэродинамических испытаниях формулы сил Р и Q могут быть использованы для нахождения коэфициентов Су и Cv, но для этого экспериментатор должен измерить скорость Потока V, площадь испытуемого крыла S, знать массовую плот-ностб воздуха р при условиях опыта и на аэродинамических весах определить величину сил Р и Q. Таблица тангенсов Угол Тангенс Угол Тангенс Угол Тангенс Угол Тангенс Угол Тангенс 0° 0 8° 30' 0,149 15° 0,263 25° 0,446 43° 0,932 1° 0,0175 9° 0,158 15° 30/ 0,277 26° 0,487 45° 1,0. 2° 0,0349 9° 30' 0,167 16° 0,286 27° 0,510 47° 1,072 3° 0,0524 10° 0,176 16° 30' 0,296 28° 0,532 49° 1,150 4° 0,0699 10° 30' 0,185 17° 0,306 29° 0,554 51° 1,235 4° 30' 0,0787 11° 0,194 17° 30' 0,315 30° 0,577 55° 1,428 5° 0,0875 11° 30' 0,203 18° 0,325 31° 0,601 59° 1,664 5° 30' 0,0963 12° 0,213 19° 0,344 32° 0,625 60° 1,732 6° 0,105 12° 30/ 0,223 20° 0,364 33° 0,649 65° 2,144 6° 30' 0,114 13° 0,231 21° 0,384 35° 0,700 70° 2,747 7° 0,123 13° 30' 0,240 22° 0,404 37° 0,754 75° 3,732 7° 30' 0,132 14° 0,249 23° 0,424 39° 0,810 80° 5,671 8° 0,141 14° 30' 0,259 24° 0,445 41° 0,869 85° 11,430 Задача. Найти коэфициент подъемной силы крыла, если скорость, потока воздуха 18 м/сек. Площадь модели крыла 0,0064л2; развиваемая им подъемная сила Р = 0,036 кг\ условия нормальные. Решаем вначале задачу в общем виде: Р = pC^SP; Г ------- ^У-pSV*' 44 После подстановки имеем: Су = °№--------, 0,139. 4- • 0,0064 • 18» О Найти при тех же условиях Cv — коэфициент лобового сопротивления» если Q = 0,006 кг. Q^fCfSV*, Q Cx~~jSV*' После подстановки имеем: Сх= . °-006_____= 0,0232. 4- • 0,0064 • 18" О 27. Физический смысл коэфициентов Су и С^ Коэфициенты подъемной силы и силы лобового сопротивления представляют собой не просто отвлеченные числа, а имеют вполне определенный физический смысл. Для выяснения его решим следующую задачу. Коэфициент подъемной силы Су, скорость 1 м/сек, массовая плотность 1, площадь крыла 1 м"*. Чему равна в этом случае подъемная сила? Р= \-Cyl-l, т. е. Р — Су. При данных условиях подъемная сила равна своему коэфи-циенту, а это значит, что коэфициент подъемной си ли численно равен той подъемной силе, которую разовьет 1 м2 поверхности крыла в среде, имеющей массовую плотность, равную единице, т. е. в 8 раз больше, чем при нормальных условиях, и если скорость приведена также к единице. Совершенно такой же смысл имеет коэфициент лобового сопротивления, численно равный той силе лобового сопротивления, которая развивается 1 ж2 поверхности крыла в среде, имеющей плотность, равную единице, и если скорость движения приведена к единице. Коэфициенты Cef Cy и Сх называются абсолютными, так как их величина зависит, в основном, от формы крыла и от угла атаки. В Англии и Германии применяются несколько другие обозначения коэфициентов. В нижеследующей таблице приведены обозначения коэфициентов в различных государствах. 45 Государства Обозначения коэфициентов / коэфициент полного сопротивления коэфициент подъемной силы /коэфициент лобового сопротивления СССР (старые коэфициенты) ...... сл с. = 2Са КА = С* СА = 2Са с = 2Ся С - 200Са с, С«.-— -<С>о KL = Су CL = 2С, cfl = 2Cj, Са = 200 Су сх сх = 1Сх RD = Сх CD— 2СЛ. ^W ~ ^^"Х Cw = 200С* (новые коэфициенты) . Англия (старые коэфи- (новые коэфициенты) . 28. Зависимость коэфициентов Су и С^ от угла атаки Изменение угла атаки крыла или пластинки сказывается сильнейшим образом на коэфициентах Су и Сх. Если крыло или пластинка поставлены по отношению к потоку с весьма малым углом атаки (у крыла — отрицательным), то- разности давлений может совсем не быть, не будет также подъемной силы, а Су будет равен нулю. Этот угол атаки называется углом нулевой подъемной силы. С увеличением угла атаки подъемная сила увеличивается и достигает наибольшей величины у крыла обычно при а, равном 14—18°, а у плоской пластинки — около 30°. Тот угол атаки, при котором Су достигает максимальной величины, называется критическим углом атаки. Дальнейшее увеличение угла а вызывает уменьшение Су вплоть до а = 90°, при котором Су = 0. Коэфициент лобового сопротивления при малых углах атаки невелик. Обычно он имеет наименьшую величину при углах атаки, близких к углу нулевой подъемной силы. Увеличение угла атаки вызывает непрерывный рост Сх вплоть до а?=900, при котором Сх достигает максимальной величины. 29. Геометрические соотношения между силами Р и Q Так как силы*.?а, Р и Q представляют собой диагональ и стороны параллелограма, то между ними имеются вполне определенные геометрические отношения (рис. 47). - По известной теореме Пифагора имеем: /?-./* + (?;. /?.--//>' + • 'X 'V \ 30. Аэродинамическое качество Подъемная сила, развиваемая крылом и потребная для полета самолета, представляет собой вполне определенную величину. Для того чтобы она была достаточна, необходимо соблюсти ряд условий. Крыло должно быть достаточно большим (Зм*) и иметь соответствующую форму. Необходимо, чтобы крыло имело достаточный угол атаки, обеспечивающий наличие CV) при котором крыло могло бы развить необходимую подъемную силу. О придании нужного угла атаки должен позаботиться в полете летчик, действуя рулями высоты. Кроме того, крылу необходимо придать скорость, о чем также заботится в полете летчик, регулируя работу винтомоторной группы (ВМГ) и меняя угол атаки. Сочетая скорость и угол атаки, летчик может заставить работать крыло таким образом, что оно будет развивать одну и ту же потребную для полета подъемную силу, но при различных скоростях и углах атаки. При малых углах потребуются большие скорости, а при больших углах скорости нужны будут малые. Возникает вопрос: одинаково ли выгодно будет использовано крыло при полете с различными углами атаки? Очевидно, нет. Малые углы невыгодны в том отношении, что слишком мал Су, а слишком большие углы — тем, что велик Сх. Крыло выгоднее всего будет работать при каких-то средних углах атаки. Чтобы оценить работу крыла, в теории авиации введено понятие о так называемом аэродинамическом качестве, которое представляет собой число, показывающее, во сколько раз подъемная сила превышает силу лобового сопротивления. Пример. Подъемная сила крыла 2 (ГО кг; его лобовое сопротивление 360 кг. Чему равно его аэродинамическое качество? Я __ 2000 _ _. . ~Q~ - "360" - *Wg То же самое получилось бы, если вместо самих сил взять отношение их коэфициентов. В дальнейшем аэродинамическое качество будет обозначаться таким образом: 48 Чем в большее число раз подъемная сила превышает лобовое сопротивление, тем выгоднее работает крыло. Аэродинамические испытания показывают, что малые углы атаки дают плохое качество; с увеличением угла атаки качество улучшается, и при некотором, вполне определенном для данного крыла, угле атаки оно достигает наибольшей величины. Дальнейшее увеличение угла атаки ухудшает качество, вследствие быстрого увеличения Сх. \ Тот угол атаки, которому соответствует наилучшее аэродинамическое качество, называется наивыгоднейшим углом атаки. Полет с этим углом атаки имеет ряд особенностей, которые будут разобраны в дальнейшем. У крыльев современных самолетов при наивыгоднейшем угле атаки качество может достигать 25. Плоская поверхность, поставленная также с наивыгоднейшим углом атаки, имеет качество всего б—8, поэтому Р ** f и* | 0=/4* Рис. 50, Изменение аэродинамического качества крыла при различных а. как несущая часть она в современных самолетах не применяется, а лишь ставится в хвостовом оперении. Иногда, наряду с аэродинамическим качеством, для характеристики работы крыла дают другое число, показывающее, какую часть от подъемной силы составляет лобовое сопротивление. Чтобы найти это число, надо взять отношение Отношение это называется обратным качеством. Чем меньше величина обратного качества, тем выгоднее работает крыло, так как очевидно, что тем больше аэродинамическое качество. Примеры. 1. Обратное качество -j-j » аэродинамическое качество 12. 2. Обратное качество -^г, аэродинамическое качество 20. 4 Теория авиациц 49 Обратное качество, таким образом, находится в/простой арифметической зависимости от аэродинамического,,АО в то же время отношение ~(f-— tg6; отсюда следует, что величина аэродинамического качества связана с углом качества: чем качество лучше, тем меньше угол качества. / На рис. 50 представлено одно и то же' крыло, работающее с различными углами атаки при разных аэродинамических качествах. Скорости подобраны во всех .случаях так, чтобы величина подъемной силы была неизменна. 31. Аэродинамические испытания Аэродинамика принадлежит к числу наук, в которых теория теснейшим образом сочетается с опытом и в которых они дополняют и проверяют друг друга. Теоретическая аэродинамика начинается с работ Ньютона и со времени открытия им основного закона сопротивления воздуха. Экспериментальная опытная "аэродинамика имеет своим основателем инженера Отто Лилиен-таля, по справедливости считаемого пионером авиации. Хотя в настоящее время материалы, полученные Лилиенталем, не представляют собой практического интереса и методика его сильно изменена и усовершенствована, но основная мысль и направление, данные им, до сих пор остаются правильными. Лилиенталь считал, что невозможно построить самолет, не испытав его предварительно по частям, а потом построить планер. Лишь через планеризм считал он возможным завоевание воздуха. Его точка зрения вполне подтвердилась, когда братья Райт на один из своих планеров поставили мотор с воздушным винтом и получили первый летающий самолет. Сам Лилиенталь погиб задолго до этого, во время одного из планирующих полетов. Несмотря на преждевременную смерть, Лилиенталь дал сильней-, ший сдвиг вперед и открыл правильный путь для завоевания воздуха. В настоящее время аэродинамические испытания имеют колоссальное значение. Весь расчет самолета основан на них. Каждая деталь самолета, затем и весь самолет в виде модели перед постройкой испытываются в аэродинамической лаборатории. ' Испытания делаются на определение коэфициентов и степени устойчивости самолета в воздухе. Во всех крупных государствах имеются аэродинамические лаборатории и институты, занятые* экспериментами, необходимыми для расчета самолетов. В СССР крупнейшим учреждением- такого рода является Центральный аэро-гидродинамический институт (ЦАГИ), работы которого известны далеко за пределами Советского Союза. 32. Основные аэродинамические приборы Главнейшим прибором аэродинамической лаборатории является аэродинамическая труба, служащая для создания искусственного потока воздуха. Лилиенталь, не имея аэродинамиче- 50 f ской трубы, делал продувки на ветру, вследствие чего его результаты заметно отличаются от современных. Главнейшее требование, предъявляемое аэродинамической трубе, — это равномерность потока и одинаковая скорость во всех точках той его части, где производится испытание. Кроме этого, необходимо, чтобы скорости потока, даваемые трубой, были достаточны для сохранения аэродинамического подобия между моделью и самолетом; желателен также большой диаметр трубы, чтобы иметь возможность продувать крупные модели. °Щ ^весы для измерения сил Рис. 51. Размеры труб бывают самые разнообразные, начиная от учебных, имеющих поперечник 0,25—0,5 м и скорости потока 20—40 м/сен, и кончая последними американскими, в которых можно продувать самолет в натуральную величину при скоростях потока, приближающихся к скорости полета. Выдвижная часть диффузора Рис 52. Схема аэродинамической трубы ЦАГИ. « Большая труба ЦАГИ имеет диаметр 3 м, максимальную скорость потока свыше 80 м/сен в первой рабочей части и диаметр б м при скорости потока 30 м/сен во второй рабочей части. Трубы делятся по типам: на открытые и закрытые. Рис. 51 дает схематическое изображение открытой трубы. Вентилятор втягивает воздух в трубу, прогоняет его через решетку, служащую для спрямления струй вихре'й, вызванных 4* 51 — -С его работой. Затем воздух проходит через рабочую часть, где помещается испытуемая модель, и через расширяющуюся часть выбрасывается наружу. Иногда вентилятор помещается за моделью, чем достигается большая равномерность^ потока. Открытые трубы хороши постоянством потока, но очень не экономичны, требуют сильных моторов и не дают больших скоростей. Распространение их в настоящее время довольно ограничено. Закрытые трубы устроены таким образом, что в них циркулирует все время один и тот же объем воздуха, а роль вентилятора сводится лишь к тому, чтобы поддерживать инерционное движение воздуха и преодолевать возникающие при движении потока сопротивления (рис. 52). При работе закрытой трубы поток не имеет обмена с внешним воздухом или он крайне незначителен, поэтому масса воздуха, раз приведенная в движение, стремится сохранить его по инерции, и на сообщение потоку живой силы, как только движение установилось, мощности расходовать не нужно. Поэтому мощность, потребная для вращения вентилятора, будет во много раз меньше, чем в открытых трубах. Отсюда следует, что закрытая труба гораздо экономичнее. Вторым важным прибором аэродинамической лаборатории являются аэродинамические весы, назначение которых измерять аэродинамические силы, т. е. /?,, Р и Q. Первые аэродинамические весы были сконструированы Лилиента- лем. Несмотря на то, что в настоящее время существует множество систем аэродинамических весов, весы Лилиенталя до сих пор применяются в школьных лабораториях, вследствие их простоты и наглядности действия. В весах Лилиенталя (рис. 53), как и в обычных весах, имеется коромысло а, но установленное вертикально, причем оно может вращаться вокруг горизонтальной оси Ъ. Модель с помещается на удобообтекаемой стойке и зажимается в верхней части барашком е. Над осью врапдения коромысла устроен лимб с градусными делениями /, при помощи которого можно вращать модель вокруг вертикальной оси и придавать ей углы атаки. Для того чтобы уравновесить вес модели и привести весы в положение равновесия, существуют 52 /•v-'lvA/\/vV-- Рис. 53. Схема однокомпонентных аэродинамических весов. подвижные противовесы d. Нижняя часть коромысла кончается центровым острием, которое при равновесии находится против другого острия. Около острия крепится шелковинка, переброшенная через блок, к концу которой привязана чашка весов, уравновешенная противовесом d. В том положении, как изображены весы на рисунке, ось коромысла стоит перпендикулярно потоку, значит, качаться весы могут параллельно потоку, и измерить можно будет лишь силу, параллельную потоку, т. е. лобовое сопротивление. У---- i i у Рис. 54. Учебные двухкомпонентные весы. Справа видна малая аэродинамическая труба. Под действием силы Q верхняя часть коромысла начнет склоняться вправо и нижний конец будет уходить от центра влево. Чтобы привести весы в равновесие, необходимо наложить на чашку гири. Если расстояние от центра модели до оси и расстояние от оси до места прикрепления шелковинки равны, то количество гирь прямо укажет величину лобового сопротивления модели. По формуле Q РЖ ~ pSV3 находим коэфициент Сх. Для определения подъемной силы, перпендикулярной потоку, нужно ось вращения коромысла поставить параллельно 53 ему так, чтобы весы могли качаться в плоскости, перпендикулярной потоку. Для этого весы поворачиваются на 90°. Измерение производится также накладыванием гирь на чашку.. Коэфициент Су находится по формуле г - р S ~~ pSV3 ' Описанные выше аэродинамические весы называются одно-компонентными, так как они в процессе продувки позволяют измерять лишь одну силу—Р или Q. Существуют также двухкомпонентные весы, позволяющие одновременно определять силы Р и Q (рис. 54). -Модель крыла, установленная на весы, подвергается действию потока и мржет одновременно вращаться вокруг оси у— у и Л'—х. Сила Р поднимает крыло и вращает вокруг оси у—у. Для уравновешивания силы Р накладывается разновес на чашку Р. \. 1± j-0,2. sin Y=0,2; ?Г=11°33' Р=12мм Рис. 55. Схема микроманометра. Сила Q вращает модели вокруг вертикальной оси х—х. Для приведения модели в равновесие накладывается разновес на чашку Q. Сравните, сколько разновесов лежит на чашках Р и Q. Для измерения скорости потока, обдувающего модель, применяется известная трубка Пито в соединении с микроманометром. Микроманометр служит для измерения малых давлений. Он отличается от обыкновенного жидкостного манометра только тем, что трубка, в которой поднимается жидкость, поставлена не вертикально, а наклонно, вследствие чего получаются большие перемещения жидкости. Показания микроманометра переводятся на скорости по заранее составленной таблице. На рис. 55 показан микроманометр с наклонной трубкой, повышающий чувствительность в 5 раз. Справа дан обыкновенный манометр, который показывает разность давлений 12 мм, что по микроманометру соответствует 60 мм. . Кроме того, в аэродинамической лаборатории необходимы барометр, термометр и гигрометр для определения плотности воздуха'и целый ряд различных приборов, описания которых мы касаться не будем. 54 Полученные в результате опытов зависимости между углами атаки и коэфициентами могут быть представлены в виде таблиц, пользование которыми, однако, не совсем удобно, и они недостаточно наглядны, поэтому принято эту "зависимость выражать графическим путем, в виде кривых. 33. Кривая Лилиенталя Существуют различные способы построения графиков, но наиболее удобный и часто применяемый график — это кривая Лилиенталя. Для построения кривой Лилиенталя проводятся две взаимно перпендикулярные координатные оси. Оси разбиваются на деления в определенном масштабе и по одной из них откладываются „ ' значения Су, а по другой Сх. Таслица изменения су и С, в 3aB«- Если продувка велась при тех симости от * для плоской пластинки углах атаки, которые обычно применяются на практике, т. е. от угла нулевой подъемной силы до посадочного, то масштаб делений на той оси, по которой откладывается Сх, берется в 5 или 10 раз крупнее. Делается это для того, чтобы получить большую точность в отсчете Сх, который при летных углах атаки изменится сравнительно с Су незначительно. Если же продувка велась от угла нулевой подъемной силы до 90°, то масштаб для обоих ко-эфициентов берут одинаковый. Рассмотрим построение кривой Лилиенталя для плоской пластинки в пределах от 0 до 90°. Используя таблицу с данными продувки, наносим на график точки (рис. 56). Точка, соответствующая 0°, при которой Су равен нулю, должна лежать на оси Сх, а так как Сх равен 0,02, то точка по масштабу будет лежать от начала координат на 0,02. Ставим точку и сбоку отмечаем 0° в знак того, что она соответствует углу атаки 0°. Наносим точку для угла атаки 3°. Для этого берем по масштабу Су и отрезок, равный коэфициенту подъемной силы, при угле атаки, равном 3°, Су-=0,1. Затем по масштабу Сх берем равный коэфициенту лобового сопротивления отрезок 0,022. Из полученных точек на осях проведем перпендикуляры до их взаимного пересечения и точку пересечения пометим 3°. Так же поступаем и с остальными точками графика и, построив их все, соединяем плавной кривой. Полученная кривая и есть кривая Лилиенталя, 55 а Су сх. 0° 0 0,02 3° 0,10 0,022 6° 0,22 0,03 10° 0,33 0,06 12° 0,36 0,08 15° 0,39 0,10 20° 0,37 0,15 30° 0,39 0,23- 45° 0,37 0,37 60° 0,28 0,50 90° 0 0,64 Имея готовую кривую Лилиенталя, можно по углу атаки определить величину коэфициентов Сх и Су даже для тех углов атаки, при которых продувка не делалась. w V Рис. 56. Кривая Лилиенталя плоской пластинки. Рис. 57. Определение Са по кривой Лилиенталя. Например, для того чтобы определить Сх и Су плоской пластинки при угле атаки 8°, разбиваем отрезок кривой между точками, соответствующими углам атаки б и 10°, на две равные части. Посредине их лежит точка, приблизительно соответствующая углу атаки 8°. Из этой точки опускаем перпендикуляры на оси и по масштабу читаем коэфициенты. we Рис. 5В. Измерение угла качества при помощи транспортира. \ Рис. 59. Изменение угла качества при различных углах атаки по кривой Лилиенталя. На кривой Лилиенталя, построенной в одинаковых масштабах для Су и Сх, без труда можно отыскать величину коэфициента ?в. Допустим, что на кривой (рис. 57) необходимо найти Са для а = 6°. Найдем коэфициенты Су и Сл. для этого угла атаки известным уже способом и обозначим их. Полученный в резуль- тате построения параллелоррам аналогичен параллелограму сил Я, Q и /?а, но силы в нем заменены коэфициентами; поэтому, если из начала координат провести диагональ параллелограма, то она и даст искомый коэфициент Су. Измерив по масштабу циркулем величину отрезка Са, найдем его числовое значение. Угол, заключенный между Су и Сл, есть угол качества; он может быть измерен просто транспортиром (рис. 58) или найден по тангенсу. При различных углах атаки,угол качества получается разный; кривая Лилиенталя дает возможность легко провести их сравнение (рис. 59). При а = 14° угол качества велик; если перейти к а = 6°, то он становится значительно меньше; при а = 4° он вновь увеличивается и делается таким же, как при а =14°; при а = 2° угол качества еще больше, чем при а = 4°. Чтобы найти на кривой Лилиенталя угол атаки, которому соответствует наименьший угол качества 6rain, нужно из начала координат провести касательную к кривой; точка касания укажет этот угол (рис. 60). Чем лучше аэродинамическое качество, тем меньше угол качества; для нахождения на кривой наивыгоднейшего угла атаки необходимо провести касательную к ней, о Рис. 60. Определение наименьшего угла качества по кривой Лилиенталя. Кпсаттт Рис. 61. О 0,0г 0.04 0,05 0,08 OJQ № Рис. 62. Определение критического угла атаки по кривой Лилиенталя. и точка касания укажет наивыгоднейший угол. Если же из начала координат провести секущую к кривой, то точки пересечения дадут два угла атаки с одинаковым углом качества и с равным аэродинамическим качеством, но непременно один из них будет больше наивыгоднейшего, а другой меньше (рис. 61). 57 Секущих можно провести бесчисленное множество, поэтому' можно по числу секущих подобрать пары углов с одинаковым качеством, но расположенные по разным сторонам от наивыгоднейшего угла атаки. При изучении полета и планирования самолета это обстоятельство нам вновь встретится и будет иметь ряд интересных последствий. На кривой легко отыскать критический угол атаки:х он лежит на вершине кривой, а также и угол нулевой подъемной силы: он лежит на самой оси Сх (рис. 62). Итак, кривая Лилиенталя дает возможность по заданному углу атаки определить: а) коэфициент Су;б) коэфи-циент Сх; в) угол качества 6; г) найти наивыгоднейший угол атаки; д) найти два угла атаки с одинаковым аэродинамическим качеством; е) найти углы атаки критический и нулевой подъемной силы. Рис. 63 показывает кривую Лилиенталя крыла самолета (продутого в пределах .от а=:—3° до а = 14,5е), построенную при разных мас- Рис. 63. Кривая Лилиенталя, построен- штабах для коэфициентов Су ная в разных масштабах Су и Cv. и ^х. Пользоваться этой кривой можно точно так же, как и построенной в одинаковых масштабах, но не следует забывать, что она оказывается искаженной, вытянутой вправо, и поэтому на ней непосредственно нельзя определить С- и угол качества. . Задача 1. Найти по этой кривой Су и Сх для а = 0°. Ответ: <:.,=-0,11; Сх = 0,017. 'Задача 2."Найти наивыгоднейший угол атаки и наилучшее качество. Ответ: (?)• =^=15;'а = 5о. . \ Lx J max U,U.M Задача 3. Найти критический угол атаки и Су, соответствующий ему. Ответ: %ит = 14,5°; С тах = 0,7. угла. Задача 4. Найти угол атаки с качеством, равным качеству критического Ответ: а-=0°, 58 34. Аэродинамическое подобие и число Рейнольдса Аэродинамические испытания частей и моделей самолетов должны производиться таким образом, чтобы сохранялось аэродинамическое подобие. Однако одного геометрического подобия между моделью и самолетом оказывается для этого недостаточно, необходимо соблюдение еще и других условий. Причиной этого является то обстоятельство, что чем меньше размеры тела или модели, омываемой потоком воздуха, тем сильнее сказывается трение воздуха, влияя не только на величину сопротивления, но и на характер обтекания. Летящая пчела испытывает сопротивление, обусловленное главным образом вязкостью воздуха и силами трения; полет же. самолета сопровождается главным образом инерционными силами сопротивления воздуха. Эти два случая полета не являются аэродинамически подобными. Но если бы при полете пчелы сила трения имела такое же относительное значение, как и при полете самолетами также сказывалась на характере обтекания, то налицо было бы аэродинамическое подобие. Аэродинамической характеристикой, с помощью которой можно установить подобие двух случаев движения тел, являются числа Рейнольдса. Число Рейнольдса выражается формулой: Р —-?1 -V v > где V — скорость потока; I — величина, характеризующая линейные размеры, например: длину, ширину или диаметр тела; v — кинематический коэфициент вязкости воздуха, равный Л?2 при нормальных условиях 0,0000145----. . сек Таким образом, мы видим, что число Рейнольдса зависит от трех величин: размеров тела /, скорости его движения V и кинематического коэфициента вязкости воздуха v. Аэродинамическое подобие сохраняется в том случае, если числа Рейнольдса у модели и у самолета будут равны: VI vVi Не трудно видеть, что достичь этого можно только за счет увеличения скорости потока. В самом деле, уменьшение / вызывает уменьшение Re; последнее может сохранить свое значение лишь в том случае, если V будет соответственно увеличено. Допустим, что имеется модель самолета в четверть натуральной величины. Если продувать ее при той же скорости, с какой летит самолет, то аэродинамического подобия не будет, так как число Рейнольдса окажется в 4 раза меньше. Чтобы сохранить подобие, скорость потока, обдувающего модель, должна быть уве- 59 личена в 4 раза по сравнению со скоростью самолета. Считая полетную скорость самолета 30 м/сек, мы должны будем продувать модель потоком, имеющим скорость 30-4 = 120 м/сек. Отсюда мы можем сделать следующее важное заключение: чем меньше модель, тем больше должна быть скорость потока при ее аэродинамических испытаниях. Однако увеличение скорости потока влечет за собой целый ряд технических трудностей и оказывается невыгодным; поэтому в последнее время стремятся испытывать модели, все более и более приближающиеся по размерам к величине самолета. Получение аэродинамического подобия возможно также в трубах высокого давления (повышенной плотности) с малым кинематическим коэфициентом вязкости. 35. Геометрические характеристики крыльев Работа крыла, его обтекание и аэродинамические силы зависят в основном от геометрических характеристик, т. е. от конфигурации и толщины его профиля и очертания в плане. В этом отношении крыло исторически пережило довольно интересную эволюцию. Первые модели самолетов имели в качестве крыла плоскую пластинку, но в дальнейшем .работами Отто Лилиен-таля было установлено, что плоское крыло является совершенно неудовлетворительным, вследствие низкого аэродинамического качества. Лилиенталь установил, что тонкая кривая пластинка, представляющая собой часть цилиндрической поверхности, обладает значительно большим коэфициентом подъемной силы, большим аэродинамическим качеством и способностью развивать подъемную силу даже при небольших отри-ройт цательных углах атаки. Крылья самолетов периода 1906—1915 гг. были близки по своему профилю к тонким блерио кривым пластинкам. Рис. 64 дает ряд основных профилей крыльев первых самолетов. Антуанетт Позднее в конструкциях самолетов начали появляться все чаще и чаще •брэге крылья утолщенного профиля, сильно отличающиеся от тонкой кривой пластинки. •Форман Впервые на преимущества толстых профилей указал проф. Н. Е. Жуковский. Техническая разработка и применение на практике профилей Жуковского были сделаны на самолетах „Фоккер" и „Юнкерс". В настоящее время утолщенные и толстопрофильные крылья имеют широкое распространение и применяются не только» на больших и средних самолетах, но также на авиетках и безмоторных летательных аппаратах — планерах. 60 Рис. 64. Объясняется это тем, что крыло толстого профиля значительно удобнее в конструктивном отношении; имея несколько больший вес по сравнению с тонким крылом, оно может быть построено несравненно прочнее, вследствие большой высоты лонжеронов. Крыло толстого профиля не нуждается в дополнительных креплениях в виде наружных стоек, подкосов и расчалок и может быть сделано свободнонесущим, тогда как тонкие крылья из-за недостатка прочности всегда требуют только что указанных внешних креплений, что сводит на-нет их весовые преимущества перед толстым крылом. Отсутствие внешних стоек, подкосов и расчалок у свободно-несущего крыла в целом уменьшает лобовое сопротивление всей системы. Кроме того, толстое крыло, при всех прочих равных условиях, обладает значительно большей грузоподъемностью, чем объясняется широкое применение его. Симметричный 3? * Рис. 65. Рис. 66. т Тонкий -^ j№ Менее значительным фактором, влияющим на аэродинамическую характеристику крыла, является его форма в плане, однако и в этом отношении велись исследования, и в настоящее время существует целый ряд различных контуров-крыльев, применяемых на самолетах. Разберем теперь более конкретно классификацию современных крыльев по форме и толщине их профиля и очертанию плана. По форме профили крыльев могут быть разделены следующим образом (рис. 65). 1. Симметричные профили, у которых верхняя и нижняя поверхности образованы одинаковыми кривыми. Такие профили применяются для крыльев специальных высокоскоростных самолетов, а главным образом для хвостового оперения большинства обычных самолетов. Аэродинамические крылья симметричных профилей характерны тем, что их лобовые сопротивления очень невелики, но и подъемные силы относительно малы. 61 НОН ТУРЫ КРЫЛЬЕВ УДЛИНЕНИЕ Прямоугольное И Трапециевидное х4 tcp. 2. Несимметричные профили, у которых нижняя и верхняя поверхности неодинаковой кривизны. Они разделяются на двояковыпуклые, плосковыпуклые и вогнутовыпуклые. Крылья современных самолетов в основной массе имеют несимметричные профили, что делается с целью увеличить их коэфициент подъемной силы Су и повысить аэродинамическое качество всей конструкции в целом. По толщине профили крыльев делятся на тонкие, средние и толстые. Степень утолщения крыла принято определять отношением размеров наибольшей толщины профиля h к глубине t (рис. 66). Для тонких крыльев это отношение не превышает 0,08, для средних от 0,08 до 0,13 и для толстых от 0,13 и более. Это отношение можно выразить и в процентах, для чего приведенные < • цифры нужно умножить на 100, и тогда мы получим: для тонкого до 8%, Для среднего от 8 до 13% и для толстого от 13°/0 и более. В настоящее время очень часто применяются крылья переменной толщины. Такое крыло имеет в средней (корневой) части наибольшую толщину профиля, к концам крыла толщина профиля уменьшается с возможным переходом к тонкому профилю. Переходы профилей производятся постепенно и иногда по всему размаху крыла. Конструктивная сложность такого крыла в большой мере восполняется повышением его качества' и уменьшением веса. . По очертанию в плане крылья в основном бывают следующих, наиболее распространенных форм: прямоугольные, трапециевидные и эллипсовидные. Кроме того, крылья имеют целый ряд вариантов, относящихся к очертанию их концов. Ркс. 67 изображает различные контуры крыльев. Наивыгоднейшим в аэродинамическом отношении является эллипсовидное крыло, а в конструктивном — прямоугольное. Помимо характера формы крыла в плане, необходимо еще учитывать относительное удлинение крыла, т. е. число, показывающее, во сколько раз размах крыла / больше глубины t\ удлинение принято обозначать буквою X (ламбда). / I2 X = -г ИЛИ X = -FT . ( .о Эллипсовидное ?/М С закругленными Краями Нг I- размах t-ж орда Рис 67, 12 Рис. 67 дает представление об удлинении крыльев, имеющих различные очертания в плане. Чем больше удлинение крыла, тем выгоднее оно в аэродинамическом отношении и тем слабее в конструктивном (меньшая прочность). На практике удлинение крыльев самолетов бывает от 6 до 12 и редко больше, у планеров же оно доходит до 20. Для того чтобы уяснить, как и почему геометрические характеристики крыла влияют на его аэродинамическую характеристику, необходимо хотя бы в общих чертах рассмотреть причины возникновения подъемной силы и лобового сопротивления. 36. Возникновение подъемной силы крыла Подъемная сила, возникшая в результате взаимодействия крыла и набегающего на него потока, является следствием из-'менений, полученных потоком, обтекающим крыло. Основное изменение набегающего потока сводится к отклонению его от первоначального направления в сторону, обратную подъемной силе. Так как взаимные действия двух тел всегда равны 'по величине и противоположны по направлению, то массы воздуха, обтекающие крыло, находятся под непрерывным действием силы, по величине равной подъемной силе, но обратно направленной. Рис. ?8. Аэродинамический спектр несимметричного крыла. Эта сила придает массе воздуха в пределах крыла некоторое ускорение, а за его пределами после прохождения — скорость, направленную перпендикулярно первоначальному направлению потока; величина приобретенной потоком скорости всегда во много раз меньше первоначальной. Крыло по сущности своего действия прибор реактивный; действие его основано на непрерывном отбрасывании масс воздуха в направлении, обратном подъемной силе, развиваемой крылом, если имеется деформация потока, при которой поток отклоняется от первоначального направления. Подробности этого будут изложены ниже. Для детального рассмотрения явлений, сопутствующих образованию подъемной силы, вернемся к теореме Бернулли, из которой видно, что при увеличении скорости струи статическое давление ее уменьшается, а при уменьшении скорости — растет. 63 Рис. 69. Определение средней линии профиля крыла. Известно также, что увеличение скорости потока обязательно Связано с принудительным изменением его поперечного сечения, причем сужение потока влечет повышение скорости, а расширение всегда сопровождается уменьшением ее. Помня это, рассмотрим аэродинамический спектр несимметричного крыла, обдуваемого горизонтальным потоком под некоторым небольшим углом атаки (рис. 68). Поток воздуха, обтекая крыло, имеет, как видно, различные путевые условия. Над крылом, благодаря выпуклости, он сужается, скорость его резко возрастает, и поэтому здесь возникает значительное понижение давления. Под крылом поток претерпевает некоторое расширение, поэтому скорость его уменьшается и давление возрастает. Над крылом разреженный поток как бы подсасывает крыло вверх; уплотненный поток снизу дополняет этот эффект, вытесняя крыло в том же направлении. В результате возни- Средняя аиниа Киет ПОдъвМНиЯ СПЛи, направленная перпендикулярно потоку воздуха. Всякая причина, вызывающая увеличение разности давлений под крылом и над крылом, неизбежно ведет к увеличению подъемной силы. В образовании подъемной силы главное значение имеет разрежение над крылом, которое зависит от выпуклости профиля: чем выпуклость профиля и его толщина больше, тем большую подъемную силу оно развивает. Вогнутость нижней поверхности крыла увеличивает давление и способствует увеличению подъемной силы, но влияние изогнутости нижней поверхности в количественном отношении несравненно слабее. В случае двояковыпуклого несимметричного профиля выпуклость нижней поверхности уменьшает давление под крылом, а следовательно, и общую разность давления; это приводит к уменьшению подъемной силы, но зато уменьшается и лобовое сопротивление. О кривизне профиля крыла принято судить по степени изогнутости средней линии, проходящей на равном расстоянии между его верхней и нижней поверхностями (рис. 69). Кривизна средней линии профиля характеризуется отношением наибольшей стрелы прогиба / к глубине крыла t. Увеличение кривизны средней линии профиля ведет к возрастанию подъемной силы крыла до некоторого предела, после чего подъемная сила уменьшается. Изменение подъемной силы, в 'Зависимости от угла атаки, также происходит за счет изменения разности давлений над крылом и под крылом. С увеличением угла атаки разность да- 64 влений быстро растет, вызывая увеличение подъемной силы. Рис. 70 показывает распределение разрежения и повышения давлений при различных углах атаки. В аэродинамической лаборатории не трудно определить давление в любой точке крыла с помощью манометра. Для этого \ - / Q--1Q1 \ / VI а--12 к-30 Рис. 70, Распределение давления воздуха вокруг профиля крыла при различных а. 5м8ГПР» изготовляют модель крыла с просверленными в ней насквозь отверстиями, которые соединяют с манометром при помощи резиновой трубки (рис. 71). Если желательно определить разрежение в точке -?, то снизу присоединяют трубку к соответствующему отверстию. По шкале манометра можно определить степень разрежения воздуха. Для определения давления воздуха на крыло снизу ту же трубку присоединяют к верхней части отверстия. Диаграмма распределения давления на крыло показывает, что наибольшую долю подъемной силы дает верхняя часть крыла. Однако для некоторых это кажется сомнительным, так как они не наблюдают особого выпучивания верхней части обшивки, в то время как нижняя часть обшивки часто сильно вдавлена. Наблюдается как бы обратная картина. Разгадка этого недоразумения заключается в том, что забывают о внутреннем давлении в крыле. Крыло не бывает и не должно быть герметически закупорено; этого требует полет на высоте. где давление малое. Однако не все равно, в каком месте пну-тренность крыла сообщается с наружным воздухом. Давление -'ЕГЬггй-^ 5 5 \^ ft манометру Рис. 71. Схема измерения давлений в различных точках профиля крыла. 5 Теория авиации 65 внутри крыла будет такое же, как в той точке на поверхности крыла, где внутренняя часть сообщается с наружной. Таким образом, всякие отверстия в крыле сильно сказываются на работе обшивки. Обычно отверстие бывает в задней части крыла, где есть небольшое разрежение. Разрежение внутри крыла облегчает работу обшивки верхней части крыла и нагружает обшивку нижней части. Если в крыле, большое отверстие на верхней стороне, где разрежение большее, то большее разрежение будет и внутри крыла; обтяжка верхней части крыла будет совсем разгружена, а на обтяжку нижней части ляжет вся нагрузка. Особенно опасен случай, если отверстие находится в передней кромке крыла, где встречный поток дает большое давление. Тогда внутри крыла тоже будет большое давление, которое будет раздувать крыло. В практике быстроходных и гоночных самолетов отмечались случаи, когда в горизонтальном полете на большой скорости обшивка крыла лопалась и встречным потоком совершенно срывалась. Рис. 72. Нужно внимательно относиться к обшивке крыльев. Если обшивка ненадежная или в полете были пробоины обшивки, полет на большой скорости и пикирование не допустимы. Так как крыло развивает подъемную силу в основном не за счет удара потока о нижнюю поверхность, а вследствие разрежения сверху, то оно обладает способностью давать несущий эффект не только при положительных, но и при небольших отрицательных углах атаки. Угол нулевой подъемной силы у несимметричного профиля крыла всегда поэтому отрицательный, и чем больше толщина профиля, тем больше этот отрицательный угол. У некоторых толстых профилей угол нулевой подъемной силы достигает —15°. Профили же, обычно применяемые на практике, имеют угол нулевой подъемной силы в пределах от —2 до —10°. При увеличении угла атаки вначале крыло обтекается плавно, имея незначительные вихри за ребром обтекания; по достижении же критического угла происходит срыв струи, и вихреобразование на верхней поверхности крыла. Вследствие вихреобразования, скорость потока над крылом уменьшается и давление увеличивается, вызывая падение подъемной силы. Такой же срыв струи может иметь место и при некоторых отрицательных углах атаки, но тогда вихреобразование будет происходить под крылом (рис. 72). 66 Из сравнения аэродинамических характеристик различных профилей можно сделать следующие выводы. 1. Крылья тонких профилей обладают малыми коэфициентами лобового сопротивления, но и коэфициенты подъемной силы у них одновременно невелики. Аэродинамическое качество тонких профилей весьма высокое. Крылья толстого профиля имеют большие коэфициенты подъемной силы, но еще более значительно у них возрастают коэфициенты лобового сопротивления. Последнее приводит к тому, что у толстых профилей максимум качества получается несколько ниже, чем у тонких. Су Л J__^^*^B**f?*™-i*» * Qmax-2Z с.у max1 • Ю Сх Су ~/77?Г«0 Су о 0,0s ом am аоз сз Рнс. 73. Кривые Лклиенталя для крыльев различной толщины. На рис. 73 даны кривые Лилиенталя для крыльев тонкого, среднего и толстого профилей, позволяющие провести конкрет- Cv ное сравнение коэфициентов Су, Сх и -^ этих профилей. 2. Характеристики крыльев одинаковой толщины, но с различной кривизной профиля также существенно отличаются друг от друга, причем с уменьшением вогнутости коэфициенты Су и Сх уменьшаются, но качество увеличивается за счет более быстрого уменьшения Сх. Таким образом, при сравнении крыльев вогнутого и двояко-выпуклого профилей оказывается, что первые обладают относительно большими коэфициентами подъемной силы и лобового сопротивления. Однако максимальное аэродинамическое качество выше у двояковыпуклых крыльев, вследствие выгодного уменьшения коэфициента лобового сопротивления. о 0,02 ОМ 0,05 ОМ Рис.74. Кривые Лилиенталя для симметричного (/) и несимметричного (2) профилей. §* 67 На рис. 74 для сравнения приведены кривые Лилиенталя для вогнутого и двояковыпуклого профилей. Интересны некоторые чисто теоретические положения относительно возникновения подъемной силы крыла. Теория подъемной силы крыла разработана мировым ученым проф. Николаем Егоровичем Жуковским. На основании его теории стало возможно без эксперимента, математическим путем, определять величину подъемной силы. По теории Жуковского, крыло при своем движении вызывает вокруг своего профиля вихрь, называемый присоединен-^s" __ "^ N ным вихрем (рис. 75). — -•"""---• ^ Возникновение присоединенного вихря легко представить себе, если сопоставить те изменения, которые пре- у4^. ^-*-' / терпезает поток, обтекающий крыло, ч^ " *гс—— ^,' ПрИ наличии подъемной силы. Над про- **""—•—^—„->-•'' филем скорость потека увеличивается, за ребром атаки, вследствие скоса, по- Рис. 75. ток опускается вниз. Под профилем скорость уменьшена, т. е. как будто бы к пей прибавлена некоторая малая скорость в направлении, обратном движению струй. Перед профилем воздух поднимается кверху. Все эти изменения основного потока могут быть вызваны лишь вихрем, циркулирующим вокруг профиля в плоскости его движения. i ] Рис. 76. Действие всего крыла аналогично действию присоединенного ьихря. На основании общих законов аэродинамики Жуковский получил уравнение,, дающее величину подъемной силы, возникающей вследствие наличия присоединенного вихря. Из этого уравнения следует, что крыло бесконечно большого размаха, двигаясь в идеальной среде (без трения), развивает лишь одну подъемную силу, перпендикулярную к потоку, и не имеет лобового сопротивления. Это утверждение составляет содержание известной теоремы Жуковского. Между ней и парадоксом Эйлера имеется некоторое сходство, которое может быть кратко резюмировано следующим образом: тело, обтекаемое симметричным потоком в идеальной среде, сопротивления не испытывает; крыло бесконечного размаха при тех же условиях развивает лишь одну подъемную силу. Интересная теорема, касающаяся кривых пластинок, выведена проф. С. А. Чаплыгиным. Согласно этой теореме подъемная сила пластинок зависит лишь от стрелы прогиба, при прочих равных условиях. Так, на рис. 76 все кривые пластинки разовьют одинаковую подъемную силу вследствие того, что стрелы прогиба их все одинаковы. По теореме проф. Чаплыгина, подъемная сила этих кривых пластинок равна: Р - 2itpA/Va, где h — стрела прогиба, а / — размах, 37. Явления в пограничном слое Теория присоединенных вихрей применима лишь для идеальной среды и для тел с идеально гладкой поверхностью. На самом деле ни того, ни другого не имеется, и поэтому вокруг крыла тюзннкяют процессы несравненно более сложного характера. 68 На основании опытов было установлено, что в непосредственной близости от поверхности крыла поток воздуха, вследствие трения о поверхность, бистро уменьшает свою скорость, образуя так называемый „пограничный слой*. Рис. 77 изображает характер падения скорости струек воздуха с приближением к поверхности крыла. Толщина пограничного слоя весьма незначительна и достигает примерно 4—6 мм, причем с увеличением угла атаки она возрастает до 10—20 мм. ^ яг*.«-/.-т;^ Пограничный слой всегда ^^0раничньш]§, стремится двигаться по контуру ^&>^^^ крыла от большего давления к меньшему. Под крылом, как видно из рис. 70, давление по- И •'П?:.-?,.. &ЯЯШ Рис. 77. Изменение скорости потока в пограничном слое. степенно падает от ребра атаки к ребру обтекания, поэтому ясно, что в этой области пограничный слей дает плавное обтекание. Гораздо более сложная картина получается над крылом. Здесь, наоборот, имеется резкое падение давления над передней частью профиля и относитель- аа^я%Щй«&}У1.?. :, ^^----------^•*a*?'-&i:4{.-,.. irr^s^S^sssras^K^^^i^^^ ^ -»•. "•'A>i-foC^ ,*л $? *«-*» ф ^ М». **V <Й» Рис, 78. Образование мелких вихрей за крылом при малых а. ное повышение давления в направлении к ребру обтекания. Резкое падение давления связано со значительным ускорением пограничного слоя, в результате чего он приобретает некоторый запас кинетической энергии. При небольших углах атаки, когда увеличение давления над задней частью профиля неве- ^s •?«&? WJjgV «s? <*? &j Рис. 79. Образование срыва потока при больших а. лико, этого запаса кинетической энергии достаточно, чтобы пограничный слой, двигаясь по крылу, преодолел повышение давления. За крылом заторможенные частицы пограничного слоя образуют ряд мелких парных вихрей, пока не нарушающих общей плавности обтекания крыла (рис. 78). J 69 Однако с увеличением угла атаки до определенного предела давление возрастает настолько, что кинетической энергии потока пограничного слоя уже нехватает для преодоления этого давления. Мало того, вследствие значительной разницы давления, убывающего к ребру атаки, создается поток пограничного слоя обратного направления. Движение прямого и обратного слоев вызывает резкое увеличение их толщины в точке встречи. В этом месте пограничный слой через некоторые промежутки времени срывается с контура крыла и закручивается общим потоком в отдельные вихри (рис. 79). Из чертежей видно, что пока углы атаки невелики, „вихревая полоса" узка и имеет место лишь за ребром обтекания; при критическом же угле атаки толщина полосы вихрей резко возрастает и точка отрыва потока от крыла быстро перемещается к передней части профиля. Образование, при этом больших, хотя и более редких вихрей связано с нарушением циркуляции потока вокруг крыла и вызывает падение подъемной силы. Таким образом, мы видим, что распределение давления вокруг крыла, при котором получается срыв потока, теснейшим образом связано с недостаточной циркуляцией, и всякое мероприятие, увеличивающее циркуляцию, ведет к уменьшению вихреобразований и увеличению подъемной силы крыла. 38. Разрезные крылья Из рассмотрения аэродинамических характеристик различных профилей видно, что диапазон углов атаки, при которых можно эксплоатировать крылья, относительно невелик: в среднем он заключен в пределах 0—18°. Поэтому, естественно, возник вопрос, нельзя ли заставить крыло ра- ^^>-----""•*-*-.-.._ ботать при больших углах атаки и воз- можно больших значениях Су без срыва струй, т. е. увеличить у крыла критический УГОЛ атаки. Изыскания в этом V направлении привели почти одновременно инженеров Лахмана в Германии и Хендлей-Педжа в Англии к созданию разрезных крыльев в двух разновидностях: крыло с предкрылком и крыло с закрылком, а также к созданию комбинированного крыла, т. е. крыла, снабженного предкрылком и закрылком Рис. 80. Разрезные крылья, (рис. 80). Конструктивно предкрылки и закрылки устраиваются так, что по желанию летчика они могут быть закрыты, и тогда составляют одно целое со всем профилем крыла, или открыты, как на чертеже, тогда между ними образуется щель. Ныне применяются также и автоматические разрезные крылья, у которых 70 с аог шшшто о,/г ojd щь QJS о,го№№ (уьц® омо,з?№ ct Ряс. *1. Кривые Лилиенталя разрезного крыла при открытом (//) и закрытом (/) предкрылке. открытие и закрытие щели происходят автоматически, при переходе через определенный угол атаки. Принципы действия предкрылка и закрылка, рассматриваемых отдельно, ничем не отличаются от обыкновенного крыла. Простейшим образом действие щели на обтекание профиля при открытых предкрылке и закрылке объясняется тем, что пограничный слой, проходящий через щель в область пониженного давления, приобретает (закон Бернулли) такую кинетическую энергию, при которой он преодолевает повышенное давление над задней частью профиля и не дает образоваться возвратному пограничному слою, который, как мы видели выше, является непосредственным возбудителем срыва потока над крылом в области закритических углов атаки. Таким образом, у разрезного крыла до больших углов атаки сохраняется плавность обтекания, обеспечивающая возрастание подъемной силы, в то время как простое крыло при тех же углах атаки начинает сильно завихрять поток. На рис. 81 изображены аэродинамический спектр разрезного крыла с закрытой и открытой щелью и кривые Лилиенталя для того и другого случая. Рассматривая эти кривые, мы прежде всего видим огромную разницу в величине критических углов атаки и в соответствующих им значениях. Рис. 82. При закрытой щели критический угол атаки равен 20°, Cv — 0,73 и Сх = 0,095, при открытом же предкрылке а ==34°, 'Су=1,\ и Сх = 0,24. Это значит, что при критическом угле атаки и при других равных условиях данное разрезное крыло развивает в 1,5 раза большую подъемную силу, но в 2,5 раза большее лобовое сопротивление по сравнению с обыкновенным крылом. Анализируя кривые дальше, мы видим, что на малых углах атаки при открытой щели крыло работает заметно хуже обыкновенного, давая сравнительно меньшее значение Су и большее Сх, что ухудшает его аэродинамическое качество. Объясняется это тем, что при малых углах атаки главного крыла предкрылок находится под большими отрицательными углами, следовательно, его подъемная сила отрицательна, и, кроме того, эффект щели уменьшается, вследствие образования завихрений под предкрылком. Изменение взаимного расположения крыла и предкрылка значительно изменяет аэродинамическую характеристику разрезного крыла. Так, например, положение предкрылка а (рис. 82) улучшает работу крыла на малых углах атаки, а положение б, наоборот, является подходящим для больших углов атаки. Крыло, снабженное закрылком и имеющее тот же 'принцип действия, что и в случае предкрылка, сложнее в конструктивном отношении, ввиду необходимости осуществить отклонения закрылка на разные углы относительно основного крыла при сохранении определенной формы щели. Действие закрылка 7 о характерно тем, что критический угол атаки, по сравнению с исходным профилем, уменьшается на 2—4°, Сут!а увеличивается более чем на 60% и значительно увеличивается Сх. Искажение щели при разных отклонениях закрылка оказывает большое влияние на закономерное обтекание крыла и может свести на-нет значение закрылка. Помимо влияния на величину подъемной силы, разрезные крылья влияют также и на характер перемещения центра давления при изменении угла атаки. Предкрылок увеличивает смещение центра давления (ЦД) вперед, к ребру атаки крыла, а закрылок, наоборот, — назад, к. ребру обтекания (о центре давления см. стр. 79). Рис. 83. Возможное положение самолета с разрезными крыльями в полете. Это положение может быть до некоторой степени сглажено применением комбинированного разрезного крыла — крыла с предкрылком и закрылком (рис. 80), так как при этом смещение ЦД назад при опущенном закрылке уменьшается обратным действием предкрылка. Применение разрезных крыльев в практике дает целый ряд преимуществ, связанных с расширением диапазона скоростей самолета, с повышением устойчивости и управляемости при полетах на малых скоростях и больших углах атаки и, наконец, с возможностью уменьшения посадочных скоростей самолетов. На рис. 83 изображен в полете самолет, снабженный разрезными крыльями. Имея очень большой угол атаки и, следовательно, малую скорость, самолет не проваливается, не имеет тенденции свалиться на крыло и достаточно управляем. 39. Возникновение силы лобового сопротивления крыла Причинами возникновения силы лобового сопротивления при работе крыла являются, во-первых, известное нам трение воздуха Я вихреобразование, вызванные срывом струй, а во-вторых, 73 явления, сопряженные с возникновением подъемной силы и присоединенных вихрей. По современным теориям, лобовое сопротивление состоит из двух слагаемых: профильного сопротивления Qp, обусловленного первой из перечисленных выше причин, и индуктивного Q,, обусловленного явлениями, сопровождающими возникновение подъемной силы. Таким образом, лобовое сопротивление Q = Q,, + Q/. Профильное сопротивление зависит от толщины и кривизны профиля: толстые профили имеют значительно большее профильное сопротивление, чем тонкие. Кроме этого, профильное сопротивление зависит от характера поверхности крыла: чем оно лучше отполировано или лакировано, тем профильное сопротивление меньше. Различные неровности на профиле, резкие переходы от одной кривизны к другой способствуют увеличению профильного сопротивления, в особенности если они имеются в передней и верхней частях крыла. \ "%1 .''\ Г\ vfx4-i+>+1""ff~f~ •^-" ч_х vy Рис. 84. Образование вихрей ни концах крыла. При углах атаки, обычно применяемых в полетах, профильное сопротивление почти не зависит от угла, так как обтекание остается плавным, но при слишком больших положительных или отрицательных углах возникает срыв струй с профиля крыла и резкое увеличение профильного сопротивления. Для того чтобы установить картину возникновения индуктивного сопротивления, необходимо рассмотреть обтекание концов крыла (рис. 84). Присоединенный вихрь не может оборваться у конца крыла, он подхватывается набегающим потоком, меняет плоскость вращения, становится перпендикулярным движению крыла и образует вихревые шнуры, остающиеся в воздухе после прохождения крыла. Вращение вихря, перпендикулярное направлению движения, поддерживается разностью давлений под крылом и над крылом. Если смотреть на крыло спереди в направлении прямо на ребро атаки, то боковые вихри будут представляться в разрезе, как изображено на рис. 85, 74 Один из вихрей изображен сплошными линиями, а другой— пунктирными. Не трудно заметить, что в пределах крыла вся масса воздуха, участвующая в вихревом движении, приобретает некоторое смещение вниз, т. е. приобретает некоторую вертикальную скорость. На чертеже стрелками показаны относительные значения вертикальных скоростей по всему размаху крыла. Наибольшие скорости вращательного движения вихри имеют вблизи своих осей, поэтому наибольшие вертикальные скорости струи воздуха приобретают у концов крыла. В средней части крыла влияние вихрей оказывается значительно ослабленным. У крыла бесконечного размаха влияние вихрей было бы сведено до нуля. В аэродинамической лаборатории можно совершенно исключить влияние концевых вихрей, уперев концы крыла в стенки аэродинамической трубы. \ N / '/ '/ ' II 1 [ / I ! ' 1 1 / J 1 1 1 1 t \ \ \ \ \ \ \ / / Рис. 85. На практике никакими мероприятиями нельзя вполне исключить влияние концевых вихрей, поэтому весь набегающий на крыло поток воздуха всегда оказывается отклоненным на некоторый угол от первоначального направления, вследствие наличия вертикальной составляющей, обусловленной вихрями. Это отклонение потока называется скосом потока. Вне пределов крыла те же вихри вызывают восходящее движение воздуха, тот же скос потока, но в обратном направлении. Перелетные птицы—журавли и гуси — путем тысячелетнего опыта научились использовать восходящие токи, образующиеся у концов' крыла. Их строй во время перелетов не случаен, он обеспечивает использование восходящих токов для облегчения полета. Труднее всего лететь вожаку стаи; следующие за ним птицы находятся уже в слабом восходящем токе, вызванном крыльями вожака. Каждая впереди летящая птица увеличивает 75 "Т* i И • rH ffr I Рис. 8В. скорость движения воздуха вверх и облегчает полет следующим за нею. В конце стаи всегда летят самые слабые, так как условия полета там самые легкие. Рис. 86 дает строй журавлиной стаи. Совершенно аналогичные явления имеют место при полете самолетов строем журавлиной стаи, но летчикам они незаметны. В пределах крыла скос потока оказывается вредным, так как он изменяет угол атаки в сторону уменьшения (рис. 87), в результате чего подъемная сила крыла несколько уменьшается. Чем меньше размах крыла и его удлинение, 4 I i I ! i * чем ближе боковые вихри flW ! ' 'j И-ф-v ДРУГ к Другу, тем больше ^ " ' • . i Т i угол скоса потока / и умень- шение подъемной силы. Если двигать два крыла одно за другим, то второе окажется в весьма невыгодных условиях и разовьет значительно меньшую подъемную силу, испытывая влияние скоса, вызванного первым крылом (рис. 88). Скос потока влияет также на хвостовое оперение, уменьшая угол атаки. Помимо изменения величины подъемной силы, скос потока влияет на направление подъемной силы, которая, согласно теории Жуковского, всегда направлена перпендикулярно потоку. Рис. 89 дает направление подъемной силы при скосе потока. Подъемную силу, откло-Рис. 88. , ненную, вследствие скоса потока, на некоторый угол i, можно разложить на две составляющих, так же как это делалось для /?в. Первая составляющая будет перпендикулярна к первоначальному направлению воздушных струй; это и будет та обычная подъемная сила, с которой мы имеем дело в полете. Вторая составляющая будет параллельна первоначальному направлению потока и направлена в сторону, обратную движению крыла; эта составляющая представляет собой индуктивное сопротивление (рис. 90). 76 Рис. 87. "Очевидно, чем больше скос потока и отклонение силы Р, тем больше величина индуктивного сопротивления. Теория индуктивного сопротивления была разработана проф. Прандтлем. Согласно этой теории величина индуктивного сопротивления зависит: а) от формы крыла в плане, причем наивыгоднейшей формой в плане является крыло эллиптическое; б) от удлинения крыла, причем индуктивное сопротивление обратно Рис. 89. Рис. 90. пропорционально удлинению X; крыло бесконечного размаха индуктивного сопротивления не имеет (это случай, разбираемый теоремой Жуковского); в) индуктивное сопротивление прямо пропорционально квадрату подъемной силы. Таким образом: Q__ \ рз .— XpSV2 ' где А — числовой коэфициент, характеризующий форму крыла в плане. Та же формула может быть применена и к коэфициенту: с2 Г — А у С'-Л~Г' где С{ — коэфициент индуктивного сопротивления. Из последних формул следует, что для уменьшения индуктивного сопротивления необходим выбор соответствующей формы с малыми числами А и возможно большим удлинением крыла. 40. Парабола индуктивного сопротивления Так как в формуле коэфициента индуктивного сопротивления (Cf) А и X—величины постоянные для данного крыла, то очевидно, что С1 зависит лишь от CjJ. При различных углах атаки и значениях Су, С{ будет иметь строго определенное значение. Составим таблицу значений С- для прямоугольного крыла при Л = 0,67 и возьмем удлинения X == 5 и X = 10. 77 cv с'2 ^У >. = 5 / X =- 10 1 Сг с/ од 0,01 0,00134 0,00067 0,2 0,04 0,00536 0,00268 0,3 0,09 0,01206 0,00603 0,4 0,16 0,02144 0,01072 0,5 0,25 0,03330 0,01675 0,6 0,36 0,0483 0,0241 0,7 0,49 • 0,0653 0,0329 0,8 0,64 1 0,086 0,043 На сетке кривой Лилиенталя наносим значения Cl no Cv. Полученные точки соединяем кривой, которая является параболой. Парабола индуктивного сопротивления наглядно покалывает увеличение С, с увеличением Су (рис. 91). Парабола индуктивного сопротивления, построенная для данного удлинения и для данного очертания крыла в плане, совершенно одинакова для всех профилей. Если на сетке с параболой имеется кривая Лилиенталя для данного профиля крыла, то все Сх будут разбиты параболой на два отрезка: Ct и Ср\ таким образом легко определяется величина коэфициента профильного сопротивления. Не трудно заметить, что при средних значениях угла атаки Ср остается почти постоянным. G, ? Рис. 91. Рис. 92. 41. Переход на новый размах Продувка моделей крыла делается всегда при определенном удлинении. На практике крыло в плане может иметь иное удлинение. В этом случае приходится перестраивать кривую Лилиенталя на новый размах (рис. 92). 78 Грусть мы имеем кривую Лилиенталя крыла при удлинении, равном 5, Необходимо перейти к удлинению 10. Прежде всего необходимо построить параболу индуктивного сопротивления для X *= 10; в новой параболе все С- будут в 2 раза меньше, чем при X —5. Затем к Ct новой параболы необходимо прибавить отрезки, равные профильному сопротивлению Сру соответствующие данным Су, и полученные точки соединить плавной кривой; получается новая кривая Лилиенталя для X = 10. 42. Центр давления крыла Как уже известно, форма тела и угол атаки влияют на величину и направление силы полного сопротивления воздуха. Точно так же эти факторы влияют и на точку приложения силы. Точка пересечения силы полного сопротивления воздуха с хордой крыла или ее продолжением называется центром давления (рис. 93). ЦД является также точкой приложения сил Я и Q. Определяется расположение ЦД опытным путем, теоретически это возможно сделать лишь в некоторых случаях. Так как у несущих поверхностей всех форм изменение угла атаки сказывается на расположении ЦД, то по характеру его перемещения формы могут быть разделены на два основных типа. Хорда а% ю го зо 40 so во 7о во во юо% Рис. 94. К первому относятся плоские, тонкие пластинки и сймме-• тричные профили, обычно применяемые в хвостовом оперении. Эти формы при всех изменениях угла атаки в пределах от \ угла нулевой подъемной силы до а = 90° имеют так нцсываемое прямое перемещение ЦД. Если форма обладает прямым перемещением ЦД, то при всяком увеличении угла атаки ЦД удаляется ^ от ребра атаки и приближается к геометрическому центру хорды. Наоборот, уменьшение угла атаки вызывает перемещение ЦД к ребру атаки и его удаление от геометрического центра. Указывается расположение ЦД длиной отрезка d, отделяющего его от ребра атаки, причем величину отрезка d принято выражать в процентах от длины хорды крыла (рис. 94). 79 Определение ЦД достигается многими способами. Од! из простейших— определение посредством прибора, изображенного на рис. 95. Испытуемая форма / может свободно вращаться вокруг оси а—а. С помощью несложных приспособлений ось может быть установлена на любом расстоянии d от ребра атаки. Противовес k служит для приведения модели к безразличному равновесию, а лимб /, разделенный на градусы, неподвижно скрепленный со станиной прибора S, и стрелка t служат для измерения угла атаки. Установив модель в положение безразличного равновесия, помещают прибор в поток. Модель, совершив несколько колебаний, установится в потоке с таким углом атаки, при котором сила /?в пройдет непременно через ось вращения, т. е. ЦД будет расположен на оси. Всякое иное распо- Рис. 95. Рис. 96. Кривая перемещения ЦД плоской пластинки, т ложение ЦД (вне оси)-не дает равновесия модели, и она будет вращаться и менять угол атаки до тех пор, пока не будет достигнуто нужное для равновесия совпадение. Меняя положение оси и делая многократно продувку, можно получить зависимость между величиной d и углом а. Для плоской пластинки закон перемещения ЦД может быть выражен с довольно большой точностью формулой Жссселя, полученной на основании опытов: d - 0,2* + 0,3* sin я, где d — расстояние ЦД от ребра атаки, t — глубина пластинки. Анализ этой формулы дает следующее: если ^/ а -= 90°, то sin 90° = 1, а ЦД совпадает с геометрическим центром; если / я = 0°, то sin 0° = О и d = 0,2*. Рис. 96 дает график перемещения центра давления плоской пластинки. 80 Толстые и несимметричные, профили в пределах между углами нулевой подъемной силы и критическим обычно имеют так называемое обратное перемещение ЦД. При обратном перемещении увеличение угла атаки передвигает ЦД ближе к ребру атаки, а уменьшение — к ребру обтекания. Рис. 97 показывает те пределы, в которых совершается обратное перемещение ЦД обычного профиля крыла. Самое близкое расстояние ЦД до ребра атаки получается при критическом угле атаки. При углах атаки, больших критического и до 90°, имеет место прямое перемещение ЦД. Рис. 98 дает картину перемещения ЦД крыла в пределах от 90 до —10°. Глубина нрыло т - ЗОЛ- Рис. 97. Рис. 98. Кривая перемещения ЦД у крыла. Кривая показывает, что при уменьшении угла от 90° до критического ЦД приближается к углу атаки. Начиная с критического угла атаки, в нашем случае 15°, уменьшение угла атаки вызовет перемещение ЦД ближе к ребру обтекания. Когда крылу придан угол нулевой подъемной силы, ЦД лежит на расстоянии, приблизительно равном 0,81 хорды, считая от ребра атаки. У некоторых профилей, пока не достигнут угол нулевой подъемной силы, но приданы близкие к нему углы атаки, ЦД может лежать далеко за реб- р S / / / ?. ^'ЦД °\^-Щ (р Рис. 100. ром обтекания. Объясняется это тем, что при отрицательных углах атаки передние части крыла не только не развивают подъемной силы, но даже развивают силу, направленную наклонно вниз. На рис. 99 эта сила обозначена PJ. Задние части крыла продолжают и при отрицательных углах Теория зкцацмц 61 / / атаки развивать силу Р.,. ЦД крыла будет лежать в точке приложения равнодействующей этих двух сил Pi и Р2 — на хорде крыла. Для нахождения равнодействующей переносим силы по их направлениям до пересечения в точке О и, построив параллело-грам сил, найдем силу /?а. Перенеся силу до пересечения с хордой, находим ЦД лежащим за ребром атаки. При угле нулевой подъемной силы равнодействующая сил Р\ и Яо равна нулю, так как крыло не развивает никакой подъемной силы. Из механики же известно, что если две параллельные силы, приложенные не на одной прямой, не дают равнодействующей, то они представляют собой пару сил с некоторым моментом. В действительности такой крутящий момент и приложен к крылу при угле нулевой подъемной силы. Если крылу придать угол, еще меньший угла нулевой подъемной силы, то ЦД переходит скачком к ребру атаки, и подъемная сила меняет направление на обратное (рис. 100). 43. Определение центра давления способом коэфициента моментов Весьма часто положение ЦД крыла находится другим способом, сущность которого заключается в определении моментов аэродинамических сил относительно некоторой точки О, называемой центром моментов. Чаще всего за центр моментов принимают точку пересечения хорды с перпендикуляром, касательным к передней кромке крыла (рис. 101). Определение моментов сил, действующих на крыло, относительно точки О производится с помощью аэродинамической трубы, снабженной трехкомпонентными весами. ./*• Рис. 101 Для этого модель крыла шарнирно закрепляют в точке О и продувают в трубе под различными углами атаки. Сила /?г, действуя на некоторое плечо/, образует момент М0—Кл-1} стремящийся вращать крыло в сторону уменьшения угла атаки. Величина момента A1Q замеряется на моментных весах. \ Значение силы /?я для данного угла атаки определяется по общей формуле: /?в = C$SV~. Следовательно, плечо / силы /? можно найти из отношения / = м ~wa о Окончательное же решение задачи заключается в определении точки пересечения силы /?и с хордой крыла t и выражении ее расстояния d от точки О в процентах от t. Зная величину момента М0 и силы /?я, их всегда можно заменить равным моментом некоторой силы /?от, перпендикулярной к хорде и приложенной к задней кромке крыла, т. е. действующей на плечо t (рис. 101). Следовательно, мы будем иметь: УИ0 = /?../--«.,.*, откуда р — -L р Km — t -лк . Подставляем в это равенство значение R -. Rm = -L C.pSV>. Cm П ?fV Oio. -вШ№ -•fcy. ,10 n ifi. x1 у U,l О П 1/»- — -X X U>l*f" 0 \9 x X U,IC Oirt, XI ,llr (\ ПЯ- JT' ^ u,uo Oflft /• / ,UD П ПЛ r On p. |V& \ о ; i - »• . i 0 1 t i If- 1 5 11 . i 0 2 гь * Обозначив -т- С^ через С„„ по- Рис. 102. Кривая изменения коэфи-лучим окончательно: циента моментов Ст в зави<:им"™ Of a. ^т= С„,Р5И. Ст называется коэфициентом моментов крыла и, как видно, представляет собой некоторую часть коэфициента Са. Продувая крыло под различными углами атаки и определяя Мо по показаниям моментных весов, легко находим значение силы Rm из равенства Rm — —j-, где t есть хорда, равная глубине крыла. Если значения Rm для ряда углов атаки известны, о то коэфициент Ст определяется из равенства Ст =- ™,-. Зависимость коэфициента моментов Ст от углов атаки обычно дается в виде графика (рис. 102). Имея график коэфициента моментов и зная длину хорды данного крыла, легко определить величину момента Ai0 для любого угла атаки: MQ = Rm-t-~~-Cm?SV*.t. 6* S3 Для удобства график Ст наносится совместно с кривой Ли-лиенталя данного крыла (обозначаемой буквой L), в зависимости от изменения Cv (рис. 103). Далее, для окончательного решения задачи нужно найти расстояние d от центра моментов О до точки пересечения силы jRa с хордой крыла. Для этого силу /?в раскладывают на две составляющие силы: Rn, перпендикулярную к хорде крыла, и Rf, совпадающую с направлением хорды СУ 0,7 0,4 0,3- 0,2 0.1 -0,1 г 1 — "•—• 1 »Л и^ -/\Ъ* / V / / -- __ /, "/ Cm / 6° \ ' ___ / / .... ! .1 ! , ;, / 1 i / м (. 1 Z 0,0 _4 4 0,р S 6 0, 1 8 0, ! 0 0,1 1 г o,j 1 4 (рис. 104). Величина этих сил зависит от тех же факторов, как и равнодействующей /?а, т. е. от р, S и V2. Поэтому можно написать: /?„ = С„Р5^ и Kt=CfSV, где Сп и Ct— коэфициенты сил _9„ и Ц;, определяемые на основе опытов. Зависимость Сп и Ct от угла атаки дается обычно в виде графика, кото-_.с рый носит название кривой Ли-лиенталя 2-го рода (рис. 105). Для удобства график из-ментов крыла Ст с кривой* Лилией- менения Сп, Ct и Су, Сх на- 0,04 (103 0,12 0,16 0,20 0,24 0,?8 Рис. 103. Кривая коэфици'ента мо- таля. носится на одной сетке с сохранением общего масштаба. Рассматривая рис. 105, можно видеть, что для одного и того же угла атаки Сп и Су по величине весьма мало отличаются -а Д. Рис. 104. друг от друга, и в пределах летных углов атаки их можно считать равными: Сп~Су. Сила Rn, действуя на плечо d, образует момент, равный моменту Кя относительно точки О, т. е. Rnd = RJ, = Rmtt 84 откуда Cn?SV4 = CmvSV4. Сократив это равенство на р, S, V2 и решая его относительно d, получим окончательно: С, d '1П Сп t. 15 -0,1 О 0,6 х °/ Рис. 105. Кривые Лилиенталя 1-го и 2-го рода. Если задача решается для летных углов атаки, то обычно принимают Ся«Су, тогда предыдущее равенство получает более удобный вид: Л __ Cm f it — ~р=; t. ЧУ Это уравнение позволяет определять положение ЦД крыла, пользуясь графиками, представленными на рис. 103. Решим следующую задачу. Определить положение ЦД в процентах от хорды, пользуясь графиками на рис. 103, если даны а = 8° и длина хорды t— 1,5 м. а) По графику находим значения Ст и С для угла атаки 8°; Сго-=0,115 и С, = 0,36. <5) По предыдущей формуле определяем d\ ^-^•1,5-0,48^, т. е. ЦД при а»8° лежит на расстоянии 0,47 м от ребра атаки. в) Выражаем d в процентах от I: rf = -^~--100==32%. 1,0 44. Поперечное перемещение центра давления Помимо продольного перемещения ЦД, рассмотренного в предыдущем параграфе, существует еще поперечное его перемещение, имеющее также большое значение в вопросах равновесия и устойчивости самолета. Если продольным перемещением ЦД называлось его перемещение вдоль хорды крыла, то поперечное перемещение совершается перпендикулярно к хорде и параллельно размаху. Причиной продольного перемещения являлось изменение угла атаки, причиной же поперечного являются следующие факторы: 1) несимметричное обтекание крыла пото-хом, вызванное движением, не параллельным плоскости симметрии (скольжение); 2) несимметричное по-ложение. элеронов; * 3) перенос крыла; 4) движение крыла по кривой. Рассмотрим по порядку все перечисленные случаи поперечного перемещения ЦД. Допустим, что крыло движется первоначально параллельно плоскости своей симметрии; оба элерона стоят нейтрально; угол атаки но всему крылу один и тот же, и движение совершается по прямой. Очевидно, что в этом случае правая и левая половины крыла будут развивать одинаковую подъемную силу и ЦД расположится в плоскости симметрии крыла (плоскости, делящей крыло на две геометрически тождественные части) (рис. 106). Силы р и /7t— подъемные силы левой и правой половин крыла, Р — подъемная сила всего крыла, лежащая в плоскости симметрии и на хорде крыла в точке О, которая и есть ЦД. 86 Рис. 106. Положение ЦД при движении крыла параллельно плоскости симметрии. Теперь допустим, что движение крыла будет несимметричным, т. е. направление движения не будет совпадать с плоскостью симметрии. Пусть направление движения будет отклонено от плоскости •симметрии вправо на некоторый угол ср. Рис. 107 дает крыло в плане. Угол ср, образованный плоскостью симметрии и вектором скорости, называется углом скольжения. Маленькие стрелки указывают направление набегающих струй. Очевидно, что при наличии угла скольжения, в данном случае правого, обтекание крыла потоками не будет симметричным. Благодаря косому обтеканию торцевая часть правого конца крыла начинает работать как передняя кромка, а торцевая часть левого конца крыла — как задняя кромка. Это изменяет распределение давления по крылу и дает увеличение подъемной силы правой части крыла. В результате точка О приложения подъемной силы всего //////!/////// kp/ С 7 ) / Рис. 107. Рис. 108. Положение ЦД при скольжении крыла. крыла сместится из плоскости симметрии вправо (рис. 108). Поперечное перемещение будет тем больше, чем больше угол скольжения; оно сильнейшим образом зависит от очертания крыла в плане и для каждого типа крыла находится опытным путем. Несимметричное положение элеронов, в результате отклонения ручки управления, вызывает перемещение ЦД в силу той простой причины, что в нормальном полете опущенный элерон увеличивает подъемную силу своей половины крыла, а приподнятый— уменьшает (рис. 109). В результате отклонения элеронов подъемная сила, а следовательно и ЦД всего крыла, оказывается смещенной в сторону опущенного элерона. Так как движение ручки управления влево вызывает опускание правого элерона и поднятие левого, то ЦД крыла оказывается смещенным всегда в сторону, противоположную движению ручки. Таким образом, летчик смещает ЦД в нужном ему направлении. Если крыло неправильно отрегулировано и угол атаки одной половины больше, чем другой, то ЦД окажется смещенным ь ту сторону, где угол атаки больше. У первых самолетов братьев Райт и других вместо элеронов применялось так назы- 37 ваемое гоширование, которое заключалось в искусственном перекосе крыла посредством натяжения тросов, соединенных с ручкой управления. Гоширование вызывает такое же перемещение ЦД, как и элероны, но так как оно в конструктивном отношении менее выгодно, то в настоящее время его не применяют. Движение самолета по кривой всегда сопровождается наличием разных скоростей у правой и левой половин крыла. Допустим, самолет описывает дугу окружности вправо. N N {У \ V uS-~ \ \ Рис. 109. Смещение ЦД при отклонении элеронов. I Рис. 110. Смещение ЦД при движении крыла по кривой. В этом случае правая половина крыла будет описывать дугу меньшего радиуса, а левая — большего (рис. 110), и скорость левой половины будет больше, чем правой. В результате подъемная сила левой половины будет больше, и ЦД сместится влево. Летчик может парировать это непроизвольное перемещение ЦД и привести его в плоскость симметрии, давая ручку влево. С поперечным перемещением ЦД мы еще неоднократно встретимся при изучении поперечной устойчивости и виража самолета, где и оценим во всей полноте^его важность. 45. Сопротивление воздуха при движении самолета При рассмотрении этого вопроса важно выявить, чему равна подъемная сила всего самолета в целом, чему равно его лобовое сопротивление и где оказывается ЦД всей конструкции. Подъемная сила всей конструкции в целом слагается из подъемной силы крыла плюс подъемная сила хвостового оперения и плюс подъемные силы, которые могут развить фюзеляж и некоторые другие детали самолета. При полете со средними углами атаки без большой погрешности подъемную силу всего самолета можно считать равной подъемной силе ею крыла. Всеми же остальными подъемными силами, ввиду их незначительности, можно пренебречь. При больших углах атакц, близких к критическому, заметно несущее действие хвостового S6 оперения и фюзеляжа, которое для большей точности может быть принято во внимание. Определить подъемную силу всего самолета можно подсчетом подъемных сил, развиваемых всеми его частями, и их простым суммированием. Более точные результаты получаются посредством продувки модели и определения коэфициента подъемной силы всей конструкции в целом. В дальнейшем, однако, мы для простоты подъемную силу всего самолета будем считать равной подъемной силе его крыла. р а ^ о. Рис. 111. Лобовое сопротивление всего самолета слагается из лобового сопротивления крыла плюс сопротивление всех остальных наружных частей самолета (рис, 111). Сопротивление ненесущих частей настолько велико, что пренебречь им нельзя. При полете на малых углах атаки оно обычно больше сопротивления крыли, при полете со средними углами оно близко к сопротивлению крыла, а при полете с большими углами — несколько меньше. Суммируя сопротивление отдельных частей, получим: Qc = Q + Qi + Q* -I- Q8 + Q4 + Qb +.. •, где Qc —сопротивление всего самолета. t Подставляя в уравнение значения Q, Qb Q2, .., будем иметь: Qc = СгР5 V* + Cxl?St К' + С,2р521/2 + ... Выводя за скобки pl/J во всех членах, кроме первого, получим: 0,3 л*2, у средних, например двухместных разведчиков-бипланов, з>Го,9 м'\ у больших самолетов о>2 л*я. Для самолета У-2 эквивалентную площадь можно считать равной •*• 1,2 м*. Если о определена расчетом, то лобовое сопротивление всего самолета не трудно определить по формуле: Qc-CvpS\A + 0,64palA При обтекании потоком всех частей самолета изменение плавности обтекания, вызванное одними деталями, влияет на обтекание других; происходит так называемая интерференция частей, которую учесть довольно трудно. Продувкой крупной модели самолета можно определить коэфициент лобового сопротивления всего самолета Сс, тогда Qc = C>W. Можно коэфициент лобового сопротивления всего самолета найти подсчетом. Для этого сравним два последних уравнения: Qc = СtP51/2 + 0,64 оо V2 и Qc = CjSV*. Две величины, порознь равные третьей, равны между собой; поэтому. CjS V2 + 0,64 зо V* = CjSV*. 90 Сокращая все уравнения на j>V2, получим: CjS + 0,64о =-- СД отсюда Г - C*S + °'643 Г -L П сс---------5------г сд + О, 64 -f. Я0г> W ДО? ЯД? Ряс. 113. Построение кривой Лшшенталя самолета. Последнее уравнение показывает, что коэфициент лобового сопротивления всего самолета Сс равен коэфициенту лобового сопротивления крыла плюс величина 0,64Л-, называемая коэфи- w циентом вредного сопротивления С,„: Сс - С v + С-. Чем меньше эквивалентная площадь и чем больше площадь крыла, тем меньше коэфициент вредного сопротивления. Для повышения аэродинамических качеств самолета конструкторы всегда стремятся уменьшить Со. У хороших в аэродинамическом отношении самолетов, например свободнонесущих монопланов, коэфициент вредного сопротивления равен примерно 0,006—0,01, у средних— 0,01—0,02, а у плохо обтекаемых (бипланов) — 0,025 и более. Для самолета У-2 коэфициент вредного сопротивления может быть найден следующим, образом: допустим, что а — 1,2 м*. a S — 35 л*2, следовательно, С,=аО,64--У-«0,022. В полете при изменениях угла атаки самолета летчик изменяет Сх крыла; при этом изменяется и обтекание ненесущих частей, но их сопротивление от этого меняется настотько незначительно, что этим можно пренебречь и считать величину коэфициента вредного сопротивления постоянной. В этом случае, если имеется кривая Лилиенталя для крыла и подсчетом найден коэфициент вредного сопротивления, нетрудно построить кривую Лилиенталя всего самолета, которой пользуются при изучении режимов полета. Рис. 113 иллюстрирует перестроение кривой Лилиенталя. Дана кривая Лилиенталя крыла Z; в масштабе сбоку указана величина коэфициента вредного сопротивления С5 — 0,02. Требуется построить кривую Лилиенталя всего самолета. Так как коэфициенты лобового сопротивления всего самолета больше такого же коэфициента крыла на Сз, то все точки кривой Лилиенталя должны быть смещены вправо на величину отрезка С.. Получится новая кривая уже для всего самолета. 91 а Так как перенесение кривой неудобно, то проще перенести на величину отрезка Сд начало координат, но в левую сторону (рис. 114). Если читать кривую, пользуясь иным началом координат, то результаты получаются уже для всего самолета в целом. Коэфициенты подъемной силы не отличаются на новой кривой от коэфи-_ циентов крыла; отличается наивыгод-Сх нейший угол атаки. Найдем проведением касательной наивыгоднейший угол крыла и всего самолета. Для этого нужно провести касательные из двух начал координат — из нового и из старого. Точки касания укажут наивыгоднейшие углы. Наивыгоднейший угол атаки всего самолета всегда больше, чем его крыла. С It __;_________?/?. Ю 9 $,37 8 7 8 5 Рис. 114. О о 0. 05 0.1 Рис. 115. Кривая Лилиенталя самолета У-2. 92 Аэродинамическое качество всего самолета в целом всегда хуже, чем его крыла. У современных самолетов аэродинамическое качество колеблется в пределах от 7 (плохие в аэродинамическом отношении самолеты) и до 16,5 у отличнейших самолетов. Кривая Лилиенталя всего самолета, получаемая продувкой модели, несколько отличается от расчетной в том отношении, что получаются несколько большие коэфициенты подъемной силы при больших углах атаки за счет действия фюзеляжа и хвостового оперения. На рис. 115 дана кривая Лилиенталя самолета У-2, построенная на основании приведенной ниже таблицы. Таблица значений С„, Cv и С„ для самолета У-2 с М-11 _/« Су C.V СЛ Су с~ — 3,8° 0,000 0,0290 0,0290 . 0,00 __ 2° 0,060 0,0270 0,0658 2,22 0° 0,106 0,0250 0,1330 4,82 2° 0,169 0,0267 ОД 900 6,34 4о 0,242 0,0317 0,2620 7,63 6° 0,304 С,0379 0,3270 -8,02 i 8° 0,369 0,0446 0,3950 8,27 8,5° 0,383 0,0458 0,4080 8,37 9° 0,400 0,0180 0,4300 8,33 10° 0,440 0,0536 0,4730 8,22 11° 0,468 0,0580 0,5030 8,07 12° 0,500 0,0642 0,5390 7,79 14° 0,558 0,0760 0,6080 ' 7,34 16° 0,600 0,0994 0,6610 6,80 18° 0,631 0,1072 0,7150 5,89 19° 0,640 0,1200 0,7440 5,33 20° 0,637 0,1300 0,7560 4,81 46. Центр давления самолета Центр давления самолета есть точка приложения силы полного сопротивления, развивающегося при движении всей конструкции в целом', он же является точкой приложения равнодействующей всех подъемник сил и всех лобовых сопротивлений. Расположение ЦД всего самолета имеет чрезвычайно важное значение и сильнейшим образом сказывается на устойчивости и управляемости самолета. 9S Центр давления всего самолета не является неподвижным: он может перемещаться. Причинами этого являются изменение угла атаки всего самолета и изменение угла атаки стабилизатора или рулей высоты. Определить в каждом отдельном случае расположение ЦД можно двумя способами: первый способ—расчетный, в его основе лежит суммирование сил полного сопротивления, действующих на отдельные детали, и второй способ — способ продувки модели. Расчетным способом не представляется возможным вполне точно определить положение ЦД, так как нельзя точно учесть интерференцию частей, влияние струи винта и скоса потока, но результаты, полученные этим способом, достаточно точны для ориентировки. Проще всего определить расположение ЦД всего самолета как точку приложения равнодействующей всех подъемных сил. Для наших целей способ этот будет наиболее удобным. При нахождении ЦД по подъемным силам необходимо прежде всего иметь в виду, что те небольшие силы, которые развивает хвостовое оперение, Рис. 116. Определение ЦД самолета. почти- не сказывающееся на величине равнодействующей всех подъемных сил, сильнейшим образом влияют на расположение ЦД самолета. Отбросив все второстепенные силы, определим ЦД самолета-моноплана по подъемным силам крыла и хвостового оперенFя На рис. 116 ауст ц а представляют собой так называемые установочные углы атаки крыла и стабилизатора, которые образованы строительной осью самолета и их (крыла, стабилизатора) хордами. Если установочный угол стабилизатора положительный, то он называется несущим; если установочный угол равен 0°, то стабилизатор называется нейтральным, а 'при отрицательном установочном угле стабилизатор называется отрицательным. Разность углов атаки стабилизатора и крыла (а —ауст) называется деградацией. Если установочный угол атаки стабилизатора несколько больше, чем у крыла, то такая деградация называется положительной. При неподвижном стабилизаторе деградация во все время полета постоянна; если же стабилизатор подвижен, то в известных пределах она может изменяться по воле летчика. Наличие 94 ..4 г и величина деградации оказывают огромное влияние на расположение ЦД самолета. Разберем случай несущего стабилизатора. Допустим, что модель или самолет, имеющие деградацию, находятся в потоке. Крыло разовьет подъемную силу Р, а стабилизатор— Р-. Та и другая будут приложены в соответствующих углам атаки центрах давления крыла и стабилизатора. Так, параллельные силы Р и Р1 дадут равнодействующую подъемную силу всего самолета Яс, равную сумме Я -f Pl и мало отличающуюся по величине от Р, вследствие незначительности силы PJ. По правилу сложения параллельных сил, направленных в одну сторону, равнодействующая: а) лежит между составляющими; б) на ланий, соединяющей их точки приложения; в) на расстояниях, обратно пропорциональных, величине сил. Если эти расстояния обозначить через / и /-, то произведения сил Я и Р! на отрезки / и ^ должны быть равны друг другу: P/----P./V Самолет является как бы рычагом 1-го рода, у которого произведения плеч на силы, или моменты сил, всегда равны друг другу, если их брать относительно точки приложения равнодействующей. Таким образом, будем считать, что момент крыла Р/ относительно ЦД самолета О всегда равен моменту хвостового оперения: р/=/>,/,. Задача. Найти, на каком расстоянии от ЦД крыла расположен ЦД самолета, если: 1)Р = 2000 кг\ 2) Pt = 100 кг] 3) расстояние ЦД крыла от ЦД стабилизатора / -f /1 = L = 6,3 м. Решается задача сначала в общем виде, т. е. алгебраически, из двух уравнений: а) моментов Р1 = /у,; б) плеч / -|- /,—/,. Из второго уравнения определяем: Л = I - /. Подставляем: значение /i в уравнение моментов: |'!ЛТ1 Р1 = />,(?- /), PI = P,L - /V. Перенося известные по одну сторону знака равенства* получим: Р! + /-V = LPt 1(P + P{) = U>19 откуда / = LP, Р4-Я,' Подставляя численные значения Р, Ях и L, получим: 6,3-100 / = 2000 + 100 = 0,3 м. 95 Из последнего уравнения следует» чт& чем дялыле отстоят друг от друга ЦД крыла и стабилизатора, тем более смещен от крыла к стабилизатору ЦД самолета при несущем стабилизаторе. Если бы в- условиях полета угол атаки стабилизатора оказался равным нулю, то подъемная сила его, как симметричного тела, оказалась бы также равной нулю. По формуле ;_ ?/V ' "" Я+/>1 ' если Р' = 0, то и / == 0. Это значит, что ЦД самолета совпадает с центром давления крыла (рис. 117). Рис. 117. Случай совпадения ЦД крыла и самолета. ' ,?-vOr; Когда стабилизатор имеет в полете отрицательный угол атаки, подъемная сила его направлена обратно обычному ее направлению, а именно — вниз. Равнодействующая двух сил Р и Р-, направленных в разные стороны: а) равна их разности: Рс = Р — PJ, б) лежит за большей силой и в) на расстояниях, обратно пропорциональных величине сил. В этом случае самолет уподобляется рычагу 2-го рода (рис. 118), и ЦД самолета лежит впереди ЦД крыла. Рис. 118. Положение ЦД самолета при отрицательном стабилизаторе. Положение ЦД самолета принято обозначать в процентах от так называемой средней аэродинамической хорды, (САХ). Для каждого отдельного типа самолета длина и положение САХ бывают различны, и определение их часто представляет некоторые трудности. Простейшим случаем для определения САХ является моноплан, имеющий прямоугольное крыло постоянного профиля, без поперечного V и стреловид- 96 иости. В этом случае длина хорд постоянна по всему размаху крыла и равна глубине последнего; кроме того, все хорды лежат в плоскости, перпендикулярной к плоскости симметрии самолета. Средней аэродинамической хордой такого простейшего моноплана является обычная хорда крыла, проведенная в плоскости симметрии самолета (рис. 119). Современные самолеты-монопланы или бипланы в подавляющем большинстве имеют трапециевидные или эллипсовидные очертания крыльев, с поперечным V и реже со стреловидностью. В таких случаях для определения САХ принято графическим путем приводить данный самолет к простейшему виду, т. е. к условному моноплану с прямоугольным крылом, с условием, что моменты этого условного крыла относительно центра моментов равны моментам данного крыла. .*----- осн \ ^ 1... ^1 i У ! 1 'A j i Л ' С^< ', ) « i ' d 1 i i i о. н Рис. 119. Рис. 120. Пусть для определения САХ дан моноплан с трапециевидным крылом, имеющим поперечное V. Задача состоит из двух частей: 1) найти длину САХ крыла и 2) определить положение САХ в плоскости симметрии самолета. Длина САХ полукрыла определяется из равенства: + „ _?_ ''САХ ~~ ' S / ' где S—площадь крыла, а /—размах. Для определения положения САХ нужно предварительно графическим путем найти положение средней геометрической хорды полукрыла. Для этого на продолжении хорды основания крыла ?осн откладывают отрезок, равный хорде конца крыла ?кон, а на продолжении концевой хорды откладывают отрезок хорды ?осн (рис. 120). Затем концы отрезков соединяют прямой ав. 7 Теория авиации 97 Точка пересечения прямой ав с линией, соединяющей геометрические центры хорд tOCH и ?кон, определяет положение средней геометрической хорды полукрыла. Проекция t на плоскость симметрии самолета является средней аэродинамической хордой. Для определения степени смещения САХ вверх, вследствие наличия поперечного V, нужно продолжить tcp до пересечения с средней линией проекции крыла спереди. Высота h точки пересечения над горизонталью АВ определяет положение САХ по высоте. При наличии поперечного V крыла, очевидно, САХ расположится выше хорды основания крыла (рис. 121). В случае биплана сначала определяют длину и положение САХ для каждого крыла отдельно, затем, зная САХ верхнего и нижнего крыльев биплана, приводят последний к эквивалентному моноплану. -Хорда основания «рыяо-(жн Рис. 121., 4 Рис. 122. Для этого вычерчивают отдельно САХ верхнего и нижнего крыльев, сохранив масштаб длины и расстояния между ними, и для некоторого угла атаки определяют величины сил полного сопротивления /?t и R2 каждого крыла и их ЦД (рис. 122). Затем по правилу сложения параллельных сил находят равнодействующую R всей системы. Так как верхнее крыло биплана работает в более выгодных условиях, чем нижнее, то точка приложения равнодействующей обычно лежит ближе к верхнему крылу, деля расстояние между составляющими R^ и R2 Л, -?2 в отношении -г- — -тг . "2 -М Точка приложения О равнодействующей является ЦД биплана (рис. 122). Если, соединив концы хорд верхнего и нижнего ирыльев, провести через точку О прямую, параллельную хордам, то это и будет САХ биплана. Таким образом, САХ верхнего и нижнего крыльев заменены САХ одного условного прямоугольного крыла, лежащего между ними и эквивалентного им в отношении величины моментов аэродинамических сил. 47. Перемещение центра давления самолета по воле летчика Если изменить деградацию во время регулировки самолета или в полете повернуть стабилизатор посредством штурвала, то при полете с тем же углом атаки ЦД окажется смещенным 98 Рис. 123. 71^. вперед или назад, в зависимости от того, уменьшена была деградация или увеличена. Допустим, что установочный угол атаки стабилизатора увеличится, тогда подъемная сила стабилизатора тоже увеличится, и равенство моментов Р1 = Р^ относительно прежнего ЦД будет нарушено. Равнодействующая Рс сместится к стабилизатору, плечо /х уменьшится, а / возрастет, и ЦД окажется смещенным к хвосту. То же самое произойдет, если увеличить подъемную силу хвостового оперения Р-, меняя положение руля высоты движением ручки от себя. Обратные результаты дает увеличение деградации. Если уменьшить установочный угол стабилизатора, то при полете самолета с прежним углом атаки подъемная сила хвостового оперения Р- уменьшится, и ЦД самолета переместится вперед, ближе к носу самолета. То же самое получится, если, не меняя установочного угла атаки стабилизатора, взять ручку на себя и уменьшить подъемную силу руля высоты. Рис. 123, 124 и 125 показывают три случая расположения ЦД самолета: 1) ручка нейтральна, — руль высоты продолжает собой профиль стабилизатора; 2) ручка от себя, •— угол атаки рулей увеличен, центр давления смещен к хвосту самолета; 3) ручка на себя, — угол атаки давления смещен к носу самолета. Прямым назначением стабилизатора и руля высоты является их влияние на расположение ЦД самолета по воле летчика. Если нужно длительное смещение ЦД самолета, летчик изменяет установочный угол стабилизатора; для кратковременного же смещения служит руль высоты. 7* 99 Рис. 124. Рис. 125. рулей уменьшен, центр 48. Перемещение центра давления самолета помимо воли летчика Из предыдущего известно, что крыло самолета в пределах летных углов атаки имеет обратное перемещение ЦД, т. е. при увеличении угла атаки ЦД перемещается вперед, а при умень- Рис. 126. шении — назад. Рассмотрим теперь, как перемещается ЦД всего самолета, когда крыло работает совместно со стабилизатором, составляя одну систему. Представим себе модель самолета, с определенной деградацией и закрепленным рулем высоты, которая может быть а*6' Рис. 127. в любом положении укреплена в потоке воздуха. Рис. 126, 127 и 128 дают три положения модели: 1. ^.одель помещена в потоке с установочным углом атаки а = 4°, деградация равна 3°. а-У а-0 Рис. 128. 100 2. Угол атаки модели увеличен поворотом ее на 2°; в полете это же самое может случиться с самолетом под действием порыва ветра при задирании носа. Вследствие увеличения угла атаки, подъемные силы крыла и хвостового оперения увеличатся. Причиной увеличения будет изменение Су, вследствие увеличения углов атаки. Взяв по кривым Лилиенталя крыла и хвостового оперения приращение Су, мы увидим, что они неодинаковы (рис. 129). В процентном отношении больше возрастет Су стабилизатора и вместе с ним сила Р^ ЦД самолета сместится к той силе, которая в процентном отношении подверглась большему увеличению. В данном случае ЦД сместится к хвосту самолета. Крыпо С, Стабилизатор О Рис. 129. С, 3. Угол атаки модели уменьшен; в полете это может произойти, если самолет внезапно клюнет носом. Углы атаки крыла и стабилизатора станут меньше исходного. Допустим, поворот произошел на 1°. * t -—-/*• Крыпя С, Рис. 120. Стабилизатор & Подъемные силы Р и Ях уменьшатся, но в процентном отношении неодинаково. По кривым Лилиенталя резко заметна эта разница. Сильнейшему изменению подвергается подъемная сила стабилизатора, — в нашем случае она стоит близко к нулю (рис. 130). Поэтому ЦД самолета сместится к носу и приблизится к ЦД крыла. 101 Для устойчивости и удобоуправляемости самолета необходимо» чтобы он амел прямое перемещение ЦД, т. е. чтобы при увеличении угла атаки всего самолета ЦД смещался к хвосту, а при уменьшении — н носу. Конструктор самолета достигает этого выбором такой деградации и такого профиля стабилизатора, при котором всякое изменение угла атаки самолета изменяет подъемную силу стабилизатора в процентном отношении в большее число раз, чем подъемную силу у крыла. Кроме того, для обеспечения прямого перемещения ЦД самолета необходимо, чтобы стабилизатор был достаточно велик по площади и достаточно удален от крыла (т. е. чтобы он действовал на достаточно большое плечо). 49. Графическое изображение перемещения центра давления самолета Особенности перемещения ЦД самолета после испытания модели его в аэродинамической лаборатории могут быть даны в графическом виде различными способами, но для наших целей ; Рис. 131. наиболее простым и наглядным является способ построения пучка сил и метацентрической кривой, которая и явится для нас кривой перемещения ЦД самолета. Рис. 132. Рис. 131 показывает пучок сил модели самолета при нейтральном положении руля высоты. На пучке сил даны в виде отрезков коэфициенты Са, причем точки их приложения соот- 102 ветствуют ЦД самолета. Каждый коэфициент Са имеет отметку. угла атаки, которому он соответствует. Пучок сил дает возможность определить расположение ЦД самолета лишь при тех углах атаки, при которых делалась продувка. Для того чтобы иметь возможность определить, где расположен ЦД при любом угле атаки, строят так называемую метацентрическую кривую. 8' / / Рис. 133. Положение метацентрической кривой при ручке, данной от себя. Метацентрическая кривая строится таким образом, что все векторы, данные в пучке сил Са, являются касательными к кривой. Точки касания с метацентрической кривой векторов Са обозначаются соответствующим углом атаки. Рис. 132 показывает метацентрическую кривую той же модели, что и на рис. 131. Рис. 134. Положение метацентрической кривой при ручке, взятой на себя, Имея построенную метацентрическую кривую, легко определить, где расположен ЦД при любом угле атаки. Пример. Определить, где будет расположен ЦД при а = 4°. Находим на кривой (рис. 132) точку, соответствующую а = 4°, лежащую между а — 3° и а = 5°. Проводим касательную к кривой в этой точке. На касательной лежит ЦД. Если стабилизатор и руль высоты стоят неподвижно, то метацентрическая кривая не изменяет своего расположения относительно самолета при всех возможных его движениях 103 и является как бы жестко скрепленной с ним. Но незначитель^ ное изменение деградации или перемена положения руля высоты вызывает перемещение всей метацентрической кривой. Разберем следующие случаи: 1) ручка дана от себя (рис. 133) и 2) ручка взята на себя (рис. 134). Если дать ручку от себя, то подъемная сила хвостового оперения будет больше, чем при нейтральном положении, следовательно, равнодействующая крыла и хвостового оперения при всех углах атаки окажется смещенной к хвосту самолета. Каждая из входящих в пучок сил, представляющая собой равнодействующую, будет смещена к хвосту, а вместе с пучком сил сместится и метацентрическая кривая. ЦД самолета в этом случае при всех углах атаки также окажутся смещенными назад. Взятие ручки на себя вызывает смещение пучка сил вперед, а вместе с ним мета-центрической кривой и ЦД. Итак, нейтральному положению ручки соответствует определенное положение метацентрической кривой; движение ручкой от себя смещает метацен-трическую кривую назад, а взятие ручки на себя сдвигает метацентрическую кривую вперед. Таким образом, при движениях руля высоты движется мета-центрическая кривая, и чем сильнее от нейтрального положения отклонены рули, тем больше смещение кривой, а вместе с тем и ЦД при тех же углах атаки. Если метацентрическая кривая имеет петли и две ветви, то петлям соответствует обратное перемещение ЦД', или неустойчивость самолета. ОТДЕЛ II УПРАВЛЯЕМОСТЬ И УСТОЙЧИВОСТЬ САМОЛЕТА 50. Равновесие самолета При изучении полета самолета основными и простейшими случаями являются те, при которых он находится в равновесии. Равновесие самолета представляет собой такое его состоя-ние, при котором все действующие на него силы не нарушают его покоя или прямолинейного и равномерного движения. Равновесие бывает двух видов: а) статическое, соответствующее состоянию покоя, характерное тем, что силы не совершают при этом никакой работы, и б) динамическое, соответствующее прямолинейному равномерному движению. При динамическом равновесии одна из сил, а именно тяга винта, совершает работу, преодолевая лобовое сопротивление, стремящееся задержать самолет. Установившееся прямолин'ёйное и равномерное движение самолета при наличии равновесия называется режимом полета. Основных режимов полета три: режим горизонтального полета — при горизонтальной траектории, режим подъема — при восходящей и режим планирования — при нисходящей траекториях. На практике идеальный режим -полета осуществляется лишь на короткие промежутки времени, так как имеется целый ряд причин, его нарушающих. К числу их относятся: порывы ветра и неоднородность слоев воздуха, непостоянство тяги винта вследствие колебаний числа оборотов мотора, движение рулей летчиками и деформации самолета. Если причин, нарушающих равновесие, нет, то оно зависит от величины сил полного сопротивления, веса самолета и тяги винта, а кроме того, от точек их приложения, т. е. от взаимного расположения центра тяжести самолета, ЦД и положения линии, по которой действует тяга винта. 51. Центр тяжести самолета Центром тяжести (ЦТ) самолета называется точка приложения силы веса всего самолета. Расположение ЦТ самолета зависит от распределения масс отдельных его частей, Если положение и величина грузов во г 105 все время полета неизменны, то какие бы положения в воздухе ни принимал самолет, ЦТ всегда остается в одной и той же точке. Выгорание бензина, расход масла и боеприпасов может изменить расположение ЦТ самолета. Для того чтобы расход бензина и масла не сказывался на расположении ЦТ, бензиновые и масляные баки на самолете размещаются так, чтобы их ЦТ был близок к ЦТ самолета. Положение центра тяжести обозначается так, как это принято для центра давления, т. е. в процентах от длины САХ, считая от ребра атаки. Существует три характерных вида рас- положения ЦТ: переднее — 25—3070; среднее — 30-нее — 34—40%. -34°/0; зад- Рис. 135. Расположение ЦТ сильнейшим образом сказывается на устойчивости самолета. Расположение ЦТ относительно оси колес при опущенном хвосте самолета обычно бывает заднее (рис. 135). При поднятии хвоста ЦТ приближается к вертикали, проходящей через ось колес (рис. 136 и 137). U Рис. 136. Если же хвост приподнят слишком сильно, то ЦТ может оказаться впереди вертикали, проходящей через ось колес, и самолет клюнет носом (рис. 138). Практически определить расположение ЦТ не трудно. Для этого, во-первых, балансируют самолет, поднимая хвост его таким образом, чтобы он не имел тенденции ни опускаться, ни клевать 105 носом. В этом положении ЦТ находится на одной вертикали с осью колес. На борту самолета можно провести мелом черту, совпадающую с этой вертикалью (рис. 137). Затем опускают хвост, подвешивая его на пружинные весы. Сила веса О разложится при этом на две составляющие: Glt прижимающую ось колес, и О2, Рис. 137. растягивающую весы. Силы эти будут обратно пропорциональны плечам, и таким образом, Gll1 = O2/2. Зная вес всего самолета О, находим силу (/lf равную разности G — G2. Измеряем расстояние L и, решив уравнения G^ —GJ2 и L = /j -f /о, находим, на каком расстоянии /j от оси колес находится ЦТ по горизонтали. На этом расстоянии на борту самолета с помощью отвеса проводим опять вертикальную линию Рис. 138. (рис. 139). Точка пересечения двух линий дает положение ЦТ. При изменении нагрузки самолета ЦТ довольно заметно смещается. Например, на двухместном самолете при наличии одного летчика на переднем сиденье ЦТ окажется смещенным вперед от своего нормального положения. Если на заднее сиденье будут помещены два пассажира, то ЦТ смещается заметно назад. На 107 пассажирских самолетах перемещение пассажиров также вызы* вает перемещение ЦТ. Чтобы расход переменных грузов не вызывал перемещения ЦТ, бензиновые и масляные баки, бомбы или пассажиры почти всегда помещаются так, чтобы их центр тяжести совпадал с ЦТ самолета Рис. 139. Если нам известен вес самолета G и найден ЦТ, то не трудно определить, насколько переместится ЦТ, если, например, в заднюю кабину на расстоянии / от точки О будет положен дополнительный груз весом Gl (рис. 140). Предположим, что Рис. 140. новый вес самолета G -{• Gl пройдет на некотором расстоянии X от точки О. Определить это расстояние мы можем из уравнения: X(G+G1) = lGl) откуда находим: 108 Х^ -GI G + GL • Из этого равенства видно, что смещение ЦТ будет тем больше, чем больше добавочный груз и чем дальше он расположен от прежнего ЦТ. В случае разгрузки задней кабины ЦТ переместится вперед, и положение его может быть найдено по формуле: х= /0- G — G! ' Если известна длина средней аэродинамической хорды ?САХ самолета, то процентное смещение ЦТ вдоль нее можно определить из выражения: х- юо *САХ 1. Если грузы на самолете закреплены неподвижно, то, какие бы положения ни принимал самолет в воздухе, ЦТ всегда остается в одной и той же точке. 2. Все вращательные движения самолета е полете совершаются вокруг ЦТ. 3. Через ЦТ самолета проходят главные оси его вращения. 52. Главные оси вращения самолета Главными осями вращения самолета называются три взаимно перпендикулярные линии, проходящие через ЦТ самолета (рис. 141). Ось х—х, проходящая вдоль самолета через центр тяжести, называется продольной. Ось у—у, перпендикулярная к продольной, называется вертикальной. Плоскость, в которой лежат оси х—х и у—у, называется плоскостью симметрии самолета. Плоскость симметрии делит самолет на 109 две симметричные половины, представляющие зеркальное отображение друг друга. Ось z—z, идущая параллельно размаху, называется поперечной. Если вращение самолета совершается вокруг поперечной оси z—z, то такие колебания называются продольными. Если вращение происходит вокруг продольной оси, то такие колебания называются поперечными. Когда вращение совершается вокруг вертикальной оси, то такие колебания называются путевыми. По роду возможных колебаний (вращений) различают три вида равновесия самолета: продольное, поперечное и путевое. 53. Продольное равновесие самолета Продольным равновесием называется такое состояние, при котором силы, действующие на самолет, не вызывают вращения его вокруг поперечной оси (кабрирования или пикирования). ~^ Проще всего осуществляется продольное равновесие, если самолет построен таким образом, что сила тяги винта проходит через ЦТ (рис. 142). В этом случае для продольного равновесия достаточно, чтобы подъемная сила всего самолета и лобовое сопротивление прошли также через ЦТ. Рис. 142. Сила тяги винта проходит через ЦТ; децен-трация винта отсутствует. Иначе говоря, если тяга винта проходит через ЦТ, то последний должен быть совмещен с ЦД. Для режима горизонтального полета необходимо еще, чтобы подъемная сила была равна весу самолета, а лобовое сопротивление— тяге винта. Конструкция некоторых самолетов такова, что тяга не проходит через ЦТ. В таком самолете имеется так называемая де-центрация винта. Если тяга проходит выше ЦТ, то децентрация верхняя, а если ниже, то нижняя. ПО 54. Продольное равновесие при верхней децентрации Верхняя децентрация чаще всего встречается у летающих лодок и часто у самолетов с перевернутыми моторами. Условия осуществления продольного равновесия при верхней децентрации несколько сложнее, чем при полном ее отсутствии. Тяга винта, действуя на плечо /, как на рычаг, стремится вращать самолет вокруг ЦТ, опуская нос самолета вниз (рис. 143). Моменты сил, т. е. произведения их на плечи, стремящиеся опускать нос самолета вниз, называются пикирующими момен* тами. Момент .тяги при верхней децентрации пикирующий и равен Ф/. Рис. 143. Расположение сил, действующих на самолет при верхней децентрации винта. Для того чтобы под действием пикирующего момента тяги самолет не зарывался носом, необходимо наличие обратного момента, стремящегося поднимать нос самолета вверх. Такой момент называется кабрирующим. При наличии децентрации винта для продольного равновесия необходимо, чтобы пикирующий момент был уравновешен кабрирующим. Для получения кабрирующего момента при верхней децентрации надо, чтобы ЦД самолета и сила /?я лежали впереди ЦТ, тогда, действуя на плечо lit сила /?а создает кабрирующий момент, и если он будет равен моменту тяги, то налицо будет продольное равновесие: Ф/-Я.А. Изменение тяги винта летчиком повлечет за собой изменение величины пикирующего момента. При увеличении тяги самолет стремится зарыться носом и уменьшить угол атаки; для сохранения последнего необходимо выбирать ручку на себя. При остановке мотора пикирующий момент исчезает, а кабрирующий остается, поэтому самолет начинает кабрировать (или задирать нос), увеличивая угол атаки. При внезапной остановке мотора для предотвращения кабрирования и опасной потери скорости, летчик должен отдавать ручку от себя. 111 ф Таким образом, полет с одним и тем же углом атаки на самолете, имеющем децентрацию, возможен в случае изменения тяги винта лишь при вмешательстве летчика, действующего на рули высоты. Если при изменении тяги летчик оставит положение руля высоты неизменным, то самолет придет к положению равновесия при новом угле атаки, но за счет перемещения ЦД всего самолета. Допустим, что летчик увеличил тягу и, следовательно, пикирующий момент. Самолет начинает вращаться, опуская нос и ребро атаки крыла, а так как он, двигаясь по инерции, стремится сохранить прежнюю траекторию и при нарушенном равновесии, то угол атаки начнет уменьшаться. При наличии у самолета прямого перемещения ЦД последний начнет сдвигаться к носу самолета, причем будет увеличиваться плечо /lf а вместе с ним и кабрирую-щий момент силы _9а. При некотором новом, меньшем угле кабри- рующий момент возрастает настолько, что сможет уравновесить момент тяги, после чего вновь наступит продольное равновесие. Уменьшение тяги вызывает кабрирование самолета и увеличение угла атаки. Центр давления смещается и приближается к центру тяжести, становится меньше плечо 1}, а вместе с ним и кабрирующий момент. При некотором новом, большем угле атаки вновь наступит продольное равновесие. 55. Продольное равновесие при нижней децентрации Нижняя децентрация встречается у большинства сухопутных самолетов. При нижней децентрации тяга винта, действуя на плечо /, создает кабрирующий момент Ф/ (рис. 144). Он может быть уравновешен пикирующим моментом силы в том случае, если центр давления лежит за центром тяжести. Для продольного равновесия необходимо, чтобы было удовлетворено равенство моментов Ф/ = /?„/-. При изменениях тяги самолет с нижней децентрацией ведет себя противоположно са- Рис. 144. Расположение сил, действующих на самолет при нижней децентрации винта. молету с верхней децентрацией. Увеличение тяги при неизменном положении руля высоты вызывает увеличение угла атаки самолета, а уменьшение ее вызывает уменьшение угла атаки. Самолет с нижней децентрацией имеет преимущество перед самолетом с верхней децентрацией в том отношении, что 112 при .внезапной остановке мотора он не теряет скорости, а сам переходит на планирование даже в случае невмешательства летчика. 56. Действие струи винта Рассматривая действие децентрации тяги винта, необходимо учитывать действие струи винта на оперение. Если ЦТ самолета находится ближе к носу и в полете стабилизатор отрицателен, т. е. на него действует сила сверху вниз, то при увеличении оборотов мотора струя от винта будет увеличивать эту силу, вызывая кабрирование самолета. Таким образом, при отрицательном стабилизаторе действие струи винта подобно нижней децентрации. Если центр тяжести всего самолета лежит позади центра давления крыла, стабилизатор должен быть положителен, Рис. 145. Самолет с редукториым мотором. т. е. иметь подъемную силу, направленную вверх. При включении мотора струя винта увеличит подъемную силу стабилизатора, а самолет станет опускать нос, как это было при верхней децентрации. Лучшими конструкциями будут такие, у которых действие струи винта обратно действию децентрации, например: децен-трация верхняя, центровка передняя и стабилизатор отрицательный или децентрация нижняя, центровка задняя и стабилизатор положительный; худшими: децентрация верхняя и стабилизатор положительный; децентрация нижняя и стабилизатор отрицательный. Особенно нехорошо сочетание верхней децентрации с положительным стабилизатором, что имелось иногда у летающих лодок. Управление самолетом при этом весьма затруднительно. g Теория ар нации \\§ Большинство современных сухопутных самолетов имеет нижнюю децентрацию винта и отрицательный стабилизатор, что усложняет управление ими, так как при включении мотора наблюдается резкое кабрирование, при выключении — резкое пикирование. Для смягчения этих явлений летчик вынужден часто ме- Рис. 146. Самолет с перевернутым мотором. нять угол установки стабилизатора. Неправильное положение стабилизатора не всегда удается погасить рулем высоты, особенно при установке на самолет моторов с низко расположенной осью винта, а поднять мотор выше не позволяют условия обзора. Лучше обстоит дело со звездообразными моторами и еще лучше с перевернутыми моторами (цилиндрами вниз) и моторами с таким ре- Рис. 147. Самолет со звездообразным мотором. дуктором, при котором ось винта поднята. Это сделано на многих новейших моторах, и в результате этого удалось уничтожить децентрацию и одновременно улучшить обзор вперед. На рис. 145, 146 и 147 изображены самолеты с редукторным мотором, с перевернутым мотором и со звездообразным мотором. 114 57. Продольная управляемость самолета Обычно под продольной управляемостью самолета понимают способность самолета изменять направление траектории полети в вертикальной плоскости под действием руля высоты. Это понятие является неточным, так как направление траектории зависит не только от положения руля высоты, но и от режима работы ВМГ. Под продольной управляемостью следует подразумевать способность самолета изменять угол атаки под действием руля высоты. Угол атаки, приданный самолету рулем высоты, является лишь одним из факторов, влияющих на направление полета. Таким образом, по сущности своего действия руль высоты должен был бы называться рулем угла атаки, так как основное действие, оказываемое им на самолет, заключается лишь в изменении угла атаки. В обычных условиях полета продольная управляемость вполне обеспечена, но в некоторых условиях она оказывается значительно ослабленной или отсутствует совершенно. Такими случаями являются, во-первых, потеря самолетом скорости, во-вторых, штопор самолета и, в-третьих, крутое пикирование, из которого некоторые самолеты не выходят совершенно. 58. Изменение угла атаки самолета с помощью руля высоты Проще всего разобрать процесс изменения угла атаки на самолете, не имеющем децентрации винта. Рис. 148 дает схему равновесия такого самолета при нейтральном положении ручки и руля высоты. |ГСП ?ZT Рис. 148. Когда ручка управления стоит нейтрально, самолет может иметь равновесие (баланс) лишь при одном, строго определенном угле атаки, который называется балансировочным углом. Балансировочный угол обычно равен установочному или близок к нему. 8* /- 115 Если самолет правильно отрегулирован и грузы распределены так, как это рассчитано конструктором, то при брошенной ручке самолет летит с балансировочным углом. При необходимости увеличения угла атаки летчик выбирает ручку на себя и этим самым смещает метацентрическую кривую и ЦД вперед (рис. 149). Сила /?к, действуя на плечо /j, образует кабрирующий момент, заставляющий самолет задирать нос и увеличивать угол атаки. Если самолет обладает прямым перемещением ЦД, то вскоре опять наступит равновесие моментов и установится режим, так как от увеличения угла атаки ЦД начинает смещаться назад, и кабрирующий момент исчезает. При каком угле атаки наступит новое равновесие моментов, легко определить по метацентриче-ской кривой. i Рис. 149. Для этого необходимо из ЦТ провести касательную к мета-центрической кривой (рис. 149). В нашем примере точка касания совпадает с L а = 8°, следовательно, при этом угле и возможно равновесие самолета, соответствующее новому положению ручки управления. Чем сильнее выбрана ручка на себя, тем больше смещается вперед метацентрическая кривая, тем с большим углом атаки самолет придет в положение равновесия. Самолет, имеющий обратное перемещение ЦД, будучи выведен из равновесия рулем высоты, не пришел бы сам к положению равновесия, а кабри-ровал бы до тех пор, пока не перевернулся бы на спину. Для того чтобы не позволить такому самолету перевернуться на спину, летчик должен был бы через некоторое время дать ручку от себя, а затем опять на себя, т. е. должен был бы все время сдерживать самолет при нужном ему угле атаки движениями руля высоты. Такой полет требует от летчика виртуозной техники и внимания, очень быстро его утомляет и поэтому длительное время невозможен. ) Уменьшение угла атаки производится отжиманием ручки от себя, следствием чего является смещение метацентрической 116 кривой и ЦД к х&осту самолета (рис. 150), возникновение пикирующего момента RJ>i, опускающего нос самолета вниз и уменьшающего угол атаки. При этом вращение вскоре прекращается само собой, и режим полета устанавливается, так как, вследствие уменьшения угла атаки всего самолета, ЦД начинает перемещаться вперед, и плечо /- будет уменьшаться. При некотором новом угле атаки, меньшем прежнего, центр тяжести вновь совместится с центром давления, что и необходимо для равновесия. Определить, при каком угле атаки наступит равновесие, можно опять с помощью метацентрической кривой, проведя к ней касательную, проходящую через ЦТ. Точка касания укажет искомый угол. Самолет, имеющий обратное перемещение ЦД, при ручке, отжатой от себя, сам собой к положению равновесия не пришел бы до тех пор, пока не перевернулся бы на спину. Рис. 150. Так как движения руля высоты вызывают перемещения мета-центрической кривой, а к последней возможно провести лишь одну касательную, проходящую через ЦТ, что соответствует равновесию, то у самолета, не имеющего децентрации винта, каждому положению ручки соответствует строго определенный угол атаки. То же самое относится и к самолетам, имеющим децентрацию, но при условии, что тяга винта при изменениях угла атаки остается постоянной. Если необходимо вести самолет с углом атаки, большим или меньшим балансировочного, то достигнуть этого летчик может, удерживая ручку соответственно на себя или от себя. Аэродинамическая сила Рр, действующая на отклоненный руль, создает момент относительно оси вращения МшРр - а, называемый шарнирным моментом, который стремится поставить руль высоты параллельно встречному потоку воздуха и, следовательно, оказывает давление на руку летчика (рис. 151, внизу). При длительном полете это давление утомляет руку, а затем вызывает и общее утомление. 117 Существует целый ряд способов, уменьшающих и даже уничтожающих шарнирный момент, как то: компенсация руля высоты, стабилизатор с изменяемым в полете углом атаки и серворули. Сущность компенсации руля высоты заключается в том, что часть площади руля располагают впереди оси вращения, благодаря чему ЦД руля смещается к оси вращения, и шарнирный момент становится незначительным (рис. 151, вверху). Если самолет имеет подвижной стабилизатор, то летчик, вместо того чтобы воздействовать на руль высоты, достигает тех же результатов, изменяя ранее установленный угол атаки стабилизатора с помощью особого штурвала. Для уменьшения угла атаки стабилизатора штурвал накручивается на себя, а для Рис. 151. Схема сил, действующих на простой и компенсированный рули. Рис. 152. Общий вид серворулей. увеличения — от себя. Регулируя в полете угол атаки подвижного стабилизатора, летчик может достигнуть положения нового балансировочного угла атаки самолета, при котором давление на ручку будет отсутствовать и при безветрии возможен полет с брошенной ручкой. В настоящее время, вместо компенсированного руля высоты и подвижного стабилизатора, весьма успешно применяются серворули. Общий вид руля высоты, снабженного серворулем, представлен на рис. 152. Вращение серворуля около своей оси может осуществляться или автоматически, с помощью жесткой тяги, сочленяющей его с неподвижным рычагом на заднем лонжероне стабилизатора, или по воле летчика, посредством тросовой проводки и штурвала в кабине. В первом случае серворуль называют сервокомпенсатором Флетнера, а во втором случае — триммером. Рассмотрим силовую схему руля высоты с сервокомпенсатором. Пусть в полете летчик отклонил руль высоты кверху и сервокомпенсатор повернулся около своей оси на некоторый угол книзу, тогда начинают действовать две неравные по величине, параллельные и взаимно обратные силы Р1 и Р2 (рис. 153). 118 Равнодействующая этих сил Р , как известно, равная их разности, направлена в сторону большей силы Рь и точка приложения находится за большей силой, т. е. ближе к оси вращения руля высоты. Это приводит к уменьшению шарнирного момента и облегчению усилия на ручке управления. Следовательно, в этом случае получается тот же результат, что и при компенсированном руле высоты. Применение триммера, т. е. серворуля, управляемого самостоятельно из кабины летчика, дает возможность заменить подвижной стабилизатор. Вращением триммера достигается тот же эффект, что и изменением •--.-а-.-.-- Угла установки стабилизатора.' я-»- .—с __,__ J ----------------------- С _ ' ' _____—»—{. fftoa к летчику | ууР » Рис. 153. Схема действия руля высоты с сервокомпенсатором. Рис. 154. Схема действия руля высоты с триммером. В случае необходимости удерживать в полете ручку от себя или на себя летчик осуществляет это не мускульным усилием, а использует для этого аэродинамическую силу, действующую на триммер, отклоненный в нужную сторону. Если в полете повернуть триммер на некоторый угол книзу, то на него начинает действовать сила Р2, момент которой Р2 • b относительно оси вращения основного руля повернет руль высоты на соответствующий угол кверху, и положение ручки при этом получится на себя (рис. 154). Силювая схема здесь получается такая же, как и в случае сервокомпенсатора Флетнера, с той лишь разницей, что при любом отклонении триммера моменты сил Р1 и Р2 уравновешиваются, т. е. их равнодействующая проходит через ось вращения руля высоты, давая нулевое давление на ручку при любом режиме полета. Отклонение триммера вниз равносильно уменьшению угла установки стабилизатора, а отклонение вверх — равносильно обратному. Действие триммера в полете весьма эффективно, и поэтому пользоваться им нужно осторожно. 59. Продольная устойчивость Устойчивостью самолета называется его способность самостоятельно восстанавливать нарушенное равновесие. По род^ трех основных видов вращений самолета различают три вида устойчивости: продольную, поперечную и пути. 119 Продольная устойчивость самолета заключается в способности самостоятельно восстанавливать нарушенное продольное равновесие; чаще всего продольное равновесие в полете нарушается порывами ветра. Если летчик держит при порывах руль высоты неподвижно, то самолет самостоятельно после каждого прошедшего порыва должен принимать прежний угол атаки. Нарушение продольного равновесия, вызванное изменением тяги у самолетов, имеющих децентрацию и продольно устойчивых, сопровождается переходом к новому углу атаки, если летчик оставит руль высоты в прежнем положении. Продольная устойчивость самолета обеспечивается исключительно прямым перемещением ЦД. Рассмотрим на двух примерах, каким образом восстанавливает продольное равновесие самолет, обладающий продольной устойчивостью. Рис. 155. Возникновение стабилизирующего момента при опускании носа самолета. Рис. 156. Возникновение стабилизирующего момента при кабрировании самолета. Допустим, что самолет клюнул носом под действием порыва ветра. Масса самолета, двигаясь по инерции, некоторый промежуток времени сохраняет прежнее направление полета. Угол же атаки, образованный хордой крыла и направлением полета, сразу уменьшается. Результатом уменьшения угла атаки явится смещение ЦД вперед и возникновение момента RJ>i, стремящегося привести самолет в исходное положение. Такой момент называется стабилизирующим моментом (рис. 155). Величина стабилизирующего момента зависит от степени отклонения самолета от положения равновесия: чем больше отклонение, тем больше стабилизирующий момент. Под действием стабилизирующего момента самолет начнет поднимать нос, увеличивая угол атаки, центр давления будет перемещаться назад до тех пор, пока не совместится с центром тяжести. Как только совмещение центров будет достигнуто, нарушенное равновесие будет восстановлено, и стабилизирующий момент исчезнет. При кабрировании самолета ЦД оказывается смещенным назад, при этом возникнет пикирующий момент, который в данном случае явится стабилизирующим моментом /? /j (рис. 156). 120 ft сек. Рис. 157. Характер затухания продольных колебаний устойчивого самолета. Иод Действием стабилизирующего момента самолет восстановит нарушенное равновесие. Если стабилизирующий момент мал или причина, нарушающая равновесие, имеет длительный характер, то летчик помогает самолету, действуя соответствующим образом на руль высоты. Помогая самолету восстанавливать равновесие, летчик должен делать плавные движения, чтобы не раскачать самолета. Начавшиеся продольные колебания самолета не прекращаются сразу же, как только он придет в положение равновесия, но под действием инерции и стабилизирующего момента самолет совершит ряд маятникообраз-ных, постепенно затухающих колебаний. Рис. 157 и 158 дают характер затухания продольных колебаний хорошо устойчивого и мало устойчивого самолетов. По вертикальной оси отложены отклонения в градусах, а по горизонтальной оси — секунды. Опытный и спокойный летчик обычно незаметными и плавными движениями руля высоты способствует быстрейшему затуханию возникших колебаний самолета. Особенно важна роль летчика в этом отношении, если*выполняются такие тактические задания, как аэрофотосъемка или бомбометание, при которых раскачивание самолета является недопустимым. Продольная устойчивость самолета тесно связана с положением ЦТ. При передней центровке, когда для погашения пикирующего момента крыла угол установки стабилизатора уменьшается (т. е. де- Рис. 158 Характер затухания продольных градация уменьшается), колебаний мало устойчивого самолета. продольная устойчивость возрастает, но управляемость несколько уменьшается, что более заметно при увеличении углов атаки (например: на посадке, при выбирании ручки на себя). В случае задней центровки угол установки стабилизатора относительно увеличивают (деградация увеличивается), продольная устойчивость при этом уменьшается, и в крайнем случае самолет может стать продольно неустойчивым. Таким образом, для получения достаточно хорошей продольной устойчивости и управляемости ЦТ самолета должен находиться в некотором среднем положении, примерно 28—32% САХ. Из всех видов устойчивости самолета хорошо обеспеченной в современных конструкциях является продольная устойчивость, что обусловлено постоянством направления сил и возможностью 121 1сек.. создания произвольно больших стабилизирующих моментов соответствующим подбором деградации, величины стабилизатора и его профиля, а также удаления стабилизатора от оси вращения, т. е. от центра тяжести самолета. 60. Поперечное равновесие самолета Под „поперечным равновесием самолета следует подразумевать такое его состояние, при котором силы, действующие на самолет, не вращают его вокруг продольной оси х — х и не вызывают поперечных колебаний. Так как силы тяги винта и лобового сопротивления обычно параллельны продольной оси, то они не могут вызвать вращение его вокруг последней. Таким образом, в основном поперечное равновесие самолета зависит от взаимного расположения силы веса и подъемной силы. Простейшим случаем поперечного равновесия ,,? * будет тот, при котором центр тяжести и центр Рис. 159. Условие поперечного равновесия давления самолета лежат самолета. в плоскости симметрии самолета (рис. 159). Для совмещения ЦТ с плоскостью симметрии необходимо соблюдение весовой симметрии самолета, т. е. равенства весов правой и левой его половин. Чтобы ЦД был также в плоскости симметрии, необходима аэродинамическая симметрия, которая зависит от геометрической. Геометрическая симметрия придается самолету при постройке на заводе и при регулировке. 61. Влияние работы винтомоторной группы на поперечное равновесие При вращении винта лопасти его испытывают сопротивление вращению. Так как лопасти движутся при вращении винта всегда в противоположные стороны, то и силы сопротивления вращению лопастей будут также противоположно направленными друг к другу (рис. 160). Если лопасти геометрически совершенно одинаковы и скорости их вращения также одинаковы, то к винту при работе приложены две равные параллельные и противоположно направленные силы, называемые парой сил. Пара сил, стремящаяся остановить винт, преодолевается мотором, который со стороны винта испытывает отдачу Б направлении, обратном 122 вращению, согласно закону о равенстве действия и противодействия. Мотор, испытывая отдачу или так называемую реакцию вращения винта, передает ее самолету, стремящемуся начать вращение в направлении, обратном вращению винта. Реакция вращения винта является причиной, стремящейся во все время работы мотора нарушить поперечное равновесие. Реакция вращения непостоянна: при больших оборотах она обычно меньше, а при меньших—больше. Момент реакции вращения винта легко может быть подсчитан по формуле: М = 716 —кгм, рис> 160. Устранение реакции ВМГ элеронами. где .V—мощность, развиваемая мотором на валу в лошадиных силах, а п—число оборотов винта в минуту. (Вывод формулы дан в § 82.) Задача. Найти момент реакции вращения, если _V=100 л. с., «=1600. 1ГП М — 71R —'447 ЖР~/1Ь1600 ' Момент реакции равен 44,7 кгм, что значит, что самолет будет иметь стремление крениться в сторону, обратную вращению винта, так, как он кренился бы, если бы на него действовал груз в 44,7 кг на плечо в 1 м. 1 Если мотор имеет редуктор, то двигатель дает момент в одну сторону, а редуктор — в другую, причем момент редуктора больше. Поэтому при расчете всегда нужно брать число оборотов винта, а не мотора. 62. Уравновешивание реакции вращения винта Проще всего реакцию вращения можно уравновесить при- .менением элеронов, давая ручку в сторону вращения винта. Один элерон при этом опустится и увеличит свою подъемную силу, а другой — поднимется и уменьшит ее. Таким образом, будет создана пара сил, обратная моменту реакции вращения винта. Способ этот хотя и прост, но имеет тот существенный недостаток, что постоянное усилие, прилагаемое к ручке для удержания элеронов в нужном положении, утомляет летчика при длительном полете. Поэтому для устранения реакции вращения применяют различные конструктивные приемы. Все они сводятся к нарушению симметрии самолета или аэродинамической, или весовой. Для того чтобы самолет не кренился под действием реакции вращения, надо сместить центр давления в сторону опускающегося крыла. Достигается это чаще всего тем, что у одного из крыльев установочный угол атаки делается несколько больше, чем у другого (рис. 161). 123 Подъемная сила всего самолета при различных углах атаки смещается в сторону того крыла, у которого установочный угол атаки больше. Сила Р, действуя на плечо /, создает момент, погашающий реакцию вращения. В прежних конструкциях для устранения реакции вращения применялось иногда нарушение весовой симметрии, для чего в конец крыла с одной стороны вделывался свинцовый груз. Иногда смещался в ту же сторону мотор. В настоящее время к нарушению весовой симметрии не прибегают. Необходимо помнить, что если реакция вращения устранена конструктивно нарушением симметрии самолета, то при остановленном моторе, когда реакции вращения нет, самолет имеет стремление крениться в противоположную сторону. Стремление это летчик парирует, действуя элеронами. Наилучший способ устранения реакции вращения — установка на самолете двух ВМГ, вращающихся в разные стороны. <**2°20' G Рис. 161. Устранение реакции ВМГ деградацией углов атаки крыльев. 63. Поперечная управляемость Под поперечной управляемостью самолета следует подразумевать способность самолета принимать крены под действием элеронов. Действие элеронов настолько просто и понятно, что останавливаться подробно на этом не стоит. Интересна лишь особенность, проявляемая элеронами при больших углах атаки. При малых углах атаки элероны действуют весьма энергично, и поперечная управляемость вполне обеспечена. При увеличении углов атаки крыльев действие элеронов ослабевает, самолет стремится развернуться; особенно ощутимо это в полете на критическом угле атаки. Для элементарного объяснения этого явления возьмем на кривой Лилиенталя крыла самолета один из углов атаки, близ- С, Рис. 162. кий к наивыгоднейшему (рис. 162). Если элероны стоят нейтрально, то подъемная сила их одинакова, и никакой пары сил они не развивают. Если элероны выведены из нейтрального положения, то один из них будет 124 иметь Су больший, чем при нейтральном положении, а другой— Су меньший. На кривой Лилиенталя явно выступает разница Су элеронов. Когда крыло имеет критический угол атаки, то опускание элерона и его поднятие вызывают уменьшение С\, Рис. 163. Действие элеронов при рулении самолета. причем пары сил может на элеронах не возникнуть; элероны перестают действовать или действуют чрезвычайно слабо. При этом Сх опущенного элерона возрастает, а Сх поднятого элерона уменьшается, что вызывает разворачивание самолета в сторону опущенного элерона. Надо иметь в виду, что это рассуждение является схематизированным и справедливым при небольших отклонениях элеронов. При значительных отклонениях элеронов явление значительно усложняется, так как происходит сильное изменение профиля и вся картина обтекания резко меняется. Необходимо отметить, что при больших углах атаки вывод элеронов из нейтрального положения, не отразившись существенно на их подъемных силах, влияет на лобовое соппотивление Опушен- Рис'16оа' АэР°личамические спектры вое сопротивление, опущен элеронов: и—простого, 5-щелевого. ныи элерон всегда имеет большее лобовое сопротивление. Это обстоятельство, как будет видно из дальнейшего, сказывается на путевом равновесии самолета. Увеличенное лобовое сопротивление опущенного элерона используется при рулении самолета по земле, причем ручка дается доотказа в сторону, противоположную повороту (рис. 163). 125 \ Нередко самолеты снабжаются щелевыми элеронами. Щелевой элерон представляет собой закрылок, открывающий щель при отклонении элерона из центрального положения вниз. Открытие щели перед элероном способствует увеличению его подъемной силы не только при обычных углах атаки, но и при углах больше критических. Отклонение обычного элерона при угле атаки больше критического способствует лишь усилению вихреобразования, а следовательно, увеличению лобового сопротивления, существенно не влияя на увеличение подъемной силы. Обтекание щелевого элерона с открытой щелью остается плавным и при углах атаки, превосходящих угол акрит по величине, поэтому его подъемная сила продолжает возрастать. Рис. 163а поясняет работу обычного и щелевого элерона при угле а более критического. Применение щелевых элеронов улучшает вывод самолета из штопора и способствует сохранению управляемости во время посадки. 64. Поперечная устойчивость самолета Поперечная устойчивость самолета заключается в способности самолета восстанавливать нарушенное поперечное равновесие. Причины, нарушающие поперечное равновесие, в основном те же, что и нарушающие продольное, т. е. порывы ветра, направленные на самолет сбоку, изменение числа оборотов мотора и движения рулей. Поперечная устойчивость обеспечивается поперечным смещением ЦД, причем ЦД всегда должен смещаться в сторону опущенного крыла. При нарушении поперечного равновесия накрене-ние крыла вызывает изменение направления подъемной силы, отклоняющейся при этом от вертикали в сторону крена (рис. 164). Подъемная сила и сила веса, образуя тупой угол, не могут уравновесить друг друга и дают равнодействующую, которую не трудно найти, производя сложение сил по правилу параллелограма. Равнодействующая Д, как неуравновешенная сила, действуя на массу самолета, начинает отклонять его от прежней траектории в сторону крена и вниз. Самолет, двигаясь под действием силы К не параллельно своей плоскости симметрии, совершает скольжение. Поток при скольжении самолета набегает на крыло не перпендикулярно его ребру атаки, а несколько сбоку, с той сто{Тоны, куда совершается скольжение. 126 \ \ \ v \ \ Рис. 164. Условие скольжения при крене самолета. Несимметричное обтекание крыла, вследствие скольжений, влияет на величину подъемных сил его правой и левой половин. Та половина, которая первой встречает набегающий поток, развивает большую подъемную силу, поэтому ЦД окажется смещенным из плоскости симметрии самолета в сторону скольжения (рис. 165). Подъемная сила, действуя на плечо /, образует момент Р/, стремящийся повернуть и вывести самолет из положения крена. Возникший вследствие скольжения момент подъемной силы Р1 является, таким образом,, стабилизирующим моментом. Рис. 165. Рис. 166. Влияние поперечного V крыльев на поперечную устойчивость самолета. По мере того как самолет выходит из крена под действием стабилизирующего момента, скольжение уменьшается, и ЦД приближается к своему обычному положению в плоскости симметрии. По достижении равновесия стабилизирующий момент исчезнет. Для увеличения поперечного стабилизирующего момента конструкции придают так называемое поперечное V, для чего концы крыла приподнимают над центральной частью. При наличии поперечного V скольжение сопровождается увеличением угла атаки с той стороны, куда совершается скольжение (рис. 166). Вследствие увеличения угла атаки со стороны скольжения, увеличивается и подъемная сила, а поэтому ЦД окажется сильнее смещенным в сторону скольжения. Большее смещение ЦД создает больший стабилизирующий момент. Однако наличие поперечного V у самолета имеет и отрицательные стороны, так как оно способствует более легкому на-рушеняю поперечного равновесия при боковых порывах ветра. 127 При начавшихся поперечных колебаниях, аналогично тому, как и при продольных, эти колебания не прекращаются немедленно по достижении равновесия, а затухают постепенно. Если крен вызван не порывом ветра, а тем, что летчик вывел элероны из нейтрального положения, то через некоторое время самолет придет в равновесие, но при некотором постоянном угле крена. Пока элероны отклонены и создают пару сил, кренящую самолёт в ту же сторону, куда дана ручка, он совершает скольжение в стерену крена. \ \ Ркс. 167. Уравновешивание стабилизирующего момента при скольжении. Смещение ЦД из плоскости при преднамеренном скольжении создает стабилизирующий момент, который уравновешивается моментом пары сил элеронов. Рис. 167 дает схему равновесия поперечных моментов при скольжении самолета; при постоянном скольжении кренящий момент элеронов fL равен восстанавливающему моменту подъемной силы Я/. 65. Поперечная устойчивость при больших углах атаки При полете с углами атаки больше критического самолет теряет поперечную управляемость, и поперечная устойчивость его нарушается. Факт этот имеет чрезвычайно важное значение, тан как, потеряв поперечное равновесие при углах атаки больше критического, самолет к нему не может быть возвращен ни действием элеронов, ни поперечным стабилизирующим моментом. Особенно опасным подобное положение является при полете на небольших высотах и потере скорости, когда летчик-обычно не успевает своими мероприятиями вернуть самолету утерянное равновесие. Причиной нарушения поперечной устойчивости при больших углах атаки является возникновение поперечного дестабилизирующего момента, который стремится вывести самолет из положения поперечного равновесия и ввести его в штопор. 128 Дестабилизирующий момент возникает следующим образом. Допустим, что крыло самолета совершает поле с углом атаки больше критического (рис. 168). Если поперечное равновесие почему-либо нарушится и самолет начнет валиться на левое крыло, то углы атаки у правой и левой половин будут неодинаковы. У левой половины крыла угол атаки возрастет, так как Риг, 168. крыло при вращении приобретет движение вниз; у правой же, наоборот, уменьшится, так как оно начнет двигаться кверху. Таким образом, углы атаки обеих половин станут неодинаковыми, причем разность их может достигать при некоторых условиях 20°. Чем больше скорость вращения крыла вокруг продольной оси при нарушенном поперечном равновесии, тем больше разница в углах атаки его правой и левой половин. Разность с, , Подним f -•, "* ? •с, Рис. 169. 3" Рис. 170. углов атаки вызовет и разность коэфициентов подъемной силы причем может оказаться, что у опускающейся половины крыла Cv будет значительно меньше, чем у поднимающейся. На рис. 169 дана кривая Лилиенталя крыла, на которой даны углы атаки и Су его средней части, опускающегося и поднимающегося краев: а — угол атаки средней части крыла, 04 — угол атаки поднимающегося края крыла, а2 — угол атаки опускающегося края крыла. 9 Теория авиации ' 129 ЕЗ&-&--Ч ч- Ясно видно, что Cyl у поднимающегося края крыла значительно больше, чем Су и Су2, поэтому ЦД сместится в его сторону. Действуя на некоторое плечо относительно ЦТ, сила Р (рис. 170) создает дестабилизирующий момент, вызывающий самовращение крыла и переход самолета в штопор. Дестабилизирующий момент, а вместе с нам и самовращение могут исчезнуть лишь в том случае, если самолет будет приведен различными мероприятиями летчика к тем углам атаки, которые лежат влево от критического на кривой Лилиенталя. 66. Равновесие пути Равновесие пути есть такое состояние самолета, при котором действующие на него силы не изменяют направления его траектории в горизонтальной плоскости. Равновесие пути зависит лишь от взаимного расположения ЦД самолета и направления тяги винта. Подъемная сила и сила веса не влияют на путевое равновесие. Для осуществления путевого равновесия в основном требуется, чтобы направление силы тяги винта и ЦД лежали в плоскости симметрии самолета. Рис. 171, Л дает принципиальную схему равновесия пути самолета. Постоянными причинами, нарушающими путевое равновесие самолета, являются меры, обеспечивающие поперечное равновесие, Изменение 130 установочного угла одной из полукоробок или отклонение элеронов из нейтрального положения, или всякие другие меры, применяемые для поперечного равновесия, отзываются на путевом равновесии. Рис. 171, Б дает схему самолета, поперечно уревно-вешенного увеличением угла атаки левой полукоробки. Нарушение геометрической симметрии, вызванное требованиями поперечного равновесия, вызывает увеличение лобового сопротивления той половины самолета, которой придан большой установочный угол. Вследствие увеличения лобового сопротивления одной из половин самолета, ЦД смещается из плоскости симметрии и сила лобового сопротивления, действуя на плечо /ь создает момент, стремящийся отклонить самолет от его курса влево. Чтобы под действием момента Ql^ самолет не заворачивал все время, необходимо создать момент, ему равный, но противоположно направленный. Стремление самолета заворачивать влево может быть парализовано действием руля направления. Дав правую ногу, летчик создает момент руля направления RI, обратный моменту Q/r Если моменты эти будут равны, то самолет не будет иметь стремления к завороту, и равновесие пути также будет достигнуто. Рис. 171, В дает схему путевого равновесия, достигнутого действием руля направления. Постоянное давление на правую педаль утомляет летчика при длительном полете, поэтому для осуществления равнсччесия пути применяются обычно различные конструктивные меры. 67. Смещение киля Киль устанавливается не параллельно д плоскости симметрии, а образует с ней некоторый угол (рис. 172, Л). Этот угол является в полете углом атаки киля, вследствие чего он будет непрестанно развивать силу, образующую момент, необходимый для равновесия пути. ' Так как при различных скоростях полета величина силы будет неодинакова, то и момент ее будет также переменным. Поэтому при всяком изменении скорости полета будет нарушаться путевое равновесие. Летчику придется изменять положение руля направления, прилагая, однако, значительно меньшие усилия, чем в случае несмещенного киля. Иногда, вместо смещенного, устраивают профилированный киль, представляющий собой несимметричный профиль с хордой, поставленной параллельно продольной оси самолета (рис. 172,5). При движении про- Рис, 172. ь* ' 131 Л! <0 филированного киля с углом атаки 0° он все же разовьет силу /?, необходимую для путевого равновесия. В полете профилированный киль действует совершенно так же. как смещенный. 68. Действие руля направления Если при достигнутом путевом равновесии произвести отклонение руля направления на некоторый угол, то он разовьет дополнительный момент RI, вращающий самолет вокруг вертикальной оси и нарушающий путевое равновесие (рис. 173, Л). Самолет при нажатой правой педали начинает заворачивать вправо под действием момента руля направления. Траектория самолета от изменения положения руля направления не изменится, и он по инерции будет стремиться двигаться в прежнем направлении. Между продольной осью самолета X—X и направлением траектории образуется угол называемый углом наклона лопасти (рис. 179). Вид этого же простейшего винта сбоку показан на рис. 180. При работе на самолете винт обычно совершает два движения: вращательное и поступательное. Каждое сечение лопасти имеет две скорости: одну скорость вращательного движения, у всех сечений различную, и другую скорость поступательного движения, равную скорости самолета. Скорость вращательного движения равна числу оборотов винта в 1 сек., умноженному на длину описываемой сечением окружности. Если обозначить 137 через п число оборотов в минуту, то, очевидно, число оборотов п в секунду будет равно-gg • Вращательная (окружная) скорость U - 1~г п 60 ' Определим величину вращатетьной скорости конца лопасти винта, имеющего диаметр ?> = 28 м и я —1800 об/мин. Подставим в формулу эти значения и получим: 1800 U = 6,28 -1,4- -^--=263,7 м/сек. 60 / Рис. 179. Рис. 180. Рис. 181. Скорость эта чрезвычайно большая, и так как аэродинамические силы зависят от скорости, то становится понятным, почему сравнительно небольшой винт в состоянии развить тягу, необходимую для полета самолета. Поступательная скорость у среднего самолета колеблется обычно в пределах 60—100 м/сек, т. е. она значительно меньше вращательной. Только на малых оборотах при планировании она превышает вращательную скорость. Вращательная и поступательная скорости слагаются по известному правилу параллелограма скоростей. На рис. 181 дано сложение этих скоростей: у—у — плоскость вращения; х—х — ось вращения; V—поступательная скорость, U—вращательная скорость; w—суммарная скорость; у — угол наклона; а — угол атаки, 138 72. Угол атаки элемента лопасти винта Углом атаки элемента (сечения) лопасти называется угол, составленный линией хорды элемента и истинным направлением его движения, характеризуемым w (рис. 181). Величина угла ата^ки а изменяется в зависимости от условий работы винта. 1. При работе винта на месте каждое сечение будет иметь наибольший возможный угол атаки, равный углу наклона. 2. При наличии поступательной скорости угол атаки всех сечений лопасти меньше угла наклона. 3. Чем больше поступательная скорость винта при данном числе оборотов и при данной вращательной скорости, тем меньше угол атаки сечений лопасти. 4. Чем больше число оборотов винта и вращательная скорость при банной поступательной скорости, тем больше будут углы атаки сечений лопасти. 5. При достаточно большой поступательной скорости и малом числе оборотов углы атаки сечений лопасти могут стать отрицательными (рис. 182). ? _ [0?*„_ врашнин "iW, U ___._ _Л____\и/ Уг, Рис. 182. Таким образом, угол атаки сечения лопасти зависит от соотношения поступательной скорости и числа оборотов винта — . Необходимо отметить, что поступательная скорость самолета лишь до известной степени зависит от числа оборотов мотора, ярким примером чего служат подъем самолета и планирование. Подъем совершается при работе мотора на полном газу и больших оборотах, поступательная же скорость невелика, и следовательно, у сечений лопасти должны быть большие утлы атаки. Планирование совершается с малым числом оборотов мотора, а скорость может быть очень большой, поэтому сечения лопасти будут иметь или весьма малые, или даже отрицательные углы атаки. 139 73. Аэродинамический спектр винта ' При работе на месте без поступательного движения вперед вдоль оси винт ничем не отличается от вентилятора. Пере'д собою винт создает разрежение, присасывая окружающий врз-дух, и затем отбрасывает его назад в виде струи, более все'го заметной при работе мотора на земле. Рис. 183 дает строение потока, обтекающего винт при работе на месте. На самолете в воздухе, когда винт имеет поступательное движение вперед, картина обтекания в общем остается той fce, но к скорости воздушных струй, вызванных вентиляторными действиями винта, прибавляется еще поступательная скорость самого самолета. Обтекание винта имеет двоякое значение. Поток, набегающий на винт, влияет на углы атаки лопасти, г~:1.~- \. ^ч ^ -, \ ч> X \ Ч \ J-- S Рис 183. Рис. 184. всегда их уменьшая, причем сильнее всего это сказывается на центральной части винта, имеющей небольшую скорость вращения. Если бы лопасти винта придать по всей ее длине один и тот же угол наклона, то оказалось бы, что продуктивно работают только те ее части, которые далеко отстоят от оси вращения. Части лопасти, лежащие близ оси, имели бы в этих условиях отрицательные углы атаки и не только не развивали бы тяги, но тормозили винт. Чтобы избежать торможения винта центральными частями лопасти, необходимо придать им, с целью увеличения угла атаки, большие углы наклона. Итак, значение потока, набегающего на винт, заключается прежде всего в том, что он усложняет строение лопасти. Струя, отбрасываемая винтом, характерна тем, что за винтом она сужается. Между диаметром винта и наименьшим диаметром струи имеется очень простое соотношение (рис. 184), даваемое формулой: d--?L^ D уТ \Д- 140 74. Влияние струи винта на части самолета В струе, отбрасываемой винтом, обычно оказываются фюзеляж и хвостовое оперение. Рис. 185 показывает обтекание само-леУа струей, отбрасываемой винтом. ^Влияние струи сказывается прежде всего в том, что подъемная сила центральной части крыла несколько возрастает и вместе с ней несколько увеличивается и лобовое сопротивление. ^ Сопротивление фюзеляжа также возрастает в среднем на 15 вод! 30°/0- Сильнее всего влияние струи сказывается на хвосто-оперении самолета. Незначительное изменение аэродинами- Рис. 185. черких сил, действующих на хвостовое оперение, уже сильней-шцм образом сказывается на устойчивости и управляемости самолета. Расчет показывает, что в некоторых случаях действием струи винта эти силы могут быть удвоены. Отсюда следует, что управляемость и устойчивость самолета будут проявляться неодинаково при работающем или остановленном винте. Вообще самолет значительно сильнее реагирует на действие руля высоты, и направления при работающем моторе и проявляет при этом большую устойчивость. Сильнее всего действие струи на рули сказывается при взлете и подъеме самолета. 75. Формы винта Основные требования, предъявляемые к винту, и условия, в которых он находится при работе, определяют его форму. Прежде всего винт должен быть вполне симметричным, затем лопасти его в профиле и плане должны быть таковы, чтобы наилучшим образом развивать силу тяги, имея высокое аэродинамическое качество. Кроме того, части лопасти, находящиеся на различном удалении от оси, должны иметь различные углы наклона. При подборе профиля для разных частей лопасти надо иметь в виду требования прочности, в силу которых центральным частям винта, испытывающим наибольшие изгибающие и разрывающие усилия, приходится придавать большую толщину, не выгодную в аэродинамическом отношении. Сочетание всех требований, предъявляемых к форме винта, часто противоречащих друг другу, составляет весьма сложную задачу для кон- 141 структора, которую возможно решить различными способами, следствием чего и является обилие форм винтов. / Рис. 186 дает представление о разнообразии форм лопастей винта. - . / Несмотря на различие в форме этих винтов, наивыгоднейший КПД их колеблется в пределах от 0,7 до 0,,85. / Н К Рис. 186. Различные формы лопастей винта. Гораздо сильнее, чем форма лопасти, сказывается на КПД удачный подбор винта к мотору и к той скорости поступате^ь-ного движения, которую он будет иметь вместе с самолетом. Удачный подбор винта главным образом зависит от величины его диаметра и шага. 76. Шаг винта В основу винта может быть положена геометрическая винтовая поверхность, образованная сложением равномерно поступательного и вращательного движений. Легче всего представить образование винтовой поверхности следующим образом. Допустим, что имеется цилиндр, сделанный из глины и совершающий равномерное вращательное движение вокруг оси (рис. 187). Цилиндр режут при вращении проволокой К — К, совершающей равномерно поступательное движение по оси Y—Y. Допустим, что проволока разрезала цилиндр за то время, пока он совершил полный оборот вокруг оси, пройдя при ^ этом путь Н. Поверхность образовавшегося разреза представляет собой геометрическую винтовую поверхность, дл^ которой величина Н является так назы-Рис. 187. ваемым шагом. Если бы образовавшуюся пустоту разреза заполнить металлом, то полученная таким образом отливка дала бы винтовую поверхность в виде бурава, который при ввинчивании в массу за каждый полный оборот проходил бы расстояние, равное шагу Н. 142 — --------------- ------------------- ! / 1 / i i 1 k"h-- к 77. Винт с постоянным шагом Если хорды профилей лопасти, находящихся на различном удалении от оси, расположить по касательным к винтовой поверхности, имеющей шаг Н, то получится винт с постоянным ш гом. Это значит, что при ввинчивании в массу такого винта все части лопасти будут равномерно продвигаться за один полный оборот на величину шага, не обгоняя и не отставая друг от друга. У винта с постоянным шагом угол наклона лопасти, образованный хордой лопасти и плоскостью вращения, перпендикулярной к оси, не постоянный, а увеличивается по определенному закону в направлении от края лопасти к оси. 1 I -t i .J t Рис. 188. 2пг. ------------ Рис. 189. И и е< п п -?я/Н -2пг? --- Получить соотношение между углом наклона сечения лопасти его удалением от оси можно, произведя разворачивание на носкость тех винтовых линий, по которым каждое сечение ввинчивается в массу. На рис. 188 показана винтовая линия, юйденная концом лопасти за один полный оборот при посту-тельном перемещении на величину шага. Угол наклона для конца лопасти обозначен ср. /у Развертывая винтовую линию на плоскость, мы можем представить ее как гипотенузу прямоугольного треугольника, у которого катетами являются окружность, описанная концом лопасти за один полный оборот, и шаг (рис. 189). Из треугольника не трудно вывести соотношение между углом наклона и расстоянием сечения от оси: * Н {VV^Z ---- . s ' '^тс/Произведя развертки других винтовых линий, образованных движением тех сечений лопасти, которые лежат ближе к оси, мы получили бы треугольники, один катет которых Н был бы 143 С «I 2пг Рис. .90. 3 fi=jf*0.635 l—jjr*(tf425 Рис. 191. Винт самолета У-2. Рис. 192. --------\b------1 Поверочная плито Рис. 193. у всех одинаков, другой ж< 2^/' был бы тем меньик чем ближе к оси лежи^ сечение лопасти. Наложи все эти треугольники др; на друга катетом Н, пол чим диаграмму, предст вляющую собой развер ку винтовой поверхнос1 (рис. 190). На рис. 191 показ н винт самолета У-2 с М-1 Для всех сечений б дет иметь место следу щее соотношение: Я = 2тгг tg ср = 2-trj tg cpj .--= 2*r.- tg <р2 = 2^r3 tg cp3 Этим соотношением мс-жно воспользоваться для определения шага BHHTI, еслионнеизвестен(рис. 192). Из уравнения - ^=-27:rtgcp = 27rr1tgcp1 | видно, что для определения надо знать удаление сеч?-ния от .оси г, или г-, или Ь и тангенс угла наклона в данном сечении. Удаление сечения от оси измеряется штангенциркулем, а тангенс угла находится простым измерением. Расположив винт на поверочной плите, измеряют возвышение ребра атаки лопасти над ребром обтекания,равным отрезку а (рис. 193). Прикладывая затем к ребру атаки треугольник, измеряют проекцию лопасти на плоскость вращения Ь. Поставив отметки на поверочной плите, не трудно заметить, что , а tgitgq> ' — =CQDSt сократив на rctg! ' Рис. 199. Семейство винтов. что и требовалось доказать. называется относительным ш а г о м; Н Отношение —^ значит, у геометрически подобных винтов относительные шаги равны. Группа винтов, имеющих постоянное отношение -^- и состоящая из геометрически подобных винтов, называется семейством винтов (рис. 199). У самолета У-2 -?- = 0,635. Если один из винтов, входящих в семейство, испытан и известны его аэродинамические данные, то для всех других винтов семейства эти данные могут быть легко вычислены. Теперь возьмем два винта из одного семейства с диаметрами D и Dt и шагами Н и //- и начертим развертку движений концов их лопастей за один оборот, наложив развертки одна на 148 Другую (рис. 200). Дадим обеим лопастям один и тот же угол атаки, что на чертеже достигается проведением линии АВ. При наличии у обеих лопастей угла атаки а винты разного диаметра будут иметь неодинаковые скольжения, которые изобразятся на чертеже отрезками С и С\. Из подобия треугольников легко заметить, что С 77" А "i ' v-бо r wee И С. i -= /7 - — п /Z, Подставим в эту пропорцию значение скольжений и шагов: с = //. // = *D tg cp //! = TTDt tg CD, получим: 7iDtg9—--.60 icDjtg9--------60 '*_____ ___ Wj тс?) tg » 7tD3 tg 9 Рис. 200. Сократив на тс tg-- Подставлйй данные нам значений, получим: Ф1= 196--|^=110 кг. Подобные пересчеты приходится делать в том случае, когда нет диаграммы для коэфициентов тяги при различных условийх, но известно несколько значений силы тяги винта при разных скоростях, полученные опытным путем. Проследив по диаграмме коэфициента тяги его изменение V в зависимости от -^ , можно притти к заключению, что наибольшую тягу винт разовьет при наибольшем значении угла атаки и максимальном числе оборотов. На практике условием, обеспечивающим наибольшую тйгу винта, является его работа на месте при максимальном числе оборотов мотора, т. е. на полном газу. Легко проделать опытное измерение максимальной тяги винта с помощью пружинного динамометра. Для этого самолет привязывают к столбу за шасси через пружинный динамометр и, укрепив костыль, дают мотору полный газ (рис. 203). Динампметр i *j^3gj%^^^ • > Рис. 203. Измерение силы тяги на земле с помощью динамометра. Средние результаты таких опытов показывают, что тяга на месте не превышает 2—2,5 кг на каждую лошадиную силу мотора. Если дать самолету возможность совершать разбег под действием тяги, развиваемой винтом, то наличие поступательной скорости вызовет уменьшение углов атаки его лопастей, что немедленно вызовет некоторое уменьшение тяги. В воздухе при больших скоростях углы атаки лопасти, а вместе с тем 154 и тяга винта станут "еще меньше. Если пикировать с работающим мотором, то самолет разовьет весьма большую скорость, и утлы атаки лопастей станут отрицательными. При некотором значении скорости отрицательные углы атаки могут достигнуть такого значения, что винт не только не будет развивать тягу, но начнет тормозить самолет, т. е. силы полного сопротивления лопасти R будут действовать в обратном направлении (рис. 204). Раскладывая силу R на две составляющие: одну обратную тяге и другую, лежащую в плоскости вра^ щения и обратную . сопротивлению вращения, находим, что лопасть под действием этой силы будет сама стремиться совершать вращательное движение. Таким образом, винт превращается в ветрянку и создает вращательный момент, проворачивая вал мотора. Рис. 201 82. Сопротивление вращению винта Силы сопротивления вращению q, q (рис. 201), параллельные, равные, но противоположно направленные, не дают равнодействующей, а образуют пару сил, стремящуюся остановить винт. Момент этой пары сил называется моментом сопротивления вращению винта. Для того чтобы винт мог вращаться при наличии момента сопротивления вращению, необходим момент другой пары сил, противоположно направленный. Таким моментом, служащим для поддержания вращения винта, является вращательный момент мотора, развиваемый им в процессе работы на валу. При постоянном числе оборотов в минуту момент сопротивления .вращению должен быть равен вращательному моменту мотора, в противном случае движение винта будет или ускоряться, или замедляться. Если преобладающим будет вращательный момент мотора, то движение винта ускоряется. Это явление имеет место всегда при увеличении оборотов. С увеличением оборотов растут силы q, q, а вместе с ними и момент сопротивления вращению. Как только равенство моментов наступит, сейчас же прекратится увеличение числа оборотов. Если преобладающим моментом будет момент сопротивления вращению, то число оборотов будет падать до тех пор, пока не наступит равновесие. На рис. 205 дана схема равновесия моментов, приложенных к винту при постоянном числе оборотов, d—диаметр вала 155 мотора; t, t—вращательные силы мотора; q, q — силы сопротивления вращению; L — расстояние между центрами давления лопастей. Вращательный момент мотора равен dt, момент сопротивления вращению qL\ таким образом, при постоянстве числа оборотов dt = qL. Величину момента сопротивления вращению М = qL легче всего найти по мощности мотора _VM , затрачиваемой на вращение винта. Мощность, развиваемая мотором на валу, целиком расходуется на преодоление реактивной пары сил q, q, поэтому она равна мощности, поглощаемой винтом. Выразим мощность, поглощаемую винтом, через момент М, а для этого найдем секундную работу, затрачиваемую мотором на преодоление сил q, q. Каждая из сил q совершает движение по окружности радиуса у. Работа, затраченная на преодоление сил q, q за один оборот, будет равна произведению силы на пройденный путь, т. е. L I Рис. 205. q-2n ~ = qnL. п Винт делает п об/мин, или^ об/сек, поэтому секундная работа, затрачиваемая на преодоление одной силы q, будет: тс п ^•'Ж • Для обеих сил q секундная работа будет вдвое больше: 2itqL п Ж • Заменив обозначение момента qL через /И, получим мощ- | ность, расходуемую на преодоление реактивной пары, выражен- ! ную в килограммометрах: '' 2кМ • -^г нгм. ЬО Переходя к лошадиным силам, получим: 1 п 2*М"бо" пл' с- 156 Эта мощность равна мощности мотора на валу, поэтому приравниваем их друг к другу: "*=ЪМ'-§>-75- Отсюда легко найти значение М\ 60-75 ЛЛ. АГ = •JTC /I ИЛИ -V. Л.-=716-—. п Число оборотов полагаем известным, мощность же мотора -VM всегда может быть найдена по характеристике мотора (рис. 206), выражающей зависимость между числом оборотов мотора и развиваемой им мощностью. Характеристики мотора строятся на основании специальных испытаний. Задача 1. Найти М,если число оборотов мотора М-11 я = 1700 об/мин. По характеристике находим, что 1 700 об/мин, соответствует мощность 123 л. с. Подставляем в формулу: 123 М — 716- г--—т, = 52 кгм. 1 /00 Задача 2. Найти М, если число оборотов при задросселированном моторе равно 1 200 об/мин. По дроссельной кривой // находим, что 1200 об/мин соответствует мощность 47 л. с. Отсюда находим М: М = 716~~ -=:28,1 кгм. 50 — ДО 30 1100 1200 1300 1400 1500 1600 1700 \\о6/мим Рис. 206. Характеристики мотора М-11: 7— внешняя; // — дроссельная. 83. Изменение момента сопротивления и потребной мощности Изменение угла атаки лопастей при различных условиях работы сказывается не только на величине тяги, но также на силах сопротивления вращению и их моменте. Наибольший момент сопротивления вращению винта будет при работе мотора на месте на полном газу. Мотор при этом дает на 50— 157 100 оборотов меньше, чем в полете. Как только самолет начинает разбег, сейчас же уменьшение угла атаки лопастей скажется на уменьшении момента сопротивления вращению, вследствие чего мотор несколько увеличит число оборотов. На диаграмме располагаемых оборотов (рис. 207) дана зависимость между числом оборотов мотора, работающего на полном газу, и поступательной скоростью винта. При работе на месте число оборотов оказывается наименьшим и равно 1 600 об/мин. С увеличением поступательной скорости даваемое мотором число оборотов растет сначала медленно, а затем все быстрее и бы-пое/мщ i i | | |—|—|—|—, стрее. Пикированием можно настолько разгрузить мотор от тормозящего действия винта, что увеличение числа оборотов, вызванное этим,приведет винтомоторную группу к раз- 1700 1600 О 20 40 60 80 ЮО 120 140 '60 Vkv/час Рис. 207. Диаграмма располагаемых оборотов. рушению за счет центро- бежных сил. Расчет показывает, что тяга и сопротивление вращению исчезают вовсе, если, пикируя, самолет достигнет приблизительно своей удвоенной максимальной скорости режима горизонтального полета. На опыте этого, конечно, проверить нельзя, так как на режиме, достигнутом удвоенной максимальной скоростью, ВМГ может разрушиться. Мощность, затрачиваемая на вращение винта, зависит от величины сил сопрртивления вращению q. Эти силы, будучи аэродинамического происхождения, так же как и сила тяги, будут пропорциональны ря2?)4. Кроме того, они зависят от формы винта и от угла атаки, который, как мы знаем, теснейшим образом связан с отношением —рг. г пи Секундная работа, затрачиваемая на преодоление сил сопротивления вращению и являющаяся мерою мощности, пропорциональна произведению сил на секундный их путь. Путь, проходимый силами сопротивления вращению в 1 сек., пропорционален числу оборотов п и диаметру D, т. е. величине nD. Таким образом, мощность винта будет пропорциональна произведению: р л2/> • nD = Ptt3D5. V Влияние углов атаки лопасти, зависящих от-^-, на величину потребной мощности учитывается посредством особого ко- эфициента р, называемого коэфициентом мощности. Коэфициент мощности р включает в себя постоянные числовые множители пропорциональности, зависящие от формы 158 винта, числа лопастей и угла установки. Находится он опытным путем, продувкой модели или винта в натуральную величину, причем значения р, так же как и а, применимы для целого семейства винтов. Рис. 208 дает зависимость р от -^ для семейства винтов, родственных винту самолета У-2. На диаграмме хорошо видно, что с увеличением значений __^_ р убывает, что объясняется уменьшением углов атаки лопастей. Значения -—^ на диаграмме выражены: п в об/сек и D в метрах. Для винта определенного диаметра можно построить график значений р в зависимости просто от —. Обычно в таких V п диаграммах дают значение при V, выраженной в км/час, 0,0! и п в об/мин. Такой масштаб 000 и дан на нашем графике; по этому масштабу можно отсчитывать значения Р для винта диаметром 2,4 м. Если коэфициент мощности известен, то вели- / 0,08 0,07 0,06 0,05 0,04 0,03 0,02 0,0! л пп •' .? "^""Vi- $ 0,3 0,7 0,6 0.5 0,4 0,3 0,? 0,1 (W / / \ / / \ ъ / fl / "••w^ / -;>"-• А ^^ \ / г *. О 0,1 0.2 0,3 Oft 0,5 0,6 0,7 0,8%) 0.05 OJO V Км/час П об/HUH Рис. 208. Диаграмма коэфициента мощности и КПД^винта самолета У-2. чина мощности винта может быть выражена следующей формулой: N = = рр/г3/)5 . Из этой формулы следует, что мощность винта прямо пропорциональна плотности воздуха. Она зависит от формы винта и отношения —• и прямо пропорциональна кубу числа оборотов и пятой степени диаметра винта. По этой формуле можно найти N в кгм/сек, если п будет дано в об/сек и D в метрах. Для перехода к лошадиным силам надо разделить все выражение на 75, тогда получим: N = ±$n*D* л. с. Задача. Какова мощность, необходимая для вращения винта самолета У-2, если его диаметр D = 2,4 м, скорость полета У= НО км/час и число оборотов п — 1 550 об/мин. Находим сначала —- = -ут-эд- — 0.9. 159 V Отношению— = 0,9 по диаграмме соответствует р = 0,041. 1 ^ Ч'Л Находим^далее, число оборотов в секунду ™Г ~ 25,8 об/сек, принимаем р-= 0,125 и, подставив все полученные значения в формулу N == ---- р,3л3/>г'. /о определяем мощность. ^ = 4г • 0,125 • 0,041 • 25,83 • 2,45 в 94 л. с. /О I Проверим по характеристике мотора (рис. 206), сможет ли мотор при этих оборотах дать нужную мощность. Находим по дроссельной кривой //, что при 1550 об/мин мотор разовьет 94 л. с., значит, мощности мотора должно хватить для полета в этих условиях. 84. Центробежные силы, действующие на винт Кроме аэродинамических сил, лопасти винта при вращении развивают инерционные силы, называемые . центробежными Центробежные силы, направленные в разные стороны от осп вращения по радиусам, стремятся разорвать винт. Так как при большом числе оборотов центробежные силы весьма велики, то, чтобы противостоять им, винт должен обладать большой прочностью. Центробежные силы обеих лопастей должны быть строго равны друг другу,.в противном случае получается сильная вибрация, а равенство их может быть достигнуто лишь при наличии весовой симметрии. Весовая симметрия винта проверяется на приборе, называемом эквилибратором. В основном эквилибратор (рис. 209) представляет собой два подшипника р, р, дающих возможность вращаться винту вокруг вставленной в его матрицу оси х—х с очень малым трением. Если винт в весовом отношений симметричен, то при любом приданном ему положении он остается в состоянии безразличного равновесия. Если одна из лопастей тяжелее, то она из всякого положения перейдет вниз. На рис. 209 лопасть /d тяжелее К. Если разница в весе лопастей велика, то такой винт бракуют. При небольшой разнице весовая симметрия достигается тем, что на более легкую лопасть наносятся мазки лака. Винт, в весовом отношении симметричный, может вызвать вибрацию, вследствие неправильной посадки на вал мотора. Необходимо соблюдение следующих правил: а) ось симметрии винта должна совпадать с осью вала; б) винт должен быть установлен строго в плоскости вращения. Если винт образует с плоскостью вращения угол, вызванный неправильной установкой, то центробежные силы будут создавать вибрацию винта 160 и самолета (на рис. 210 показаны ось вращения, плоскость вращения и центробежные силы С, С). Силы С и С могут быть разложены на составляющие Ci и С2, причем направление С1 берется вдоль лопасти, а С2—параллельно оси вращения. Очевидно, что С- и С\ взаимно уравновесят друг друга, а С2 и С2 дадут пару сил, стремящуюся привести винт в плоскость вращения (эта пара сил, вращающаяся вместе с винтом, и вызовет вибрацию). С«—Л« ** St &*a_Jiocb_te*uf2P* Рис. 209. Эквилибратор. CJc Рис. 210. 85. Характеристика винтомоторной группы Влияние поступательной скорости на тягу винта при работе мотора на полном газу может быть выражено графически, так как между ними наблюдается почти линейная зависимость. Такой график носит название характеристики ВМГ (рис.211). Построим приближенную характеристику ВМГ самолета, имеющего мотор мощностью 400 л. с. и максимальную скорость горизонтального полета 200 км/час. При работе на месте тяга винта будет равна 400 X 2 = 800 кг, а при удвоенной максимальной скорости V == 400 км/час тяга будет равна нулю. Нанесем по этим данным на сетку точки и соединим их прямой, которая и будет выражать приближенную зависимость тяги от скорости. По полученному таким образом графику легко определить тягу при любых скоростях» Пример. Какова тяга при У = 200 км/чаЯ Ответ: Ф — 400 кг. \ 1 Теория авиации 16) Аналогичная характеристика получается и при работе мотора не на полном, а на среднем газу, но максимальная тяга на месте будет меньше и скорость, при которой Ф — 0, будет также меньше. То же и для малого газа. Регулируя дросселем О 100 200 300 МОЛкн/чае Рис. 211. Характеристика ВМГ (для тяги). число оборотов, летчик может получить от винта любую желаемую тягу, но не свыше той, которая соответствует полному газу. 86. Полезная мощность винта Поддерживая динамическое равновесие самолета, винт своей тягой ежесекундно совершает некоторую работу, которая и является мерой его полезной мощности. Так как работа равна произведению силы на путь, то мощность винта равна произведению тяги на путь, проходимый в 1 сек.: N = Ф.У. В Так как тяга дана в килограммах, а скорость в At/сек, то и мощность, выраженная этим произведением, будет представлять собой килограммометры в секунду (кгм/сек). В технике принято выражать мощность или в лошадиных силах, или в киловаттах. Для перехода от кгм/сек к лошадиным силам необходимо кгм/сек разделить на 75. Таким образом, получаем новую формулу мощности винта в лошадиных силах: «. ф.у ^ 75 ~- 162 Рассмотрим теперь, какие значения будет иметь мощность винта при крайних возможных отклонениях в его работе от нормальных. Допустим, что винт работает на месте и скорость самолета У=0. В этом случае ".-^-о, винт не развивает полезной мощности, так как не в состоянии перемещать самолет. Вся мощность, получаемая им от мотора, расходуется на отбрасывание струи воздуха назад, и сам он превращается в вентилятор. Другой предельный случай — это работа винта с отрицательным скольжением при отсутствии тяги. В этом случае мы имеем: -4=^ = 0. Это значит, что полезная мощность винта исчезла. Та мощность, которую он получает от мотора, расходуется исключительно на потери, а если перейти взятый предел и еще увеличить отрицательное скольжение, то винт, превратясь в ветрянку, начнет проворачивать мотор и будет поглощать мощность от самолета за счет его снижения. Оба взятые случая являются крайне невыгодными и именно теми случаями, при которых наилучший винт будет иметь КПД, равный нулю. Очевидно, что нормальная работа винта и его высокий коэфициент полезного действия будут заключаться где-то между взятыми выше пределами. Коэфициент полезного действия винта, как мы знаем, равен отношению полезной мощности к мощности, потребной для его вращения. Найдем теперь, от каких же величин зависит КПД в полете, воспользовавшись для этого ранее выведенными формулами: у] = -—- - Ф == рая2/)*; -VB = ФУ и /VM = $n*D*. '*м Находим, что Л/в = рал2_9* • V, тогда - РаяаД4У 73 ~ ррлЗ?>5 * Произведя сокращение, получим: •»] = а V Р nD ' Из этой формулы следует, что КПД т\ зависит лишь от коэ-фициентов аир, обусловленных формой винта и его относи- U* 163 I ылс. № тельной поступью, и от самой относительной поступи —т---. С увеличением относительной поступи т\ увеличивается, но до известного предела, пока не скажется уменьшение а. Отметим, что в выражение т] не входит плотность воздуха, а это значит, что коэфициент полезного действия винта не зависит от плотности воздуха. На рис. 208 показано значение *г\ винта самолета У-2. По гра- V фику видно, что при малых значениях -^ КПД невелик. С уве- V личением -^ растет t\, достигая максимума при Щ- = 0,63 и 4 = 0,094. Наивысшее значение ?) для винта самолета У-2 при указанных выше условиях будет равно 0,82. Это очень высокий КПД. , ,; Задача Найти КПД винта самолета У-2, если скорость полета 108 км/час, число оборотов 1600 и D = 2,4 м. Переводим 108 V в м/сек: -=----• = 30 м/сек и л в о,о об/сек: сп •• = 26,7 об/сек. Затем Ш Vmjiab 60 Рис. 212. Характеристика ВМГ (для мощности). находим: 30 V nD 26,7-2,4 = 0,467. По графикам (рис. 202 и 208) находим а и р и определяем t\. Ч 0.066 0,043 -0,467 « 0,71. Путем подобных вычислений найдены значения т\, данные на графике. Имея кривую тяги, развиваемой винтом на разных скоростях, не трудно найти и мощность, развиваемую им при любой скорости, подставляя соответствующие значения Ф и V в формулу. _ • Пример. Определить N3 при скорости 144 км/час. Находим по кривой 'w (рис. 211) тягу для скорости 144 км/час: Ф = 550. Переводим скорость из км/час в м/сек: 144 км/час = 40 м/сек. | N 5».!0=293 л. с. в/о Найдя несколько значений мощности винта, можно построить , кривую изменения ее в зависимости от скорости. Рис. 212 дает | три кривых мощности: при полном, среднем и малом газе. ^ 164 Рис. 213 и 214 дают характеристики для тяги и мощности самолета У-2 с М-11. У военных самолетов винты обычно подбираются таким образом, что дают максимально полезную мощность и наивыс- 0 10 20 30 40 50 60 70 ВО 90 100 110 120 130 МО 150 160 170 180 ЮМм/ме Рис. 213. Характеристика ВМГ самолета У-2 (для тяги). Мл с. 130 120 110 WO 90 80 70 60 50 40 30 20 Ю ^L Н-- Ом ЗОООМ ЛвАныи гш О Ю 20 30 40 50 60 70 80 90 100 НО 120 /30 140 150 160 170 180 ЮОУш/чк Рис. 214. Характеристика ВМГ самолета У-2 (для мощности). ший КПД при максимальной скорости режима горизонтального полета. У самолетов гражданской авиации, в целях более экономного расходования бензина, выгоднее ставить винты, развивающие максимальную мощность при скоростях полета, несколько 165 меньших максимальной скорости. Иногда к самолетам подбирают два винта или комплекты »винтов. Первый комплект рассчитан на полеты с большой скоростью. Второй винт или комплект рассчитан на полеты со средними скоростями. В случае увеличения числа оборотов с данным винтом против расчетного—винт называется легким-, если винт не развивает расчетного числа оборотов — винт называется тяжелым. Необходимо ответить, что наивыгоднейшее сочетание винта, мотора и самолета является делом весьма трудным и требующим как больших знаний, так и опыта. Для самого летчика этот подбор почти недоступен, и ему приходится пользоваться готовыми данными, даваемыми конструктором или научно-исследовательскими институтами. 87. Влияние высоты на работу винтомоторной группы С увеличением высоты полета плотность воздуха уменьшается. Винт, вращаясь в среде меньшей плотности, не может развить ту же тягу, что у земли, и уменьшает ее пропорционально изменению плотности воздуха. По той же причине уменьшается и момент сопротивления вращению винта. Уменьшение момента сопротивления винта с подъемом на высоту разгружает мотор, однако при этом число оборотов не возрастает, так как падение плотности воздуха одновременно уменьшает мощность мотора на валу и вращательный момент. Если бы мощность мотора при этом уменьшалась точно пропорционально плотности воздуха, т. е. во столько же раз, во сколько и мощность винта, то число оборотов и КПД остались бы неизменными на любой высоте. В действительности же мощность мотора на валу уменьшается несколько быстрее уменьшения плотности воздуха, а поэтому число оборотов и КПД хотя и весьма незначительно, но изменяются. При расчетах, не требующих большой точности, КПД для упрощения задачи нередко считают постоянным на всех высотах. Уменьшение полезной мощности ВМГ с увеличением высоты полета ухудшает летные качества самолета. С этим явлением борются, устанавливая на самолеты так называемые высотные моторы. Высотный мотор отличается от обыкновенного тем, что до некоторой высоты, называемой пределом высотности, он не уменьшает своей мощности и вращательного момента. По характеру изменения мощности с высотой высотные моторы можно разделить на два вида: моторы с пересжатием и моторы с нагнетателями. При наборе высоты ВМГ, имеющая высотный мотор с пересжатием, ведет себя следующим образом: винт, вращаясь в среде все меньшей и меньшей плотности, должен был бы уменьшать свой момент сопротивления вращению, если бы число его оборотов было постоянно, но так как вращательный момент высотного мотора не уменьшается, то по мере набора высоты 166 винт увеличивает число оборотов. Увеличением числа оборотов компенсируется уменьшение плотности воздуха, и тяга винта остается почти постоянной. Следствием неизменности тяги является постоянство полезной мощности ВМГ до предела высотности мотора. Постоянство мощности до некоторой высоты у высотных моторов с пересжатием достигается добавочным наполнением двигателя при помощи дополнительного открытия дроссельной заслонки. Как только предел высотности будет достигнут, мотор начинает вести себя совершенно аналогично невысотному, т. е. по мере дальнейшего набора высоты его вращательный момент уменьшается, а вместе с тем уменьшат ются и число оборотов винта, и тяга, и полезная мощность. У моторов с нагнетателями характер изменения мощности с высотой неодинаков и зависит от типа нагнетателя. Если мотор снабжен невыключающимся нагнетателем, то его мощность с подъемом на высоту сперва растет до некоторой предельной высоты и затем уменьшается подобно невысотному мотору. Моторы же с выключающимся нагнетателем на малых высотах при выключенном нагнетателе уменьшают свою мощность, и лишь с некоторой высоты, на которой нагнетатель включается, мощность возрастает до некоторой предельной высоты, после чего снова падает. Таким образом, всякая высотная ВМГ проявляет свои свойства высотности лишь до предела высотности, а дальше ничем не отличается от невысотной. Военные самолеты, рассчитанные для действия на больших высотах, обязательно снабжаются высотными моторами, обеспечивающими им достаточную мощность и маневренность на боевых высотах. Что же касается небоевых самолетов, например учебных или самолетов гражданской авиации, действующих в негористых местностях, то установка на них высотных моторов необязательна. На рис. 214 приведена характеристика ВМГ самолета У'-2 для высоты 3000 м. 88. Применение винтов изменяемого шага Если мы даем мотору полный газ, то, как уже было указано, мотор, в зависимости от скорости и высоты полета, развивает различные обороты. Это следует считать серьезным недостатком винта. При взлете и подъеме винт не дает полных оборотов и, следовательно, не использует полной мощности мотора. При полете со снижением на большой скорости мы вынуждены прикрыть газ, во избежание развития чрезмерных оборотов. Еще хуже обстоит дело с применением моторов большой высотности, когда по мере подъема на высоту обороты сильно возрастают. Если мы рассчитаем винт для полета у земли, он не будет полностью удовлетворять нас на высоте, и обратно. Когда появились моторы, сохраняющие мощность до высоты 5000 м и более, винт с изменяемым шагом (ВИШ) стал необходим. Имея ВИШ, летчик в любых условиях полета может сохранять обороты мотора, снимая всю его мощность. 157 Принимая во внимание закон изменения углов атаки элементов лопастей винта и непосредственно связанное с этим изменение КПД, не трудно установить, как должен поступить летчик при использовании ВИШ в случаях полета на больших высотах, а также при взлете и подъеме на высоту. Условия работы винта в этих трех случах имеют в общем некоторую аналогию. Падение оборотов при горизонтальном полете на высоте как в случае обыкновенного мотора, так и высотного за пределом его высотности происходит, во-первых, от того, что мощность, развиваемая мотором на валу, падает быстрее, чем мощность, потребная для вращения винта, и, во-вторых, от уменьшения скорости полета при работе мотора на полном газу в данных условиях. Таким образом, винт становится на большой высоте как бы тяжелым, и для повышения числа оборотов необходимо наклон лопастей несколько уменьшить, заставив их работать с меньшими, но вполне определенными углами атаки, при которых КПД винта снова приближается к своему максимуму. При взлете и крутом подъеме у земли падение числа оборотов объясняется уменьшенной скоростью движения самолета на максимальном газу, что приводит винт, как мы уже знаем, к большим углам атаки и большому моменту сопротивления. При подъеме же самолета на больших высотах обороты падают и от пониженной скорости и за счет уменьшения плотности воздуха, что приводит к более значительной потере мощности. Следовательно, во всех этих случаях винт также становится тяжелым и требует соответственного уменьшения наклона лопастей для повышения оборотов и снятия всей мощности мотора. В результате этого разбег самолета уменьшается, а при подъеме увеличиваются вертикальная скорость и предельная высота полета. 89. Перестроение характеристики винтомоторной группы на новые обороты и плотность воздуха В § 85 был дан способ построения характеристики ВМГ по тяге для нормальных условий и при работе мотора на полных оборотах. ^ Для анализа режимов полета и оценки летных качеств самолета зачастую бывает необходимо иметь характеристики ВМГ, построенные не для полных оборотов, а для определенного числа оборотов, и не для нормальных условий, а для плотности воздуха, соответствующей избранной высоте полета. Таким образом выделяются две самостоятельные задачи: 1) перестроение характеристики ВМГ на новые обороты и 2) перестроение характеристики ВМГ на новую плотность воздуха или высоту. Начнем с первой задачи. Для разрешения ее необходимо иметь: характеристику ВМГ по тяге, построенную приближенным способом (см. § 85) или расчетным, по коэфициентам тяги а, и 168 Диаграмму располагаемых оборотов, построенную или расчетным способом, по коэфициентам мощности р (см. § 83), или на основе летных испытаний самолета (см. § 102). Кривые располагаемой тяги и оборотов строятся на одной диаграмме так, как это сделано на рис. 215. Масштабы для Ф и п могут быть произвольными. Допустим, что требуется построить характеристику тяги на 1500 об/мин. Для этого проводим из начала графика произвольную прямую до пересечения с кривой оборотов полного газа. Точка пересечения а соответ- П об/ми и 1600 \. 100 о О 20 40 60 80 100 120 140 I/км/час Рис. 215. Перестроение характеристики тяги на новые обороты. ствует V— 140 км/час и « = 1640 об/мин, следовательно, У _ 14° —оояч ~ " ТЖ — °'Ubb- V Любой из точек секущей соответствует то же значение п п что не трудно проверить. Например, возьмем точку секущей, соответствующую скорости 120 км/час. Этой же точке соответствует п = 1 410, следовательно, — = 1410 = 0.085. у Свойство секущей сохранять постоянство — на всем своем протяжении может быть использовано для нахождения тяги на любых оборотах, так как при постоянстве — тяги меняются пропорционально квадрату числа оборотов. Исходной точке пересчета а соответствовали я =1640 об/мин и Ф = 200 кг по кривой тяги для скорости V=140 км/час. Новым оборотам 1500 об/мин по секущей соответствует точка в. Скорость для точки в будет равна 128 км/час, как это 169 I/ 1OR указано пунктиром. Для новой точки в имеем— = .пп -= 0,081 Я 1 oUU / V „ / следовательно, постоянство — для точек а и в соблюдено. Поэтому можно составить следующую пропорцию: '' 0' ~Ф Ji т? где Ф — тяга для точки в, п^ — обороты для точки в] Ф для точки а, л — обороты для точки а. Найдем теперь тягу Ф для новых оборотов: тяга ФГ-=Ф п\ п* Подставляем данные и находим: ^ = 200- 15002 16402 = 167 кг. Таким образом, установлено, что при 1 500 об/мин и скорости 128 км/час винт разовьет тягу 167 кг. Теперь можно определить точку для этих данных; на графике она обозначена с. Точка с является опорной для построения характеристики на 1500 об/мин. Чтобы построить приближенную характеристику, достаточно найти еще одно значение тяги на 1500 об/мин. Найдем тягу „на месте", если /ij = 1500 об/мин. При работе „на месте" имеем: — = 0. Максимальные обороты „на месте" 1 600 об/мин и максимальная тяга 300 кг. Искомая тяга найдется так же, как и в предыдущем случае: Ф.-800.-Ж 160Q2 264 кг. На рис. 215 по оси тяг находим точку 264 кг и соединяем ее с точкой с прямой линией; полученная линия и будет приближенной характеристикой на 1500 об/мин. Для построения точной характеристики необходимо провести несколько секущих из полюса и, пользуясь теми же приемами, получить точки alt a2, ei и 52, а по ним построить точки clt c2 и т. д., и все полученные точки соединить плавной кривой. Для большинства наших целей достаточно построения приближенных характеристик. На рис. 215 построены приближенные характеристики для 1 300 и 1100 об/мин. Предлагаем читателю построить характеристики для 1600, 1400 и 1 200 об/мин, пользуясь указанным выше способом, тогда получится полный комплект характеристик, которыми придется воспользоваться при изучении режимов полета. 170 Перестроение характеристики тяги на новую плотность воз-гха ря, соответствующую избранной высоте полета //, произ- вЬцится чрезвычайно просто в том случае, если характеристика берется для постоянного числа оборотов, например: 1 400, 1 500 \ци 1 600 об/мин. Так как тяга пропорциональна плотности воз- Ря дУда, а с поднятием на высоту плотность уменьшается в то в Ро раз, очевидно, что на высоте тяга Фн будет меньше, чем у земли Ря_ Ро раз, т. е. ФЯ=Ф„ Ря ••••-^••ВВ Ро где Ф0 — тяга при нормальных условиях. i Перестроение сведется к нахождению новых тяг Фя и нанесению их на график. После перестроения все ординаты перво- РЯ начальной характеристики окажутся уменьшенными на ——. Перестроение характери- •* стики тяги на полных оборотах необходимо начать с построения новой диаграммы располагаемых оборотов, соответствующей избранной высоте. С увеличением высоты полета располагаемые обороты уменьшаются. Объясняется это тем, что мощность мотора на валу падает быстрее, чем уменьшается плотность воздуха. Падение мощности мотора с увеличением высоты полета дается в виде высотной характеристики мотора. Рис. 216 дает приближенную высотную характеристику мотора М-11. На графике по оси ординат отложены коэфициенты паде- i,U 0,9 0.8 0,7 0,6 0,5 ^ ^ ^s \ Ч- Ч \ \ х ^ч \ X X 1000 2000 3000 4000 "* Рис. 216. Приближенная высотная характеристика мотора М-11. Л' я = А: ния мощности А, представляющие собой отношение: Л/ /VQ где NH — мощность мотора на высоте, -V0 — мощность мотора у земли. По оси абсцисс отложены высоты. При сохранении постоянства — располагаемые обороты приближенно изменяются прямо п пропорционально I/ А-^~, отсюда пн = я0 обороты на высоте, а /г0 — у земли. А Ро Ря гдеяя — Величина у А-^- у невысотного мотора всегда меньше еди- ницы, поэтому nH<^nQ. 171 Пример. Полные обороты у земли 1 600 в мин. Каковы будут обороты на] высоте 3500 м? Находим по приближенной высотной характеристике мотора -4 = 0,58 по таблице стандартной атмосферы Ря = 0,705, следовательно, Ро Ро _ 1 Ря " 0,705 ' Поб/мин 1600 Подставим в формулу полученные данные: пн - 1 600*1/-^- = 1 450 об/мин. Г U./UD I / В случае высотного мотора, до предела его высотности, А или остается неизменным, или даже несколько возрастает, поэтому и располагаемые обороты с увеличением высоты полета возрастают, а за пределом высотности падают так же, как и у невысотного мотора. ! При совершении приближенных расчетов, с достаточной для наших целей точностью, можно полагать, что приведенная формула верна не только в случае постоянства —, но и при по-п г стоянстве только V, так V как — изменяется незна-п чительно. Тогда перестроение диаграммы располагаемых оборотов сведется к уменьшению всех ординат пропорционально: _____ /А ро А Ря ' Рис. 21ба дает перестроение диаграммы располагаемых оборотов, сделанное для высоты 4000 м. Имея диаграмму располагаемых оборотов для интересующей нас высоты, можно построить и характеристику тяги при полных оборотах для этой же высоты, пользуясь теми же приемами, которые применяли при перестроении тяги на новые обороты (рис. 215). Начинаем перестроение с пересчета тяги на новые обороты пя> руководствуясь следующими соображениями: при постоян- V пн стве — величины тяг будут относиться: 1) как —у- и 2) как О 20 40 60 80 100 120 140 Ум/час Рис. 21ба. Перестроение диаграммы располагаемых оборотов и тяги на новую высоту. п п J VX' .!*. 172 \ ФН Пн'?Н "I/ я Ро , следовательно, — = —^----- ; так как пн — #0 \ А----, Фо л0'Ро F Ря то,\ подставив значение пн в предыдущее выражение, получим: 2 „ РО Ф я Фо по'л71ГРя фя VPo ; сократив, получим: ----= Л, следовательно: Фг Ф„ = Фв-А Таким образом, тяга полного газа с увеличением высоты полета уменьшается пропорционально коэфициенту падения М01 цноспги мотора. (^амо перестроение ведем следующим образом: задаемся на-чал!ьной скоростью, например 140 км!час\ этой скорости соот-вефтвуют начальные обороты п = 1 640 и начальная тяга Ф == 200. ТоЧку п соединяем с полюсом секущей, которая с кривой /i40po дает обороты пн на высоте, при условии соблюдения V х-, постоянства —. Скорость, соответствующая точке пн, в нашем случае будет 124 км/час. Для этой скорости при пн оборотах находим тягу,. Фн (А = 0,52): Ф„ = 200- 0,52=1,04 кг. Найдя тягу для новых условий, определяем на графике точку, обозначенную Фн. Поступая подобным же образом, находим точки Фя и Ф"н и т. д. Соединив их плавной кривой, получим характеристику тяги на полных оборотах для высоты 4000 м. Имея характеристику тяги на высоте, не трудно по ней построить и характеристику мощности ВМГ на высоте, умножая полученное значение тяги на соответствующие им значения скорости. Приведенными в этом параграфе перестроениями мы воспользуемся при изучении режимов полета и определении потолка методом числа оборотов. ОТДЕЛ IV РЕЖИМЫ ПОЛЕТА 90. Особенности режимов полета В главах о равновесии самолета были указаны общие сво|й-ства режимов полета, которые заставляют объединить их в одру группу установившихся движений, в отличие от движений фе-установившихся. Все режимы полета характерны постоянством скорости (отсутствует ускорение, так как не имеется свободных сил) и постоянством направления траектории (если условия полета сохраняются неизменными). Этим режимы полета существенно отличаются от неустановившихся движений, при которых всегда имеется налицо свободная, неуравновешенная сила, сообщающая массе самолета ускорение, изменяющее или величину скорости, или направление траектории, или чаще и то и другое вместе. Вследствие постоянства всех элементов, изучение режимов полета является наиболее простым и доступным, в то время как изучение неустановившихся движений, при которых все элементы непрерывно меняются, значительно сложнее. Основательное знание режимов полета является для каждого летчика безусловно обязательным, так как только оно позволит ему грамотно пилотировать самолет, а, кроме того, без знания режимов полета невозможно и изучение более сложных неустановившихся движений, имеющих огромное значение в авиационной практике. Начнем изучение режимов полета с основного, а именно с режима горизонтального полета. 91. Режим горизонтального полета. Схема сил Режимом горизонтального полета называется, прямолинейный полет самолета в горизонтальной плоскости с постоянной скоростью. При режиме горизонтального полета на самолет действуют три основные силы: сила веса самолета G, сила тяги винта Ф и сила полного сопротивления /?а (рис 217). 174 Для осуществления режима горизонтального полета эти гри силы должны взаимно уравновешиваться, т. е. их равно-\ействующая должна быть равна нулю, что возможно, если и юметрическая их сумма также равна нулю: 0 + /?+Ф~0 Помимо соблюдения равновесия сил, для осуществления режима полета необходимо, как известно, и равновесие их мо-м^нтов. При несоблюдении этих двух основных условий движение самолета будет или ускоряться, или замедляться, если нет Рис. 217. Схема сил, действующих на самолет в горизонтальном полете. равновесия сил, или самолет будет вращаться относительно центра тяжести, изменяя угол атаки, если нет равновесия моментов. Сила полного сопротивления /?а может быть разложена на две составляющие: подъемную силу Р и силу лобового сопротивления самолета Q. Для соблюдения горизонтального полета необходимо, чтобы подъемная сила уравновешивала вес самолета: р = о. Для постоянства скорости сила тяги должна уравновешивать силу лобового сопротивления: ф = Q. Черточки над величинами указывают на геометрическое сложение. 175 И, наконец, для постоянства угла атаки нужно иметь равно; весне моментов: м(р) + м(0) + м(Ф) = о. Приведение всех указанных сил в состояние равновесия при выполнении горизонтального полета является основной задали летчика, которую он осуществляет действием рулей в строгэм согласовании с режимом работы мотора. 92. Скорость горизонтального полета Так как при всех углах атаки, которые возможно придать самолету рулем высоты во время режима горизонтального цо-лета, подъемная сила должна быть равна весу самолета, )го совершенно очевидно, что скорость, от которой также зависит сила Р, должна быть установлена в соответствии с этим условием. Скорость, потребная для поддержания самолета при горизонтальном полете, может быть определена из равенств: 1 и Р=0 Я = Cy?SV2. Так как две величины, порознь равные третьей, равны между собой, то можно написать: G = CjSV*. Полагая, что нам известны вес самолета G, площадь крыльев S, плотность воздуха р и коэфипиент подъемной силы Су, определяем величину потребной скорости, решая предыдущее уравнение относительно V: V2- G ~.CytS > или V =/- G CyiS • Значение Су для любого угла атаки находится по кривой Лилиенталя данного самолета. **> Отношение --«• называется нагрузкой на 1 ж2 и представляет собой ту нагрузку, которая приходится в полете на 1 м2 площади крыла, Нагрузку на 1 Ц2 крыла условимся обозначать буквой q, 176 'I Заменив в формуле скоростей горизонтального полета от-\ношение -^- через q, получим более простое выражение потребной скорости: v-V Су? ' Для небольших высот, где плотность воздуха р можно считать всегда равной Ye» формула еще упрощается и принимает следующий вид: ' 8д 1/=]/- или су V = 2,83 }/-?-. Скорость, потребная для горизонтального полета, зависит: а) от нагрузки, на квадратный метр: чем больше нагрузка, тем больше должна быть скорость горизонтального полета^ б) от коэфициешпа подъемной силы, который в свою очередь зависит от угла атаки: чем меньше угол атаки, тем меньше Су и больше потребная скорость; в) от плотности воздуха или от высоты полета над уровнем моря: чем больше высота полета, тем меньше р и больше должна быть скорость при данном угле атаки. 93. Влияние нагрузки на скорость При выводе уравнения скорости горизонтального полета мы видели, что с изменением нагрузки на 1 м2 (q) потребная скорость изменяется пропорционально корню квадратному из нагрузки как У~д~. Это значит, что если нагрузка увеличилась в 2 раза, то потребная_скорость для данного угла атаки должна увеличиться в 1/~2~, или 1,41 раза. В условиях эксплоатации полетный вес самолета, а следовательно, и q могут изменяться в довольно широких пределах как перед полетом, вследствие недогрузки или перегрузки самолета, так и в процессе полета, вследствие расхода горючего, сбрасывания различных грузов и т. д. Таким образом, на практике всегда имеют дело с переменной нагрузкой самолета, в зависимости от чего меняются в большей или меньшей степени все летные свойства самолета. Аэродинамический расчет самолета обычно производится для вполне определенной нагрузки на 1 м2, называемой расчетной нагрузкой. Если говорят, например, что расчетная нагрузка на 1 м2 равна 60 кг/м2, то эту цифру надо понимать как частное от деления расчетного веса самолета с полным полезным грузом на его несущую площадь, J2 Теория авяаццц 177 Величина расчетной нагрузки на 1 м* крыльев у различных самолетов зависит в основном от их назначения. Скоростные самолеты имеют, как правило, большую нагрузку на единицу несущей площади. Самолеты же, обладающие меньшими скоростями, имеют соответственно меньшие нагрузки. Приведенная ниже таблица дает общее представление о величине расчетных нагрузок и скоростей, соответствующих современным самолетам различного назначения. Типы самолетов Расчетная нагрузка на 1 jw3 Максимальная скорость в км/ час Посадочная скорость в км/ час Рекордные гоночные самолеты 140—250 600—700 130-200 Истребители ........ 100—140 450-540 110—130 Бомбардировщики ..... Разведчики ........ 80—120 60—100 300—400 280—400 90—100 90—100 Учебные самолеты ..... 35—40 25—35 140—200 130—200 65—80 50-70 Читая эту таблицу, необходимо, однако, иметь в виду, что максимальная скорость горизонтального полета зависит не только от величины нагрузки на 1 м2, но зависит еще от величины мощности, развиваемой ВМГ, и от аэродинамической характеристики самолета, т. е. от значений его Су и Сх. Каждый из этих факторов в отдельности не может решить полностью вопроса увеличения максимальной скорости, и для достижения рекордных скоростей требуются одновременно: большая нагрузка на 1 м2, большая мощность ВМГ и, наоборот, малые значения Су и Сх для данных углов атаки. При конструировании нового скоростного самолета большая нагрузка на 1 м2 достигается отнюдь не увеличением веса самолёта, а только за счет уменьшения несущей площади при заданном весе. Уменьшение несущей площади самолета не оказывает влияния на величину Су и Сх, но подъемная сила и лобовое сопротивление уменьшаются, так как значение -S м2 входит в определяющие их формулы: Я — CypSV* и Q == CxpSV2. Посмотрим, как в данном случае уменьшение Р и Q скажется на потребной скорости горизонтального полета. Представим себе самолет в режиме установившегося горизонтального полета с некоторой скоростью V м/сек (рис. 217). Все силы находятся в равновесии. Если при постоянной силе, тяге Ф и весе G мы уменьшим несущую площадь, то при той же скорости V MJceK горизонтальный полет окажется невозможным, так как силы Я и Q уменьшатся и равновесие сил нарушится, причем будет Р<(/ и Q<0. 178 Совершенно очевидно, что равновесие сил при постоянном угле атаки может осуществиться только за счет увеличения скорости, что фактически и произойдет, благодаря превосходству силы тяги над лобовым сопротивлением. Таким образом, увеличивая нагрузку на 1 м* путем уменьшения несущей площади, мы получаем для данного угла атаки те же значения Р и Q, но только при большей скорости. Если при несущей площади S м2 мы имеем потребную скорость ___ г-/: CrfS > а при площади Si м2 некоторую другую скорость v,-/ G Су& ' » то, разделив второе равенство на первое и произведя сокращения, получим: А - i/JL v ~ У Si или Ъ = *Уъ- Это уравнение показывает, как изменяется скорость горизонтального полета в зависимости от изменения несущей площади. Так как с изменением 6" во столько же раз изменяется нагрузка на 1 м2 д, то в правую часть предыдущего равенства можно поставить вместо S и Si значения нагрузок q и qlf имея в виду их обратно пропорциональную зависимось, тогда равенство примет вид: Ъ=У№> где q — исходная нагрузка на 1 м* и q1 — измененная нагрузка. Пусть некоторый самолет имеет нагрузку на 1 м2 q = 81 мг/м? и скорость для данного угла атаки V=300 км/час. Как изменится потребная скорость при том же угле атаки, если нагрузка возрастет до ql —100 кг/м2? Решаем задачу, используя предыдущее уравнение. Vl = 300 |/-зг=330 км/час. За последние годы нагрузка на 1 м2 крыльев самолетов значительно повысилась, главным образом за счет уменьшения площади крыльев. 12* 179 ч ** »^ / 94. Влияние угла атаки на скорость Если в полете на небольшом отрезке времени пренебречь весьма малым изменением нагрузки q от расхода горючего и считать ее постоянной, то при данной плотности воздуха р потребная скорость горизонтального полета будет зависеть только от угла атаки. Из кривой Лилиенталя известно, что каждому углу атаки соответствует определенное значение Су) причем с увеличением угла атаки Cv увеличивается и достигает максимума при критическом угле атаки (вершина кривой). С увеличением Су в той же мере будет расти и подъемная сила самолета, а так как при горизонтальном полете она должна оставаться постоянной и равной весу самолета, то это условие можно сохранить, лишь уменьшая скорость. При критическом угле атаки потребная скорость достигает наименьшей величины и называется критической (минимальной) скоростью горизонтального полета. Итак, каждому углу атаки соответствует определенная скорость, причем с уменьшением угла атаки скорость соответственно увеличивается, а с увеличением угла атаки до критического скорость уменьшается (рис. 218). Угол атаки, соответствующий положению самолета при стоянке на земле, называется посадочным. У большинства современных самолетов посадочный угол атаки несколько меньше критического для обеспечения поперечной устойчивости на больших углах атаки. Угол атаки, которому по кривой Лилиенталя соответствует Су =-= 0, не дает возможности осуществить горизонтальный полет, так как в этом случае подъемная сила также будет равна нулю, и, следовательно, полет по горизонтали окажется невозможным. Задача. Вычислить потребную скорость V горизонтального полета при следующих данных. Вес самолета G—1 800 кг\ площадь крыльев 5=36 л?3; коэфициент подъемной силы для данного угла атаки Су — 0,25; плотность воздуха р =-----. Формула потребной скорости горизонтального полета: -/ G 180 CyfS Подставляя в формулу значения, данные в задаче, получим: ., ,/ 1800-8 .Л . у=У-о^^—^м/сек-95. Посадочная скорость Величина посадочной скорости каждого самолета чрезвычайно существенна в летной практике и является одной из его характерных величин. Не трудно определить величину посадочной скорости Vnoc, если известен С с, соответствующий посадочному углу атаки; она равна: V пос у у пос? или у — 9 ЯЧ 1 / ч ^пос — Z>°° ' Су пос ' Таким образом, видно, что Упос зависит лишь от q и С ОС9 если считать р постоянным. Обе эти величины можно считать для каждого самолета, при данном весе, конструктивными константами, следовательно, для каждого самолета существует постоянная посадочная скорость. Влияние нагрузки иллюстрируется таблицей на стр. 178, что же касается Супос, то он зависит от профиля и типа крыла. В зависимости от назначения самолета конструктор подбирает для него соответствующие профиль и нагрузку, но всегда имеет в виду и посадочную скорость. Можно утверждать, что самолеты с посадочной скоростью более 120 км/час будут непригодны на практике, обычный же максимум посадочной скорости для современных типов самолетов 100—115 км/час. Снижение посадочной скорости может быть осуществлено или уменьшением нагрузки, что не всегда возможно по конструктивным соображениям, или выбором крыла с приспособлениями, увеличивающими С' пос. Большое снижение посадочной скорости дают разрезные крылья и крылья со щитками. Значения Супос для крыльев различных типов следующие: тонкого профиля ...... среднего „ ...... толстого „ .....• разрезного с закрытой щелью „ открытой „ со щитком......... СУ пос = 0,45-0,55 ->„. = 0,55-0,65 С,т-° 0,65-0,75 Су „ос = 0,75-0,85 СУ „ос = 0,85-0,95 С, „ос = 0,95-1,15 181 Так как посадочная скорость прямо пропорциональна ]/ q и обратно пропорциональна 1/СуПОС, то не трудно видеть, что если С ос увеличивается в 2 раза, то посадочная скорость уменьшается в |/2 раза, или в 1,41 раза, т. е. на 41%- Таким образом, открыв щель разрезного крыла и получив С с крыла примерно в 2 раза больше, летчик может уменьшить посадочную скорость приблизительно на 41%. Задача. Найти посадочную скорость самолета, имеющего профиль крыла средней толщины, если нагрузка q = 49 кг/м2. Принимаем Су пос для среднего профиля 0,64 и подставляем в формулу: Vnoc = 2,83/^=^=25^. 96. Положение самолета на разных скоростях Для сохранения постоянной скорости и угла атаки при горизонтальном полете, как было указано ранее, необходимо равенство силы тяги винта и лобового сопротивления самолета; при этом условии их сумма равна нулю, а следовательно, нет силы, которая изменила бы скорость полета, и само движение самолета совершается по инерции. Из анализа работы винта известно, что за один свой оборот винт в воздухе проходит некоторое расстояние вперед, увлекая за собою весь самолет. Совершенно ясно, что расстояние, проходимое самолетом в единицу времени, или его скорость, будет зависеть от числа оборотов винта, а при ВИШ и от наклона лопастей. Если в процессе горизонтального полета летчик начнет увеличивать число оборотов винта (мотора), передвигая газовый сектор вперед, то сила тяги возрастает и становится больше лобового сопротивления. За счет разницы этих сил скорость полета нарастает до тех пор, пока снова восстановится равенство этих сил. В то же время для сохранения горизонтального полета летчик должен соответственно уменьшать угол атаки, давая ручку от себя, в противном случае самолет начнет набирать высоту. Таким образом, мы видим, что изменение скорости горизонтального полета и угла атаки зависит всецело от желания летчика и обязательно происходит при условии изменения числа оборотов мотора с винтом фиксированного шага. Необходимо заметить, что в условиях практики при энергичном изменении числа оборотов мотора чрезвычайно трудно сразу и точно установить угол атаки, необходимый для горизонтального полета при новом числе оборотов, и даже при пилотировании самолета опытным летчиком получается обычно некоторое нарушение горизонтальности полета, которое, однако, .может быть быстро восстановлено при помощи показаний высотомера или вариометра. При выполнении горизонтального полета под разными углами атаки положение продольной оси самолета относительно 182 траектории бывает различно. Здесь можно отметить следующие три случая: а) ось самолета совпадает с траекторией горизонтального полета, когда угол атаки равен установочному углу; б) ось самолета составляет положительный угол с траекторией, когда угол атаки больше установочного угла, и в) ось самолета составляет отрицательный угол с траекторией, когда угол атаки меньше угла установки (рис. 218). В зависимости от этого летчик должен наблюдать различное положение верхнего края капота данного самолета относительно линии горизонта. Рис. 219 изображает указанные выше Рис. 219. Положейия капота самолета на разных скоростях. три случая положения капота относительно линии горизонта при горизонтальном полете. 97. Тяга, потребная при режиме горизонтального полета В предыдущем параграфе была установлена роль силы тяги при горизонтальном полете, теперь мы остановимся на определении величины силы тяги, потребной для полета с данным углом атаки, и выясним факторы, от которых она зависит. Сила тяги Ф, потребная для горизонтального полета с данным углом атаки, может быть вычислена по уравнению: ф = Q =- CjSV*. Значение скорости V по этой формуле является пока неизвестным и требует дополнительного вычисления для данных углов атаки, поэтому для большего удобства выгодно значение скорости из формулы исключить и дать для потребной тяги более простое выражение. 183 G Так как V2= c s-, то, подставляя в формулу это выражение, получим: 0 = Cx9S G Cy?S > откуда после сокращения: '<',< Hi'! или окончательно: Ф--0|--, '-'и 4 ф... G Чк7 — ~ Г" ' ЧУ ох т. е. величина силы тяги, потребной при горизонтальном полете, определяется делением веса самолета G на аэродинамическое качество, соответствующее данному углу атаки. Таким образом, потребная сила тяги зависит: а) от веса самолета: чем больше вес, тем больше должна быть сила тяги при данном угле атаки; б) от аэродинамического качества самолета: чем больше качество, тем меньше требуется тяга для горизонтального полета. Так как каждому углу атаки соответствует определенное аэродинамическое качество, то можно также сказать, что потребная тяга зависит от величины угла атаки самолета. Сила тяги всегда меньше веса самолета, и даже при работе винта на месте на полном газу, когда развивается максимум силы тяги, она все же примерно в 3 раза меньше веса самолета. Потребная сила тяги не зависит от высоты полета, так Су как факторы, определяющие ее величину, т. е. G и -~-, не за- t-'x висят от массовой плотности воздуха. В отличие от потребной тяги, располагаемая тяга с увеличением высоты полета может остаться постоянной лишь при условии соответственного увеличения числа оборотов, в противном случае разрежение воздушной среды вызовет падение располагаемой тяги. Задача. Определить потребную силу тяги, если G = 890 кг и качество Cv -? = 6. В формулу тяги подставляем данные значения: .. 890 ,.Q Ф = -— = 148 кг. о Для любого угла атаки -^- определяется по кривой Лилиен-таля данного самолета, 184 Аэродинамическое качество самолета, изменяясь в зависимости от угла атаки, достигает наибольшего значения при наивыгоднейшем угле атака, и этому случаю будет соответствовать наименьшая потребная для горизонтального полета тяга. Скорость, которая соответствует анв и Фш1п, называется наивыгоднейшей скоростью. 98. Кривая Пено для тяги Зависимость между углом атаки, скоростью и потребной силой тяги может быть весьма показательно изображена графически в виде так называемой кривой Пено (рис. 220). ФК2 300 250- 200 J SO- О 10 20 30 40 50 60 70 SO 90 №110 120130 140150 № 179180 Иш/wf Рис. 220. Кривая Пено (для тяги) и кривые располагаемой тяги самолета У-2 с М-11. Для построения ее необходимо иметь кривую Лилиенталя для данного самолета; при помощи этой кривой вычисляются потребные скорости и силы тяги для различных углов атаки и их значения заносятся в таблицу. (Ниже, в § 99, приведена таблица режима горизонтального полета самолета У-2 с мотором М-11.) Затем берется система прямоугольных координат, и на горизонтальной оси в желаемом масштабе откладываются значения скоростей, выраженные в км/час или в м/сек, а на вертикальной оси— значения потребных тяг или лобового сопротивления спмолета в килограммах. Имея координаты для взятых углов атаки, находят положения ряда точек, у которых отмечают соответствующие углы атаки. Затем соединяют эти точки плавной изогнутой линией. Полученная кривая, как видно, целиком относится к самолету, отображая лишь потребные значения скорости и тяги для данных углов атаки, и поэтому она зависит главным образом от веса самолета и его аэродинамических свойств. 185 Точка кривой, наименее удаленная от горизонтальной оси, отмечает наивыгоднейший угол атаки анв, которому, как было указано ранее,'соответствуют определенная скорость и минимум потребной тяги и лобового сопротивления самолета. Все углы атаки, расположенные на кривой Пено правее и левее наивыгоднейшего, требуют большей силы тяги. Здесь не трудно заметить, что при углах атаки больше анв кривая с возрастающей крутизной поднимается вверх. Это означает, что в этой области с увеличением углов атаки лобовое сопротивление самолета прогрессивно растет, а следовательно, в той же степени должна увеличиваться потребная тяга для сохранения горизонтального полета. Фкг 1000 200 70 80 90 ЮО 10 20 20 40-50-ъО 70 SO 90 200 Ю 20 30 40?0 60 70 ВО 1/НМ/час N л Рис. 221. Кривые Пено и располагаемой тяги для самолета Р-5 с М-17. Проведя вертикальную касательную к левой части кривой, найдем в точке касания критический угол атаки акрит и соответствующую данному самолету минимальную скорость. Углы атаки больше критического, как видно, требуют увеличения скорости, так как подъемная сила, согласно кривой Лилиенталя, падает, и сохранение ее величины (для Р -= G) возможно лишь при условии увеличения скорости. Установившийся горизонтальный полет возможен только тогда, когда потребная тяга равна тяге, развиваемой ВМГ, и для того чтобы знать диапазон углов атаки, на которых возможен гор-изонтальный полет, нужно построить на той же сетке кривую для тяги, развиваемой ВМГ на полком газу. Кривые 186 потребной и развиваемой тяги пересекаются в двух точках. Правая точка пересечения отмечает наименьший доступный данному самолету угол атаки при режиме горизонтального полета. При этом угле атаки самолет требует полного газа и развивает свою максимальную горизонтальную скорость. На меньших углах атаки горизонтальный полет невозможен, так как потребная сила тяги превосходит развиваемую. Левая точка пересечения кривых А^ указывает наибольший доступный самолету угол атаки при горизонтальном полете на полном газу. Однако этот угол атаки представляет лишь теоретический интерес, так как на практике такой полет осуществить нельзя, вследствие падения устойчивости и управляемости самолета. Итак, наибольшему числу оборотов мотора соответствуют определенный угол атаки и скорость. С уменьшением скорости и увеличением угла атаки до анв, число оборотов и потребная тяга уменьшаются. Таким образом, часть силы тяги до полных оборотов остается неиспользованной при данной скорости. Разность между силой тяги, которую способна развить ВМГ на полном газу при данной скорости, и потребной для горизонтального полета на той лее скорости называется избытком силы тяги (условное обозначение АФ). На нашем графике величина запаса тяги для данного угла атаки характеризуется расстоянием между кривыми. Это расстояние, как мы видим, неодинаково для различных углов атаки, и, следовательно, каждому углу атаки и скорости горизонтального полета соответствует определенный избыток силы тяги. Наибольшее расстояние между кривыми, т. е. наибольший АФ, имеется при угле атаки, несколько большем наивыгоднейшего. На рис. 221 приведена для сравнения кривая Пено для самолета Р-5 с М-17. 99. Мощность, потребная при режиме горизонтального полета При горизонтальном полете самолет под действием силы тяги Ф каждую секунду перемещается на расстояние V. Совершаемая при этом секундная работа является мерой мощности, потребной для режима горизонтального полета. Мощность в лошадиных силах, потребная для горизонтального полета с данным углом атаки, равна произведению силы тяги на скорость, деленному на 75: N — ф'у г с потр 75 Л' С' Так как в определение потребной мощности неизбежно входят величины силы тяги Ф и скорости V, то не трудно понять, 187 что -VnoTp находится в зависимости от всех тех факторов, от которых зависят сила тяги и скорость горизонтального полета, а именно: 1) от угла атаки; 2) от нагрузки на 1 м2\ 3) от веса самолета; 4) от плотности среды, в которой совершается полет. Если разбирать полет на небольших высотах, то изменением р можно пренебречь, нагрузку q и вес G можно считать постоянными, поэтому для данного самолета -V зависит лишь от данного угла атаки. Задача. Определить величину -VnoTp, если дано: Ф ~ 280 кг, V = 40 м/сек. АГ 280.40 , _Л ^потр = 75 ~ 150 л. с. Если известны значения потребных сил тяги и скоростей для различных углов атаки, то по приведенной выше формуле не трудно вычислить потребные мощности и определить характер их изменения с изменением углов атаки. Таблица горизонтального полета самолета У-2 с М-11 Z" V, м/сек V, км/час . ф N 0° 45 162 184,6 110,8 1° 39,2 141 159 83,1 2° 35,6 128,3 140,4 66,6 4° 29,8 107,2 116,6 46,3 6° 26,6 96,7 110,9 37,9 8° 24,1 86,8 107,6 34,6 8,5° (нв) 23,7 85,4 106,3 33,6 9° 23,4 83,3 106,7 32,9 10° (эк) 22,1 79,6 107,0 31,5 11° 21,5 77,5 110,2 31,6 12° 20,7 74,6 114,2 31,9 14° (пос) 19,6 70,6 121,2 32,6 16° 18,9 68,1 130,9 33,0 18° 18,4 66,3 151,1 37,1 19° (крит) 18,3 65,9 166,9 40,1 20° 18,4 66,3 185 45,3 На основании этой таблицы строится кривая Пено для потребной мощности, аналогично тому, как строилась кривая для тяги, с той лишь разницей, что здесь по вертикальной оси координат откладываются значения мощности, выраженной в ло- 188 шадиных силах (рис. 222). На этой же сетке строится вторая кривая, известная нам из отдела „Винтомоторная группа", характеризующая изменение мощности, развиваемой ВМГ (-VBM) на полных оборотах мотора, в зависимости от скорости. Построенный график дает возможность быстро определять значение мощности и скорости для летных углов атаки; он характеризует летные свойства данного самолета и возможности, которыми обладает самолет. Правая точка пересечения кривых Л относится к горизонтальному полету на полных оборотах, когда в результате полного использования мощности достигаются наибольшая горизонте. уи *^ f -) soc o6j< W//f on s S* Г ои / s 1 7/7 / / /и л / « tcmf 2° СП / / ои / / f СП / / / эи / 20е А J v, TIQI /< r 40 А / / ни > W /f ' in /Л 14 %пос \-49°-4 5/ V Su JU 1с-~1 и ' 0 10 20 30 40 50 60 70 80 90 100 110 (20 130140 150 160 /70 1BO № Ушфюс 0 10 15 20 25 30 35 40 45 50 Ум/час Рис. 222. Кривые Пено (для мощности) и располагаемой мощнгсш самолета У-2 с М-11. тальная скорость и наименьший угол атаки. В этом случае мощность, развиваемая ВМГ на полных оборотах -VBMr t равна мощности ~Употр, требуемой самолетом. При меньших скоростях горизонтального полета самолет требует меньшей мощности, и, следовательно, летчик должен соответственно уменьшить мощность дросселированием мотора. Наименьшая мощность, с которой самолет еще способен совершать горизонтальный полет, соответствует экономическому углу атаки аэк, лежащему в самой нижней точке кривой Пено. Скорость, соответствующая аэк и -VnOTpmin, называется экономической. Так как расход горючего прямо пропорционален мощности, затрачиваемой на полет, то очевидно, что экономическому режиму соответствует наименьшая затрата горючего в единицу 189 времени, что дает наибольшую продолжительность полета при данном запасе бензина. Проведя вертикальную касательную к левой части кривой Пено, найдем в точке касания значение критического угла атаки, которому, как было указано ранее, соответствует наименьшая осуществимая скорость горизонтального полета. Рассматривая горизонтальный полет на критической скорости, нужно отметить, что мощность, потребная для этого, значительно превышает экономическую, что ясно видно по кривой Пено. Из всего сказанного можно сделать вывод, что практически осуществимые скорости горизонтального полета могут изменяться в пределах, скоростей от Vmax до Ук ит. Разница между этими двумя скоростями называется диапа-зоном скоростей горизонтального полета. Ширина диапазона скоростей дает возможность судить о летных свойствах данного самолета. Чем больше максимум скорости и меньше критическая скорость, тем лучшими летными свойствами обладает рассматриваемый самолет. В обычных случаях максимальная скорость горизонтального полета в 2—4 раза превосходит критическую. Мощность ВМГ, которая остается неизрасходованной при горизонтальном полете на данной скорости, называется избытком мощности (обозначение АЛ/). Величина избытка мощности определяется разностью между потребной и максимальной мощностью ВМГ на полном газу при той же скорости. Так как значения Л/вмг и -VnoTp изменяются в зависимости от угла атаки или скорости горизонтального полета, то и A/V при различных углах атаки неодинаков. При горизонтальном полете на полных оборотах избыток мощности равен нулю, т. е. вся мощность целиком используется на продвижение самолета; этому соответствует правая точка пересечения кривых. С уменьшением скорости избыток мощности увеличивается и достигает своего максимума приблизительно при наивыгоднейшем угле атаки. Дальнейшее увеличение углов атаки вызывает уменьшение избытка мощности, и при некотором большом угле атаки этот избыток приходит к нулю, т. е. на полет снова требуется полная затрата мощности мотора. При практическом выполнении горизонтального полета летчик судит о величине мощности по числу оборотов, и все желаемые изменения в отношении скорости полета он начинает с изменения числа оборотов по тахометру. При полном числе оборотов развивается максимальная скорость горизонтального полета. С уменьшением числа оборотов скорость горизонтального полета уменьшается, причем наименьшее число оборотов, при котором еще возможен горизонтальный полет, приблизительно соответствует экономическому углу атаки. 190 100, Два режима горизонтального полета Если летчик желает осуществить горизонтальный полет со скоростями меньше экономической, то он должен снова увеличивать число оборотов, искусственно и постепенно увеличивая при этом угол атаки с помощью руля высоты. Практически предельным минимумом скорости режима горизонтального полета является посадочная скорость. При горизонтальном полете на скоростях меньше экономической самолет становится мало устойчивым и слабо реагирующим на отклонения рулей управления, причем действие руля высоты становится весьма своеобразным. 53 SO 10 80 90 100 НО № 130 ИЗ 150 Г км/час Рис. 223. Для того чтобы выяснить сущность этого явления, обратимся к кривой Пено (рис. 223). Проведем секущую к кривой, параллельную оси скоростей на уровне 40 л. с. Она дает с кривой две точки пересечения: первая точка будет совпадать с Z а = 6°, а вторая с Z а -= 19°. Это значит, что при мощности ВМГ в 40 л. с. самолет способен совершать горизонтальный полет с двумя различными углами атаки и с различными скоростями. Спрашивается: что же только эти два угла обладают такой особенностью или возможно найти еще два таких же угла атаки, или бесчисленное множество аналогичных пар? Таких пар углов, при которых возможен полет с одним и тем же расходом мощности, существует бесчисленное множество, и каждая пара лежит на секущей, параллельной оси скорости. Проведем для примера вторую секущую на уровне 45 л. с., точкам пересечения будут соответствовать Z *= 4,5° и Z а = 20J. Это значит, что, расходуя 45 л. с., мы можем совершить полет в одном случае с Z <* ж 4,5° и относительно большой скоростью— 191 105 км/час, а в другом случае с Z а = 20° и относительно малой скоростью—66 км/час. В смысле экономичности расхода мощности стоит особняком экономический угол атаки; он не имеет себе пары. Таким образом, расходуя одну и ту же мощность, всегда возможно осуществить режим горизонтального полета с двумя различными углами атаки: в одном случае с углом атаки меньше экономического и скоростью больше экономической, а в другом случае с углом атаки больше экономического и малой скоростью. Отсюда возникает понятие о двух режимах горизонтального полета. Первый режим — это полет на углах атака меньше экономического и с большой скоростью, режим рациональный и всегда применяемый на практике. Второй режим—это полет с углами атаки больше экономического и малой скоростью. Иногда второй режим называют режимом относительной потери скорости. Второй режим нерационален, так как при том же расходе мощности, что и в первом режиме, самолет имеет значительно меньшую скорость, и, следовательно, горючее расходуется непроизводительно. Кроме того, второй режим обладает еще рядом других особенностей, к рассмотрению которых теперь и обратимся. Допустим, что полет совершается в первом режиме. Посмотрим, что произойдет в этом случае, если, не трогая секторов и не изменяя числа оборотов мотора, выбрать слегка ручку на себя. Допустим, мы летели с ___. а — 2° и, выбрав ручку на себя, довели угол а до 6°. По кривой Пено видно, что чем больше угол а в первом режиме, тем меньшая нужна для полета мощность; в нашем случае для полета с _/ а -= 2° нужно было 67 л. с., а при полете с Z а = 6° нужно только 39 л. с. Но так как мы не трогали секторов, то, несмотря на переход к новому углу атаки, ВМГ будет развивать приблизительно прежнюю мощность, в результате чего получится избыток мощности; естественным следствием этого будет переход самолета на подъем. Если же в первом режиме, не изменяя числа оборотов, дать ручку от себя, то результат изменения угла а будет обратный. В самом деле, если мы летим с углом атаки, равным 2 , и расходуем 67 л. с., | а затем дадим ручку слегка от себя и доведем угол а до 1°, | то теперь необходимо будет расходовать на полет 83 л. с., | а ВМГ развивает попрежнему лишь около 67 л. с. Образуется | недостаток мощности. Естественно, что горизонтальным полет при этом не может быть, и самолет перейдет на снижение. Таким образом, в первом режиме выбор ручки на себя всегда вызывает переход самолета на подъем, а отжимание ручки от себя приводит самолет к снижению. Посмотрим, что произойдет при тех же действиях во втором режиме. Из характера кривой Пено видно, что чем больше угол атаки во втором режиме, тем большая нужна для полета мощность. 192 >'У- Так, например, если мы, совершая полет с Z а = 12° и расходуя мощность, равную 32 л. с., выберем ручку на себя и доведем угол а до 16°, что в результате этого должно произойти? Как это видно из таблицы режима горизонтального полета и из кривой, при Za = 16° нужна мощность в 35 л. с. Но, по условию, мы не трогали секторов, следовательно, ВМГ попрежнему развивает около 32 л. с., а так как требуется 35 л. с., то в результате, образуется, недостаток мощности. Самолет на это реагирует тем, что переходит на снижение во втором режиме, или, как говорят, парашютирует. Изменив угол атаки в сторону уменьшения, мы получим обратный результат. Уменьшение угла атаки во втором режиме, без изменения регулировки газа, поведет к следующим результатам: допустим, что полет совершался с __1 а = 14°, потребная мощность была 33 л. с., затем летчик дал ручку от себя и уменьшил угол атаки до аэк. Для полета с экономическим углом достаточно 31 л. с., следовательно, должен образоваться избыток мощности в 2 л. с. Хотя этот избыток мощности и невелик, но в^е же самолет может перейти и перейдет на подъем. Окончательные выводы из сравнения первого и второго режимов в смысле управляемости таковы: второй режим оола-дает малой споростью, значит, самолет хуже слушается рулей, чем в первом режиме; кроме того, изменение угла атаки во втором режиме дает результат, совершенно обратный такому же изменению в первом режиме. Вот эти-то две особенности делают нерациональный второй режим на небольших высотах еще и опасным. Есть одна особенность, усугубляющая опасность второго режима, но зависящая не от свойств самолета, а от летчика. Летая всегда в первом режиме, летчик привык к тому, что выбором ручки на себя самолет переводится на подъем, а отжиманием — на снижение. Это настолько входит в привычку летчика, что все управление самолетом в первом режиме совершается рефлекторно, т. е. летчик, не задумываясь, выбирает ручку на себя, если самолет „клюнет", и дает ее от себя, если самолет кабрирует. В первом режиме все это просто, и принцип естественности управления самолетом соблюдается полностью. Во втором режиме картина совершенно обратная, и для выработки навыков управления самолетом во втором режиме нужна специальная тренировка. При случайном проваливаиии самолета во втором режиме летчик должен не выбирать ручку на себя, а поступить как раз обратно, т. е. дать ее плавно от себя и набрать скорость. Если же летчик подчинится рефлексу первого режима и еще довыберет ручку на себя, то вызовет этим еще большую потерю скорости, еще большее парашютирование и легко может ввести самолет в штопор. Огромное большинство авиационных катастроф произошло и происходит именно вследствие неправильных действий летчика во втором режиме полета и при потере скорости на малых высотах, 13 Twpw «донн* N 193 Чтобы избежать неправильных действий во втором режиме, летчику необходимо обдумывать каждое свое движение, но на то, чтобы управление совершалось не рефлекторно, а под контролем сознания, необходимо значительно больше времени, и потому самый лучший летчик во втором режиме реагирует на все движения самолета значительно медленнее, чем в первом. Поэтому второго режима следует избегать, в особенности на малых высотах. Единственный случай, когда рекомендуется вводить самолет во второй режим, это при посадке, да и то лишь тогда, когда до земли остается меньше 1 м высоты. На рис. 224 дана кривая Пено для самолета Р-5 с М-17. о 90 100 Ю 20 30 40 50 60 70 80 90 200 Ю 20 30 40 50 60 70 Яй'90380М»уч Рис. 224. Кривые Пено (для мощности) и располагаемой мощности самолета Р-5 с М-17. 101. Коэфициент мощности Функциональную зависимость -Vn от угла атаки можно получить, пре- Ф- V образуя формулу _VriOTp = .,-. • л. с., в которой имеются две переменные величины Ф и V, изменяющиеся неодинаково при изменении угла атаки. Необходимо придать формуле такой вид, чтобы количество переменных величин, зависящих от угла атаки, было возможно меньшим; для этого подставим в формулу значения Ф и V: г, л/~ 1 •G'1/— '-75' 1 Г N = Ф- V. — — * -?потр - ^ v 75 ~ Су V -?- Г рСу Преобразуя дальше, получаем: -V, потр ^VT-'-yWi 194 Для небольших высот можно считать, что 1/ — = J/~8~= 2,83. Найдя про- 1 р изведение 2,83------ = 0,0377, получаем постоянный коэфициент, после подста- / о новки которого в формулу получим: /VnoTD = 0,0377G]/<7 )/|f. 'потр Введя под знак радикала бг, получаем далее: ^потр = 0,0377 У-•• Ш • То же самое можно выразить, исключив из формулы знаки корня и прибегнув к дробным показателям, тогда получим окончательное выражение потребной мощности: -VnoTp = 0,0377 ^f-.&i'.S-*1*. Ly Таким образом, окончательно определились все факторы, от которых зависит Л^потр данного самолета, и мы видим, что она прямо пропорциональна корню квадратному из куба веса самолета (<58'а), обратно пропорциональна /,/Т\ корню квадратному из площади крыла I I/ —-гу и, наконец, зависит от вели« i/"3f bi чины I/—- , или .ор/а, которая всецело определяется аэродинамическими Т (* °» Q свойствами самолета и приданным ему углом атаки. Отношение --J- носит <у название аэродинамического коэфацивнта мощности и имеет огромное значение при расчете самолетов и планеров, так как только им определяется функциональная зависимость -VnOT от угла а Не трудно видеть, что для каждого угла атаки /- лолжно иметь вполне Cv определенное значение, которое легко может быть вычислено, если имеется кривая Лилиенталя. В то время как потребная тяга зависела от одной пере- С мениой, а именно обратного качества ——-, которое можно назвать коэфициен- У том тяги, мощность также зависит только от одной переменной, связанной с углом атаки, а именно от коэфмциента мощности. естественно, что при малых углах агаки, вследствие малости С,,, коэфициент мощности и потребная мощность будут также велики. С увеличением угла атаки и быстрым ростом Су коэфициемт мощности будет быстро уменьшаться и при экономическом угле атаки достигнет минимального значения. Этому углу атаки будет соответствовать полет с наименьшим расходом мощности. Имеются графические способы нахождения по кривой Лилиепталя экономического угла атаки и двух углов атаки с одинаковым коэфициентом мощности, аналогично тому, как эта имело место при нахождении углов с одинаковым качеством, но мы этих вопросов касаться не будем, ввиду их слишком специального значения. 13* 195 102. Обороты винта, потребные для режима горизонтального полета Горизонтальный полет на различных углах атаки и скоростях требует для создания тяги неодинакового числа оборотов. Но так как каждому углу атаки соответствуют строго определенная тяга и скорость, то требования, предъявляемые к ВМГ, и условия ее работы при данного угле атаки самолета всегда остаются постоянными. Отсюда легко вывести заключение, что число оборотов винта, потребное для полета с данным углом атаки ш на соответствующей ему скорости, всегда остается постоянным. Факторы, могущие изменить потребную скорость в полете, т. е. изменение веса самолета и плотность воздуха, скажутся на числе потребных оборотов. Пока же мы будем считать, что вес самолета и плотность воздуха остаются постоянными. Легче всего получить зависимость между числом оборотов и потребной скоростью, произведя летные испытания самолета. Желательно проводить их на небольшой высоте, при полном полетном весе самолета и по возможности в условиях, не отличающихся от нормальных. Отклонение от этих требований повлечет необходимость внесения в полученные результаты ряда поправок, после чего получатся данные, соответствующие норме. -Техника испытания весьма не сложна: летчик ведет самолет строго на одной высоте и при постоянной скорости, число оборотов винта записывается, отмечается и скорость. Затем летчик изменяет скорость, регулируя число оборотов так, чтобы высота была строго неизменна, и вновь записывает результаты. По всему диапазону скоростей достаточно сделать 8—10 отсчетов. Полученные результаты сводятся в таблицу, а если нужно, то вводятся соответствующие поправки. Для самолета У-2 с мотором М-11 получена следующая таблица. Выражение зависимости между двумя величинами, сведенное в таблицу, имеет неудобство, заключающееся в трудности нахождения промежуточных значений искомой величины, не вошедших в таблицу, поэтому на основании данных таблицы целесообразно построить график. График этот мы назовем диаграммой потребных оборотов (рис. 225). На построенной диаграмме потребных оборотов хорошо видно, что в интервале скорости от 147 до 90 км/час между числом оборотов и скоростью существует почти прямолинейная зависимость. Минимальные обороты совпадают с экономической скоростью. Во втором режиме происходит резкое увеличение числа потребных оборотов. 196 Таблица потребных оборотов самолета У-2 с мотором М-11 V, км/ час п, об/мин 140 1560 130 1470 120 1390 100 1240 90 1150 80 1 120 70 1200 65 1300 -•к Диаграмму потребных оборотов можно построить различными способами, в том числе и на основании расчетов, что делается обычно при проектировании самолетов. Мы укажем только один способ, основанный на использовании кривой Пено для тяги, с нанесенными на нее характеристиками винтомоторной группы для разного числа оборотов (рис. 220). Беря на этом графике точки пересечения характеристик ВМГ с кривой Пено, мы видим, что характеристика, соответствующая 1600 об/мин., пересекает кривую Пено в точке, которой соответствует скорость 146 км/час. Это и будут потребные обороты для скорости горизонтального полета 146 км/час. Следующая характеристика для 1 500 об/мин дает пересечение с кривой Пено на скорости 132 км/час. Для 1 400 об/мин будет соответствовать скорость 120 км/час и т. д. Сравнением полученных таким образом чиьултцл 1700 1600 1500 1400 1300 1200 1100 1000 п -pact •ДЛК aMJ •••I*-»' 7&WA -•.•«II !• II I „__| иш ----- НИМИ II ---------- III------' .. •* А*"' , / / / s ?п.™х А f \ S Л •лещ Wfftiu Л w ^^^ 1 — -" / * t 60 70 80 90 WO 110 120 130 140 150 Укн/чы Рис. 225. Диаграмма потребных и располагаемых оборотов самолета У-2 с М-11. величин скорости с результатами летных испытаний, сведенных в таблицу и диаграмму оборотов (рис. 225), читатель может убедиться, что они вполне удовлетворительно согласуются друг с другом. При практических полетах на самолете У-2 можно встретить несоответствие между данными расчетными и указанными в диаграмме, что объясняется неточностью показаний, даваемых тахометром и указателем скорости, а также зависимостью результатов испытаний от соблюдения полетного веса и нормальных атмосферных условий. Знание потребных оборотов для всех характерных скоростей значительно облегчает пилотирование самолета. Поэтому можно рекомендовать каждому летчику напамять знать число потребных оборотов для всех характерных скоростей своего самолета. Для оценки летных качеств самолета имеет значение не только зависимость между потребными оборотами и скоростью, 197 но и зависимость между оборотами на полном газу и скоростью полета. Такая зависимость была найдена расчетным путем и приведена в § 89 под названием диаграммы располагаемых оборотов. Построение диаграммы располагаемых оборотов расчетным путем довольно хлопотливо и требует наличия графика коэфи-циентов мощности винта (- и характеристики мотора. Летчик не всегда располагает этими материалами для своего самолета, поэтому гораздо проще построить диаграмму располагаемых оборотов путем летных испытаний, что теперь обычно и делается. Техника испытания в этом случае сводится к приданию самолету различных скоростей, путем изменения угла атаки при работе мотора на полных оборотах. Полученные скорости и обороты сводятся в таблицу. Если условия были отличны от нормальных, то неизбежно внесение поправок. Для самолета У-2 с М-11 получена следующая таблица, выражающая зависимость между оборотами на полном газу и скоростью: V, км/ час 0 80 100 120 140 160 п, об/мин 1600 1610 1615 1625 1640 1700 На основании этой таблицы построена диаграмма располагаемых оборотов (рис. 225). На этой же диаграмме располагаем кривую потребных оборотов и получаем диаграмму, анялогичную кривым Пено. Вместо потребных и располагаемых мощностей кривой Пено на новом графике фигурируют располагаемые и потребные обороты. Как на кривой Пено в пределах диапазона скоростей режима горизонтального полета имелся избыток мощности, так и на этом графике можно обнаружить избыток оборотов. Измерение циркулем показывает, что наибольший избыток оборотов Дягаах соответствует VSK = 80 км/час и равен 490 об/мин. Во многих случаях для выявления летных качеств самолета пользуются диаграммой оборотов, что и будет сделано в дальнейших параграфах. . Преимущество диаграммы оборотов перед кривыми Пено заключается в том, что ее всегда легко получить в полете, в то время как построение кривых Пено требует значительных вычислений. 103. Полет на высоте Все изложенное о режиме горизонтального полета до настоящего момента относилось к полету у земной поверхности, т. е. мы условно считали, что высота полета Я—0 и плотность воздуха р ==----. Однако в условиях практики полеты обычно 198 совершаются на высоте порядка 1000 — 4000 и более метроб, поэтому необходимо разобрать вопрос о влиянии высоты на горизонтальный полет, принимая во внимание изменение массовой плотности воздуха. Согласно данным таблицы международной стандартной атмосферы, плотность воздуха с увеличением высоты уменьшается, и поэтому скорость горизонтального полета, потребная для поддержания самолета, должна увеличиваться. Для определения меры изменения скорости допустим, что у земли при плотности ро скорость для данного угла атаки будет V0, а на высоте Н при плотности воздуха ря скорость при том же угле атаки стала Ун. Определяя значения скоростей но основным формулам, будем иметь: °-|/~4ги у*~-1/ К= J7_ СУ?Н ' Возьмем отношение этих скоростей, разделив второе равенство на первое: V _н_ V, _4:_СуЪ_ q-Ctffj Сократив выражение под радикалом, окончательно получим: откуда VH ~va " V Ро Ря' VH = ц/ Ро Ря- Величина т/— называется высотным коэфицпентом скорости. Она показывает, во сколько раз скорость на высоте должна быть больше скорости у земли при условии постоянного угла атаки. По таблице международной стандартной атмосферы высотный коэфициент скорости у земли равен единице, но с увеличением высоты он возрастает. Задача. Вычислить скорость горизонтального полета VH на высоте 5000.«, если скорость у земли V0=200 км\час. Берем по таблице значение высотного коэфициента ,/' Ро _ РоООО = 1,3 и далее вычисляем по формуле Ун = 200-1,3 = 260 км/час, т. е. при том же угле атаки потребная скорость на высоте 5 000 м должна возрасти на 60 км [час, 199 Таблица высотных коэфициентов скорости Высота Высотный коэфициент скорости V— У Ря Поправка в процентах Высота Высотный коэфициент скорости 1 /-----У Ря Поправка в процентах 0 1 0 6500 1,400 40,0 500 1,023 2,3 7000 1,440 44,0 1000 1,050 5,0 7500 1,486 48,2 1500 1,077 7,7 8000 1,528 52,8 2000 1,103 10,0 8500 1,572 57,2 2500 1,130 13,0 9000 1,621 62,1 3000 • 1,161 16,1 9500 1,670 67,0 3500 1,191 19,1 10000 1,725 72,2 4000 1,223 23,3 11000 1,838 * 83,8 4500 1,255 25,5 12 000 1,987 98,7 5000 1,290 29,0 130СО 2,149 110,0 5500 1,329 33,5 14000 2,328 134,0 6000 1,363 36,3 15000 2,520 152,0 При полетах на высоте летчику необходимо помнить, что, несмотря на увеличение потребной скорости самолета, согласно увеличению высотного коэфициента, показания указателя скорости для каждого данного угла атаки остаются неизменными. Так, например, при полете с экономическим углом атаки указатель скорости будет на всех высотах отмечать экономическую скорость данного самолета, соответствующую нулевой высоте, а при полете с наивыгоднейшим углом — наивыгоднейшую и т. д. Особенно важно иметь это в виду при производстве различных аэронавигационных расчетов. Неизменность показаний указателя скорости с изменением высоты объясняется тем, что скорость на высоте возрастает как раз настолько, насколько это необходимо для сохранения аэродинамических сил. Неизменными на всех высотах остаются как силы Р и Q для данного угла а, так и разность давления в приемнике указателя скорости, т. е. в трубке Пито. Таким образом, поправочным коэфициентом здесь является также ]/—^-. Например, если на высоте 3000л* указатель скорости показывает Vn s = 150 км'час, то в действительности самолет имеет скорость: V, действ V. приб v ?р_ Р/7 действ =- 150-1,16 = 174 км,'час> 200 104. Мощность, потребная при полете на высоте Потребная сила тяги, как было уже ранее указано, от высоты полета не зависит. Логически это объясняется тем, что на любой высоте подъемная сила, потребная для уравновешивания веса самолета, должна оставаться постоянной; при этом условии лобовое, сопротивление также сохранит свою, соответствующую данному углу атаки величину. Следовательно; для сохранения равновесия сил потребная тяга должна остаться постоянной. Мощность, потребная для горизонтального полета с заданным углом атаки, с увеличением высоты возрастает во столько же раз, во сколько и скорость, т. е. пропорционально Обозначая потребную мощность у земли /V0, а на вы- 1/ Ро \ Ря соте -V7/, можно написать: N - ФУн — ф1/о I/ Ро Н ^~ 75 ~" 75 f Ря ,- ФУ0 так как /V0 = •• " , то окончательно выводим: "«-"•УЪ> т. е. потребная мощность на высоте равна потребной мощности у земли, умноженной на высотный коэфпциешп скорости. Задача. Определить потребную мощность Nff на высоте 5000 лс, если у земли она равна 300 л. с. Согласно таблице, высотный коэфициент: / РО _ 1 О ----- -=- 1,о. Ря = л/,1/-^ По формуле NH ~ -V0j/ ~ следовательно, NH = 300-1,3 = 3SO л. с. Чтобы иметь полную картину влияния высоты на горизонтальный полет, необходимо учесть, как изменяется с высотой мощность, развиваемая ВМГ на полном газу. Здесь нужно иметь в виду два случая: 1) полет на самолете при невысотном моторе; 2) полет при наличии высотного мотора. Из отдела ВМГ известно, что максимальная мощность невысотного мотора с увеличением высоты полета уменьшается пропорционально уменьшению коэфициента падения мощности мотора А. С другой стороны, мы знаем, что в области первого режима горизонтального полета меньшим мощностям соответствуют меньшие скорости и большие углы атаки, следовательно, максимальная скорость самолета уменьшается и угол атаки уве- щ личивается. Та высота, на которой избыток мощности равен, нулю, называется потолком самолета. Выше своего потолка самолет совершать горизонтальный полет не может из-за недостатка мощности. Скорость, соответствующая экономическому углу атаки, в условиях потолка будет больше, чем у земли, в 1/ -j-2- раз, в против- Г Ря ном случае подъемная сила не уравновесит веса самолета, и полет на указанной высоте окажется невозможным. Увеличение экономической скорости объясняется тем, что сила тяги, развиваемая мотором на полном газу на высоте потолка, равна силе iyj/.L. 100 90 80 70 60 50 40 30 2Q 10 А п~и H-2QQO Н*4000 Н=5000 / (/ --- ... — " __„ > V / - / н=о, ^ * ^*~ />• { < *—7 / .^ /3 s^ =20Ct ._••>• ^ ^ Л '/ '/ / s / s> ^ А & '<Л ^^ ^> ^ ^ f' ' ^^г -— •••" Н*4(%0 \ -=•2 А ^ *В**- 50 60 70 80 90 100 1W 120 130 140 150 Г*»/ыс Рис. 226. Высотные кривые мощностей самолета У-2 с М-11. ' тяги, потребной для экономического режима у земли. Иначе говоря, потребная сила тяги осталась неизменной. Влияние высоты на режим горизонтального полета может быть прекрасно иллюстрировано кривыми Пено для мощности, построенными для различных высот. Для этого необходимо значения координат кривой Пено Nn и V умножить на значение Ро У Рн для данной высоты. Кривая, построенная на новых координатах, будет подобна первой, но соответственно сместится вправо и вверх. На рис. 226 приводятся кривые Пено самолета У-2, построенные для различных высот. Что же касается кривой мощности ВМГ, развиваемой на полном газу, то известно, что влияние высоты скажется только на ординатах этой кривой, которые должны быть помножены т на коэфициент падения мощности А для данной высоты, т. е. уменьшены. Таким образом, кривая ВМГ опустится, уменьшив немного свою кривизну (рис. 226). По графикам видно, что правая точка пересечения высотных кривых смещается влево и вниз по сравнению с прежней. Это означает, что максимально возможная для горизонтального полета скорость будет на высоте меньше, чем у поверхности земли, а угол атаки соответственно больше. Высота, при которой кривая ВМГ окажется касательной к кривой потребной мощности, является предельной высотой для совершения горизонтального полета и будет его потолком. "ы 6000 4000 3000 2000 WOO 0 А5С Поп WOH ^ / "" I / / 1 ^ *кр>лт1 2 ^ \ Дроссельная :арактерцстш (0 -360 - ?4/7 \ V / Г 320 -?/?/? s N / << Рас: ъд п тдрс тел, мой i/1/i/ •280 — О Л/1 V, / < *? — \ ^^. *•* 250 -240 / Racxo д по бнеи - '.ней ~220 1100 1200 1300 1Ш 1500 1600 1700 ШОПоб/мин Рис. 230. Характеристики мотора М-11. атаки, поэтому, казалось бы, и километровый расход бензина будет в этих условиях наименьшим. Совершая полет с наименьшим километровым расходом бензина, мы могли бы с данным запасом горючего покрыть наибольший путь. Но дело в том, что почти все самолеты будут иметь наименьший километровый расход бензина и наибольшую дальность полета не на наивыгоднейшем угле атаки, а обычно на несколько меньшем. Объясняется это тем, что, во-первых, часовой расход бензина на 1 л. с. мотора меняется с изменением числа оборотов, и обычно минимальный расход бензина получается не на тех оборотах, которые потребны для полета с наивыгоднейшим углом атаки, а на больших оборотах. Во-вторых, КПД ВМГ неодинаков при полете на разных углах атаки: 205 максимума он достигает не на наивыгоднейшем угле, а обычно при углах атаки, соответствующих максимальной скорости/о-ризонтального полета. / Вследствие указанных свойств ВМГ, минимальный килощ&про-вый расход горючего получается на скорости, несколько /больше наивыгоднейшей. Скорость эта называется крейсерской; Ей соответствует наибольшая дальность полёта с данным: запасом горючего и наибольший радиус действия-'самолета. / N/I.C 106 r*-L-1еЛС -i -27Z? -^/7 -250 9ЬП ,i— ^* )•• ^ *P tf\ <^ ^ ^ / / f / j / / / f зпь/ошпиа рохзан 4 Т / j f l\ т - / \ / / / 1 — / — / > — / t / 500 7* Ч/ / У t> WcxoB *8лит р/час "\ 1 ^ I — ш Расход по 8нешн. t \ / i / ! / Щ) \ *1 "Si j г I 4 / \ ** .f M n— !«-« -— •* — , 18U V L "| ^ » •J ». MM / 9Ш1 •M •e* \ 1 \ > I ^ т ч f I у / счи 77/7 № - т \ > I I s / ? ' I ' ,< / t,uU ??n А i \, •h ,/ / ш 1 » .' i •«^ •+T ** biill 91П Is i Г \Pacxod A td(> отельной ш> ^. rf»-' 7 i I ?/U ?nn *** / i I i I iiUU '* i I i 1100 ! 1200 1300 то 1500 Рис. 231. Характеристики fBOO 1700 1b мотора М-17ф. ООПоб/мин Крейсерскую скорость самолета и соответствующий ей километровый расход, а также километровый расход горючего для любой скорости режима горизонтального полета можно найти графическим путем, но для этого нужно иметь: 1) характеристики мотора с удельным расходом горючего на 1 л. с. ч. (рис. 230 дает такие характеристики для мотора М-11, а рис. 231—для мотора М-17ф) и 2) диаграмму потребных оборотов для режима горизонтального полета (рис. 232). 206 \ Располагая этими графиками, составляют сначала таблицу часового расхода горючего при полете на разных скоростях и оборотах, поступая следующим образом: задаваясь скоростью полета, например ЛОО нм!час, по диаграмме оборотов находим, что для полета на Угой скорости noHfat*. требуется 1240 об/мин. Теперь поо\_ переходим к характеристике мотора и находим по дроссельной кривой (так как мотор 'задрос-селирован), что 1240 рб/мин соответствует мощность мотора 50 л. с. Далее по дроссельной кривой удельного расхода находим, что при этих оборотах расход бензина на 1 л.сл. составит около 310 г. Имея на валу мощность 1700 1600 !500 1400 1300 1200 11ОО 1000. 0 / / / / / / \ / — ^ -^ 0 70 SO 90 100 ПО 120 130 Н0 150 V KM/4QC Рис. 232. Диаграмма потребных оборотов для самолета У-2. ^ - 50 л. с. и расходуя по 310 г на 1 л. с., будем иметь часовой расход: a = A/M-Cfi = 50-310 = 15500 г/час, или 0=15.5 кг/час, где а — часовой расход и Се — расход на 1 л. с. Для скорости полета 110 км/час найдем: п -= 1 310 об/мин; Л/м = 57 л. с.] Се = 280 Тогда л. с. ч. а = 57 -280 ^16000^16 кг/час. Таким же образом вычисляем таблицу расхода горючего. Таблица расхода горючего самолета У-2 с М-11 V, км /нас Потреби, обор., п Мощность мотора NM по дрос. кривой Удельный расход горючего Се, г /л. с. ч. Часовой расход а, кг Километровый расход Ь, кг /км 70 1200 45 332 14,5 0,207 80 (эк) 1 120 39 S60 14,0 0,175 SO 1 150 42 350 14,6 0,162 100 1240 50 310 15,5 0,155 110 (крейс) 1310 57 280 16,0 0,146 120 1390 67 264 17,7 0,147 130 1470 80 245 19,6 0,150 140 1550 96 233 22,5 0,160 150 1630 111 223 25,0 0,165 207 знание часового расхода горючего позволит определить должительность полета на любой скорости, если/имеется oi деленный запас горючего. Например, требуется опредеугить, какова продолжительность полета t самолета У-2 с полным бензиновым баком на скоростях 80 и 140 нмчас. / Запас горючего У-2 равен 71 кг, поэтому / 71 ' j ."**-• к 80 ~ Т4~~" ча( 140 :г::: <>9 -« "*" Чу/иУ М. Определить дальность полета {L, зная продолжительность полета t и скорость V, не составит труда. Очевидно: .'•v. 1 Найдем теперь дальность полета при двух взятых нами скоростях: LeQ = 5 • 80 = 400 км и 1Ш= 140-3,15=-442 нм. - N. Определить дальность полета можно и другим способом, а именно, узнав заранее километровый расход горючего Ь. Если а есть часовой расход бензина на скорости V, то очевидно, что расход бензина на 1 км пройденного пути будет равен частному от деления а на V. Таким образом: *, а ь = т. Пример. Определить километровый расход бензина на скорости НО км/час. Из таблицы находим, что скорости 110 км/час соответствует часовой расход 1 fi а = 16 кг/час. Следовательно, b = -------- = 0,146 кг/км. Последний столбец таблицы представляет собой километровый расход бензина для полета на разных скоростях, полученный подобным способом. Если проследить внимательно в таблице изменение часового расхода, удельного расхода и километрового, то мы увидим, что минимумы их не совпадают. Минимум потребных оборотов, мощности мотора и часового расхода имеем на скорости 80 км/час. Это — экономическая скорость, ей соответствует наибольшее время полета на данном запасе бензина. Минимум километрового расхода будет на скорости ПО— 111 кмIчас. Эта скорость — крейсерская, ей соответствует наибольшая дальность полета с данным запасом горючего. Наконец, на скорости 150 км/час мы имели бы наименьший удельный расход горючего на 1 л. с. ч. Однако при этом расход горючего на всю затрачиваемую мощность невыгодно возрастает. Наивыгоднейшей скорости 8$ км/час, на которой вы- 203 годнее всего работать самолету, не соответствует ни одного минимума. Это объясняется тем, что наивыгоднейшие условия работы мотора смещены в сторону значительно больших скоростей, и наиболее рациональное расходование горючего получается поэтому на скорости, лежащей в промежутке между наивыгоднейшей и той, которой соответствует наименьший удельный расход на 1 л. с. ч. С точки зрения наиболее рационального расходования горючего самолет был бы идеально хорошим, если его снабдить ВМГ, имеющей наименьший удельный расход на наивыгоднейшей скорости. Совпадение минимума работы, потребной для перемещения самолета на 1 км пути, и минимального удельного расхода горючего на 1 л. с. ч. дало бы еще меньший километровый расход и еще большую дальность полета. Дешевизна воздушного транспорта зависит от километрового расхода: чем он меньше, тем дешевле воздушные перевозки. Поэтому самолеты гражданского воздушного флота снабжаются такими ВМГ, у которых число оборотов, дающее наименьший удельный расход, близко к числу оборотов, потребному на наивыгоднейшей скорости. Вследствие этого у них наивыгоднейшая скорость мало отличается от крейсерской. На военные самолеты, в ущерб экономии горючего, ставятся ВМГ, выгоднее работающие при больших скоростях. Особенно резко это выражено у истребителей. У этих самолетов крейсерская скорость всегда заметно больше наивыгоднейшей. У самолетов же большого радиуса действия, как, например, дальние разведчики и бомбардировщики, ВМГ должны удовлетворять требованиям как наиболее рационального расходования горючего, так и хорошей работы на больших скоростях. Поэтому в отношении рациональности расхода горючего они имеют средние свойства между истребителями и самолетами гражданского воздушного флота. Определив километровый расход самолета для разных скоростей, не трудно найти дальность полета на любой из них, задавшись определенным запасом горючего. Очевидно, что дальность полета равна частному от деления запаса горючего на километровый расход. Например, определить дальность полета самолета У-2 на крейсерской скорости, если запас бензина В = 43 кг. Решаем: / — В — 43 __ ОПГ L ~ Т ~ ~ОД46~ — 2Уо КМ- Выразим теперь графически зависимость километрового и часового расхода от скорости полета (рис. 233), используя таблицу на стр. 207. Для практических расчетов на определение дальности и времени полета необходимо иметь такую кривую. Способ пользования ею не требует особых пояснений. Так как в практических расчетах приходится иметь дело с различными высотами, то можно построить на основании расчетов и летных испытаний самолетов кривые расхода для разных высот- Ц Теория авиации 209 В результате построения графиков расхода горючего на высоте мы будем иметь кривые изменения часового расхода, причем минимум часовых расходов смещается в сторону бо* ших скоростей. Километровый же расход остаётся почти Неизменным, поэтому мы будем считать, что .практически наибольшая дальность полета для самолета с неяысотным мотором остается почти одинаковой на всех высота^ Влияние изменения веса самолета, происходящего вследствие выгорания бензина, должно быть учтена при расчете дальних перелетов, так как в этом случае вес горючего может составлять более 30% веса самолета. Изменение ^Геса самолета влияет как на потребную скорость, так и на потребную тягу, вследствие и кг/ч 26 24 22 20 /S 16 М 1? I 1 1 Часодой i рас. ход^ ^ I \ /Ни^ \~T~~ ------ 1 \ nuj*et правь <й 7 \ ^ / /рас ход 6CH3L 1HQ / / X / Y- f ^ / V 4 — """ Ч-.__ ^ / 'И CD с; ! с: 6 3 г. Ькг/кл 0.20 0.15 0.10 70 BO 90 100 110 120 130 MO 150 РМГщ 'зн * креис. Рис. 233. час этого при измененном весе и потребные обороты будут не те, которые нужны при полном полетном весе. Вес самолета непрерывно уменьшается в полете, поэтому потребная скорость, потребное число оборотов и километровый расход также непрерывно уменьшаются. Однако вести расчет дальности, принимая вес за переменную величину, довольно трудная задача, поэтому в практических расчетах оперируют с так называемым средним весом. Средний вес самолета берется с тем запасом горючего, который самолет имеет в середине пути. Расчет по среднему весу есть приближенный расчет, но точность его достаточна для обычных практических целей. Исключительно дальние перелеты, как, например, перелеты из Москвы через Северный полюс в Соединенные Штаты Америки, требуют специального расчета, выполняемого для переменного веса, причем результаты расчета сводятся в таблицу, которая указывает летчику, какую скорость, и какое число оборотов выгоднее всего держать через каждый час полета, чтобы иметь минимальный километровый расход. 210 \ Расчет для среднего веса сводится к следующему. \ 1. Произвести пересчет потребных скоростей. 2. Произвести пересчет потребных оборотов для среднего веса, исходя из потребных оборотов для нашего полетного веса. Пересчет делается по формуле: G..r «=«./-?, где п — потребные обороты при среднем весе, я0 — обороты при полном весе, Оср — средний вес и G0 — полный вес. Вывод этой формулы дан в последующих главах. Решим, например, каковы будут потребные обороты для самолета У-2, если его средний вес 855 кг, полный вес 890 кг, а начальное число оборотов //о = 1 340. Решаем: /855 ------ «1315 оборотов. 3. Составить таблицу потребных скоростей и оборотов для среднего веса. 4. По таблице потребных скоростей и оборотов составить таблицу расхода горючего для среднего веса. 5. Затем построить график расхода горючего для новых скоростей и найти *__--— х ш новую уменьшенную крейсерскую ^*^ скорость. Особый случай представляет собой расчет дальности при ветре. При наличии ветра нужно отличать две скорости самолета: 1. Скорость воздушную, которая представляет собой скорость самолета относительно воздуха. С этой скоростью нам приходится иметь дело главным образом в теории авиации; ее мы определяем по общим формулам теории. 2. Скорость путевую, представляющую собой скорость самолета относительно земли. С путевой скоростью приходится иметь дело главным образом штурману-аэронавигатору при счислении пути в расчетах дальности. При попутном или встречном ветре путевая скорость равна сумме или разности скоростей воздушной и ветра. Обозначив скорость ветра через w, будем иметь: V, = V±w. 3 Для попутного ветра берем в формуле знак плюс и для встречного— знак минус. В случае бокового ветра путевая скорость представляет собой замыкающую треугольника скоростей (рис. 234). Так как решение задачи о полете при боковом ветре относится главным образом к аэронавигации, то мы рассмотрим Н* 211 только расчет дальности полета при встречном ветре или по-/ путном. Основные соображения здесь таковы: ветер не меняе7 воздушной скорости и потребного числа оборотов, следовй-тельно, он не сказывается на часовом расходе бензина при полете с данным углом а. Ветер уменьшает или увеличивает путевую скорость и вместе с тем километровый расход. Найти километровый расход для полета против встречного ветра или при попутном ветре можно, взяв обычную формулу километрового расхода и заменив в ней V на V , тогда получим: /,_ JL— а V3 ~ V±w ' При пользовании этой формулой, следует не забыть перевести скорость ветра из м/сек в км/час, что достигается умножением скорости ветра на 3,6. а кг/ч ?ь • 1/ СЧ 20 / t'''S /'^' ? v /Г л ^ J 40 Л7 "^ ~~^s vy , '/ *?. «ь 0 s -;> / / / / о / ^' ' / / / / / -Ь-'"' 0 / S* t V ^ ( \ wl/p- _, .,., ,_,„_, 1 i '0 4 <о t - llf iO t >0 /i 90 h [l/ W / W it V Viufac w Va P Рис. 235. Задавшись определенной скоростью ветра, составляем таблицу километрового расхода при ветре и по ней отыскиваем ту воздушную скорость, которая дает наименьшее Ьт{п. Построив по таблице график, найдем искомую скорость с большей достоверностью, чем из таблицы, так как Ьт[п может лежать между значениями, имеющимися в таблице. Другой способ нахождения воздушной скорости, дающей при ветре наименьший километровый расход, заключается в том, что мы оперируем не с километровым расходом, а с часовым. Для этого пользуемся диаграммой одного часового расхода (рис. 235). Найти на диаграмме часового расхода крейсерскую скорость не составит труда: для этого необходимо найти на кривой часового расхода такую точку, которой соответствовало бы наименьшее отношение -у, а следовательно, и наименьший 212 километровый расход. Нахождение этой точки достигается проведением касательной из полюса; скорость, соответствующая точке касания, и будет крейсерской скоростью в безветрие (V } \ крейс/* Вспомним аналогичное нахождение наименьшего -^г- прове- у дением касательной к кривой Лилиенталя. * Наличие встречного ветра уменьшает все скорости У3 на величину w, поэтому в случае встречного ветра полюс графика следует перенести вправо на величину скорости ветра. В случае попутного ветра — на ту же величину влево, так как скорости увеличиваются. На чертеже взяты скорости ± а; =11,1, или ±40 клг/час, и получены два новых полюса: О- и О2. Для нахождения воздушной скорости, дающей наименьший километровый расход при встречном ветре, необходимо провести касательную из полюса О-, а при попутном — из О2. Полученные точки касаний укажут скорости V=130 км/час и V = — 100 км/'час. Таким образом, для достижения наибольшей дальности при встречном ветре 40 км/час летчик должен лететь со скоростью, превышающей крейсерскую, и выдерживать скорость 130 км/час (по указателю скорости), при этом он будет иметь: 1/3 = 130 — 40 == 90 км!час. Километровый расход: $ = •-^--=0,218 кг/км. При запасе горючего 71 кг это даст дальность: 71 L ~ "оДГв" ^ 326 нм* При взятом нами попутном ветре выгоднее всего держать скорость 100 KMt4ac, тогда 1/3 = 100 + 40 = 140 км!час и километровый расход Ъ = -щ- == 0,11 кг/км. С полным запасом горючего 71 кг самолет сможет иметь наибольшую дальность: L = --j-jj — 645 км. Таким образом, для достижения наибольшей дальности в без* ветрие полет должен совершаться на крейсерской скорости, при встречном ветре — на скорости большей, чем крейсерская; 213 чем сильнее встречный ветер, тем большей должна быть воз^ душная скорость. При попутном ветре воздушная скорость должна быть меньше крейсерской, но ни в коем случае не меньше экономической, как бы силен ни был ветер. В военной и почтовой авиации часто применяются полеты с возвратом без посадки. Расчет дальности полета с возвратом производится обычным способом, исходя из километрового расхода и учитывая время пребывания над целью полета. Сложнее обстоит дело при наличии ветра, дующего в какую-либо В \ Горизонт С GI Рис. 236. Схема сил при подъеме. сторону. Иногда думают, что при ветре затрата горючего на полет с возвратом не изменяется, так как ветер в одну сторону помогает, а в другую сторону вредит, и одно другое компенсирует. Однако это не так, ветер вредит более долгое время, нежели помогает, и потому в итоге расход горючего возрастает. Если летчик при полете против ветра будет лететь на большей скорости, а по ветру на меньшей, выгодность чего уже была указана, мы получаем некоторую экономию в расходе, но все же теряем по сравнению с полетом в безветрие. Боковой ветер также вызывает повышенный расход горючего. При совершении очень дальних полетов самолет попадает в самые разнообразные условия ветра, и потому часто бывает выгодно удлинить маршрут, отклонив его в сторону, с тем чтобы большее время 214 лететь по ветру, согласно общему характеру движения воздушных масс. Напомним, что воздушные массы имеют вращательное движение, поэтому отклонение от маршрута в одну сторону бывает выгодно, а в другую — нет. 106. Подъем самолета Режимом подъема самолета называется прямолинейный равномерный полет по наклонной кверху траектории. Угол, который составляет траектория с горизонталью, называется углом подъема 6. Угол атаки самолета при подъеме попрежнему определяется величиною угла а, составленного хордой крыла и траекторией полета (рис. 236). 107. Схема и взаимодействие сил При режиме подъема на самолет действуют в основном те же силы, что и при горизонтальном полете: 1) сила веса самолета G; 2) сила тяги винта Ф, составляющая некоторый восходящий угол с горизонталью, в простейшем случае равный углу подъема; 3) сила общего сопротивления самолета /?а, направленная приблизительно перпендикулярно к хорде крыла. Для осуществления режима подъема необходимо иметь два условия: 1) геометрическая сумма сил должна быть равна нулю: G + Ф + Я. = 0; 2) сумма моментов сил также должна равняться нулю: момент Ф + момент /?а = 0. Сила общего сопротивления самолета /?а может быть попрежнему заменена двумя составляющими: подъемной силой Я, направленной перпендикулярно к траектории подъема, и лобовым сопротивлением Q, действующим по траектории обратно движению самолета. Сила тяжести всего самолета G, как видно из чертежа, при подъеме получает положение, несколько наклонное к хвосту самолета, и поэтому может быть разложена по правилу параллело-грама на две составляющие силы Gt и G2, из которых первая направлена обратно подъемной силе Р, а вторая действует в том же направлении, что и сила Q. Для прямолинейности полета необходимо, чтобы сила Р уравновешивала составляющую веса: Р = О-. 215 Для постоянства скорости по траектории сила тяги винта должна уравновешивать сумму сил Q и G,2: 0=Q + C?a. На основании этих двух равенств не трудно сделать вывод, что, во-первых, потребная подъемная сила крыльев при установившемся подъеме должна быть меньше веса самолета G, так как она уравновешивает лишь его составляющую силу G,; во-вторых, что сила тяги винта Ф должна преодолевать не только лобовое сопротивление, но и часть веса, силу G2. Следовательно, сила тяги винта, обеспечивая поступательное движение самолета, частично принимает на себя функции поддерживающей силы и должна быть больше лобового сопротивления. 108. Скорость при подъеме Величина потребной скорости при подъеме Упод определяется из равенства: Р = 01 = С>,Р5^од. Определяя отсюда Упод, получим: V - 1/----------I V—- у CvP5 ' под Величина Gt нам пока неизвестна, и для определения ее обратимся к схеме сил (рис. 236). Угол, заключенный между силами G и G-, равен углу подъема б, так как по построению схемы их стороны соответственно перпендикулярны, и поэтому мы можем написать равенство: Gj^G-cosO. Подставляя это значение в формулу скорости и выделяя cos б, будем иметь: ____ v™=yijJF-v~^- Не трудно заметить, что в правой части равенства первый множитель представляет собой значение скорости горизонтального полета Vrop, а поэтому fm,= V .y/cos». Так как величина ]/cos6 всегда меньше единицы, то при условии одинаковых углов атаки потребная скорость при подъеме будет всегда меньше скорости горизонтального полета. Однако углы подъема обычных современных самолетов бывают невелики (не больше 10—И°), а для таких углов величина cos Q 216 весьма мало отличается от единицы. Поэтому при малых углах подъема скорость по траектории незначительно меньше скорости горизонтального полета, и в условиях практики можно считать, что они одинаковы. Лучшие истребители и рекордные самолеты обладают значительно большими предельными углами подъема, достигающими 25° и более, поэтому разница между скоростями подъема и горизонтального полета у них более существенна. Ниже приводится таблица значений j/cos8 для различных углов, подтверждающая справедливость только что сказанного. Угол подъема 6° 8° 10° 12° 14° 16° 18° 20° 22° 21° 26° 28° 30° Значения 0,995 0,990 0,989 0,985 0,980 0,979 0,975 0,970 0,950 0,954 0,943 0,938 0,927 I/cos 0 Пример. Пусть некоторый самолет, обладающий средней горизонтальной скоростью V— 160 км/час, поднимается под углом 6 =- 6°. Определим, как изменится при этом его поступательная скорость, если угол атаки остается постоянным. По таблице находим значение У cos 6° = 0,995. Далее по приведенной выше таблице определяем скорость при подъеме: Упол - 160-0,995 = 159 км/час. Таким образом, видим, что скорость при подъеме уменьшилась по сравнению с горизонтальной всего лишь на 1 км/час, чем в условиях практики можно пренебречь и считать, что скорости подъема и горизонтального полета мри одинаковых углах атаки равны. Поэтому по указателю скорости при подъеме можно ориентироваться так же, как и при горизонтальном полете. 109. Угол подъема Ранее было выяснено, что при горизонтальном полете избыток силы тяги винта (см. кривую Пенс для тяги) может либо находиться в скрытом состоянии, если полет совершается на уменьшенном числе оборотов мотора (малая скорость), либо он расходуется на увеличение скорости, если летчик увеличивает число оборотов. При подъеме же избыток силы тяги идет на уравновешивание части веса G2. Принимая лобовое сопротивление самолета Q при горизонтальном полете и при подъеме на данной скорости одинаковым, можно написать: Ф под «W + д ф- т. е. сила тяги при подъеме ФГ;ОД равна силе тяги горизонтального полета Ф плюс некоторый избыток силы тяги ДФ. Таким образом, набирать высоту можно лишь с теми углами атаки, при которых имеется избыток тяги. Составляющая веса G2 зависит от величины силы веса самолета и от угла подъема; 217 поэтому величина потребного избытка тяги находится в зависимости от тех же факторов. Чтобы установить эту зависимость, рассмотрим снова заштрихованный треугольник на рис. 236, откуда можно вывести, что Oa=Gsine или АФ = G sin б, L '....... - откуда . G ЛФ smo = -0- . Из этого равенства следует, что угол подъема самолета будет тем больше, чем больше ДФ и чем меньше вес данного самолета. Так как в полете для небольшого промежутка времени мы можем считать вес самолета почти неизменным, то в конечном счете угол подъема самолета зависит только от избытка силы тяги. Однако величина избытка тяги, судя по кривой Пено для тяги, в свою очередь зависит от угла атаки, или, что то же, от скорости полета. Поэтому угол подъема также зависит от угла атаки, причем каждому углу атаки соответствует определенный угол подъема. Наибольший избыток силы тяги, нам известно, получается при полете с экономическим, или близким к нему углом атаки, и поэтому при подъеме с таким углом атаки на полном газу самолет будет иметь наибольший угол подъема. Задача. Определить угол подъема 6 для самолета У-2при а=4° и С/=г830 кг, По кривой Пено лля тяги (рис. 220) находим запас силы тяги АФ при 1 600 об/мин для а = 4° как разность ординат располагаемой и потребной тяги. ДФ = 190— 120 = 70 кг. sin 8 = ^0.08. По таблице тригонометрических величин находим, что значению синуса 0,08 соответствует ^ 6 == 4,5°. 110. Вертикальная скорость подъема Вертикальная скорость подъема измеряется высотой, которую забирает самолет в 1 сек. Вертикальная скорость U представляет собой слагающую поступательной скорости УП0^ (рис. 237). Величина вертикальной скорости зависит от угла подъема и от скорости по траектории. Если известны угол подъема и поступательная скорость, то величина вертикальной скорости может быть выражена равенством: под ИЛИ 218 т. е. чем больше Упод и угол подъема 6, тем больше вертикальная скорость. Задача. Найти вертикальную скорость самолета У-2 при ^/а=4° и G=-890 Уг, По кривой Пено для тяги самолета У-2 находим V, соответствующую углу атаки 4°. V = 108 км/час, или 30 м/сек. Определяем далее АФ = 190 — 120 = 70 кг. Теперь мы имеем все данные для получения ответа: 70 и = 30 ' ~Ш = 2'36 м'сек' При достаточном летном опыте вертикальная скорость может быть приближенно определена в полете. Для этого нужно заметить по секундомеру и альтиметру, за сколько времени самолет и Горизонт Рис. 237. набирает определенную высоту. Частное от деления высоты на время и определяет величину вертикальной скорости. Например, если в 25 сек. самолет набирает 100 м высоты, то вертикальная скорость будет равна: ц =- .ню = 4 м!сек. 111. Мощность, расходуемая на подъем Для того чтобы поднять самолет, имеющий вес G, на некоторую высоту Н, необходимо совершить работу L, равную произведению силы G в килограммах на высоту И в метрах: L — G-H кгм. Если вертикальная скорость самолета при подъеме равна U, то это значит, что его ЦТ ежесекундно поднимается на высоту U, и секундная работа, или мощность, расходуемая на подъем, будет равна: N^—G-UKZAt/сек. Разделив правую часть равенства на 75 кгм1сек, получим мощность, выраженную в лошадиных силах: \j G-U ^под = IT Л- Л Эта формула совершенно ясно показывает, что мощность, расходуемая на подъем, изменяется прямо пропорционально изменению веса самолета и вертикальной скорости. Если до- 219 пустить, что мощность, расходуемая на подъем, и вес самолета G нам известны, то вертикальная скорость может быть вычислена из предыдущего уравнения решением его относительно неизвестного U: а=-^од'75 G Это равенство позволяет сделать следующие, весьма важные выводы: 1. Чем больше мощность, расходуемая на подъем, тем больше вертикальная скорость. 2. Чем больше вес самолета при данной мощности, тем меньше вертикальная скорость. 112. Баланс мощности при подъеме Из взаимодействия сил известно, что при подъеме сила тяги, развиваемая винтом, поглощается двумя силами: лобовым сопротивлением самолета Q и составляющей веса G2. Сила Q возникает в результате поступательного перемещения самолета, а сила С/2 — в результате его подъема. Отсюда вытекает, что и мощность, развиваемая ВМГ при подъеме, расходуется на перемещение самолета и на подъем. Мощность, расходуемая на перемещение самолета, как известно, изменяется в зависимости от величины угла атаки: при малых углах атаки и больших скоростях требуется большая мощность на перемещение, а с увеличением углов атаки она уменьшается, достигая минимума при экономическом угле атаки. Величина мощности, расходуемой на подъем, определяется величиной избытка мощности, т. е. разностью между мощностью, развиваемой ВМГ, и мощностью, расходуемой на перемещение. Чем больше мощность, развиваемая ВМГ, и меньше мощность, расходуемая на перемещение, тем больше остается мощности на подъем. Для того чтобы в полете достигнуть наибольшего расхода мощности на подъем, нужно дать полные обороты мотору и придать самолету тот угол атаки, которому соответствует наибольший избыток мощности. Таким углом атаки приближенно является наивыгоднейший угол. При этих условиях самолет дает наибольшую вертикальную скорость подъема: /; Д^шах-75 U___ — ------7^-----. max где A-Vmax — наибольший запас мощности. Величину избытка мощности для любого угла атаки можно взять из кривых мощностей данного самолета. Для примера 220 вычислим ?7max для самолета У-2 с М-11, вес которого 890 кг и кривая Пено дана на рис. 222. По кривой находим -^тах~35,2 л. с. и затем по формуле вычисляем: тт .___.о5«2'/о ~ л/-» / tfrnax^-igO-^2'96 ^CBK' Если летчик хорошо знает данные своего самолета и в частности ему известна величина скорости, соответствующей наивыгоднейшему углу атаки, то в условиях полета не трудно осуществить подъем с наибольшей вертикальной скоростью. Для этого нужно дать полный газ и плавным поворотом ручки на себя увеличивать угол атаки до тех пор, пока указатель скорости покажет наивыгоднейшую скорость. Точно так же можно ориентировать подъем с наибольшим углом, но для этого нужно, задирая самолет, довести поступательную скорость по указателю скорости до экономической. ИЗ. Указательница траекторий подъема Так как каждому углу атаки соответствуют вполне определенные значения ДА/ и АФ, то ему соответствуют также и определенные U, угол 6 и скорость по траектории V, которую приближенно считаем такой же, как и при режиме горизонтального полета. На основании выведенных ранее основных формул режима поцъемэ и кривых Пено для тяги и мощности мы можем составить таблицу значений V, угла 0 и U для различных углов атаки. Таблица режима подъема самолета У-2 с М-11 L* 1/под, м! сек U, м> сек L* sin в 1° 39,2 0,42 0,25' 0,007 2° 35,6 1,40 2°18' 0,040 4° 29,8 2,50 4045' 0,083 6° 26,6 2,85 6°05' 0,106 • 8° 24,1 2,90 6°45' 0,118 8,5° (нв) 23,7 2,95 6°53' 0,120 9о 23,4 2,85 7° 0,122 10° (эк) 22,1 2,74 7°07' 0,124 12° 20,7 2,50 6С54' 0,121 14° 19,6 2,15 6°43' 0,118 16° 18,9 1,84 6°20' 0,110 Пользуясь этой таблицей, можно построить так называемую указателъницу траекторий подъема, которая изображается 221 в виде кривой, очень наглядно характеризующей ход изменения основных элементов режима подъема (У, угол 6 и U) и позволяющей быстро определять величину этих элементов для любого угла атаки. Рис. 238 дает изображение этой кривой для самолета У-2 с М-11. Для построения указателышцы нужно взять прямоугольные оси координат и в желаемом масштабе отложить на горизонтальной оси значения поступательной скорости V км/'час, а по вертикальной оси — значения U м/сек. Затем, беря значения V и U из таблицы, построить треугольники скоростей для всех углов атаки, причем линии обычно не проводят, а ставят лишь точки в концах векторов, помечая их соответствующими углами атаки. Соединив точки плавной кривой, получают указательницу траекторий подъема. Для определения по указательнице угла атаки, которому соответствует наибольшая вертикальная скорость, нужно провести касательную к кривой, параллельную горизонтальной оса; точка касания даст наивыгоднейший угол а. Величина 1------Г------1------Г I ""I " I------1.....Г----г Г I, г 4 6 в Ю Ю Ц 16- 18 20 22 2Ь 2В 28 3U 32 J4 36 33 №.tjtoB Рис. 238. этого угла атаки определяется формой кривых располагаемой и потребной мощности. Длина перпендикуляра, соединяющего эту точку с горизонталью, определяет U, равную на нашей кривой 2,95 м/сем. Если из начала координат провести касательную к кривой, то точка касания даст близкий к экономическому угол атаки, которому соответствует, как видно, наибольший угол подъема (угол 6тах). Точки пересечения указательницы с горизонтальной осью определяют те углы атаки, при которых подъем самолета невозможен, так как весь избыток силы тяги и мощности расходуется на перемещение самолета. Траектории подъема, пересекающие кривую в двух точках, означают, что по одной и той же траектории можно совершать подъем на двух различных углах атаки, из которых один меньше экономического, а другой — больше. Отсюда происходит, подобно горизонтальному полету, понятие о двух режимах подъема, разделом которых является экономический угол атаки. Подъем на углах атаки, меньших экономического, относится к первому режиму; ко второму режиму нужно отнести углы атаки, большие экономического. Подъем на втором режиме мало устойчив и трудно управляем, так же как и горизонтальный полет. 222 Опасности второго режима при подъеме те же, что и при горизонтальном полете, но они осложняются еще тем обстоятельством, что потерять скорость на подъеме во втором режиме еще легче. В особенности неприятное положение может получиться в случае внезапной остановки мотора. Малейшее промедление со стороны летчика может повлечь за собой парашютирование, еще большее увеличение угла атаки, вследствие отклонения траектории вниз, и переход в штопор. Отсюда вытекает следующий вывод: ни в коем случае на малик высотах (менее 300 м) не переводить самолет при наборе высоты во второй режим. В заключение этого параграфа рассмотрим последовательно, что будет делать самолет, если перевести его из режима горизонтального полета на полном газу и максимальной скорости на подъем медленным и плавным выбором ручки на себя. Указательница траекторий показывает, что в начале выбора ручки будут расти и угол б и U. По достижении а.ш будет достигнута ?/тах. Дальнейший выбор ручки вызовет уменьшение вертикальной скорости U, но угол 6 будет все еще увеличиваться, вплоть до достижения самолетом угла, близкого к аэк. По достижении угла аэк начинается второй режим, и дальнейший выбор ручки вызовет уменьшение и угла подъема и вертикальной скорости, наконец, по достижении некоторого угла а самолет из подъема вновь перейдет на режим горизонтального полета, если только ранее этого не свалится на крыло и не перейдет в штопор. 114. Влияние высоты на вертикальную скорость. Потолок самолета Если самолет снабжен обыкновенным невысотным мотором, то по мере подъема на высоту избыток мощности уменьшается, а отсюда соответственно уменьшается и вертикальная скорость. Полагая угол атаки самолета за все время подъема неизменным , -- AW-75 и подставляя в формулу U = —^— соответствующие различным высотам значения Д-V, можно определить вертикальные скорости самолета.для любой высоты. Значения Д-V для различных высот берутся из кривых мощностей данного самолета, перестроенных на заданные высоты (рис. 226). На высоте, где избыток мощности приходит к нулю, подъем самолета прекращается, т. е. угол подъема и вертикальная, скорость также будут равны нулю. Эта предельная высота, кан известно, называется теоретическим потолком самолета. Установлено, что вертикальная скорость при подъеме изменяется приблизительно по закону прямой линии. Это нужно себе представлять так, что, например, на каждые 100 м приращения высоты вертикальная скорость уменьшается почти в одинаковой мере, Найдя ряд значений вертикальных скоростей на несколь- 223 Нм 4000 3000 2000 1000 ких высотах, можно построить график изменения вертикальной скорости с высотой, который в то же время позволяет определить приближенно абсолютный потолок данного самолета (рис. 239). Для построения графика берут оси координат и откладывают по горизонтали в желаемом масштабе значения вертикальных скоростей, а по вертикали — высоты; затем полученные значения вертикальных скоростей наносят на график и соединяют их плавной кривой линией. Кривизна линии получается столь малой, что с небольшой погрешностью ее можно считать прямой линией. Точка пересечения линии с осью высот Ям отмечает величину теоретического потолка, которому по графику будет соответствовать нулевое значение вертикальной скорости. Точка пересечения линии с горизонтальной осью относится к вертикальной скорости у зенли (Я-=0). Таким образом, график позволяет быстро определять величину вертикальной скорости на любой высоте от нуля до потолка. Подобный график может быть построен не только на основании теоретических расчетов, но и путем летных испытаний. Для этого в полете определяют наибольшую вертикальную скорость у земли и на высотах, например 1000 и 3000л*. Наносят на график точки, соответствующие данным высотам и полученным на них вертикальным скоростям, так же как это делалось при построении теоретической кривой, а затем соединяют все эти точки линией. Пересечение полученной линии с осью высот дает приближенный потолок данного самолета. На практике самолет теоретического потолка достигнуть не может; поэтому при испытаниях самолетов об их высотности судят 'по так называемому практическому потолку. Практическим потолком принято считать такую высоту, на которой вертикальная скорость составляет 0,05 вертикальной скорости у земли, т. е. ^я-0,056/0, где UH— вертикальная скорость па высоте практического потолка, UQ — вертикальная скорость земли. При этом практический потолок получается примерно на 5°/л меньше теоретического или абсолютного потолка. Потолок самолета зависит: а) от избытка мощности, б) от нагрузки на 1 м* крыльев; в) от аэродинамического качества самолета и от веса самолета. Чем больше избыток мощности, меньше нагрузка и больше качество, тем выше потолок самолета. В случае самолета с вы- 224 т? потом. ff V" , - -Прснт ПОШЛ&Н \ t1*" \05U0 \ 1 \ \ - i \ "% Рис. 239. сотным мотором потолок значительно возрастает, так ка# уменьшение избытка мощности начинается обычно с высоты 3000 — 4 000 ж. Следовательно, избыток мощности придет к нулю на большей высоте. Для того чтобы совершить наиболее быстрый подъем на высоту потолка, летчик должен вести самолет под углом атаки, соответствующим максимальной вертикальной скорости. Этот угол по мере подъема несколько увеличивается, приближаясь к экономическому, который будет иметь место на высоте потолка самолета. Истинная скорость полета при этом увеличивается, так как влияние плотности воздуха сказывается сильнее, чем увеличение угла атаки. По указателю скорости наблюдается уменьшение показаний, и, наконец, на потолке прибор показывает экономическую скорость такую же, как и экономическая скорость у земли. Подъем на высоту в кратчайшее время называют иногда подъемом на пределе. 115. Определение потолка методом числа оборотов Высоту потолка самолета весьма удобно рассчитывать методом числа оборотов. Значение этого метода заключается не только в простоте и наглядности самого определения потолка данного самолета, но и в том, что в условиях практики он ориентирует летчика в характере изменения числа оборотов на различных высотах и помогает в кратчайшее время подняться на высоту практического потолка. Для указанного расчета необходимо иметь диаграмму потребных и располагаемых о.боротов у земли для данного самолета. С поднятием на высоту, как уже известно, потребная скорость -I/~P°~ для данного угла атаки возрастает пропорционально I/ ~г~, т. е. VH = VQ л/~—. С другой стороны, мы знаем, что всякому изме- r Pfi нению скорости соответствует вполне определенное изменение потребных оборотов, что можно выразить следующим равенством: VH -i=V0—— . Таким образом, одну и ту же скорость VH мы выразили сначала через У0т/—, а затем через VQ—— . Прирав- ' г/У . У киваем эти два выражения: Vt Ро_ — \/ nJL 9н ~ ° ~ "о ' Произведя сокращение, определяем потребные обороты пн для данной высоты: пн ~ "о у~~ • Рн 15 Теория авиации 225 Следовательно, с увеличением высоты полета потребные числа оборотов для заданного угла атаки возрастают в той же мере, что и потребные скорости. Потребная тяга на всех доступных самолету высотах остается постоянной, так как факторы, определяющие ее величину, не зависят от массовой плотности воздуха (см. § 97). Итак, имея диаграмму оборотов по скорости для Н = 0, мы можем перестроить ее для любой высоты, для чего нужно лишь умножить скорости и соответствующие им обороты на Л/ ~- ' гН (рис. 240). Новые высотные кривые, как видно из рисунка, сместились вверх и вправо относительно друг друга. Располагаемые числа оборотов невысотного мотора с увеличением высоты незначительно уменьшаются, что приближенно определяется формулой: 60 70 80 90 ЮО НО /20 130 140 150 VkM/ш- Рис.240. Диаграмма потребных и располагаемых оборотов самолета У-2 с М-11 <для различных высот). ПН расп ~ П0 расп VAjr> г Ря где яЯрасп—располагаемые числа оборотов на высоте; яоРасп — располагаемые обороты у земли; А — коэфициент падения мощности на высоте. Пользуясь этой формулой, можно построить кривые располагаемых оборотов для различных высот. Эти кривые, очевидно, расположатся ниже исходной кривой располагаемых оборотов. Таким образом, по мере подъема на высоту потребные обороты возрастают, а располагаемые уменьшаются и, следовательно, уменьшается избыток оборотов, расходуемых, на подъем самолета. Та высота, на которой избыток оборотов придет к нулю, и будет потолком самолета. На высоте потолка кривые потребных и располагаемых оборотов оказываются касательными друг к другу в некоторой точке. Точка касания дает ту скорость и обороты, которые должен иметь самолет на высоте потолка. Для определения высоты потолка можно построить вспомогательную диаграмму изменения избытка оборотов и высоты, (рис. 241). Из приведенных рассуждений,можно сделать следующий важный для практики вывод. 226 Если летчик желает лететь на высоте с тем же углом атаки, что и у земли, то нужно обороты мотора увеличить в отношении т/—, причем в той же степени возрастет и действительная г г// скорость, а скорость по прибору останется постоянной. Таким образом, различие между горизонтальным полетом у земли и на высоте воспринимается летчиком только в связи с необходимостью увеличить обороты винта в отношении 1/-^-. г r/f Если имеется график изменения коэфициента падения мощности А и высоты и, кроме того, известны располагаемые и Нм 4000 зооо 2000 woo ..Потолон О <• "ТОО Ш 300 400 500 2Гл Рис. 241. Изменение избытка оборотов по высотам для самолета У-2 с М-11. •5/ /А 'мин потребные обороты у земли, то потолок можно определить, не пользуясь высотной диаграммой оборотов. Рассуждаем так. Потребные оборбты с увеличением высоты растут по закону «»=«./?• Обороты располагаемые уменьшаются приблизительно по закону . 11Н max - Я0 max у А Ро Ря На высоте потолка потребные и располагаемые обороты приходят к равенству, т. е. ПН потр ~~ ПН расп ' 15* 227 Тогда п i/-&-—'n \/А-^- "Опотр \ р// — Я0расп|/ л f// > откуда окончательно для высоты потолка получаем: 'Я0 потрУ_ д ^П0 расп/ Беря отношение оборотов при одинаковом значении —, наибольший потолок получаем при минимальной величине я0потр-Так, например, для самолета У-2 минимальные потребные обороты при горизонтальном полете у земли я0потр = 1120 об/мин, а располагаемые я0расп—1600 об/мин. Определяем А: А ( 1120 V _ г ^=(TSXT) = W- , По диаграмме изменения А (рис. 216) значению 0,5 соответствует высота приблизительно 4200 м, что и является теоретическим потолком самолета У-2. Из сказанного можно сделать вывод, что чем меньше минимальные потребные обороты горизонтального полета у земли и больше располагаемые, тем, очевидно, выше потолок данного самолета. 116. Барограмма подъема Одним из главных летных свойств самолета является его скоро-под^ьемность, т. е. минимальное время, потребное для набора данной высоты. Кривая, показывающая время подъема на различные высоты в пределах от нуля до практического потолка, называется барограммой. Если имеются данные изменения вертикальной скорости в зависимости от высоты, то построить приближенную барограмму не представляет трудности. Для этого нужно опреде-4 лить по графику рис. 239 вертикальные скорости для ряда высот, с таким расчетом, чтобы скорости отличались друг от друга не более чем в полтора раза. Пусть эти высоты будут: О, 1000, 2000, 3000 и т. д., и соответствующие им вертикальные скорости соответственно UQ, Ult U2 и т. д. Для более точного подсчета необходимо брать меньшие высоты. Так как эти скорости представляют собой переменные величины, то для каждого промежутка высот следует брать средние скорости, а именно — от 0 до 1000 м: jj _ U0+U,. Ucp- —у— , от 1 000 до 2 000 м: ср и т. д. 228 ?-,._ Ui+U* Если конечную высоту каждого промежутка разделить на среднюю вертикальную скорость, то получим время подъема. Для первой тысячи метров будем иметь: для второй -тысячи: ?_ — ** 1000 "ср 1 000 U' ср и т. д. Суммарное время подъема до практического потолка будет равно: 3* = *-+*2 + ... гооо 1000 5 Ю IS 20 ZS 30 35 ЬО 4.5 50 65 1ч. 5 Ю IStJHUH. Рис. 242. Барограмма подъема самолета У-2 с М-11, снятая в полете. Найдя время подъема, наносим его значение на график в зависимости от высоты и, соединив точки плавной кривой, получим искомую барограмму. На рис. 242 приведена полетная барограмма самолета У-2 с М-11. 117. Планирование самолета Режимом планирования называется прямолинейный полет самолета с постоянной скоростью по наклонным книзу траекториям. Траектории планирования принято называть глиссадами. Угол, составленный траекторией планирования (глиссадой) и горизонталью, называется углом планирования и обозначается буквой 6. Планирующий спуск может совершаться с выключенным и работающим моторо.м; на практике более всего применим спуск на малом газу, при котором, винт дает незначительную силу тяги- или совсем ее не дает. 229 118. Схема и взаимодействие сил при планировании При установившемся планировании с выключенным мотором на самолет действуют две основные силы: 1) сила веса G; ? 2) сила полного сопротивления самолета /?в (рис. 243). ъг- Рис. 243. Схема сил при планировании. Для осуществления режима планирования необходимо, чтобы эти две силы, действуя по одной вертикали, взаимно уравновешивались, т. е. • Я.--0. Сила полного сопротивления /?а может быть заменена составляющими ее подъемной силой Р, направленной перпендикулярно к глиссаде,-и силой лобового сопротивления Q, действующей параллельно глиссаде в сторону, обратную полету. При планировании сила веса G, как видно из чертежа, в свою очередь может быть заменена двумя ее составляющими Gi и С/2. Так как равнодействующие силы /?в и G находятся в равновесии, то, очевидно, и их составляющие также будут взаимно уравновешиваться, причем: а) для постоянства угла планирования подъемная сила должна уравновешивать силу Glt т. е. P = Gt; б) для постоянства скорости необходимо взаимное уравновешивание сил Q и G2, т. е. Q = С?2. Сила С/2, направленная по оси самолета >в сторону движения, заменяет теперь силу тяги винта, т. е. сообщает самолету поступательную скорость. 230 ** Если, изменяя траекторию, летчик поворотом ручки увеличивает угол планирования, то сила G2 возрастает, а сила G-соответственно уменьшается (рис. 244). Подъемная сила и лобовое сопротивление должны соответственно получить точно такое же изменение по величине; в противном случае установившееся планирование под большим углом 6 будет невозможно. С увеличением тянущей силы G2 поступательная скорость возрастает, а вместе с ней растет и лобовое сопротивление Q до тех пор, пока не будет достигнуто равенство Q = <-/2. В то же __ время сила G± уменьшается, и для сохранения нового увеличенного угла планирования подъемная сила должна уменьшаться в такой же мере. Уменьшение силы Р может произойти в данном случае только за счет уменьшения угла атаки. Таким образом, при нормальном планирующем спуске мы видим, что угол планирования, скорость и угол атаки находятся в определенной зависимости. Горизонт 119. Скорость планирования Для всех углов атаки при планировании самолета сила полного сопротивления JRa должна быть равна силе веса G. Это равенство определяет величину скорости, потребной для равновесия, и позволяет ее вычислить при любых углах атаки: Я - G = CoSV* n.iv откуда V»= /"- G c,?s с* Заменяя -$- обозначением нагрузки q, окончательно будем иметь: V =1/. пл Г Я сл? 231 Коэфициент полного сопротивления Са определяется по кривой Лилиенталя данного самолета по известному равенству -V С- + С1 с. тат Скорость планирования, как видно из формулы, зависит от тех же факторов, что и скорость горизонтального полета, а именно: а) она прямо пропорциональна У q ; б) обратно пропорциональна |/Са в) обратно пропорциональна }/р. 'а » Рис. 245. Формула скорости планирования отличается от формулы горизонтального полета лишь тем, что в нее вместо Су входит коэфициент Ся. Так как Са всегда больше Су, то оче- видно, что скорость планирования меньше скорости горизонтального полета с тем же углом атаки. При тех углах атаки, которым соответствует хорошее аэродинамическое качество, разница между СЛ и Су очень мала, и без большой погрешности можно считать, что скорость планирования и скорость горизонтального полета равны друг другу. Например, при -^=-10, 1/пл = 0,996 -Л/гор, а при^ = 6, У„ = 0,985-IV Однако при малых отрицательных углах атаки, соответствующих'крутому планированию, разница между Са и Су, а следовательно, и между скоростями горизонтального полета и планирования становится более существенной. Имея кривую Лилиенталя для данного самолета, не трудно определить тот угол атаки, которому соответствует наибольшая скорость планирования. Для этого нужно найти наименьшее Ся, так как, согласно формуле, чем меньше Ся, тем больше скорость планирования. Если из начала координат провести дугу круга, касательную к кривой Лилиенталя, то точка касания даст нам искомый угол атаки и соответствующий этому СЛ min, который является радиусом дуги (рис. 245). Наименьшая скорость планирования получается при угле атаки, которому соответствует Са тах. В области летных углов атаки наименьшую скорость дает критический угол. Углы атаки больше критического особого интереса не представляют, так как практически такое планирование на продолжительном отрезке времени не осуществимо. 232 120. Угол планирования, Для определения укла планирования, соответствующего данному углу атаки, обратимся снова к рассмотрению схемы сил. Из рис. 243 видно, что угол качества, составленный силами Р и -*?а, и угол планирования равны, как составленные взаимно перпендикулярными сторонами. •* Величина угла, заключенного между силами Р и /?а, зависит исключительно от аэродинамического качества самолета: чем качество лучше, тем этот угол меньше. Следовательно, угол планирования также зависит от аэродинамического качества самолета. Математически эту зависимость мы можем вывести из рассмотрения треугольника, образованного силами /?в и Р, где tge = ?, или tg 6=I». C.J, Последнее равенство можно переписать так: J_ •cv tge=^-. •v Здесь конкретно выражается зависимость угла планирования от качества самолета: чем больше знаменатель в правой части равенства, т. е. качество, тем меньше угол планирования. Так как каждому углу атаки соответствует определенное значе- с" < мне т^~> то» очевидно, от угла атаки будет зависеть и угол Г планирования. Наибольшее значение качества самолета (-?-] \ С-д:/max получается при наивыгоднейшем угле атаки, следовательно, при планировании, на наивыгоднейшем угле атаки достигается наименьший наклон глиссады, т. е. Z. 6mhl. Угол планирования не зависит ни от высоты полета, ни от нагрузки самолета, так как ни то, ни, другое не изменяет качества самолета (от увеличения высоты и нагрузки увеличивается лишь скорость по глиссаде). Для определения величины угла планирования в градусах нужно иметь таблицу натуральных значений тангенса и знать величину т^ Для данного угла атаки. Например, если самолет Ly планирует под углом атаки, которому соответствует аэродинамическое качество 8, то, согласно формуле, будем иметь: tg e = -i-= 0,125. 233 Этому значению тангенса соответствует приблизительно угол 7°. Имея кривую Лилиенталя для данного самолета, углы пЛа-нирования для любых углов атаки можно определить при помощи транспортира. Для этого нужно провести отрезок С« Для заданного угла атаки и измерить угол, который составит этот отрезок с осью Су (рис. 246). Здесь необходимо заметить, что кривая Лилиенталя должна иметь одинаковый масштаб для Су и Сх\ в противном случае угол планирования получится искаженным в большую сторону, если, масштаб Сх будет больше масштаба Су. Если из начала координат проведем касательную к кривой, то точка касания, как известно, определит наивыгоднейший угол атаки, и мы еще раз можем убедиться, что угол 6 при этом будет минимальным. Все углы атаки больше или меньше наивыгоднейшего дают более крутое планирование. Известно, что проведением секущей к кривой Лилиенталя можно найти два угла атаки с одинаковым аэродинамическим качеством и углом качества; поэтому планирование с этими углами атаки даст одну и ту же глиссаду. Однако поступательные скорости будут различны: для угла атаки меньше наивыгоднейшего скорость будет больше наивыгоднейшей, а для больших углов атаки — меньше ее. Возможность планирования по одной и той же глиссаде с различными скоростями приводит к понятию о двух режимах планирования. К первому режиму относится планирование с углами атаки меньше наивыгоднейшего и на больших скоростях; ко второму относится планирование с углами атаки больше наивыгоднейшего и на малых скоростях. Границей двух режимов планирования являются наивыгоднейший угол атаки и соответствующая ему скорость. Второй режим планирования на практике принято называть парашютированием. При парашютировании, как и при втором режиме горизонтального полета и подъема, самолет мало устойчив, слабо реагирует на отклонение рулей, вследствие чего парашютирование является режимом опасным, в особенности на небольшой высоте. При планировании самолета в первом режиме с увеличением угла атаки глиссада становится более пологой и скорость умень- ?34 Cf Рис. 246. Определение угла планирования по кривой Лилиенталя. шается, во втором режиме увеличение угла атаки вызывает немедленный переход на более крутую глиссаду и уменьшение скорости. Возможная крутизна парашютирования зависит от того, насколько вообще самолет обладает свойством устойчивости и управляемости. Так, например, самолеты с повышенной устойчивостью и управляемостт ю позволяют производить парашютирование на углах атаки вплоть до посадочного. Самолеты же, обладающие пониженной устойчивостью и управляемостью, такого парашютирования не допускают и имеют тенденцию значительно раньше сваливаться на нос или на крыло. В условиях практики об угле планирования летчик судит по наклону капота относительно линии горизонта, по продольному уклономеру и по указателю скорости. Если известны угол наклона фюзеляжа т, угол атаки и угол установки крыла, то угол планирования будет: в = т + * — ауст при а>ауст и в = Т — а + ауст при а<ауст. К таким выводам можно притти в том случае, если считать, что углы 6 и у по сравнению с подъемом отрицательны. 121. Дальность планирования Дальностью планирования с данной высоты Н называется расстояние, которое проходит, самолет над земной поверхностью в горизонтальном направлении. Дальность планирования зависит от высоты, с которой оно начато, и от величины угла планирования: чем больше высота и меньше угол планирования, тем дальше спланирует самолет. На рис. 247 наглядно изображено изменение дальности планирования с данной высоты при разном наклоне глиссады. Рис. 248 иллюстрирует зависимость дальности планирования с различных высот, но с одинаковым наклоном глиссады. Зависимость между 9, высотой Н и дальностью L можно вывести математически из треугольника (рис. 249), сторонами которого являются высота, дальность и глиссада. Предположим, что нам известны высота полета Н и угол планирования 6, тогда можно написать: -^ А п T—tgQ; но мы знаем, что tgQ=4-, су сх 235 и поэтому откуда _//_ L С ' -У. Т - - И ' • cv JL, — — it' с. Итак, дальность планирования равняется высоте над данным местом, умноженной на аэродинамическое качество самолета. Чем лучше аэродинамическое качество, тем больше дальность планирования с данной высоты. Наибольшая дальность планирования любого самолета достигается при наивыгоднейшем угле атаки, так как в этом ^^ N -<^ ч ^-ч. -»,_. N, \ ^ * X ^ ^ *-., х •*••,_. >. "-,. ^"--ч,^ ч •^ ~*^ ч *-.. **--. f N *^< /""•^ ^ х fa ^^ fe^**^ "if I L J <- . • i, -fc rf ..... 1* ' , $>в,>вг Kt,1г радиусом 20 км, и в его распоряжении для посадки окажется площадь, равная —^=1257 км2, а с высоты 3000 м— 55^ = = 2 827 км*. Некоторая потеря высоты и площади, доступной для приземления, всегда получится ввиду неизбежных разворотов, но, имея огромные площади приземления с высот 2000 и 3000 м, летчик может отыскать удовлетворительную посадочную площадку и совершить посадку без аварии. В случае ветра весь Рис. 250. Конус планирования. конус планирования смещается в сторону ветра, что необходимо иметь в виду. 122. Вертикальная скорость снижения При планировании самолет ежесекундно теряет некоторую высоту. Эта высота, или путь, пройденный самолетом по вертикали в 1 сек., является мерой вертикальной скорости снижения. Условимся обозначать ее% буквой U. Вертикальная скорость зависит от угла планирования и от поступательной скорости: чем они больше, тем больше вертикальная скорость. Это достаточно ясно видно из рис. 251, где U\ > U, так как V.-->V-. и »,>е. .- . Если известны скорость планирования и угол 6 при данном угле атаки, то величину вертикальной скорости не трудно определить графически при помощи линейки и транспортира. Для STorOj задаваясь определенным масштабом, нужно из какой-либо точки О (рис. 252) провести отрезок скорости планирования Упл под данным утлом 6 к горизонтали. Проекция Упл на вертикаль, на которой нанесен наш масштаб, даст вертикальную скорость U. Зависимость между V^, 6 и U может быть уяснена из формулы: . й_ и sin о — -г? , пл откуда 238 tf-V.--.sine. Таким образом, мы снова видим, что U зависит от Упл и угла б. При расчете планеров определение вертикальной скорости имеет огромное значение, так как качества планера как пари- "---,?, •1 ---?_ 1 ПГ~^--а*ы и В<81 V или U — с* l/_i_ ~ О ' Г Р • В этой формуле величины р для данной высоты и q можно считать постоянными. Единственной переменной величиной, зависящей от угла атаки, нужно считать: М^4- -/а Т Г6 а Величина эта для планера и самолета должна считаться как бы коэфициентом вертикальной скорости, так как именно она устанавливает функциональную зависимость U от угла атаки. Она очень напоминает аэродинамический коэфициент мощности, с которым нам пришлось встретиться при изучении режима горизонтального полета, но разница вся в том, что С С коэфициент —зт- заменен коэфициентом —зх—. При тех углах Су* Са2 атаки, которым соответствует высокое аэродинамическое качество (а планеры летают обычно именно при этих углах), разницей между С* и Су можно пренебречь, что обычно 240 и делают. Тогда получим упрощенную формулу вертикальной скорости: 11 - Сх Л/ 'Т и — ' с3- 1 ьу г р Анализируя формулу, можно сделать следующие выводы. Для достижения при планировании возможно меньшей вертикальной скорости необходимо, чтобы: 1) вся конструкция в целом имела возможно меньший коэ- фициент —,*- , что достигается соответствующим подбором про-Су* филя крыла и хорошим обтеканием; 2) наименьшая скорость снижения получалась при планировании с экономическим углом атаки [так как ему соответствует минимум величины коэфициента сх С3'' При этом минимуму нагрузки на 1 м2 q соответствует минимум U\ уменьшив q в 4 раза, мы достигнем уменьшения U в 2 раза, и т. д. На высоте скорость U возрастает пропорционально увеличению высотного коэфициента скорости. 123. Пикирование Если самолет планирует на большой скорости иод углом более 45°, то такой вид планирования называется пикированием. Наиболее характерным видом пикирования является отвесное или вертикальное, т. е. когда угол 6 достигает 90° (рис. 253). Для осуществления отвесного пикирования самолет должен быть поставлен в такое положение, чтобы угол атаки был близок к углу нулевой подъемной силы. Как видно из чертежа, фюзеляж самолета .в этом случае имеет небольшой отрицательный наклон относительно вертикали. При отвесном пикировании на самолет действуют следующие силы: 1) вес самолета G, с направлением которого совпадает траектория пикирования; 2) сила лобового сопротивления самолета Q, действующа..' вертикально вверх; 3) отрицательная подъемная сила стабилизатора Рст; 4) силы Р! и Р2, имеющие взаимно противоположные направления и заставляющие работать крылья на скручивание. При отрицательных углах атаки, превышающих угол нулевой подъемной силы, сила Р\>Р% и, следовательно, при сложении они дают некоторую равнодействующую силу, направлен- ную в сторону 16 Теория авиации силы Р}. При угле атаки нулевой подъемной 241 Mr *- силы Pj = P2, тогда они представляют собой пару сил и равнодействующей не имеют. В положении отвесного пикирования самолет должен иметь угол атаки немного больше угла нулевой подъемной силы, так как только в этом случае возможно уравновешивание горизонтальных сил. Силы РСТ и Р2 параллельны и действуют в одном направлении. При сложении они дают равнодействующую, равную их сумме (Рст + Р2). Для отвесного, прямолинейного пикирования необходимо, чтобы равнодействующая РСТ + Ро уравновешивала силу Р-: _ РСТ ~Ь Р% = PI- Из наших рассуждений видно, что при отвесном пикировании крылья имеют небольшую подъемную силу, но для самолета в целом подъемная сила равна нулю, так как РСГ + Р1 + Р2 = °- В начале пикирования сила Q откуда ' Ъ-уУтт- Таким образом, зная первоначальный вес самолета G и соответствующую ему скорость V, не трудно вычислить потребную скорость К- для любого другого веса G-. Задача. При нормальном полетном весе 0 = 890 кг наивыгоднейшая скорость самолета У-2 равна 86 км/час и посадочная—70 км/час. Как изменяются эти скорости, если вес самолета увеличен до Gl — 990 кг. Вычислим скорость: не 86 / Посадочная скорость 'пог = 70 У 990 890 990 890 =-91 кмI час. = 74 км! час. Из приведенных расчетов видно, что при увеличении веса самолета на 10% потребные скорости увеличиваются приблизительно на 5%. 255 Совершенно аналогично решаются задачи для случаев уменьшения веса самолета. Ниже приведена таблица изменения потребной скорости AV в процентах, вызванного изменением веса (ДС?), также выраженным в процентах. , + АО, о/о + ДК,% -АО, о/о -AV-0/0 / 10 5 10 5 20 9,5 20 10,5 30 14 30 16,5 40 18 40 22,5 50 22,5 50 29,5 60 26,5 60 37 70 30 70 45 80 34 80 55 90 38 90 ^ 68,3 Этой таблицей можно воспользоваться также для определения потребных оборотов при новом весе самолета. Из предыдущего известно, что между потребной скоростью ^ V\ п\ и числом оборотов существует соотношение —у- ~ — , т. о. во сколько раз увеличено число оборотов, во столько же ра , увеличится скорость полета. у С другой стороны, мы ранее установили, что -у = Если принять равными левые части этих уравнений, то равны будут и правые, т. е. 1/А г G «1 •< ... п I/G' -& Следовательно, при изменении веса самолета потребные обороты и скорость изменяются совершенно одинаково. Например,! если по таблице ДО возрастает на 40°/0, то число оборотов надо увеличить на 18%', отчего скорость возрастет тоже на 18%. Пользуясь этим правилом и имея диаграмму оборотов по скорости для нормального веса, мы можем построить целый ряд таких же диаграмм для различных весов, как это и сделано на рис. 263. Если на :-ту же сетку нанесем кривую располагаемых обо-| ротов, то точки пересечения ее с кривыми потребных оборотов определят изменение максимальной скорости горизонтального полета для различных полетных весов.. При этом мы замечаем, j что влияние изменения веса на максимальную скорость относи-! тельно невелико. 256 Скорости при наборе высоты и планировании имеют совершенно такую же зависимость от веса самолета, как и скорости горизонтального полета. 2. Изме-нение потолка. Высота потолка самолета сильнейшим образом зависит от полетного веса. Приближенные расчеты показывают, что увеличение веса самолета на 10% вызывает снижение потолка до 700 — 800 м. Рассматривая влияние изменения плотности воздуха и веса самолета на потребные скорость и обороты, мы найдем, что потребные скорость и обороты '1/J.L. и 1/ ^ V Р„ И Г G • изменяются прямо пропорционально Ря 1WO WOO 60 70 80 90 100 110 120 130 140 150 У*»/ь* Рис. 263. Диаграмма потребных оборотов самолета У-2 с М-11 для различных весов. Следовательно, для любой величины C?t можно подобрать такое значение ря, при котором у - _Р°_ Ря ,/GI У ~G~ т. е. влияния плотности воздуха и веса самолета ца летные качества его окажутся одинаковыми. Таким образом, в известном нам уравнении п&т\п __ -м / я '•—• •/ f\ П0 max } Ро Ря мы можем вместо |/ Ро Г Ptj- подставить равное ему / О, тогда, Ря — i - г G возведя обе части равенства в квадрат и решая уравнение относительно А, получим: >2 d 7Г АЦп^. \Л0 max/ 17 Теория авиации 257 Значение коэфициента падения мощности Л и соответствующую этому высоту потолка находим по графику рис. 216. Задача. Самолет У-2 при полетном весе G = 890 кг имеет потолок Н — 4 500 м. Определить высоту потолка, если полетный вес G^ = 990 кг. Решаем задачу по приведенному выше уравнению, подставив туда значения веса и оборотов: /1120 У 990 \ 1 600 ) ' 890 - ' Этому значению А по графику соответствует высота Н — 3400 м. Совершенно так же решается задача при уменьшении веса. 3. Изменение вертикальной скорости и угла наклона траектории при подъеме и планировании. Изменение полетного веса оказывает влияние на вертикальную скорость приблизительно в такой же степени, как и на высоту потолка. Поэтому для определения максимальной вертикальной скорости для нового полетного веса нужно найти сначала потолок и затем получить желаемый ответ, решив уравнение: л __- л HL LJ i — «_/ max EJ > f где ?/! — искомая вертикальная скорость; ?Лпа*—наибольшая вертикальная скорость у земли при нормальной нагрузке самолета; //! — высота потолка при данном весе; . Н—высота потолка при нормальном весе самолета. Взяв данные предыдущей задачи и зная, что ?Лпах = 2,95,^ находим: ^==2,95-||?- = 2,5 .*/«>«. V Максимальные углы подъема самолета для различных полетных весов можно найти, используя кривую Пено для тяги дан-i ного самолета. Известно, что наибольший угол подъема 6шах осуществляется! при экономическом угле атаки, которому соответствует макси. | МЗЛЬНЫЙ ИЗбыТОК ТЯГИ АФшах- С изменением полетного веса потребная тяга меняется про- у-> порционально -4- и потребная скорость — пропорционально ]/-?)-• Следовательно, если мы координаты точки кривой,^ соответствующие экономическому углу атаки, умножим соот-1 % и V'01 ветственно на -W- и I/ -~, то получим новую точку экономи-J ческого угла атаки. Разность ординат этой точки и точки pac-J полагаемой тяги для соответствующей им скорости даст избыток] тяги для нового веса (рис. 266). 258 Определив избыток тяги ЬФ{ для данного полетного веса Gl} решаем задачу по известной формуле: . л ДФ1 Sin б = ~G-i ; sin 6 находим по таблице тригонометрических величин. Задача. Вычислить максимальный угол подъема самолета У-2 при полетном весе G! = 990 кг. 1. По кривой Пено для нормального веса находим: Кэк= 80 км/час и Фэк = 108,5 кг (рис. 220). 2. Находим 1/1ЭК и Ф1Экдля полетного веса 990 кг: V. ]ЭК -801/"° -8(TW = 84 км/час', 990 ^19К= И».*-ggjj-= 120,7 кг. 3. Наносим точку экономического угла атаки для измененного веса на сетку (рис. 264) и определяем 4. АФ = 213 - 120,7 = 92,3 кг. ПО Ч sine=^--°'0934' /10-=;5022'. SO С°990иг G*U9Q& 'Ж 50 60 70 80 90 100 /Ш /20 130 140 № Vmfi Рис. 264. Определение АФтах для нового веса max самолета. Наименьшая вертикальная скорость планирования при изменении полетного веса изменяется по тому же закону, что и ско- /-р=г-—--. Другим фактором, влияющим на величину вертикальной скорости, является угол планирования, но при изменении веса угол планирования для данного угла атаки, как известно, не меняется. Следовательно, можно написать: U jmm С/, mm у ^L G 1Г 259 где Uimin и Umin — наименьшие вертикальные скорости при измененном и нормальном весах. При полетном весе самолета У-2 G} = 990 кг наименьшая вертикальная скорость планирования будет: ?Л mta = 2,59 /-щ == 2,71 м!сен. Значение ит\п находим по таблице режима планирования или по указательнице глиссад данного самолета. В. Влияние изменения сопротивления самолета Лобовое сопротивление самолета может значительно изменяться от подвески различных предметов снаружи самолета, от изменения формы деталей самолета, при установке или снятии обтекателей, при наличии убирающегося шасси и т. д. Вычисление летных данных самолета при изменении сопротивления обычно носит весьма приближенный характер, так как, кроме трудности определения коэфициента лобового сопротивления рассматриваемого предмета, не поддается еще точному учету взаимное влияние его и тех деталей самолета, около которых он расположен. Продувка моделей тоже не дает достаточной точности, хотя этим способом пользуются для внесения поправок на дополнительное сопротивление в кривую Лилиенталя и графики Пено для тяги и мощности данного самолета. Используя эти графики, можно повторить полный расчет полетных качеств данного самолета при измененном сопротивлении совершенно так же, как и для нормального случая. Для определения изменения максимальной скорости горизонтального полета при различном Сх самолета можно воспользоваться следующей формулой: д, _ Q-Vmax __ рС^^з *».. м~ Yj.75 т].75 » откуда _______ • 1/ _4/75'Ч'Ц« Vmax —- у рСх$ , где i\ — КПД винта и -VM — мощность мотора. Принимая для самолета У-2 Nu == 104 л. с. при 1 600 об/мин, •У) = 0,82, Сх = 0,025 и 5^33 м2, определим максимальную скорость в нормальных условиях: т/ -I/ 75-0,82-104 ЛА / ^ = V 0,125.0,025-зГ = 40 М'СеК' Пусть прибавилось сопротивление от некоторого предмета с площадью S1 и коэфициентом Cxl. Тогда, очевидно, макси- • 260 мальная скорость изменится и станет V- тах, а формула примет следующий вид: _ » / 75.--ЛГ,, У 1 max — р (C--S + CrfS,) ' Если разделить это выражение на предыдущее и произвести сокращения, то найдем более простое уравнение для максимальной скорости: т/ _1/ |/ ?-.3 I/! max — ^maxf/ CV6'+ C^S- ' Если Cvl-0,l и -?!-= 0,33 ж2, то т г лг\ъ/ 0,025*33 о г\ л» / Vt шах = 40 |/ 0;025.33 +0.1.0,33~ 39'6 **/***• • Посадочная скорость от изменения сопротивления самолета не зависит. Потолок для данного примера снизится на 80—100 м. Угол подъема и вертикальная скорость уменьшатся во столько же раз, во сколько и потолок. Угол планирования возрастет на 2—3%- \ ОТДЕЛ V НЕУСТАНОВИВШИЕСЯ ДВИЖЕНИЯ САМОЛЕТА 130. Случаи неустановившегося движения Помимо рассмотренных выше режимов полета, характерных постоянством скорости как по величине, так и по направлению, на практике также часто приходится встречаться и с неустановившимися движениями, при которых скорость меняется или по величине, или по направлению, или сразу по величине и направлению. Можно отметить следующие основные случаи неустановившегося движения самолета: 1) изменение скорости полета в одном из режимов; 2) переход из одного режима в другой; 3) все случаи криволинейного движения самолета, включая виражи и фигуры; 4) взлет самолета; 5) посадка самолета. Все случаи неустановившегося движения имеют характерную и отличительную особенность от режимов, заключающуюся в том, что силы, действующие на самолет, не находятся в равновесии, и равнодействующая всех сил не равна нулю, следовательно, имеется налицо какая-то свободная сила, которая является непосредственной причиной изменения скорости. В зависимости от характера этой силы, ее величины и направления будет соответственно меняться и скорость. Теория авиации и теоретическая механика дают возможность заранее предугадать характер изменения скорости при неустановившемся движении в зависимости от силы, его вызывающей. Все неустановившиеся движения характерны еще и тем, что при них развиваются инерционные силы, сосредоточенные в ЦТ самолета. 262 131. Зависимость между силой, массой и ускорением Всякое неустановившееся движение можно отнести или к ускоренному движению, если скорость увеличивается, или к замедленному, если она уменьшается. Если скорость растет, то говорят, что налицо имеется ускорение /, которое представляет собой прирост скорости в 1 секунду. Пример. Ускорение свободно падающего тела равно 9,81 м/сек; это значит, что через 1 сек. после начала падения оно будет иметь скорость V = 9,81 м/сек, через 2 сек. — 2-9,81 м/сек, через 3 сек. — 3«9,81, через t сек. — 9,81 •? м/сек. В общем случае V' — jt м/сек. Если в начале движения имелась начальная скоростьV0 м/сек, то через 1 сек. она возрастет на/ м/сек, через 2 сек. — на 2«/, через 3 сек. — на 3«/, через t сек. — на jt, тогда V,= V0+A В случае замедленного движения ускорение имеет обратное значение и берется со знаком минус, поэтому последнее уравнение для замедленного движения приобретает такой вид: Vt±V0-Jt. Второй закон Ньютона гласит, что ускорение, вызываемое силой, прямо пропорционально величине силы и обратно пропорционально массе, к которой эта сила приложена. Понимать это надо так, что масса, на которую не действует никакая сила, ускорения не имеет (закон инерции). Если же на массу действовать силой, то она приобретает ускорение (прирост скорости в 1 сек.) в направлении действующей силы, причем чем больше эта сила, тем больше и вызываемое ею приращение скорости. Сила, действующая в направлении, обратном движению массы, будет вызывать отрицательное ускорение или замедление движения, причем оно будет также пропорционально величине действующей силы. Инертная масса тела всегда оказывает противодействие активной силе, сообщающей ускорение (или замедление), причем это сопротивление, называемое сопротивлением инерции, по величине равно, а по направлению противоположно действующей силе. Так, например, при разбеге самолета по земле под действием силы тяги последней придется преодолевать не только лобовое сопротивление и трение колес о землю, но и сопротивление инерции массы самолета. При посадке, наоборот, лобовое сопротивление будет замедлять движение самолета, а сопротивление инерции — двигать его по траектории, заменяя тягу винта. В механике зависимость между ускорением, массой и силой дается следующим уравнением: где j — ускорение, ' F — сила; т — масса тела. Из этого уравнения следует, что если ускорение желательно иметь равным единице, то, очевидно, нужно на единицу массы действовать единицей силы. В физике единицей ускорения является 1 см/сек2, единицей массы — 1 г, а единицей силы — 1 дина = ~г, поэтому . 0 1 дина 1 см/сек2 = —.-----. 1 2 Если бы действовать на массу 1 г силой не в 1 дину, а в 5 дин, то ускорение было бы в 5 раз больше. В технике физическими единицами пользоваться неудобно ввиду их незначительности, поэтому ускорение надо выражать в м/сек3, 263 Силу в кг, и массу в технических единица* массы. ЕСЛИ прибегнуть к этому способу выражения, то будем иметь: 1/9 * KZ 1 м сек^ =------------------------- 1 техн. ед. массы или в общем виде: . •, F кг j м/сек- — т техн. ед. массы Нам уже известно, что одна техническая единица массы равняется 9,81 кг, поэтому, если масса тела дана не в технических единицах, а в весовых, для перевода килограммов в технические единицы нужно килограммы разделить на 9,81. Если, вес тела G кг, то масса G ' т = -г----- техн. ед. массы. У,о1 Подставляя значение т в формулу, получим: /=9,81-?. Задача 1. Каково будет ускорение движения самолета (в м/сек?) весом в 2 980/<:г, если тяга винта на 300 кг больше лобового сопротивления. Решение. 'у=9,81 ^j* I*/.** Задача 2. Каково будет замедление движения самолета весом 1 2СО кг, если лобовое сопротивление равно 400 кг, а тяга 50 кг. Решение. Свободная сила, замедляющая движение, будет равна разности 400 — 50 = 350 кг. Применяем формулу: -/= 9,81^»2,86 */с«А 132. Возникновение криволинейного движения При криволинейном движении направление скорости все время меняется, поэтому каждой точке траектории соответствует свое направление скорости. Считают, что направление скорости в любой точке криволинейной траектории совпадает с касательной траектории, проведенной в данной точке (рис. 265). Если сила, действующая на массу самолета, не совпадает ^.— ^мия с направлением дви- TpaeKf j жения, то, помимо из- Рис. 265. менения скорости дви- 264 Рис. 266. жения, будет меняться и направление движения. Допустим, что на рис. 266 мы имеем в точке О ЦТ самолета, причем стрелка V изображает величину и направление скорости в данной точке траектории. На массу самолета действует свободная сила F, не совпадающая с направлением движения. Каково будет ее действие? Для решения этого , вопроса разложим силу F на составляющие: одну в направлении скорости Ft и другую перпендикулярно траектории гс. Составляющая Ft будет ^ - вызывать увеличение ско---------~~ рости-в направлении, касательном к траектории в данной точке пути. Это ускорение называется тангенциальным. Величину тангенциального ускорения легко определить по формуле второго закона, подставив в нее значение /^..Тангенциальное ускорение влияет лишь на изменение абсолютной величины скорости, но не влияет на ее направление, так как в каждой точке пути оно совпадает с направлением скорости. Сила FC также будет вызывать ускорение, но перпендикулярное траектории, вследствие чего путь самолета под ее действием будет отклоняться от прямой и станет криволинейным. Так как сила /У будет всегда направлена к центру кривой, по которой движется самолет, то ускорение, вызываемое ею, носит название центростремительного ускорения. Центростремител ь н ое ускорение сказывается только на изменении направления скорости, но совершенно не сказывается на•ее величине. В курсах механики выводится следующая зависимость между центростремительным ускорением jc, скоростью по траектории V и радиусом кривизны траектории г: Рис. 267. • — V2 с г 265 Криволинейное движение самолета возможно лишь в том случае, если имеется центростремительное ускорение и сила, его вызывающая, называемая центростремительной силой. Если налицо имеется лишь одна свободная центростремительная сила /У, то под ее действием самолет будет двигаться по дуге окружности с постоянной окружной скоростью V (рис. 267). В механике устанавливается следующая зависимость между величиной центростремительной силы, скоростью V, радиусом круга г и массой самолета т: пт __ mV2 Гс - г ' , Из этого уравнения следует, что активная центростремительная сила, вызывающая движение по кругу, должна быть прямо пропорциональна массе самолета, квадрату скорости и обратно пропорциональна радиусу круга. Если центростремительную силу уменьшить, то радиус круга возрастет. Если увеличить скорость движения самолета V, при неизменной силе /у, то радиус кр^уга также возрастет. Если увеличить силу /у, не изменяя скорости самолета, то радиус кривой уменьшится. Массу самолета считаем все время неизменной. Если силу /у устранить вовсе, то самолет начнет движение по прямой, касательной к окружности, проведенной в той точке, где была устранена сила. Масса самолета, стремясь двигаться по прямой, касательной к окружности, подчиняясь своей инерции, оказывает пассивное сопротивление действию центростремительной силы. Это пассивное сопротивление инерции называется центробежной силой. Согласно третьему закону Ньютона о равенстве действия и противодействия, центробежная сила равна по величине и об-ратна по направлению центростремительной силе. Обозначая центробежную силу через Fc, можем найти ее величину по формуле: F _ GV* Гс ' г-9,81 • Необходимо помнить, что при всех криволинейных движениях самолета развивается центробежная сила, действующая до тех пор, пока существуют центростремительная сила и вызываемое ею центростремительное ускорение. Задача 1. Найти центростремительную силу в килограммах, действующую на самолет весом в 1 600 кг, двигающийся по кругу радиусом 300 м со скоростью 40 MJceK. „, 1 600-403 Гс = -т^м~ткг' Задача 2. Найти радиус круга, по которому будет двигаться самолет весом 2100 кг, имеющий скорость 60 м/сек, под действием центростремительной силы 700 кг, 266 Решаем уравнение относительно г. GV2 г — 9,81-/у ' Подставляем числовые значения: 2100.6С2 . 1Л1 г = 1Щ770(Г = 1 т м' 133. Импульс силы и количество движения В предыдущих параграфах мы видели, что инерционная сила всегда проявляется при изменении скорости движения самолета (как по величине, так и по направлению). Механика дает возможность определить величину возникающих инерционных сил в зависимости от того, как быстро изменяется скорость. Уравнение, которое дает возможность проанализировать эту зависимость, носит название уравнения количества движения. Выведем уравнение количества движения. Допустим, что самолет совершает равномерно ускоренное движение с ускорением/, тогда по прошествии ? секунд его скорость будет равна Vt = jt, если начальная скорость VQ = О, или Vt = VQ + jt, если V0 > о- Подставляя в первое уравнение скорости значение j из уравнения / = — , где /''—сила и т — масса, получим: V - F f У*--^'*> и освобождаясь от знаменателя: mVt = Ft. Левая часть этого уравнения носит название количества движения (mV), а правая часть (Ft) называется импульсом силы. Мы видим, что приобретенное самолетом количество движения равно импульсу силы. Подставляя значение/ во второе уравнение скорости, получим: vt=v, + -^.t. Освобождаемся от знаменателя m(Vt— V0) = Ft. Далее приводим уравнение к окончательному виду: mVt-mVv = Ft. Левая часть этого уравнения представляет собой приращение количества движения самолета, полученное им под действием импульса силы Ft. Силу F, производящую изменение скорости и создающую импульс, мы должны считать равной той инерционной силе, которую развивает масса самолета. Из уравнения количества движения не трудно определить, от каких факторов и каким образом зависит инерционная сила, равная F. Решаем уравнение относительно F: mVt — mVQ-Ft, отсюда mVf-.mV, m(Vt-VQ) f _ _ _ __ . Из этого уравнения следует, что как в случае ускоренного движения, так и в случае замедленного движения величина силы F зависит от скорости изменения количества движения или от приращения количества движения в 1 сек. Правая часть уравнения ———-----— представляет собой как раз 267 приращение количества движения в 1 сек, Очевидно, что чем быстрее изме- Vt—vo • няется скорость —-—-—— = у, тем сильнее будут проявляться инерционные силы. Вышеизложенное позволяет делать следующие весьма важные выводы: 1. Если скорость самолета в полете изменяется медленно, то инерционные силы невелики, и летчик их обычно не замечает. 2. Если скорость изменяется весьма быстро, то инерционные силы становятся очень большими, и они начинают иметь преобладающее значение над другими силами. 3. Инерционные силы могут стать как угодно велики в случае мгновенного изменения скорости. Таким случаем является случай удара. В самом деле, если в предыдущем уравнении полагать t = 0, то получим: m(l/,-l/0) _ О оо» Конечно, мгновенная остановка самолета бывает ли-шь в случае катастрофы, когда он ударяется о землю и разрушается именно инерционными силами, но и помимо мгновенной остановки мы имеем быстрое погашение скорости, например, при грубых посадках. В этом случае самолет также страдает и испытывает опасные деформации под действием тех же инерционных сил. Не только самолет, но и летчик подвергается действию инерционных сил, которые то стремятся сбросить его с сидения и столкнуть вперед в случае замедленного движения, то прижимают к спинке сидения в случае ускоренного движения, или могут смещать вбок и прижимать к сидению при криволинейных движениях. 134. Неустановившееся движение самолета, вызванное изменением тяги винта Допустим, что самолет совершает режим горизонтального полета, самолет центрирован, тяга проходит через центр тяжести и ее изменения не могут сказаться на угле атаки. Летчик, не изменяя положения ручка управления, добавил газ. Что должно произойти? Разберем последовательно все стадии воз- -,-_-_,=______?:-- Рис. 268. пикающего при этом неустановившегося движения. В первый момент увеличение тяги винта вызовет неравенство сил лобового сопротивления и тяги: ф-<3>о, возникнет свободная, неуравновешенная силаДФ=Ф—Qv которая начнет сообщать самолету ускорение, и скорость V начнет увеличиваться. 268 Вследствие увеличения скорости сверх потребной, начнет расти и подъемная сила Р, причем она станет больше веса G Появится избыток подъемной силы АР = Р— G. Избыток подъемной силы АР, ничем не уравновешенный и перпендикулярный траектории, будет играть в данном случае роль центростремительной силы и заставит итти самолет по кривой, изгибающейся вверх. На рис. 268 изображен самолет с неуравновешенными силами: ДФ, сообщающей тангенциальное ускорение, и ДР, сообщающей центростремительное ускорение. Пунктиром показано направление старой траектории, а сплошной линией — новая криволинейная траектория, получившаяся под действием силы ДР. Рис. 270. В начале криволинейного движения направление продольной оси самолета останется прежним, так как летчик не трогал ручки, но в следующие моменты ось изменит свое положение помимо воли летчика. Произойдет это следующим образом: самолет, идя по кривой, через несколько долей секунды окажется в новой точке кривой (рис. 269) и будет двигаться не по гори- 269 зонтали, а по касательной к кривой, проведенной в той точке, где он находится. Вследствие изменения направления скорости и отклонения вектора V вверх, при неизменном положении хорды, угол атаки самолета окажется уменьшенным, ЦД окажется смещенным вперед, и самолет начнет задирать нос кверху, стремясь сохранить прежний угол атаки. Произойдет вращение самолета вверх, помимо вмешательства летчика, и переход его на подъем. -„--«Г-А-- "e" fffffusaafo" ~~ Рис. 271. При задирании носа самолета вверх тяга винта становится негоризонтальной, и избыток тяги ДФ может быть разложен на две составляющие, одна из которых будет уравновешивать часть силы веса, а другая все еще будет сообщать тангенциальное ускорение. Дальнейшее движение по кривой будет сопровождаться все большим и большим задиранием носа самолета, причем все большая и большая часть силы ДФ будет уходить на уравновешивание части силы веса G2 (рис. 270). Рис. 272. Наконец, самолет займет такое положение на траектории, которому будет соответствовать равенство ДФ=С?2. Начиная с этого момента, скорость самолета начнет падать, некоторый избыток ее, приобретенный в начале кривой, будет быстро поглощен, и все силы придут в равновесие. Неустановившееся движение закончится, начнется режим подъема с тем же углом атаки, который был до изменения тяги винта. Что произойдет в том случае, если летчик, не трогая ручки, уменьшит тягу винта? Очевидно, сила Q будет больше Ф, появится избыток силы лобового сопротивления AQ, которое будет тормозить самолет, поглощая инерцию, стремящуюся двигать его с прежней скоростью. Движение из равномерного перейдет в замедленное, и 270 J' I скорость V начнет уменьшаться. Следствием уменьшения скорости явится уменьшение подъемной силы Р, которая станет меньше G. Появится неуравновешенный избыток силы веса ДО=(7 — Р, Этот избыток силы веса в начале неустановившегося движения будет выполнять функцию центростремительной силы и искривлять траекторию самолета вниз (рис. 271). Через несколько долей секунды самолет окажется в новой точке кривой, двигаясь по направлению касательной к последней, но ось его останется еще в прежнем положении, так как летчик не трогал ручки (рис. 272). Результатом перехода на новую траекторию (при неизменном положении ручки) явится увеличение угла атаки, смещение центра давления к хвосту самолета и самопроизвольное вращение самолета вниз (на нос), при этом самолет проявляет стремление сохранить прежний угол атаки. После поворота самолета вниз и перехода на новую траекторию силу G можно разложить на две составляющие: G^ и G2, так, как это мы делали, изучая планирование, причем сила G2 будет компенсировать недостающую тягу, а сила G- будет выполнять попрежнему функцию центростремительной силы. Самолет, двигаясь по кривой вниз, займет, наконец, такое положение, при котором силы вновь уравновесятся. Начнется режим планирования на малом газу с тем же углом атаки, который был до изменения тяги винта. Из рассмотренных двух случаев можно сделать следующий окончательный вывод. Изменение тяги винта, нарушив первоначальный режим самолета, приводит его к новому режиму без вмешательства со стороны летчика, но угол атаки остается прежним, если ручка управления не изменяет своего положения. 135. Неустановившееся движение, вызванное изменением угла атаки Самолет совершает режим горизонтального полета, и летчик, не трогая секторов газа, выбирает ручку на себя. Что в этом случае должно произойти? Оказывается, картина получится различная, в зависимости от того, будет ли ручка выбрана плавно и постепенно или рывком. Рассмотрим, что получится при плавном выборе ручки на себя. Прежде всего будет увеличиваться угол атаки, и если самолет летел в первом режиме, то это будет освобождать некоторый избыток тяги, а все явления будут протекать так же, как если бы летчик постепенно добавлял газ. Отличием будет только уменьшение скорости соответственно возрастанию угла атаки. Самолет плавно перейдет на подъем с новым углом атаки. Инерционные силы при постепенном выборе ручки будут совсем неощутимы, так как скорость будет меняться также весьма постепенно. Совершенно иное произойдет при резком выборе ручки на себя. Быстрому, почти мгновенному, выбору ручки на себя 271 будет соответствовать почти такое же быстрое изменение угла атаки в сторону увеличения. Следствием увеличения угла атаки явится резкое возрастание подъемной силы и лобового сопротивления. Расчеты и опыт показывают, что в этом случае подъемная сила может быть увеличена в несколько раз (примерно в 3—5 раз), и эта увеличенная подъемная сила минус сила веса даст центростремительную силу. В несколько раз также возрастает лобовое сопротивление, и тяга винта не будет в состоянии его уравновесить. Вот здесь-то и проявляются инерционные силы, стремящиеся компенсировать недостаток тяги и двигать самолет по касательной к кривой. Чем резче изменение угла атаки, тем сильнее возрастает лобовое сопротивление и тем больше будет торможение самолета. Изменение количества движения самолета mVQ — mVt. будет также тем сильнее, чем больше тормозящая сила Q — Ф. Инерционная сила, компенсирующая недостаток тяги по уравнению количества движения, будет равна: О — Ф — mVo — mVt _ m(V0— vt) v t t Очевидно, чем сильнее изменяется величина °"7—-, тем больше будет инерционная сила. В условиях полета эта инерционная сила в несколько раз может превышать тягу винта на полных оборотах, и поэтому при переходе самолета на подъем часть ее может пойти на уравновешивание составляющей силы веса G2, действующей в направлении, обратном скорости. Так как избыток инерционной силы над лобовым сопротивлением в этих условиях может быть в несколько раз больше обычного избытка тяги, то и угол подъема и величина вертикальной скорости могут быть также значительно больше нормальных. Траектория, которую описывает при этом самолет, носит название „горки". Во время совершения горки для увеличения угла подъема и вертикальной скорости используется инерция самолета, которая не бесконечна, поэтому скорость самолета будет непрерывно уменьшаться, и если летчик во-время не позаботится отжать ручку от себя и уменьшить угол атаки, то он рискует перейти во второй режим, а затем довести самолет до абсолютной потери скорости. При абсолютной потере скорости подъемная сала и тяга не в состоянии уравновесить вес самолета, и последний начинает парашютировать с большими углами атаки, теряя устойчивость и управляемость. Обычно, если передержать самолет на горке, то он неуклонно переходит в штопор, из которого выводится обычными мероприятиями. Резким, выбором ручки на себя можно привести самолет в такое положение, при котором его продольная ось станет вертикально, и он будет совершать некоторое время восходящее движение но вертикали вверх. Такое движение самолета называется „свечкой" (рис. 273). 272 При совершении „свечки" подъемная сила оказывается ненужной, так как она, будучи перпендикулярной к траектории, искривляла бы ее. Поэтому, когда самолет задерет нос вертикально вверх, ручка должна быть отжата от себя из нейтрального положения. Движение по вертикальной траектории будет совершаться в этом случае по инерции и под действием силы тяги винта. В направлении обратном будут действовать вес и лобовое сопротивление самолета. В случае совершения „свечки" инерция самолета используется весьма быстро, скорость резко уменьшается, и обычно, поднявшись на высоту 100 — 200 м (в зависимости от предварительного разгона), самолет совершенно теряет скорость, после чего начинается его скольжение на хвост или клевок носом с последующим вхождением в один из режимов, который будет зависеть от положения, приданного рулю высоты. 'max Рис. 273. 136. Окончательные результаты, даваемые изменением угла атаки Проанализируем теперь неустановившееся движение, вызванное изменением угла атаки, и окончательное состояние самолета, к которому он должен в конце концов притти. Используем для этой цели кривую Пено. Здесь необходимо разобрать следующие случаи: 1. Самолет находится в первом режиме, ручка быстро выбирается на себя до положения, соответствующего второму режиму. 2. Самолет находится в первом режиме, и ручка резко от* жимается от себя, 3. Самолет находится во втором режиме, ручка отжимается от себя до положения, соответствующего первому режиму. 4. Самолет находится во втором режиме, ручка выбирается на себя. г Случай первый. На кривой Пено (рис. 274) отмечаем точку, соответствующую Za = 4°. С этим углом атаки самолет совершает режим горизонтального полета на скорости 108 км/час (или 30 м/сек). Разберем последовательно, к чему приведет бы- Jg Теория авиации 273 « 108 Рис. 274. vnitftac Рис. 275. Рис. 270, стрый выбор летчиком ручки до положения, соответствующего углу атаки 18°. Сейчас же после выбора ручки на себя угол атаки возрастет, и скорость окажется больше той, которая нужна для приданного угла атаки. Возникнет неустановившееся движение, и самолет будет делать горку (рис. 275). Совершая горку, самолет, как мы уже знаем, теряет скорость и, наконец, в некоторой точке А траектории приобретает скорость, соответствующую приданному углу атаки в 18°. Если бы тяга винта в этой точке соответствовала потребной тяге для ./а =18°, то в дальнейшем самолет перешел бы на режим подъема с _/я. =18°, т. е. оказался бы во втором режиме, но по нашим условиям образуется недостаток тяги ДФ (рис. 274), равный 151 — — 116 -= 35 кг. В силу этого режим подъема установиться не может. Силы не могут уравновеситься, так как самолет занимает положение с приподнятой вертикальной осью значительно выше предельного угла подъема 6тах. Рассмотрим действие сил на самолет в этой точке траектории (рис. 276). Сила тяги Ф будет меньше, чем сумма сил Q + G2, поэтому самолет и далее будет терять скорость, вследствие чего сила Р уменьшится и преобладающей силой явится Oi. Разность сил С?! и Р даст новую центростремительную силу, 274 обращенную внутрь кривой, отклоняющей траекторию книзу (рис. 277). Вследствие отклонения траектории вниз и начала парашютирования угол атаки а станет еще больше, чем следует при данном положении руля высоты. Поэтому ЦД сместится к хвосту самолета, и самолет начнет поворачиваться носом вниз, следуя за изгибом траектории. G,-P Рис. 277. ч Когда самолет пройдет точку перегиб^ кривой, он постепенно начнет приобретать скорость под действием составляющей силы веса G2, направленной по траектории, и тяги винта (рис. 278). Инерционная сила т/ в этом случае будет уже тормозить самолет, вследствие чего он не сможет сразу приобрести нужную скорость для равновесия сил Р и G^. До тех пор, пока скорость не увеличится в такой степени, чтобы Я и Gt стали равны, прямолинейное движение не будет возможно, а следовательно, невозможен будет режим полета. Но, находясь под действием ускорения, самолет в некоторой точке приобретает необходимую скорость, и, начиная с этого момента, будет воз- 18* 275 можеи режим полета. Обычно без вмешательства со стороны летчика самолет придет к режиму в разбираемом нами случае, совершив по причинам, о которых говорилось ранее, несколько продольных колебательных движений. Траектория получится при этом несколько волнистой, но в конце концов установится планирование самолета во втором режиме с работающим мотором. Рис. 279 дает всю траекторию, описываемую самолетом в разбираемом нами случае. Начальная скорость была 30 м/сем, ^а-=:40. Конечная скорость 18 м/сем, Za = 18°. Недостаток тяги 35 кг. Отсюда не трудно получить угол снижения. Очевидно, 35 кг = Go, тогда С2 sin8 Для самолета У-2 имеем: sin 6 = 35 880 = 0.04. Рис. 279. Находим по таблице, какой угол соответствует sin 6 = 0,04: L 6 = 2°18'. Таким образом, если из первого режима резким выбором ручки на себя перевести самолет на подъем с углами второго режима, то при недостатке тяги винта самолет, совершив первоначально горку под действием инерционных сил, придет к планированию во втором режиме с работающим мотором. Предо- 276 сгавляем читателям, следуя той же методике, разобрать, к каким окончательным результатам приведет переход из первого режима во второй, но при условии, что переход сопровождается освобождением избытка тяги. Случай второй. Допустим, что полет совершается с углом атаки, равным наивыгоднейшему (рис. 280). На скорости 90 км/час, или 25 м/сек, летчик отжимает ручку в положение, соответствующее L а — 1° и скорости 140 км/час, или 38,8 м/сек. Под действием руля высоты самолет повернется и примет _/а=1°, но скорость мгновенно не изменится. Получится несоот- ф ветствие между углом атаки и скоростью. Окажется налицо недостаток скорости: 38,8 —25-=13,8 м/сек. Недостаток скорости, при котором нет равенства сил Р и G и самолет начинает прова- ^o но Пм/чое лизаться, называется абсо- Рис. 280. лютной потерей скорости. Следствием недостатка скорости явится уменьшение подъемной силы, которая будет меньше веса, а также лобового сопротивления, которое станет меньше тяги. В результате разность сил G — Р даст центростремительную силу, изгибающую траекторию вниз, а разность .сил Ф— Q даст силу, сообщающую тангенциальное ускорение самолету (рис. 281). Самолет, отклоняясь от первоначальной траектории под действием центростремительного ускорения, будет иметь угол атаки несколько больший, чем это следует для приданного рулю высоты положения. Это вызывает смещение ЦД к хвосту и вращение носа самолета вниз соответственно изгибу траектории. Переход на наклонную траекторию вызовет уменьшение центростремительной силы, вследствие разложения силы веса на составляющие G^ и G2. Центростремительной силой будет являться теперь разность GI — Р. Силой, сообщающей тангенциальное ускорение, будет попрежнему тяга Ф плюс сила G2. Под действием силы Ф -f G2 самолет быстро приобретает недостающую скорость, вследствие чего растут силы Р и Q. Уменьшаются центростремительная сила GJ — Р и изгиб траектории, Вследствие увеличения силы Q уменьшается и 277 тангенциальное ускорение. Наконец, наступает момент, когда самолет достигнет такой скорости, при которой будут удовлетворены следующие равенства: Gt = Р и Ф + G2 == Q. Начиная с этого момента, будет возможен режим планирования, к которому самолет придет без вмешательства летчика, совершив несколько продольных колебательных и затухающих движений. Случай третий. Этот случай можно подразделить на два варианта. Первый вариант: летчик, находясь во втором режиме, не изменяя числа оборотов мотора, переходит отжиманием ручки от себя к таким углам атаки первого режима при полете, на которых с данным числом оборотов образуется некоторый избыток тяги. Второй вариант: летчик из второго режима переходит к таким углам атаки первого режима, при которых образуется недостаток тяги. Разберем сначала первый вариант. Отдавая ручку быстро от себя и придавая самолету м.алые углы атаки, летчик вызывает несоответствие между скоростью и углом атаки. Скорость оказывается недостаточной, и поэтому силы Р и Q резко уменьшаются. Сила G будет преобладать над Р, и разность G — Р . дает центростремительную силу, изгибающую траектории вниз, а разность сил Ф — Q дает силу, сообщающую тангенциальное ускорение. Налицо имеется абсолютная потеря скорости. Самолет в первые моменты как бы парашютирует, проваливается, что и вызывает несоответствие между углом атаки и положением руля высоты. Угол атаки будет несколько больше, чем это соответствует положению руля высоты. Результатом этого несоответствия будет смещение ЦД к хвосту самолета и опускание носа вниз. Необходимо помнить, что в некоторых случаях резкое отжимание ручни от себя во втором режиме может привести самолет к столь резкому парашютированию и к столь большому сдвигу ЦД по направлению к хвосту, что самолет делает резкий клевок вниз, быстро увеличивая скорость. Увеличение скорости сказывается на усилении действия рулей и еще большем стремлении самолета к пикированию. Быстро вывести самолет из пикирования в этом случае бывает довольно трудно, так как, приобретя инерцию вращательного движения, направленную вниз, он теряет ее не сразу. Особенную опасность представляет собой резкое отжимание ручки от себя, с целью набрать скорость в случае потери ее на небольших высотах. В этом случае клевок может окончиться тем, что самолет врежется в землю. Набирать скорость в таких случаях надо, давая полный газ и плавно отжимая ручку от себя. Если резкого клевка не получилось, то самолет, перейдя на нисходящую траекторию, быстро набирает скорость, при которой установится равенство сил Р и G-, но когда эти силы сравняются, то будет преобладание суммы сил Ф + G2 над Q, поэтому самолет будет еще увеличивать скорость, имея тангенциальное ускорение. Появляется новое несоответствие: увеличение скорости вызывает 278 увеличение силы Р, которая станет больше G^ разность Я — ?/t дает новую центростремительную силу, искривляющую траекторию вверх (рис. 282). В дальнейшем скорость будет уменьшаться, пока силы не придут в равновесие и не наступит режим подъема. Таким образом, переход из второго режима в первый всегда сопровождается вначале абсолютной потерей скорости, клевком самолета и потерей высоты, с последующим набором скорости и переходом на подъем. Если имеется избыток тяги, то установится режим подъема. Рис. 282. Изложим второй вариант. Вначале все происходит так же как и в первом варианте, но на подъем самолет не перейдет так как нет избытка тяги, а перейдет на снижение с работающим мотором. Предоставляем читателям самим проанализировать этот случай до конца. Случай четвертый. Допустим, что летчик совершает полет с экономическим углом атаки и затем, не изменяя числа оборотов мотора, выбором ручки на себя доводит угол атаки до 14°. Образуется несоответствие между углом атаки и скоростью, так как по инерции вначале самолет будет двигаться с экономической скоростью 80 км/час, или 22,2 м/сек, в то время как ^ а = 14° соответствует скорость 70 км/час, или 19,4 м/сем, Получится увеличение подъемной силы и лобового сопротивления пропорционально квадрату скорости. Подсчитаем величину этих сил для нового угла атаки 14° при прежней скорости 22,2 м/сек. Для самолета У-2 будем иметь; Р = Q = 880; Q = Ф == 279 — 107 кг. Вследствие увеличения скорости, обе эти силы возрастут пропорционально отношению: 22,22 _ 493 _ - qi ~ :чтк -" Ь^1- 19,42 376 В результате получим: Р=880-1,31 = 1 152 кг и Q = 107-1,31--= = 140 кг. Образуется избыток подъемной силы, равный: * 1152 — 880 = 272 кг. Этот избыток будет центростремительной силой, под действием которой самолет пойдет вверх. Избыток лобового сопротивления, равный 140—107 = 33 кг, будет тормозить самолет, уменьшая его скорость. Как только самолет перейдет на восходящую траекторию, явится сила G2, также тормозящая самолет, вследствие чего он быстро теряет свою скорость. Когда скорость станет настолько мала, что преобладающей силой будет не подъемная сила, а составляющая веса Glt самолет начнет парашютировать, искривляя траекторию вниз. Рис. 283. / — полет с экономическим а; // — ручка взята на себя: Р > G, Q > Ф; ///— самолет перешел на подъем: Р > (-V, Ф < Q+ О2, скорость падает, самолет кабрирует; IV — самолет перешел на снижение: Р •< GJ, Q < G2 -f Ф, самолет набирает скорость, силы близки к уравновешиванию, самолет подводится к режиму полета. На нисходящем участке траектории скорость вновь несколько возрастет, так как сила G2 будет действовать в направлении движения. Когды силы Р и (?,, а также Q и Ф-\- G.2 станут равными, будет возможен режим планирования самолета с работающим мотором, к которому он придет, совершив несколько продольных колебаний (рис. 283). Таким образом, резкий выбор ручки на себя во втором режиме приводит сначала к кабрированию и набору высоты самолета с последующей потерей скорости и переходом на снижение, 280 . 137. Ввод в планирование без начальной скорости с выключенным мотором В заключение исследования неустановившихся движений, вызванных мероприятиями летчика, которые заканчиваются вхождением самолета в один из режимов, необходимо разобрать ввод самолета в планирование без начальной скорости или, вернее, с очень малой начальной скоростью, так как последний случай встречается на практике несравненно чаще. Принципиаль- л. Ocb^9--' ---^г. &V Ы 'Ф&Ъ '(; -J Рис. 284. ной разницы в разбираемом случае не получится, будет ли начальная скорость равна нулю или вообще недостаточна для создания режима. Допустим, что в результате маневров со стороны летчика самолет, почти потеряв скорость, находится в положении, которое мы будем считать исходным (рис. 284). Скорость V мала; самолет парашютирует. Угол атаки велик, ЦД смещается к хвосту. Сила RgL создает пикирующий момент, Рис. 285. под действием которого самолет начинает поворачивать нос вниз, уменьшая угол атаки. Если разложить силу G на составляющие: G2 по направлению скорости V и Gi перпендикулярно к V, то G2 будет стремиться сообщить самолету тангенциальное ускорение. Разложив также силу /?а на Р и Q, мы увидим, что Р <;(/,, вследствие малой скорости, и Q<^G2, разность сил G-—Р создает центростремительное ускорение и изгиб траектории вниз, а разность Gz — Q будет увеличивать скорость самолета (рис. 285). 281 Через некоторый промежуток времени произойдет следующее изменение в состоянии самолета: 1) он переместится в новую точку криволинейной траектории; 2) угол атаки его уменьшится вследствие вращения под действием момента силы /?а; 3) ЦД несколько сместится к носу самолета; 4) скорость по траектории увеличится, вследствие чего увеличится сила /?а; 5) увеличится подъемная сила, вследствие чего уменьшится центростремительная сила Ог — Р, а вместе с тем увеличится радиус кривизны траектории; 6) увеличится лобовое со- ДХ? > <е, о < ог Рис. 286. противление, а вместе с тем станет меньше тангенциальное ускорение (рис. 286); 7) сила /?а изменит свое направление, вследствие изменения угла атаки и направления траектории. Спустя еще некоторый промежуток времени получится следующее интересное положение самолета, которое является переходным к новой стадии неустановившегося движения. Вращая нос вниз под действием момента силы /?в, самолет приобретает такой угол атаки, при котором ЦТ и ЦД окажутся совмещенными. Сила -9а окажется отклоненной от вертикали во внешнюю сторону траекторий, вследствие улучшения качества и поворота всего самолета (рис. 287). 282 .Найдем равнодействующую сил /?я и G по правилу параллело-грама, тогда получим силу F. Сила F окажется свободной силой, ничем не уравновешенной, которая будет сообщать массе самолета ускорение в направлении ее действия. Для удобства разложим силу на составляющие Fl по траектории и Fu перпендикулярно к ней (рис. 288). Составляющая Fu будет центростремительной силой, искривляющей траекторию, но уже не вниз, а вверх, вследствие этого, начиная с разбираемого нами момента, самолет начнет переходить на более пологую траекторию. Скорость по траектории все еще будет расти под действием силы F, Я. Ъ**в Рис. 287. Рис. 288. а поэтому и сила /?а также будет еще стремиться увеличиваться. Следующая стадия движения будет характерна тем, что самолет начнет поднимать нос. Причины этого явления заключаются в следующем: как только самолет изменит направление движения под действием центростремительной силы,/7-- и начнет переходить на более пологую траекторию, угол атаки от этого еще уменьшится; следствием дальнейшего уменьшения угла атаки явится смещение ЦД к носу самолета и возникновение кабрирующего момента со стороны силы _*?в (рис. 289). Вращение носа самолета вверх и изменение направления траектории скажутся на направлении силы /?в, которая теперь будет приближаться к вертикали. Уравновесить силу G сила /?в 283 способна только в том случае, если она вертикальна. Теперь эту тенденцию сила /?а как раз и имеет. Кабрируя под действием силы Ra, самолет начнет увеличивать угол атаки, вследствие чего ЦД будет смещаться в направлении от носа само- Рис. 289. лета к ЦТ, и силы /?а и G вновь окажутся совмещенными в одной точке (рис. 290). Если в этот момент сила /?в окажется вертикальной и равной G, то, совершив несколько продольных колебательных движений, самолет быстро войдет в режим планирования с тем /U -' С* Рис. 290. углом атаки, который соответствует приданному летчиком положению руля высоты. Но возможны и следующие случаи в изображенном нами моменте: 1. Сила /9а не вертикальна, но равна G. 2. Сила /?в вертикальна, но не равна G; G можно окончательно вывести: ^внр = ^гор V П, 292 "У ,\ « т. е. скорость, потребная на вираже, равна произведению скорости горизонтального полета при том же угле атаки на квадратный корень из перегрузки. Например, если перегрузка п = 4, то для увеличения подъемной силы_в 4 раза нужно увеличить скорость на траектории в 2 раза (j/4 = 2). Это особенно относится к минимальной скорости, на которой возможен вираж: V = V V~n вир miri гор min ' Желая сделать вираж, летчик должен в первую очередь обеспечить скорость полета не менее минимальной скорости виража предполагаемой крутизны. На практике в процессе перехода от мелких виражей к глубоким обычно, увеличивая газ, одновременно увеличивают угол атаки, так как при глубоком вираже с малым углом атаки потребовалась бы столь большая скорость для создания необходимой подъемной силы, какую самолет не в состоянии развить на полном газу. 144. Сила тяги и мощность на вираже Увеличение подъемной силы на вираже связано с возрастанием лобового сопротивления самолета; поэтому сила тяги, потребная для виража, должна быть больше, нежели при горизонтальном полете с тем же углом атаки. Для вычисления величины потребной тяги при вираже можно воспользоваться основной формулой лобового сопротивления: *.-. = ,m=C,PSV*n, вир гор ИЛИ Ф = Ф П ^вир' ^гор'Ь т. е. сила тяга, потребная для виража, равна произведению сил тяги горизонтального полета на величину перегрузки. Отсюда мы можем заключить, что сила тяги при вираже зависит от тех же причин, что и при горизонтальном полете, и, кроме того, от угла крена: чем больше угол крена, тем большая требуется сила тяги. Увеличение потребной силы тяги при вираже происходит путем увеличения числа оборотов мотора, т. е. за счет избытка силы тяги. Величина избытка силы тяги имеет решающее значе- 293 ни г при вираже: без избытка тяги горизонтальный вираж невозможен; чем больше избыток силы тяги, тем более крутой возможен вираж без снижения. Из рассмотрения кривой Пенс для тяги (рис. 220) мы видим, что избыток силы тяги изменяется в зависимости от угла атаки, и, следовательно, при вираже различным углам атаки будут соответствовать различные углы крена. Не трудно видеть, что предельно крутой крен правильного виража достигается при углах, близких к экономическому на полном газу, так как в этом случае имеется наибольший избыток-силы тяги, идущей на уравновешивание прироста лобового сопротивления самолета. Мощность, потребная для виража, легко определяется, если известны Фвир и Квир: Л/ ~ ' вир ;ВИР _ В_Ир^_ __ ™ГОр П *ГСф ' П 75 75 откуда "--Р-Л^УЯ'. т. е. мощность, потребная для виража, равна произведению мощности горизонтального полета на квадратный корень из куба перегрузки. С увеличением крена потребная мощность увеличивается. Глубокие виражи совершаются на полном газу, т. е. с расходом ,| полной мощности ВМГ. 145. Кривая Пено для тяги на вираже Так как значения скорости, тяги и мощности на вираже отличны от их значений для режима горизонтального полета, то а очевидно, что построение кривых Пено для ?яги и мощности | на вираже даст новые кривые, отличные от прежних, анализ которых, естественно, приведет к новым результатам. Не трудно заранее предугадать, что каждому значению перегрузки будут соответствовать новые значения VBHp и Фвир, и, следовательно, ^вир, согласно формулам: У„ип=Коо1/й; . вир вир N. вир гор фГоР«; Nm V* гор Задаваясь определенными значениями перегрузки, равными I 1,2; 1,4; 1,6; 1,8; 2 и 2,2, вычислим значения Ушр и Фвир самолета для ряда углов атаки и составим таблицу. Имея таблицу значений VBHp и Фвир, построим кривую Пено для тяги по тому же способу, как мы это делали при режиме горизонтального полета. Очевидно, что кривые Пено, построен- 294 ные на основании этой таблицы, будут смещены вправо на величину ]/ я, вследствие увеличения скорости, и вверх на величину п, вследствие увеличения тяги. Чем больше угол крена виража и чем больше перегрузка, тем сильнее будет смещение кривых. Таблица скорости и тяги, потребных на вираже в зависимости от перегрузки для самолета У-2 а п-1 р = о° п = 1,2 р=33°35' /2 = 1,4 (5=44°30' л = 1,6 р=51°19' л=1,8 р-=56°12' п=2 р = 60° п =2,2 р = 62°57' V Ф V Ф V Ф V Ф V Ф V Ф V Ф 1° 141 159 154,5 191 167 218 178 254 190 286 200 318 210 350 2° 128 140 140 167 151,5 196 162 224 170 252 181 280 190 307 4° 107 117 117 140 128 164 132 182 144 210 152 234 159 257 6° 97 111 106 132 114,5 155,5 123 177,5 130 200 137 222 144 245 8° 87 108 95 130 103 151 ПО 173 116,7 194 123 216 129 237 8,5° 85,4 106,3 93,3 128,4 101 148,8 -108 170 114 192 121 212,6 126 234 9° 83,3 106,7 91 128 98,5 149 106 171 112 193 118 213,4 122 235 10° 79,6 107 87 128,4 94 150 100 172 106,6 194 112 214 118 236 12° 74,6 114 81,5 137 88 159,5 95 185 100 205 105 228 111 250 14° 71 121 77,5 145 84 169 90 196 95 217 100 242 106 267 Перестроение кривых Пено для виража напоминает перестроение их для случая высотного полета. На рис. 298 приведен ряд кривых Пено для тяги самолета У-2, рассчитанных на перегрузки 1,2; 1,4; 1,6; 1,8; 2 и 2,2. Рядом с каждой полученной кривой указано, для какой перегрузки она построена. Самая нижняя кривая соответствует п = 1 и Z р == 0°, т. е. обыкновенному режиму горизонтального полета. Следующая за ней кривая, лежащая выше и правее, соответствует я=1,2 и Zp—33°35f. Пунктирные линии соединяют на различных кривых Пено точки, соответствующие одному и тому же углу атаки. Над каждой пунктирной линией указано, какому углу атаки она соответствует. По этим пунктирным кривым легко проследить, как изменяются потребная скорость и тяга на вираже для каждого угла атаки в зависимости от перегрузки. Например, возьмем кривую, помеченную 7°, и определим по ней, какая скорость и какая тяга будут нужны самолету на вираже с Z «—7° при перегрузках я— 1,4 и п == 1,8. Находим точку пересечения кривой угла .атаки 7° и кривой тяги для я—1,4. Из точки пересечения опускаем перпендикуляры на координатные оси и отсчитываем значения 295 V =107 км/час, Фвир=150кг. Для перегрузки 1,8 тем же способом получим Ушр= 123 км/час и Фвир=195 нг. Кроме того, пунктирные кривые дают возможность определить максимальную скорость на вираже, которую может иметь самолет с данным углом атаки, и приблизительно наметить величину предельной перегрузки, которую можно получить с данным углом. Возьмем тот же угол а = 7° и перегрузку я—1,6. Потребная в этом случае тяга равна 170 кг, 150 100 60 70 80 90 100 НО 120 130 140 150 160 1?0 ISQVKMJw 20 25 30 35 Рис. 298. 40 45 50Ул/сек а располагаемая тяга ВМГ около 190 кг, значит, имеется неиспользованный избыток тяги в 20 кг. Использовать его I можно, дав полный газ и соответственно увеличив скорость, не | меняя угла атаки. Очевидно, для нахождения скорости, при которой не будет избытка тяги на полном газу, надо найти точку пересечения кри- , * вой угла атаки 7° и кривой располагаемой тяги. Опуская из \* найденной точки перпендикуляры на оси V и Ф, найдем, что искомая максимальная скорость будет около 120 км/час при тяге 185 нг на полном газу. Рассмотрим еще один пример: требуется определить, какова максимальная скорость при вираже с _? а = 4° и примерно 296 какая при этом будет перегрузка. Находим точку пересечения кривой угла 4° с располагаемой тягой. Опуская перпендикуляры на оси V и Ф, получаем V—131 км/час при тяге около 180 кг на полном газу. Так как точка пересечения заключена между кривыми Пено для я—1,6 и л=1,4, то очевидно, что перегрузка в нашем случае будет 1,6>л>1,4 и близка к я=1,5. Отрезки кривых углов атаки, лежащие выше располагаемой тяги, не соответствуют горизонтальному виражу, так как для полета на скоростях, соответствующих этим отрезкам, тяги нехватит. Анализируя кривые. Пена, мы без труда можем притти к следующему заключению: чем больше перегрузка, тем меньше избыток тяги. Очевидно, при какой-то перегрузке избыток тяги равен нулю. Эта перегрузка будет максимальной, которую сможет развить наш самолет с данным углом атаки, и этой перегрузке будет соответствовать максимальный доступный самолету угол крена. Избыток тяги имеют все кривые Пено, для которых кривая располагаемой тяги является секущей. Не имеют избытка тяги кривые, которые не пересекаются с кривой располагаемой мощности. В нашем случае такими кривыми являются кривые Пено с перегрузкой л>1,8. Значит, максимальная перегрузка нашего самолета будет при вираже с _/р*57°. Через точку касания проходит- кривая _/ а = 10°. Таким образом, максимальный угол крена наш самолет сможет выдержать при вираже с ^/а-=100 на полном газу при скорости VrBHp= 108 мм/час. Исследуя нижележащую кривую для перегрузки п — 1,4, мы найдем уже две точки пересечения с кривой располагаемой тяги. Правой точке пересечения будет соответствовать вираж с _/ а = 2,8° на скорости 137 км/час, а левой точке Z<*=-•!8° и скорость 77 км/час. Таким образом, летчик, совершая вираж с перегрузкой 1,4, может менять угол атаки в пределах от 2,8 до 18°. Этому диапазону углов атаки будет при той же перегрузке соответствовать диапазон скоростей в пределах от 137 до 77 км/час. Совершая вираж с меньшей перегрузкой, летчик будет иметь больший диапазон углов атаки и больший диапазон скоростей. Так, виражу с перегрузкой 1,2 будет соответствовать диапазон скорости в пределах от 143 до 70 км/час и т. д. Из анализа кривых Пено на вираже можно сделать следующие выводы: 1. Вираж с наибольшим углом крена и перегрузкой можно совершать лишь с одним углом атаки, близким к экономическому, на полном газу и с одной только скоростью, близкой эк. вир ' 2. Вираж с углом крена и перегрузко.й меньше предельных можно совершать с различными углами атаки и на разных скоростях, регулируя соответственно число оборотов мотора. 3. Чем меньше угол крена, тем больше диапазон летных угл^ов атаки на вирцже ц тем больше диапазон скоростей. 297 4. Каждому углу атаки па вираже соответствует свой диапазон скоростей в зависимости от работы ВМГ\ угла крена и перегрузки. 5. Каждому углу атаки соответствует свой диапазон перегрузки. 6. Наибольший диапазон перегрузок соответствует тому углу атаки, при котором самолет способен выдержать наибольший крен. 146. Вираж в кратчайшее время и вираж наименьшего радиуса В предыдущих параграфах была выведена зависимость между радиусом виража и временем замыкания полного круга от скорости самолета и угла крена. Зависимость эта выразилась следующими уравнениями: г — 1/2 -9,81 tgp И t ---= 0 fi4 U'°4 tg (J ' Ни в первое, ни во второе из этих уравнений не входят величины, так или иначе связанные с конструктивными данными самолета. Если считать, что скорость и угол крена можно в известных пределах менять по собственному произволу, то г и t будут зависеть от этих величин. Независимость радиуса виража и времени t от конструктивных величин объясняется тем, что самолет на вираже подчиняется общемеханическим законам, управляющим криволинейным движением и справедливым для всех видов транспорта. Для доказательства этого рассмотрим случай движения мотоциклиста по гоночному трэку. F, 5Жлт ЯГ---- у ^v Г Рис. 299. Трэк делается всегда наклонным внутрь поворота, чтобы центробежная сила не выбросила мотоциклиста из круга. На рис. 299 приведена схема сил, действующих на мотоциклиста о Г- * /Л V2 при движении по кривой: rg — центробежная сида, равная -у, 298 О- сила нового веса, прижимающая мотоциклиста по нормали к трэку. Угол р есть угол крена, аналогичный углу крена самолета. Уравнения перегрузки, радиуса и времени замыкания полного круга оказываются совершенно одинаковыми как для самолета, так и для мотоциклиста, железнодорожного вагона и автомобиля, двигающегося по кругу. Пример с мотоциклистом приведен здесь для того, чтобы как можно резче подчеркнуть то положение, что самолет на вираже прежде всего подчиняется общемеханическим законам, а его аэродинамические качества определяют лишь доступные пределы кренов и радиусы виражей. Если сравнить, как делают вираж два самолета, совершенно различные по своим аэродинамическим' и конструктивным данным, но с одинаковой скоростью Квир и углом крена р, то окажется, что, несмотря на все свои различия, они будут иметь одинаковый радиус виража г и время замыкания полного круга t. Объясняется это тем, что в формулы, выражающие г и t, кроме постоянных числовых множителей, входят лишь две переменные величины: Квир и tgp. Но совершенно другие результаты получаются при оценке этих различных в аэродинамическом отношении самолетов, если мы будем рассматривать их с точки зрения маневренности. Маневренность самолета считается тем большей, чем меньше у него время замыкания полного круга t и предельный радиус круга, а также чем больше предельный угол р. Эти предельные величины будут зависеть от аэродинамических и конструктивных данных самолета. Для того чтобы выяснить, как влияют аэродинамические и конструктивные данные на предельные (допустимые для данного самолета): угол крена Ртах, минимальный радиус виража rmin и минимальное время замыкания полного круга ?min, найдем их для самолета У-2, используя формулы г и /, а также графики Пено для виража. Для решения этой задачи прежде всего необходимо построить график зависимости времени t от V и угла р. Используем для этого формулу t = 0,64 —--•, придавая произвольные значения углу р от 10 до 85°, а также и скорости V в пределах от 20 до 70 MJceK. Вычислим значения t и составим соответствующую таблицу (см. таблицу на стр. 300). Эта таблица позволяет строить график зависимости t от V при любом значении угла р. Не трудно заранее предугадать, что, считая tgp величиной постоянной для определенного угла крена, зависимость t от VBHp выразится на графике прямой линией. Наклон прямой, выражающей эту зависимость, будет различным при разных углах крена: чем больше угол крена, тем меньше будет наклон прямой. Рис. 300 дает графическую зависимость t от -V при углах крена от 10 до 80°. По оси 299 ординат отложены табличные значения t, по оси абсцисс — значения V. Каждая линия обозначена углом р, для которого она построена. . V Таблица значений ^=0>64-—5" tgtj ^\ ? V ^\ вир ^\^ в м/сек ^\^ 10° 20° 30° 40° 45° 50° 55° 60° 65° 70° 75° 80° 850 20 73 35,0 22,5 15,3 12,8 10,8 9,0 7,4 6,0 4,6 - _..--._ — -.. 25 91 44,0 28,0 19,1 16,0 13,5 Н,2 9,3 7,5 5,8 4,3 2,8 1,4 30 109 53,0 33,3 23,0 19,2 16,2 13,4 11,1 9,0 7,0 5,15 3,4 1,7 35 127 61,5 39,0 26,7 22,4 19,0 15,7 13,0 10,4 8,2 6,0 4 2,0 40 146 70,0 44,5 30,5 25,6 21,5 17,0 14,8 12,0 9,3 6,9 4,6 2,2 45 164 79,0 50,0 34,3 28,8 24,3 20,0 16,7 13,4 10,5 7,8 5,2 2,5 50 182 88,1 55,5 38,0 32,0 27,0 22,4 18,5 15,0 11,6 8,6 5,8 2,8 55 200 97,0 61,0 42,0 35,2 30,0 24,6 20,4 16,4 12,8 9,4 6,3 3,1 60 218 106,0 67,0 46,0 38,4 33,0 26,8 22,2 18,0 14,0 10,1 6,8 3,4 65 236 114,0 72,0 50,0 41,6 35,0 29,1 24,0 19,4 15,2 11,2 7,4 3,6 70 • 255 123,0 78,0 59,5 44,7 38,0 31,3 25,9 21,0 16,4 12,0 8,0 4,0 С помощью этого графика можно легко определить, какое время замыкания круга будет иметь самолет при любом значении V и угла р. Допустим, что угол крена (2—40°, а скорость самолета V = \50 км/час. Каково будет время /? Для решения задачи восставим перпендикуляр к оси абсцисс в точке, соответствующей скорости 150 км/час. Продолжим перпендикуляр до пересечения с наклонной, ^обозначенной Z. Р~40°, и из точки пересечения опустим перпендикуляр на ось координат (рис. 300 и 301), который на масштабе времени t укажет искомое значение, равное в данном случае 33 сек. Совершая вираж с той же скоростью 150 км/час, но с углом крена 60°, будем иметь время t~\6 сек. Как видно из таблицы и графика (рис. 300), с увеличением угла крена время t быстро уменьшается, поэтому можно заранее сказать, что самолеты, могущие совершать виража с большими углами крена и вдобавок на малой скорости, будут иметь малое время t. Произведенное нами исследование зависимости t от V и угла р сделано совершенно независимо от ' конструктивных данных самолета, и полученные результаты одинаково справедливы для самолетов всех систем. Теперь возьмем определенный самолет, а именно У-2, и посмотрим, как он будет вести себя на вираже при различных углах атаки и каково будет время t на разных углах крена. 300 tcti во Г 70 60 50 40 30 20 Ю О / / / 20* У 30е W 4tf° 50° 55° 69° 55° 70° 75° 80* 60 70 80 90 ЮО 110 120 130 140 150 160 ПО МЩм/Ж 20 25 30 35 W 45 50 U *1сек Рис. 300. Будем считать /а = 4° и будем исследовать с этим утлом атаки вираж, беря крены от 20 до 50°. Примем угол крена 20°. При этом угле крена cos ? —0,9397, а п= оШт""1'06' Ск°Р°сть ^вир^29*8 ^Ш = 30,7 м/сек, или приблизительно 110 км/час. Из точки, соответствующей 30,7 м/сек на графике времени, восставляем перпендикуляр и продолжаем его до пересечения с прямой, соответствующей _/? = 20°, и помечаем точку пересечения (рис. 302). Попутно найдем и t, равное в данном случае 53 сек. tee* 33 Рис. 301. JL 41.6 ?м(се* 301 Затем решим ту же задачу для _/Р = 30°. cos 30° = 0,866, а перегрузка п = Q 866 = 1,16. Находим теперь: VBHp = |/Цб • 29,8 -= 32,0 м!сек, или 115 км/час. teen 4ff 80i 7t/ ВО 70 80 90 100 ПО 120 130 140 1$Q 1BQ 170 180 Ух*/ча0 %iW 20 25 30 35 40 45 50 V»/CM Рис. 302. Делаем на графике то же пострЪение и находим новую точку соответствующую ?^ = 30° и V = 32,0 м/сек, ? = 36 сек. Пользуясь тем же приемом, найдем точки, соответствующие углам крена 40 и 50°, а затем все полученные точки соединим плавной кривой. Кривая эта будет выражать закон изменения скорости и времени t при угле атаки 4° в зависимости от угла крена. Идя от малых углов крена к большим, летчик должен добавлять газ для увеличения скорости, и, наконец, при некотором угле крена будет использована вся максимальная мощность ВМГ. Этот угол крена будет предельным при угле атаки 4°, а еоответ- 302 i 'Ш'! ствующее ему время t минимальным для а — 4°. С помощью кривой Пено для виража легко найти ту скорость, при которой время t с _/а-=4° будет наименьшим. Очевидно, это будет та скорость, которая на кривых Пено соответствует точке пересечения линии угла атаки 4° с характеристикой ВМГ. Опуская из этой точки перпендикуляр на ось скоростей, находим скорость V — 132 мм/час, или 36,6 м/сен. Перейдем теперь к графику времени t и на нем из точки, соответствующей скорости 132 км/час, восставим перпендикуляр до пересечения кривой для ^а = 4°. Помечаем эту точку и попутно прочитываем наименьшее время для виража с _/°- = 4°; оно будет равно 21 сек. Далее перейдем к углу атаки 6° и строим для него тем же способом аналогичную кривую. Кривая расположится левее и ниже, так как скорости, соответствующие Z<* — 6°, меньшие. Найдем на построенной кривой точку, которая будет соответствовать виражу с _/и = 66 на полном газу. Для этого определим сначала по кривой Пено скорость, для которой потребуется вся мощность ВМГ. Берем на кривой Пено линию _/ а = 6° и находим точку ее пересечения с харектеристикой ВМГ. Из точки пересечения опускаем перпендикуляр на ось скоростей и находим скорость V — — 125 мм/час. Затем переходим к графику времени t и на нем восставляем перпендикуляр к оси скоростей в точке 125 км/час. Продолжим перпендикуляр до пересечения с кривой для Z<*— —6° и отметим точку пересечения. По положению этой точки между линиями для Z. Р = 50° и _/ Р — 55° заключаем, что предельный крен, доступный самолету при вираже с _? а = 6°, будет больше 50°, но меньше 55°; приблизительно он будет равен 53°. Попутно найдем минимальное время t для _/<* = 6°; оно равно 17 секундам. Строим такие же кривые для Ю I а IT-*" I » "I О 60 70 80 90 100 НО 120 130 140 150 ISO 170 180 Укн/час 20 25 30 35 Рис. 303. W tf SOWjceK Чтобы показать, как влияют аэродинамические данные самолета на радиус виража, рассмотрим зависимость между радиусом виража г, углом р и скоростью V для определенного самолета, а именно У-2. Допустим, что самолет будет совершать вираж с ? а = 4°, но tfa разных скоростях, с различным числом оборотов мотора и с различными углами крена. 20 Теория авиации 305 Используя таблицу, определим, каков будет радиус виража при Z «= 4° и углах крена р, равных 30, 40 и 50°. Для ^ р = 30° и _/ а = 4° будем иметь Квир -= 115 км/час. Проводим на графике из точки, лежащей на оси скоростей и соответствующей V = 115 км/час, ординату до пересечения с параболой, помеченной р -= 30°. Отметим точку пересечения и из нее опустим перпендикуляр на ось радиусов; искомый радиус г= 180 м. Найдем и отметим точку на параболе, соответствующей _/ р = 40° и углу атаки 4°. Таблица изменения скорости, потребной на вираже, в зависимости от угла атаки и угла крена Скорость самолета У-2 с М-11 в км/час \, _/р _/«^\^ 0° 10° 20° 30° 40° 45° 50° 55° 60° 65° 70° 4° 107,2 108 ПО 115 122 128 134 142 151 165 183 6° 96,7 97,5 99,5 104 ПО 115 121 128 136 149 165 8° 86,8 87,4 89,5 93 99 103,4 108,6 114,5 122 134 148 8,5° 85,4 86,1 88 91,8 97,3 102 106 112,7 120 132 145 9° 83,3 84 86 89,3 95 99 104 110 117,4 128 143 10° 79,6 80,3 82 85,3 91 95 99,5 105 112 123 138 12° 74,6 75,2 77 80 85 89 93 98,4 105 115 128 14° 70,6 71,2 72,8 75,6 80,5 84 87,2 93 99,7 109 122 Скорость Ушр при _/ р == 40° и /, а = 4е найдем из таблицы: она равна 122 км/час; делаем то же построение, что и при ? р — 30°, но находим точку, лежащую на параболе для ?. р = 40°. Отмечаем эту точку. Точно так же поступаем с параболами для углов 50 и 60°. Все полученные точки, лежащие на разных параболах, соединим плавной кривой. Полученная новая кривая, пересекающая параболы, выражает зависимость между величиной радиуса виража и скоростью полета самолета У-2 с углом атаки а, равным 4°. На рис. 303 построены аналогичные кривые для угла а, равного б, 8, 10, 12 и 14°. Из этих кривых видно, что при одном и том же угле крена радиус будет различным в зависимости от угла атаки. Так, например, при крене в 40° и угле атаки 4° радиус равен 144 м, при _/<*— 6° — около 117 м, при _/а— 10° — около 63 м и при ^ а= 14° —около 62 м. Теперь возникает вопрос, какой угол атаки и крена необходимо придать самолету, чтобы получить'наименьший радиус круга. Для решения этого вопроса построим на нашем графике кривую, выражающую собой зависимость между радиусом ви- 306 ража и скоростью самолета на полном газу при различных углах атаки. Построить эту кривую можно аналогично тому, как мы строили кривую для времени замыкания полного круга. Обращаемся к кривой Пено и смотрим, какую максимальную скорость сможет развить наш самолет на полном газу и при Z, а = 4°. Для этого на кривых Пено для виража (рис. 298) находим линию угла атаки 4° и точку ее пересечения с характеристикой ВМГ. Из точки пересечения опускаем перпендикуляр на ось скоростей и находим искомую скорость, равную 132 HMJHac. Теперь на нашем графике из точки, соответствующей 132 км/час, восставим перпендикуляр и продолжим его до пересечения с линией, помеченной 4°. Отметим найденную точку, а затем точно так же поступим для Z, а = 6°, и т. д. Максимальная скорость при ^а = 6° по кривой Пено будет составлять 124,9 км/час. Находим на нашем графике точку, лежащую на линии 6° и соответствующую скорости 124,9 км/час, так же как это было сделано для Z. л = 4°. Отметим найденную точку. Затем найдем точки для угла а, равного 8, 10, 12 и 14°, и соединим эти точки плавной кривой. Полученная кривая будет выражать зависимость между радиусом виража и углом атаки на полном газу. Для нахождения угла атаки, при котором радиус виража будет наименьшим, необходимо провести касательную к кривой и линию, параллельную оси скоростей. Точка касания в нашем случае будет совпадать с углом атаки а, равным 12°. Скорость, которую будет иметь самолет, отмечаем на оси скоростей; она будет равна 98 км/час. Наименьший радиус будет равен приблизительно 52 м. Угол крена определится по положению точки кривой, соответствующей Z а = 12°. Она лежит близко к параболе 55°, поэтому угол крена можно оценить в нашем случае в 54°. Таким образом, мы видим, что вираж наименьшего радиуса требует угла атаки и угла крена, отличных от виража, с наименьшим временем разворота на 360°. Угол крена оказался меньше, но угол атаки несколько больше, чем в предыдущем случае. Необходимо отметить, что углы атаки, при которых самолет способен делать вираж наименьшего радиуса и в наименьшее время, являются углами атаки второго режима. Однако на вираже второй режим менее опасен, чем при прямолинейном полете, так как движение совершается с большой скоростью, превышающей экономическую скорость при прямолинейных движениях. Большая скорость на вираже обеспечивает лучшую управляемость даже во втором режиме, и кроме того, вследствие работы мотора на полном газу, легче исправить ошибки и предупредить потерю скорости и парашютирование. Отсюда можно сделать выводы, что вираж наименьшего радиуса делается: 1) на полном газу; 20! 307 2) со строго определенной скоростью и углом атаки, в нашем случае Za = 12° и V=98 км/час; 3) с вполне определенным углом крена, несколько меньшим предельного допустимого крена (для У-2 {-=54°). Для того чтобы не ошибиться в оценке угла атаки на вираже наименьшего радиуса, летчик должен знать для своего самолета скорость, при которой совершается такой вираж. Угол крена, если нет креномера, можно узнать по перегрузочному прибору. Для нашего случая перегрузка должна быть: я-_1_____-_~17 cos55°~ 0,588 1'/> 147. Влияние высоты на вираж При невысотном моторе, когда с увеличением высоты избыток мощности уменьшается, наибольший возможный угол крена правильного виража также должен уменьшаться. На высоте потолка самолета, где Д/V —О, угол крена приходит к нулю, т. е. горизонтальный вираж на этой высоте невозможен. Радиус виража на высоте тоже изменяется соответственно изменению крена, причем с уменьшением угла крена радиус увеличивается. На высоте потолка г= со, т. е. полет из криволинейного переходит в прямолинейный. Из сказанного не трудно усмотреть связь между высотой потолка и предельной крутизной виража, а именно: чем больше избыток мощности, тем выше потолок самолета и тем возможнее более крутой вираж без снижения у земли. В случае высотного мотора, если считать, что избыток мощности до некоторой высоты не изменяется, предельный креп виража также остается неизменным, но радиус виража несколько возрастает вследствие увеличения скорости по траектории. Этим объясняются те преимущества, которыми обладают самолеты, снабженные высотными моторами, в отношении маневренности на больших высотах. Самолеты с невысотными моторами, имея меньший потолок, раньше теряют свою маневренность, уступая первым в тактических и боевых свойствах. 148, Явления, сопровождающие вираж При выполнении виражей'летчик должен иметь в виду два 1 явления. 1. Кренящий момент. Это явление, возникающее в процессе виража, заключается в том, что внешнее крыло описывает больший путь, чем внутреннее, и, следовательно, воздух обтекает его с большей скоростью, давая большую подъемную силу, чем на внутреннем крыле (рис. 304). Разница подъемных сил образует момент относительно ЦТ самолета, вызывающий непроизвольное увеличение угла крена в сторону виража/ Для предотвращения этого явления летчик должен удерживать 308 Рис. 304. постоянный крен самолета поворотом ручки в сторону, обратную виражу; момент элеронов, возникающий при этом, уравновешивает непроизвольный кренящий момейт. 2. Перемена действия рулей. Рулевые площади хвостового оперения самолета при крене изменяют свое положение относительно горизонта, причем на глубоких виражах руль направления приближается к горизонтальному положению, а руль высоты — к вертикальному. Благодаря этому рули как бы меняются своими функциями, т. е. вращение самолета регулируется рулем высоты, а желаемое положение капота относительно горизонта — рулем направления Рассматривая, однако, это явление более глубоко, мы придем к выводу, что функции руля направления и руля высоты при вираже на самом деле не изменяются и их эффект при глубоком вираже происходит как раз в результате тех же функций, что и при прямолинейном полете. Действительно, при любом угле крена отклонение ручки управления от себя или на себя иопрежнему непосредственно изменяет угол атаки самолета, а следовательно, и его подъемную силу. Если при глубоком вираже ручка взята на себя, то подъемная сила и отсюда центростремительная возрастают, и радиус виража уменьшается. При очень крутом угле крена вертикальная составляющая подъемной силы может оказаться недостаточной для удержания веса самолета. Тогда обратным отклонением руля направления вводят самолет в скольжение, благодаря чему возникает боковое давление на фюзеляж, идущее на поддержание веса самолета. Таким образом, отклонение руля поворота при любом крене виража вызывает скольжение, т. е. то же, что и при прямолинейном полете. Если при глубоком вираже дать ногу в сторону виража, то самолет перейдет на снижение (зарывание), так как момент руля поворота будет поднимать хвост самолета. 149. Спираль Спиралью называется планирование самолета с одновременным продолжительным поворотом в левую или правую сторону. Иначе говоря, спираль является комбинацией планирования и виража. При спирали ЦТ самолета двигается по винтовой линии, обвивающей вертикальный цилиндр некоторого 309 радиуса г (рис. 305). Спираль называется правильной, если, подобно горизонтальному виражу, направление скорости лежит в плоскости симметрии самолета. При спиральном спуске с выключенным мотором на самолет действуют три основные силы: 1) вес самолета G; 2) центробежная сила Fc, действующая горизонтально во внешнюю сторону спирали; 3) сила полного сопротивления /?а лежащая в плоскости симметрии самолета. Рис. 305. Схема сил при спирали Для установившейся спирали эти силы должны быть в равновесии, что можно выразить равенством: S. - б + ?,-= о,. Сила полного сопротивления /?в при спирали должна быть больше, чем при прямолинейном планировании, т. е самолет так же, как и на вираже с мотором, испытывает перегрузку, величину которой можно выразить отношением силы полного сопротивления /?к к нормальному весу G: п = *. ~ а Q 310 По сравнению с планированием скорость при спирали больше, и тем больше, чем больше угол крена. Скорость спирали можно вычислить из предыдущего равенства, где ^ = 0/г = С„Р5^сп; > откуда сп |/ СаР5 ' т, _ в / Gn г В данной формуле подкоренное выражение представляет / 1/~~б~ собой произведение скорости . планирования 1^пл= I/ ? ?$ на У~п, поэтому ^с„ = V-, V*- Потребная скорость спирального спуска зависит от тех же причин, что и скорость планирования, а также от угла крена. Высота, которую теряет самолет за один виток спирали, называется шагом спирали. Величина шага спирали при данных углах атаки и крена различных самолетов зависит в общем от их качества: чем больше качество самолета, тем меньше шаг спирали. Величина шага спирали для данного самолета будет зависеть от угла крена и угла атаки. Как показывают расчеты,, наимень- (С* ^\ •Т?-) И ПрИ Cr/max угле крена 45°. Угол атаки, соответствующий этому, близок к экономическому. Такая спираль носит название наивыгоднейшей, ибо она позволяет сделать наибольшее количество витков при спуске с данной высоты. Многочисленные наблюдения за полетом птиц показали, что, например, вороны, грачи, голуби при разворотах у земли почти всегда делают крен в 45° и в редких случаях меньше или больше. Если, совершая спирали, летчик будет вести самолет с углом атаки, соответствующим наивыгоднейшей спирали, давая крен меньше 45°, то при этом хотя и получается уменьшение угла снижения, зато, с другой стороны, значительно увеличивается радиус спирали, причем на большем пути самолет теряет больше высоты за один виток. При спирали с креном больше 45° радиус должен быть меньше, чем при крене 45°, однако при этом увеличиваются угол снижения и поступательная скорость, в результате чего шаг спирали возрастает по сравнению с указанным ранее наивыгоднейшим положением. Практическое выполнение безукоризненной спирали является одним из наиболее трудных упражнений в летном обучении. Это упражне- 3U ние требует исключительного внимания летчика. Небольшие ошибки летчика очень заметно снижают качество спирали. Грубые ошибки, простирающиеся за известный предел, обыкновенно бывают неисправимы, и самолет переходит или в скольжение, или срывается в штопор, что требует немедленного вы-воДа самолета на нормальное планирование, и только после этого можно снова начать спираль. 150. Взлет Прежде чем подняться в воздух, самолет должен приобрести летную скорость, т. е. совершить разбег, в процессе которого развивается подъемная сила, необходимая для отрыва самолета от земли. При взлете самолет имеет три характерных стадии движения: 1) разбег, 2) отрыв от земли, 3) набор скорости или выдерживание, после которого уже начинается набор высоты (рис. 306). Для того чтобы привести самолет в движение, нужно, увеличивая мощность мотора, довести силу тяги до такой величины, когда она преодолеет силы трения, создаваемые прикосновением колес и костыля к земной поверхности. Когда мотор разовьет полное число оборотов и тяга достигнет максимума, то получается значительный избыток тяги сверх того, что необходимо для уравновешивания всех сил сопротивления, и движение самолета ускоряется. Эта стадия ускоренного движения по земле носит название разбега. При разбеге на самолет действуют следующие силы: сила веса самолета G, тяга винта Ф, воздушное лобовое сопротивление Q, сила трения колес QTp и костыля q , подъемная сила крыльев и горизонтального оперения Я и, наконец, сила инерции mj (рис. 307). При взлете только сила веса остается постоянной по величине, все же остальные силы быстро изменяют свою величину, что является характерным для всякого неустановившегося движения. Располагаемая сила тяги в начале движения имеет максимальную величину, но с возрастанием скорости она уменьшается, и степень этого уменьшения мы можем установить по диаграмме Пено для тягц данного самолета (рис. 220). Лобовое сопротивление Q и подъемная сила Р при разбеге, с постоянным углом атаки, увеличиваются пропорционально квадрату скорости. Сила трения колес и костыля о землю имеет наибольшую величину при переходе самолета от состояния покоя к движению и затем довольно быстро уменьшается, приходя к нулю в момент отрыва самолета от земли. Величина силы трения зависит от нагрузки па колеса или лыжи и грунта аэродрома, характеризуемого коэфициентом трения, определяемым опытным путем. . .' 312 ч*. Установлено, что при хорошем, сухом аэродроме, покрытом небольшой травой, коэфициент трения колес равен 0,05—0,06, для аэродрома среднего качества — 0,08, для снежного покрова — 0,1, но в случае сырого снега или вязкого грунта коэфициент трения достигает 0,4. Коэфициент трения костыля колеблется от 0,6 до 1,2, в зависимости от грунта. В начале разбега, при плавном увеличении мощности мотора, самолет движется с опущенным хвостом, причем костыль бороздит землю, создавая сопротивление, нередко превосходящее силу трения колес. Поэтому у современных самолетов вместо костыля устанавливается хвостовое колесо, дающее значительно меньшее трение. Боевые самолеты с нормальной нагрузкой, особенно истребители, в начале разбега быстро поднимают хвост, поэтому при расчете длины разбега силой трения костыля, действующей на протяжении 2—5 м, обычно пренебрегают. Подъем хвоста в основном происходит под влия-'нием струи, отбрасываемой винтом, которая, обдувая стабилизатор и руль высоты, создает подъемную силу, момент которой поднимает хвост самолета. Кроме этого, подъему хвоста способствует .сила трения колес о землю. По закону механики, сила трения определяется произведением веса на коэфициент трения: <этр=/• с. и <о с-« м S К t=t се н о §, Н СО о СО 6 S3 О. 313 няется, причем в начале движения она максимальна, а затем уменьшается до нуля при установившемся наборе высоты. При взлете все указанные'силы находятся в определенном взаимоотношении, отчего в основном зависят характер взлета данного самолета и взлетные свойства самолетов вообще. Из механики известно, что при всяком ускоренном движении сила, вызывающая движение, должна быть больше сил, ей противодействующих, поэтому при разбеге сила тяги винта Рис. 307. Схема сил при взлете. должна быть больше суммы сил лобового сопротивления и трения колес: ^XJ + Qxp или Ф=0+(?,-, + /»/ Разность силы тяги, развиваемой ВМГ и суммой сил Q + QTp определяет избыток тяги ДФ, вызывающий ускоренное движение самолета. По величине избыток тяги равен силе инерции, так как Д0.= Ф—Q —<^ = /я/ Отсюда становится ясным, что чем больше избыток тяги, тем быстрее самолет наберет скорость, необходимую для отрыва от земли. Однако в процессе разбега сумма сил Q -+- QTp увеличивается, так как темп возрастания Q быстрее, чем темп уменьшения QTp, поэтому к концу разбега избыток тяги уменьшается, и следовательно, уменьшается ускорение движения. Подъемная сила при разбеге меньше веса самолета, но с увеличением скорости разность G — Я уменьшается пропорционально квадрату скорости. При условии G — Я -= 0 или, что то же, G — P, разбег заканчивается и начинается ютрыв от земли. Эта стадия всегда связана с увеличением угла атаки, отчего подъем- 314 ная сила быстро возрастает, и самолет переходит в положение подъема (рис. 307). При этом избыток тяги получается небольшой, но затем, по ходу выполнения правильного взлета, летчик, отжимая ручку, уменьшает угол атаки самолета, лобовое сопротивление уменьшается, а следовательно, избыток тяги увеличивается, и в результате скорость начинает снова нарастать. Совершенно очевидно, что силы Ф и Q уравновесились бы лишь в том случае, если бы летчик после отрыва выдержал самолет по горизонтали, достигнув постоянной максимальной скорости. Таким образом, после отрыва от земли летчик имеет возможность набрать скорость, достаточную для безопасного перехода на подъем. В процессе выдерживания самолета параллельно поверхности земли подъемная сила равна силе веса Р -= G. 151. Длина и время разбега Взлетная характеристика всякого самолета в основном определяется величиной ускорения при разбеге. Чем больше ускорение, тем меньше длина и время разбега. Ускорение при взлете, как мы ранее уже видели, в свою очередь зависит от избытка тяги и веса самолета, что может быть представлено равенством: АФ = mj, откуда ускорение . АФ ДФ-9,81 G тт л /— — -=—^—, так как масса самолета /тс —тгот- Чем больше J т и ' У,о1 избыток силы тяги и меньше вес самолета, тем меньше длина и время разбега. На практике всегда бросается в глаза весьма короткий и быстрый разбег легких самолетов, обладающих большим избытком силы тяги, и сравнительно длинный разбег тяжелых самолетов, бомбардировщиков и пассажирских, имеющих значительно меньший избыток силы тяги. Условия взлета можно с достаточной наглядностью исследовать, построив взлетную характеристику данного самолета. На рис. 308 дана такая характеристика для самолета У-2. Для построения характеристики берут график Пено для тяги самолета и на той же сетке наносят кривые изменения Q, QTp и Q + Q в зависимости от скорости. Величина лобового сопротивления Q для различных скоростей определяется из основного уравнения: Q~C,PSV». Сопротивление трения определяется по приведенной ранее формуле QTp =-= / (G — Р), где подъемная сила Р = Су р SV2. Так как силы Q и Q изменяются пропорционально V'2, то кривые представятся в виде парабол. Точка пересечения кривых Q и Q + Q относится к моменту отрыва самолета от земли, причем этому соответствует некоторая скорость V, где QTp, пересекая горизонтальную ось координат, приходит к пулю. При 315 взлете скорость отрыва приближается к экономической. Расстояния по вертикали между точками кривой располагаемой тяги и кривой Q -f QTp определяют значения избытка силы тяги и характер его изменения при взлете. На основании взлетной характеристики не трудно дать в первом приближении расчет времени и длины разбега, пользуясь основными формулами механики. При полном числе оборотов среднее значение избытка тяги для самолета У-2 за весь разбег приблизительно равно 175 кг. Зная вес самолета G — 890 кг и е.го массу т =- -^у = 90,7, на- 175 ходим среднее ускорение jcp = -^^2 м\сек. 10 20 30 40 50 60 70 L___ Разбег fff 90 100 (ЩУкл/w «-i Выдержав} Рис. 308. Характеристика разбега самолета У-2 с М-11. Если скорость отрыва равна 80 км/час, или 22,2 м сек, то V 222 время разбега выразится отношением: t~-j- = -7J- = 11,1 сек.; длина разбега будет равна половине произведения ускорения г jt* 2-П,12 100 на квадрат времени, т. е. /,раз = -гг= 2 = 123 м. Если мотор полного числа оборотов не дает, то избыток тяги, а следовательно, и ускорения, соответственно уменьшается, а время и длина разбега увеличиваются. Например, для 1500 об/мин: среднее значение ДФ=126 кг; ускорение Уср = 1ю7 = 1>4 м/сек; время ? = -~-:г16 сек.; длина разбега L = * 2 ^179 м. ' /- • Из решенного примера видно, что с уменьшением оборотов на 7% длина разбега возросла приблизительно на 30%. Повторяем, что этот метод расчета длины; разбега только приближенный и пользоваться им можно лишь в случаях, не требующих большой точности. 316 Для определения длины разбега существует целый ряд других способов как теоретического порядка, так и основанных на данных, полученных из опыта для своего самолета. Приводим следующую, весьма удобную формулу для расчета длины разбега: 1/2 L = 0,0052 раз «-VW.- дг cJ^—f где V —скорость самолета при отрыве от земли в MJcen\ -VM — мощность мотора в лошадиных силах; С —коэфициент, зависящий от Утал самолета, определяе- * 360 мыи для обычных винтов из расчета—./—, для редук- тах 400 торных моторов из расчета -у / —коэфициент трения. > 'max Удобство этой формулы заключается в том, что здесь данные, определяющие длину разбега, почти всегда летчику известны. Пример. Вычислим длину разбега самолета У-2 при условии: Ми = 104 л. с.\ G = 890 кг; С = 2,4; / - 0,06; V - 80 км/час, или 22,2 м/сек. 22 22 L „.= 0.0052 ' «-117-... ^•ш"0-06 При другом весе самолета соответствующие ему скорости отрыва и длина разбега, очевидно, изменятся. Так, например, для самолета У-2 при G = 1 000 кг и V = 27,7 м/сек длина разбега будет равна: 27 72 Loa3 = 0,0052-------гти"2----------~ 208 м- 2'4ГШ-°>06 Существуют два варианта взлета. К первому варианту относится нормальный взлет, сущность которого заключается в том, что летчик придает самолету определенный угол атаки и сохраняет этот угол в течение всего разбега. Все предыдущие рассуждения и вычисления относятся к нормальному взлету, который следует признать наилучшим и более легким по технике выполнения, так как самолет, постепенно набрав необходимую скорость, очень плавно отделяется от земли. При этом самолет хорошо управляем и устойчив. Ко второму варианту относится так называемый взлет с подрывом, при котором самолет разгоняется с установочным углом атаки, затем, набрав некоторую скорость, летчик увеличивает угол атаки (подрывает самолет); подъемная сила при этом быстро возрастает, и самолет отрывается от земли, переходя на меньшую скорость. При этом взлете весьма важно, чтобы скорость 317 после отрыва не оказалась меньше посадочной. В противном случае самолет из-за недостатка подъемной силы провалится, толкнувшись колесами о землю, и только после этого взлетит окончательно. Такой взлет требует от летчика большой осторожности и внимательности, так как он менее устойчив и при грубых толчках может привести к поломке шасси. О Ью^^/^/Ж/Ж/Ж/^^У* W^tS>!2<$%f$K°' Пусть теперь нам нужно определить длину разбега самолета | У-2, например, при ветре w — 10 м/сек и при скорости отрыва J V = 22,2 м/сек. Решая задачу по предыдущей формуле, получим для встречного ветра - - (22,2—10)2 ,А L~- = i-JLo-5—^-^40 м и для попутного 320 'раз — 3,8 (22,2 + Ю)2 ^ 070 •р-з""------з^------^2/0 м- В случае взлета с боковым ветром возникает стремление самолета под действием силы бокового давления ветра /й> на киль и фюзеляж развернуться против ветра (рис. 311). Для сохранения прямолинейности разбега момент силы необходимо уравновесить моментом руля поворота, дав соответствующую ногу. В случае сильного бокового ветра действие руля поворота может оказаться недостаточным, тогда следует использовать элероны, повернув ручку управления против ветра. При этом элерон, с подветренной стороны самолета, опустится и создаст торможение, противодействующее моменту силы /?б. Необходимо далее заметить, что при взлете с боковым ветром сила /?б стремится снести самолет в сторону, чем вызывает противодействие шасси в точках опоры колес, в результате чего покрышки и все шасси стремятся сместиться в сторону, что может вызвать срыв покрышек или снос всего шасси (рис. 312). Для предотвращения этого при разбеге с боковым ветром летчик должен в случае необходимости развернуть самолет по сносу (рис.313) и никоим образом не против сноса, так как при этом давление на колеса стало бы еще более боковым. Ч-g"..'" "•-! Рис. 313. 153. Взлет с площадки малого размера В летной практике нередки случаи необходимости произвести взлет с площадки, имеющей размеры значительно меньше тех норм, которые существуют для аэродромов как постоянных, так и временных. -Кроме того, такие случайные площадки для взлета могут быть окружены сравнительно высокими местными предметами. Совершать взлет в столь невыгодных условиях приходится обычно после совершения вынужденной посадки. Прежде чем совершать взлет с площадки малого размера, летчик должен решить вопрос о возможности или невозможности взлета в данных условиях и, решив взлетать, должен твердо установить линию своего поведения и предусмотреть все случайности, могущие иметь место в данной обстановке. (/ 21 Теория авиация о21 Необходимо учесть влияние следующих факторов: 1) полетные данные самолета-, 2) его нагрузку; 3) состояние ВМГ; 4) размеры площадки для взлета; 5) состояние грунта; 6) высоту местных, предметов; 7) величину и направление ветра и влияние ветра на угол подъема; 8) влияние местных, предметов, на ветер. Из летных данных самолета: 1. Необходимо знать предельный угол подъема при наибольшем избытке тяги, а также скорость, соответствующую тому углу атаки, которому соответствует наибольший избыток тяги. 1* •§•<, 100 1§ 80 I'S ^§. 60 ч, ^ 40 20 -30 -20 -10 \ / / / / / / / / / 10 20 30 ЬО 50 60 70 80 90 -20 Лерегрумо 6 и/ц -40 -60 * /\ s / ^ Рис. 314. Необходимо знать длину разбега самолета на разном грунте и уметь учесть влияние ветра на длину разбега. 2. Нагрузка самолета сильнейшим образом сказывается на возможности совершить взлет в затруднительных условиях. Длина разбега самолета значительно возрастает с увеличением нагрузки. Рис. 314 показывает зависимость увеличения длины разбега от величины перегрузки. ч- С увеличением перегрузки длина разбега сильно возрастает, наоборот, при наличии недогрузки до нормального полетного веса длина разбега сокращается. С целью уменьшить, насколько можно, длину разбега при трудном взлете необходимо освободить самолет от всех лишних грузов и иногда пожертвовать частью горючего. Снятые грузы перевозятся на ближайшую посадочную площадку, достаточно большую для совершения нормального взлета. Пассажиры и лишний экипаж безусловно должны быть оставлены на земле и приняты на борт только после совершения посадки на площадку нормальных размеров. Угол подъема самолета также существенно зависит от нагрузки 322 самолета. Вспомним следующее соотношение, устанавливающее зависимость между углом подъема б, весом самолета G и запасом тяги ДФ: . fi ДФ sin б = —-j-. Из этого уравнения видно, что при изменении веса самолета G на величину ДО будет, во-первых, изменяться числитель, так как от увеличения веса на ДО потребная тяга воз- ? растает на величину ДО-—-, следовательно, избыток тяги будет t-v С не ДФ, а ДФ—ДО-7Г-, во-вторых, будет меняться знаменатель C>v дроби на величину ДО. Таким образом, для нового наращенного на величину ДО веса самолета будем иметь и новую зави-счимость: ДФ AG-S--. sine G + ДС для случая, если ДО положительно, т. е. если вес самолета возрос. Для случая взлета, когда принимаются меры к уменьшению веса, величина ДО будет отрицательной, и формула будет иметь такой вид: С, sin 6 = ДФ + Ь0-^х- Су G — AG о 12 11 in \ ^ э а "-*-, •^> 1 ^. %• а ^ •*--, •*-, | JJ» 5 \ »# С !/- -— , --•--. 5 "-•Ч 7/0 730 75В 770 7SO 8Ю 830 850 870890 910930 950 6кг Рис. 315; Имея эту формулу, можно в подсчитать для каждого само лета, как будет меняться угол /' подъема в зависимости от недогрузки — ДО или перегрузки его + ДО кг груза. Рис. 315 дает графическую зависимость между изменением угла подъема и веса для самолета У-2 с М-11. 3. Влияние работы ВМГ сказывается сильнейшим образом на длине разбега и на угле подъема. Если самолет имеет высотный мотор, то, с целью уменьшения длины разбега и увеличения угла подъема там, где это допустимо, целесообразно будет воспользоваться высотным газом, открывая дроссель согласно указаниям инструкции. Применение высотного газа дает уменьшение длины разбега приблизительно на 20% при высотности мотора до 3000 м. Однако, применяя БЫСОТНЫЙ газ для взлета в затруднительных условиях, нужно не забыть перекрыть его, как только самолет перейдет на нормальный подъем и минует все препятствия. Это необходимо сделать во избежание перегрузки 21? ^23 мотора. Располагая ВИШ, летчик должен установить угол наклона лопастей так, как об этом говорилось в отделе о винтомоторной группе. В случае каких-либо неполадок в работе ВМГ и при наличии изношенного мотора, не дающего полного числа оборотов, от взлета в разбираемых нами условиях всегда лучше отказаться. 4. Размеры посадочной площадки представляют собой условие, которое не может быть изменено по воле летчика. Лишь выбор направления взлета до известной степени определяется летчиком, хотя в большинстве случаев его будет диктовать ветер. Всегда надо стараться совершать взлет по наибольшему измерению площадки. Летчик должен обязательно лично промерить площадку в направлении взлета и осмотреть грунт на всем протяжении разбега. В большинстве случаев можно сказать: если на площадку удалось совершить безаварийную вынужденную посадку без применения расчетного скольжения, то с нее можно совершить и безаварийный взлет. Вообще взлет с площадки малого размера является лучшим испытанием качеств летчика и способом проверки как его теоретического уровня, так и практических летных навыков. Площадка, достаточная для совершения взлета опытным и знающим летчиком, будет всегда мала для малоопытного летчика. 5. Состояние грунта должно быть обязательно учтено при совершении разбираемого случая взлета. В случае вязкого грунта необходимо совершать взлет так, как об этом было сказано в предыдущем параграфе. 6. В тех случаях, когда приходится совершать подъем с закрытой площадки, окруженной высокими местными предметами, необходимо учесть влияние высоты этих предметов на возможность взлета. Решим сначала задачу о возможности взлета для случая безветрия. Приступая к решению этой задачи, необходимо знать: 1) длину площадки Ц 2) длину разбега и выдерживания в данных условиях /; 3) высоту местных предметов Н\ 4) предельный угол подъема самолета бтах. Во всех разбираемых ниже случаях взлета имеется в виду взлет без выдерживания после отрыва от земли на экономической скорости с немедленным переходом на подъем. В отличие от взлета с аэродрома нормальных размеров, при взлете с площадки малого размера приходится отступать от мудрого летного правила: выдержать самолет после отрыва и переводить "его на подъем с 2 »эк немедленно, ради возможно большей экономии пространства. Риск при таком способе совершения взлета не возрастает, а уменьшается. При надежном моторе опасности потери скорости нет, так как самолет после отрыва с _/ аэк и Уэк сам перейдет на подъем с предельным углом траектории, если ему только предоставить эту возможность и искусственно не прижимать его к земле, действуя рулем глубины. 324 ' Криволинейный участок траектории, на котором совершается переход от прямолинейного разСега на прямолинейный подъем, а вместе с ним и потеря пространства незначительны, и ими можно в приближенных расчетах пренебречь, если делать округления в большую сторону. Переходим к разбору этих усложненных случаев взлета. Рис. 316 дает профиль местности, с которой необходимо совершить взлет. На местности летчик помечает начало и конец разбега. Длину разбега своего самолета в безветрие для любого грунта летчик должен знать. Начало paafaza Рис. 316. Если же эти данные ему неизвестны, то они могут быть определены по формулам: v / = 0,0052 V2 с^ - / L G f , или L == --7 YL к~ Далее надо решить, сможет ли самолет, оторвавшись с экономическим углом атаки в намеченной точке и получив геко-торый разгон, миновать препятствие. Для этого нужно знать предельный угол подъема самолета. У большинства самолетов угол этот составляет 10—12°, будучи значительно большим лишь у специальных скороподъемных самолетов. Допустим, что мы имеем три самолета: у первого /®тах —5° и tgO.^0,09, у второго Z6max-= 10° и tg6=-0,18, у третьего -?втм=150 И tg6 = 0,27. f~f Из рис. 316 видно, что -г- должно быть меньше, чем tgQr Итак, предположим, что если 'тат1 i_t *-э Qmax -^ ~Ji » то взлет возможен; если же tg9max-?• Для каждого самолета легко установить, таким образом, необходимую длину /j в зависимости от Н: 1§е„,ах>-7Г. отсюда /,> " tge max Для первого самолета это будет: . LJ /i> ojjcf» или /!>!!//; для второго: /!>-^g-, или /^5,5/V и для третьего: /i>W> ИЛИ/1>3'7/У- Таким образом, для самолета с предельным углом подъема 5° ' необходимо, чтобы длина, отделяющая точку отрыва с эконо- мической скоростью от местных предметов, в 11 раз превышала высоту препятствия. Для самолета с Z 6max = 10° — только в 5,5 раза и для последнего самолета _/ 6тах = 15° — лишь в 3,7 раза. Предоставляем читателю, пользуясь тем же приемом, соста- | вить таблицу значений /, выраженных через //, для промежуточных значений Z. бтад. • В дальнейшем будем считать, что для среднего самолета взлет является везде возможным, если l^Qff. Определив / и /j и взяв их сумму, летчик сразу определит возможность или невозможность совершения взлета с данной площадки. Очевидно, если L > / -f /ь то длина достаточна и взлет | возможен; если L /! + /, и взлет возможен, 330 8. Теперь разберем взлет при заслонении ветра местными предметами Для уяснения картины взлета при таком условии нужно ознакомиться с аэродинамическим спектром ветра, проходящим через препятствие. Рис. 322 дает схему обтекания ветром высокого дома. Завихренное - пространство за препятствием простирается обычно на расстояние, равное от 3// до 4//. Пространство это Рис. 322, является опасным для взлетающего самолета и называется опасной зоной. Высота завихренного слоя, будучи наибольшей у препятствия, постепенно убывает, и на расстоянии от ЗН до 4Н U------:-----------4н- Рис. 323. вихри постепенно затухают. В указанной опасной зоне около земли возникает попутный ток, и во всей возмущенной массе воздуха имеют место нисходящие токи переменной величины. Скорость незавихренного потока будет наибольшей над самым препятствием, постепенно убывая в направлении дующего ветра. Сплошное препятствие, простирающееся на большое расстояние, например лесной массив, вызывает несколько иную деформацию потока. Рис. 323 дает аэродинамический спектр ветра на опушке леса. Завихренная зона простирается здесь значительно дальше, так как над самым лесом всегда имеется значительный зави- 331 хренный слой, как бы увеличивающий высоту самого препятствия. Завихренную зону здесь надо считать не менее 4 Я. Попадая в нее, самолет оказывается в очень невыгодных условиях: во-первых, в опасной зоне из встречного потока он попадает в попутный mou,f теряет скорость относительно воздуха и начинает проваливаться; во-вторых, нисходящими токами он еще больше прижимается к земле. Поэтому входить в опасную зону, совершая взлет, весьма рискованно, так как вероятность врезаться в препятствие при этом чрезвычайно возрастает. • В дальнейшем мы будем считать опасную зону запретной, для совершающего взлет самолета. Наличие опасной зоны перед препятствием не позволяет летчику использовать полностью все те преимущества, которые дает встречный ветер. В самом деле, углы подъема самолета не могут превышать те, которые ограничены опасной зоной. Найдем эти углы. Если длина опасной зоны /0 3 = 3//, то: отсюда если /0 3 — 4Я, то * n H 1 tcr 6 =-----— — L& 3// 3 ' Z0=18c26f; tge = -i- и 20=14°. Кроме того, длина /\, отделяющая точку начала подъема от препятствия, для разбираемого случая также не может быть меньше 3 -т- 4//. Находя /! по формуле: /! = 5Я У — 10) * эк "" эк мы можем получить результаты, при которых /j <3// или /j <Ч/У, -. всегда меньше единицы и стремится так как величина —п ^к-" Уэк к нулю с увеличением скорости w\ но это означало бы, что при достаточной скорости ветра мы могли бы приблизить точку отрыва самолета настолько близко к препятствию, что она окажется в опасной зоне, следовательно, и взлет будет совершаться также в опасной зоне в самых неблагоприятных условиях. Поэтому, исходя из этой формулы, мы можем считать результаты приемлемыми, если /-^З^У или /j>>4//; если же ^•<3// или /-<<4Н (разные цифры взяты для разных препятствий), то такие результаты будут неприемлемы и их нужно отбросить. Найдем значение скорости ветра, при которой наша формула неверна для среднего самолета, если опасная зона простирается на 3//. 332 На основании сказанного имеем: ЗЯ<5Я-%^- '*V Решаем относительно W; 3 V9K-w 5 ^ V ' " эк освобождаемся от знаменателя: 3V..<5^-5w, отсюда 5KSK-3K9K<5^ И w /j = 40 ж. Результат неприемлем: самолет войдет в опасную зону. Нужно считать 1^=. 4Н — 60 м минимальным допустимым, значением. Рекомендуемый в некоторых руководствах способ совершения взлета с помощью горни глубоко ошибочен-, он не дает никаких преимуществ и в то же время очень опасен. Сущность его заключается в следующем. Летчик отрывает самолет на Уэк или несколько меньшей, а затем выдерживает самолет и доводит скорость до возможного максимума. Затем выбирает ручку на себя, доводя угол а до экономического, или переходит на углы а второго режима, вследствие чего резко возрастает подъемная сила, и самолет, используя накопленную кинетическую энергию, совершает горку с углом подъема Ь1, з-начительно большим угла бтах (рис. 324). Преимущества, даваемые крутизной траектории, при совершении взлета горкой только кажущиеся. В самом деле, при совершении взлета горкой избыток тяги самолета используется не полностью на подъем, а идет частично на преодоление увеличенного лобового сопротивления и только частично 333 па преодоление инерции самолета и накопление живой силы, тогда как при нормальном взлете он используется полностью и в течение большего времени. Избыток мощности самолета, расходуемый на подъем при горке, также меньше, чем при нормальном подъеме, и, кроме того, он используется меньшее время, вследствие этого работа, затраченная на подъем, а с ней и возможная для достижения высота будут меньше, чем при нормальном взлете. Кроме того, самолет неизбежно попадает в опасную зону, где действуют попутные и нисходящие токи, вследствие чего преимущества, даваемые накопленной скоростью, становятся сомнительными. Часть горки со&ершается с углами атаки второго режима, при которых как мощность, развиваемая ВМГ, так и накопленная живая сила расходуются нерационально. vrV™**^^ Рис. 324. И, наконец, нормальный взлет поддается хотя бы приближенному расчету, в то время как горка не поддается расчету из-за невозуможности учесть влияние опасной зоны. В тех случаях, где нормальным взлетом можно преодолеть препятствие, горка не дает никаких преимуществ, но легко может привести к аварии. Окончательные выводы таковы: совершая взлет с площадки малЬго размера, нужно придерживаться следующих правил: 1) учесть влияние всех факторов на возможность совершения взлета, т. е. произвести расчет взлета; 2) освободить самолет от излишних грузов; 3) проверить работу ВМГ и в случае необходимости совершать взлет на максимальных оборотах, используя высотный газ; 4) совершить отрыв, не входя в опасную зону, на экономическом угле атаки, а при неблагоприятном грунте на несколько большем', 5) совершив отрыв, вести самолет на подъем по прямой, с экономическим углом атакщ 6) не совершать взлета горкой. 334 154. Посадка Нормальная посадка самолета состоит из четырех стадий: 1) выравнивания, 2) выдерживания самолета над землей, или потери скорости, 3) приземления, или касания колесами земли, и 4) пробега по земле (рис. 325). Обычно началу посадки предшествует расчетное планирование по прямой, с выключенным или работающим на малых оборотах мотором. Планирование это выполняется так, чтобы при наличии препятствий на границах аэродрома самолет проходил над ними с превышением не менее 10—15 м и чтобы приземление произошло в заранее намеченной точке аэродрома. Выравнивание самолета летчик осуществляет, увеличивая угол атаки плавным движением ручки на себя. Высота в начале выравнивания зависит от типа самолета и скорости планирования. Обычно выравнивание начинается на высоте б—8 м, причем большей скорости подхода самолета к земле должна соответствовать большая высота начала выравнивания. Темп выравнивания нормально ^должен быть такой, чтобы самолет перешел на горизонталь на высоте примерно 0,5—0,75 м, считая от земли до нижних точек колес. В стадии выравнивания на самолет действуют те же силы, что и при планировании, но так как при выравнивании движение самолета является неустановившимся и криволинейным, то, очевидно, силы не находятся в равновесии, а именно: Р>О! и Q>O2. Разность Р — G! создает центростремительное ускорение, в результате чего, как известно, и возникает криволинейное движение (рис. 326). Разность Q — G.2 вызывает уменьшение скорости по траектории. При ев f- й> Ч О I о s sd rt -з о о G я S г=С 03 U ю с* со 6 х CU KV I 335 нормальном плавном выравнивании, с большим радиусом кривизны, разность Р—GJ и, следовательно, центростремительное ускорение настолько малы, что ими можно пренебречь; при подходе к земле на большой скорости и при резком выравнивании разность Р—C/j значительно возрастает, но все же может оказаться недостаточной для перехода на малый радиус кривизны траектории, и самолет фактически будет двигаться по дуге большего радиуса. В самом неблагоприятном :;У 'f}:' ; 4' >м .^$®^9да^^^ С ' ' Рис. 326. Схема сил при посадке. случае это может вызвать непроизвольный и преждевременный удар колесами о землю и поломку шасси (рис. 327). После выравнивания следует стадия выдерживания самолета параллельно земле. Движение самолета но горизонтали происходит по инерции, при этом под влиянием лобового сопротивления поступательная скорость быстро уменьшается, а следовательно, уменьшается и подъемная сдла, вызывая стремление самолета к преждевременному приземлению с поднятым хвостом на скорости больше посадочной. Для сохранения подъемной силы и большей потери скорости летчик в продолжение всего выдерживания должен соответственно увеличивать угол атаки. Таким образом, условием выдерживания является следую дее соотношение сил: Р — G и Q — т/. Когда угол атаки и скорость достигают значения посадочных, выдерживание.кончается, и самолет приземляется с небольшим 336 ш парашютированием, касаясь земли одновременно колесами и костылем. При этом взаимодействие сил от предыдущего будет отличаться тем, что подъемная сила P° G Это уравнение можно привести к более простому и удобному виду, определив для Q^ и дтр общий, приведенный коэ- фициент трения /. 22* ' ^ 339 Для того чтобы коэфициенты колес и костыля Д и /2 привести к одному значению /, нужно знать нагрузки О- и G2, приходящиеся на колеса и костыль, тогда приведенный коэфи-циент получается из равенства: f__f G\ _i_ f G2 J—Ji Q ~T~h G • t Приведенный коэфициент трения при нормальной поверхности аэродрома равен в среднем 0,10—0,13. Таким образом, сопротивление трения всего самолета в конце пробега можно выразить: Q -\- n •= fQ. ^-тр ' "тр J Подставив правую часть этого" равенства в формулу конечного ускорения, получим: Л = 9,8/ Теперь, зная начальное и конечное ускорения, найдем среднее ускорение при пробеге: 3. л./ 'cp = 9'8'JV--Задача. Определить пробег самолета У-2, если G - 890 кг\ 1/пос = 18 м/сек и / = 0,13. а) По кривой Пено для тяги находим, значение Q при посадочном угле атаки Q = 121 кг. б) Определим, далее, среднее ускорение: W+0'13 /ср г= 9,8 • -Ш----------= 1,32 м/сек. в) Время пробега будет равно: 18 ~ 1 оо = "j сек. г) Длина пробега: /.пр^ 18.13,6 _13>6221'32^ 122 'м. Более точное определение длины выдерживания и пробега при посадке возможно с применением специальных разделов аэродинамики при учете влияния горизонтального оперения самолета и близости земли на работу крыльев. 340 Рис. 328. 156. Способы улучшения посадочных свойств самолета Длина пробега современных самолетов довольно значительна: она достигает в среднем 200—300 м. Поэтому весьма часто самолеты снабжаются тормозными колесами. Торможение, применяемое по желанию летчика, значительно сокращает длину пробега. Применение колесных тормозов все же не решает полностью задачу уменьшения размеров аэродрома, потребного для посадки, так как, кроме пробега, величина посадочной площадки зависит еще от угла планирования при подходе к земле и от длины выдерживания самолета. Современные самолеты обладают высоким аэродинамическим качеством (10—14), поэтому углы планирования при подходе на посадку очень невелики. Так, на- Су пример, при -я- =- 10 наивыгодней- ^х ший угол планирования равен всего лишь 6°. Это значит, что если на границе аэродрома самолет, перетягивая через препятствие, находится на высоте 30 м, то дальность планирования до вы--равнивания будет равна: "Ч U в 30-10-300 м, т. е. эта часть аэродрома фактически не используется для посадки. Высокое аэродинамическое качество, полученное за счет уменьшения Сг, при нормальном. Су, повышает летучесть самолета при выдерживании (увеличивая его длину), а также увеличивает длину пробега. Таким образом, для уменьшения „мертвой" зоны аэродрома при подходе к земле и уменьшения длины всех стадий посадки требуется снижение аэродинамического качества самолета. Совершенно очевидно, что приспособления для изменения качества самолета должны быть управляемыми, поскольку все виды 341 Рис. 329. Виды закрылков: а—простой закрылок, б—щелевой закрылок, в— простой щиток (типа Шренк), г — щиток Шренка, д— щиток ЦАП'а, е — щиток-закрылок Фаулера. полета, кроме посадки, требуют, наоборот, возможно более высокого качества. Увеличение Сх самолета достигается применением воздушных тормозов, т.е. поверхностей, поворачивающихся по воле летчика перпендикулярно к потоку воздуха и создающих зна-Q чительное сопротивление (рис. 328). В современном самолетостроении воздушные тормоза, однако, не нашли широкого применения, так как при их действии возникают вредные вибрации самолета от сры-их эффект неполноценен, поскольку 'у max Рис. 330. Работа крыла со щитком: и с — коэфициенты при закрытом Л щитке; С1 у max и Ох — коэфициенты при опущенном щитке. ва струй и, кроме того, они не дают уменьшения посадочной скорости, столь необходимого для скоростных самолетов. В результате большой исследовательской работы были созданы и в настоящее время получили широкое распространение закрылки и щитки — подкрылки, которые позволили более полно разрешить вопрос улучшения посадочных свойств самолетов. Основные преимущества закрылков и щитков заключаются в том, что при их открытии одновременно с значительным увеличением Сх возрастает Cytloc, причем аэродинамическое качество самолета падает за счет большего роста Сл по сравнению с С„Пос. С другой стороны, щитки в закрытом состоянии не портят формы крыльев и, следовательно, не дают дополнительного сопротивления, как это всегда имеется в случае разрезных крыльев с предкрылками. На рис. 329 показаны разновидности закрылков и щитков. Рассмотрим кратко принцип действия простого щитка (рис. 330). Он основан на том, что при опускании щитка до 60° за ним создается разрежение, которое подсасывает ст.руйки С 1,0 аз 06 0,4 02 0 Ри У Щитки ж/ушек '; » (6° \ /"^ ~~^.!8° Щитки убрам 1Г в- / / 21° &~Т — •• /9* ) F ЙС О) & О, С is о. с те 5 О с„ ч о Си л те 3 К о « к « О 03 н сх <и S и) К к и) 3 -Э а О) S >» см ГО СО • о X Си 343 157. Виды посадок В зависимости от характера приземления самолета различаются три вида посадки: 1) посадка на три точки; 2) парашютирующая посадка; 3) посадка на скорости с поднятым хвостом. Нормальным видом посадки, к которому должен стремиться каждый летчик, является посадка на три точки. Лучшим случаем посадки на три точки нужно считать такой, когда касание земли происходит после весьма небольшого, почти незаметного парашютирования, без ощутительного толчка о землю. Сила толчка здесь смягчается тем, что самолет еще обладает достаточно большой подъемной силой, противодействующей весу самолета. При парашютирующей посадке, как показывает само название, приземление самолета происходит с довольно значительным парашютированием. Для выполнения такой посадки летчик начинает выравнивание самолета несколько выше нормального, выдерживая его затем примерно на высоте до 1 м над землей. В момент наступления посадочной скорости летчик более интенсивным движением ручки на себя заставляет самолет парашютировать с „зависшим" хвостом, т. е. с углом более посадочного, создавая этим увеличение лобового сопротивления и уменьшение подъемной силы. При этом самое касание земли может произойти сначала костылем, затем колесами; однако не исключена и здесь возможность касания тремя точками, так как в процессе парашютирования со скоростью менее посадочной нос самолета снижается быстрее, чем хвост. Целью такого вида посадки является возможно большее сокращение длины пробега самолета при малой посадочной площадке или при неудовлетворительном состоянии почвы, например, рыхлое поле, кочковатость и т. д. При парашютирующей посадке получается довольно значительный удар колесами о землю, создающий перегрузку шасси, что летчик должен иметь в виду, особенно в тех случаях, когда посадка совершается при полной загруженности самолета. Потерю скорости и парашютирования на высоте свыше 1 м допускать не следует, так как, кроме поломки шасси, самолет, теряя скорость, может опуститься на землю с чрезмерно поднятым хво<-стом с последующим переходом на капот (рис. 333). Сущность посадки на скорости с поднятым хвостом заключается в том, что приземление самолета происходит со скоростью больше посадочной. Выполнение такой посадки вначале ничем не отличается от посадки на три точки, но затем при выдерживании самолета летчик увеличивает угол атаки с таким расчетом, чтобы самолет, пролетая над землей, немного снижался, допуская это вплоть до касания земли. Таким образом, при повышенной скорости величина пробега увеличивается за счет уменьшения процесса выдерживания самолета над землей- 344 Так как в момент касания угол атаки самолета меньше посадочного, то, следовательно, хвост самолета соответственно поднят; он постепенно опускается лишь во время пробега. Посадка на скорости считается в пределах нормы, если в момент касания хвост самолета опущен несколько ниже горизонтального положения. Рис. 333-. Приземления самолета с углами атаки меньше установочного допускать никоим образом нельзя, так как, подобно взлету, положение хвоста самолета выше горизонтального сопряжено с опасностью капотирования (рис. 334). Посадка на скорости требует хорошего, ровного аэродрома, так как пробег после приземления, по сравнению с предыдущими видами посадок, значительно больше и по скорости и по Рис. 334. длине. Посадка на скорости применяется в случае очень сильного, порывистого ветра. Это можно обосновать тем, что самолет во время выдерживания, вследствие угасания скорости, становится менее управляемым и тем самым подвергается неблагоприятному действию порывов ветра, могущих создать внезапное взмывание или хуже того — накренение самолета. Таким образом, выгоднее в этом случае вести посадку с несколько большей скоростью для повышения управляемости и, сократив стадию пролета самолета над землей, быстрее перейти к пробегу. 345 При посадке на скорости необходимо иметь в виду тенденцию самолета к взмыванию, т. е. к высокому прыжку, достигающему, в зависимости от скорости, 5—10 м высоты. Взмывание самолета может произойти по следующим причинам: 1. В момент приземления самолет получает некоторый удар колесами о землю, уничтожающий вертикальную скорость снижения, и заставляет самолет поворачиваться вокруг ЦТ, опуская хвост. Вследствие этого угол атаки крыльев увеличивается, а так как скорость самолета больше посадочной, то подъемная сила быстро возрастает, отделяя самолет от земли на некоторую высоту. 2. Такой же эффект может произойти, если на аэродроме имеются неровности (трамплины). Набегая на неровность, самолет отталкивается от нее, что также сопровождается увеличением угла атаки и, как следствие, взмыванием самолета (рис. 335). Рис. 335. 3. Третий случай взмывания может получиться, если летчик в момент касания или в начале пробега резко возьмет ручку на себя, создавая тем самым увеличение угла атаки и превосходство подъемной силы над весом самолета. При взмывании самолет быстро теряет скорость и затем круто парашютирует, сильно ударяясь колесами о землю. При достаточно большой высоте взмывания шасси может не выдержать напряжения от удара и сломаться, вызывая поломку и других частей самолета. Взмывание самолета легко уничтожается, если летчик в самом начале взмывания плавно даст ручку от себя, так чтобы остановить взмывание на высоте не более 1 м. Остановив взмывание, как только самолет опять начнет опускаться, следует снова совершить приземление. При этом летчик должен тщательно следить за расстоянием до земли, парировать крены и следить за направлением посадки во избежание сноса и разворота, которые могут вызвать капотирование. В случае высокого взмывания от 2 м и выше необходимо вытягивание самолета мотором; при этом газ следует давать плавно, так как, во-первых, резкое увеличение силы тяги в самом начале взмывания самолета может ухудшить положение, вызывая еще большее задирание носа, -а во-вторых, при резкой даче газа может „захлебнуться" мотор. Поэтому парирование взмывания мотором требует осторожности и опытности. При этом летчик должен быть готов в любое мгновенье выключить зажигание, на случай, если силы тяги и высоты окажется недостаточно для успешного вытягивания са- 346 молета. В противном случае возможное капотирование с мотором может вызвать пожар. Небольшие прыжки (ниже высоты выдерживания) отдавания ручки не требуют; при опускании ручка подтягивается на себя, чтобы смягчить вторичный толчок о землю. 158. Влияние ветра на посадку Большое влияние на процесс посадки и в частности на длину пробега оказывает ветер. Посадку, как правило, нужно совершать против ветра. Встречный ветер уменьшает путевую скорость самолета и, следовательно, длину пробега. Кроме того, посадка против ветра более устойчива и управляема, что облегчает ее выполнение. Птицы всегда садятся против ветра, что подтверждает и без того очевидную выгоду встречного ветра при посадке. Посадка в условиях попутного ветра отличается совершенно обратными свойствами. Посадочная скорость относительно земли в этом случае увеличивается на величину скорости ветра, и поэтому длина пробега самолета значительно возрастает, требуя большего аэродрома. Посадка по ветру вообще трудна для выполнения, особенно в условиях порывистого ветра. При пробеге самолета, когда его путевая скорость приближается к скорости ветра, рули управления перестают действовать, так как скорость самолета относительно воздуха в этот момент будет равна нулю. Таким образом, к концу пробега самолет, будучи неуправляем, подвергается неблагоприятному действию порывов ветра, могу-^ щих привести к аварии. Вследствие указанного, посадка с попутным ветром на практике применяется лишь в самых исключительных случаях. В случае посадки с боковым ветром самолет при расчетном планировании получает снос относительно земли, при котором ось самолета образует некоторый угол с направлением движения. Для сохранения необходимого направления посадки принято обычно накренять самолет в сторону ветра и создавать искусственное скольжение против ветра, противодействующее сносу. В конце выдерживания самолета крен убирается и производится нормальное приземление. Если же к моменту приземления все же появится снос, то, во избежание бокового удара шасси, летчик должен развернуть самолет по сносу. Во время пробега боковой ветер оказывает давление на фюзеляж, и самолет стремится развернуться против ветра, двигаясь по кривой. Благодаря этому в ЦТ самолета появляется, кроме бокового давления, еще центробежная сила, которая и вызывает накренение на подветренное крыло и возможность задевания концом крыла за землю. Кроме того, шасси за счет указанной центробежной силы получает дополнительную боковую нагрузку, могущую привести к поломке. Во время пробега летчик удерживает направление движения ногой по ветру, давая при этом элероны обратно. В случае боковых толчков самолет необходимо развернуть в сторону сноса,.т. е. так же, как и при взлете. 347 Расчет элементов посадки для случая ветра может производиться по тем же формулам, что и для безветрия. Но начальные скорости V как при выдерживании, так и при пробеге нужно брать с учетом скорости ветра, а именно V±wt где плюс относится к случаю попутного ветра, а минус — к случаю встречного ветра. Тогда уравнение для длины выдерживания можно написать так: ?.=( у-,*-»)---?, и уравнение пробега: ^р = (^„с± <")'-?• Предлагаем самостоятельно решить задачи для случаев встречного и попутного ветров и обратить внимание на громадную разницу протяжений посадки в том и другом случае. | Длину пробега с вполне удовлетворительной точностью | можно определить, зная посадочный коэфипиент Кпос данного самолета. Подобно взлету, посадочный коэфициент получается | из отношения: I/2 IX ___ "ОС ^пос I > : ПР Ч| где L —пробег в нормальных условиях при безветрии. Поса- | дочную скорость и длину пробега своего самолета при без- | ветрии летчики обычно знают. Например, для самолета У-2 | /Спос приблизительно равен: К _1*1_97 Апос~ т~*>'' Если посадочный коэфициент своего самолета известен, то можно весьма быстро решать задачи по определению длины пробега в случаях различного ветра из равенства: L =--: (^пос±^)2 ПР К, пос где скорость самолета и ветра нужно брать в м/сек. Задача. Определить пробег самолета У-2 для встречного и попутного ветров, имеющих скорость 10 м/сек. Для встречного ветра: (18 — Ш)3 _, ^р--^7Г^~24л?' Для попутного ветра: ,np=Q. Разность сил G—Q сообщает самолету ускорение. Подъемная сила Р уравновешивает центробежную силу. Набрав достаточную скорость, самолет под действием подъемной силы выходит из петли, причем, приближаясь к режиму горизонтального полета (положение VI), летчик отпускает ручку в нейтральное положение и увеличивает газ для дальнейшего полета. Установлено, что в точке пересечения траектории петли скорости входа и выхода из петли близки по величине; поэтому после совершения первой петли непосредственно можно пойти на вторую, третью и т. д., давая мотору всякий раз при выходе полный газ. 161. Перегрузка самолета при петле Необходимость увеличения подъемной силы, по сравнению с нормальным весом самолета, для совершения петли указывает на то, что самолет при петле испытывает перегрузку. Наибольшую перегрузку самолет испытывает при входе и выходе из петли. В этих участках траектории она достигает, как было ранее указано, 3—3,5, т. е. ч P^3,5G. Вследствие изменения скорости при движении самолета по траектории петли перегрузка также изменяется. 352 При восходящем движении самолета перегрузка падает и достигает минимума в верхней точке петли, затем с нарастанием скорости перегрузка снова начинает увеличиваться. Зная посадочную скорость самолета и скорость, потребную для совершения петли, можно приближенно вычислить перегрузку в начале петли по формуле: п = V2 V 2 У пос где V означает начальную скорость петли, Vnoc — посадочную скорость, п — перегрузку. Например, если Упос = 70 км/час, V—138 км/час, то 1382 п — 70* 3,8. Причиной возникновения перегрузки, как известно, является сочетание большой скорости и большого угла атаки, отчего подъемная сила резко возрастает. Рис. 337. /•"* С Г л Помня формулу Р2 — Рс == 9-щт7» можно сказать, что перегрузка при петле зависит от значения величин, входящих в эту формулу, т. е. чем больше нагружен данный самолет, больше скорость и меньше радиус петли, тем большая создается перегрузка самолета. Из всего сказанного не трудно сделать вывод, что правильность и успешность выполнения петли зависит от того, какой по величине окажется центробежная сила в верхней точке петли. Если не будет обеспечено равенство Fc = Р + Q, то петля или получится с зависанием, т. е. парашютированием самолета на спину, или самолет совсем не достигнет верхней точки, и петля, следовательно, не получится. Так как величина силы Рс данного 23 Теория авиации ЗэЗ самолета зависит от скорости V и радиуса /*, то эти два фактора и должны быть центром внимания летчика при выполнении петли. Если при горизонтальном полете на малой скорости летчик, не разгоняя самолета, попытается сделать петлю, то последняя не выйдет, так как самолет, перейдя на подъем, быстро потеряет скорость, и когда подъемная сила станет меньшего веса, траектория изогнется книзу, т. е. самолет в результате перейдет на парашютирование с падением на нос (рис. 337). Схема сил в этом случае будет аналогична изображенной на рис. 283. Если тоже самое летчик проделает при большей поступательной скорости, то вначале траектория круто поднимется вверх, самолет примет вертикальное положение, а затем он абсолютно потеряет скорость и свалится на хвост с последующим быстрым переходом на нос (рис. 338). В этом случае может произойти одновременно с падением на хвост переход самолета на левое или правое крыло, если '*-*— летчик даст соответствующую ногу. Рис. 338. Наконец, возьмем третий случай, когда начальная скорость почти достаточна для петли. Тогда самолет может достигнуть верхней точки петли, где, однако, скорость окажется недостаточной, поэтому самолет начнет пара-шютировать на спину и, повернувшись носом книзу, перейдет в пикирование (рис. 339). При парашютировании на спину угол атаки становится сильно отрицательным, появляется отрицательная подъемная сила, и летчик повисает на ремнях. Такая петля называется „с зависанием". Это один из характерных случаев, требующих аккуратного привязывания летчика к самолету и тщательной пригонки привязных ремней. Неудачные петли, 354 _.- подобные только что описанным, получаются и в том случае, если начальная скорость петли вполне достаточна, но летчик слишком медленно или очень резко берет ручку на себя. При медленном выбирании ручки на себя и, следовательно, недостаточном увеличении подъемной силы самолет пойдет на подъем по кривой большего радиуса и потеряет скорость, не достигнув верхней точки петли, траектория при этом получится примерно такая, как на рис. 337, только большего радиуса. Если же летчик слишком быстро возьмет ручку на себя, то самолет хотя и разовьет большую подъемную силу, но лобовое сопротивление также резко возрастет, вследствие чего самолет быстро потеряет скорость, а следовательно, и инерцию, необходимую для выполнения петли. В зависимости от быстрого поворота ручки на себя характер траектории движения самолета получится похожим на тот, который изображен на --• РИС 338' Рис. 339. 162. Штопор Штопор, как показывает само название, есть спуск самолета по сильно вытянутой винтовой траектории. При штопоре самолет, двигаясь своим ЦТ по указанной траектории, имеет, кроме того, вращение вокруг своих вертикальной и продольной осей. Таким образом, характер движения самолета при штопоре отличается значительной сложностью, не позволявшей долгое время изучить сущность и причины, вызывающие штопорное движение. Однако в последние годы, в результате тщательных теоретических и практических исследований за границей и у нас в СССР, удалось правильно установить сущность штопора, объяснить его элементы и факторы, влияющие на характер самого штопо-рения самолета, а также входа и выхода из него. 23* 355 Результаты исследования штопора имеют колоссальное значение в летной практике, так как летному составу они дают сознательное пилотирование в случаях волевого и случайного штопора, а конструктору позволяют сделать расчеты, уменьшающие склонность самолета к штопору и облегчающие выход из него. По наклону фюзеляжа штопор разделяется на крутой, пологий и плоский. При крутом штопоре продольная ось самолета имеет наклон к горизонту до 60—65°, при пологом 45—50° и при плоском наклон фюзеляжа уменьшается до 30—35°. Рис. 340. Рис. 341. - На рис. 340 и 341 представлены положения самолета при крутом и плоском штопорах, где видно их различие по углу наклона фюзеляжа относительно горизонтали. Так как самолет, двигаясь по траектории штопора, в то же время имеет вращение вокруг продольной оси, причем внутреннее крыло находится как бы в стадии непрерывного относительного опускания, а внешнее крыло — в стадии подъема, то их углы атаки значительно отличаются друг от друга, причем у опускающегося крыла угол атаки сравнительно больше, а у поднимающегося он меньше. Однако при этом не происходит переворачивания самолета на спину, так как самолет в то же время имеет вращение вокруг своей вертикальной оси. Углы атаки при штопоре принято расценивать по их среднему зна- ъгк «>оО чению. Рассматривая чертеж и принимая во внимание, что направление движения самолета при штопоре близко к вертикальному, не трудно установить, что средний угол атаки имеет значительную величину и выходит за пределы летных углов атаки. При крутом штопоре среднее значение угла атаки колеблется от 18 до 25°, а при плоском штопоре угол атаки может достигать 60°. Таким образом, при штопоре самолет находится как бы в положении парашютирования с углом атаки, значительно большим посадочного. Вот это и является непосредственной причиной штопорного движения самолета. Явление штопора вытекает из явления поперечной неустойчивости самолета при больших углах атаки. Из пройденного мы знаем, что в этом случае даже незначительное нарушение поперечного равновесия вызывает возникновение дестабилизирующего момента, т. е. смещение ЦД в сторону поднимающегося крыла, не позволяющее самолету возвратиться снова в равновесие. В отношении штопора это явление принято называть самовращением самолета, так как, двигаясь под влиянием веса книзу, самолет находится под непрерывным действием этого дестабилизирующего момента, вращаясь вокруг продольной оси до тех пор, пока летчик не примет мер к уменьшению угла атаки самолета, при котором самовращение прекращается. 163. Схема сил при штопоре При установившемся штопоре ЦТ самолета двигается со скоростью V, касательной к любой точке траектории (рис. 342). Разлагая эту скорость по вертикальному и горизонтальному направлениям, получим две составляющие скорости: U—верти-, кальную скорость снижения и w — окружную скорость. Данные, характеризующие штопор, как то: высота, теряемая за один виток, время одного витка, радиус, а также величина сил, возникающих в результате движения, в основном зависят от соотношения и величины вертикальной и окружной скоростей. При штопоре на самолет действуют три основные силы: сила веса G, центробежная сила Fc и полное сопротивление самолета /?а, которое с вертикалью образует угол <р (рис. 343). Сила /?а может быть заменена двумя составляющими: горизонтальной Р и вертикальной Q, которые с небольшой погрешностью будем считать подъемной силой и лобовым сопротивлением. Складывая вес самолета G и центробежную силу Fet получим равнодействующую Glt аналогичную нов.ому весу. При установившемся штопоре силы находятся в следующем соотношении: Я. = C^-SV» =-Gt ' или Я =/?. sin ср - fc 357 и Q = Ra cos cp = G. Величина центробежной силы определяется по формуле: Р __ G<-)2«r с ~~ ~ 1Щ~» / Рис. 342. Рис. 343. Схема сил при штопоре. где to — угловая скорость вращения, выраженная в радианах в секунду. Если известно время одного витка штопора, то угловая скорость может быть определена из равенства: 2п 6,28 /.\ ------- _^ _ —— _,_ .' . - - - °)~ t ~ t • При штопоре, как и при всяком криволинейном движении, самолет испытывает перегрузку, величина которой п равна Я. отношению -Q-. Подставляя вместо G равное ему /?e cos аг\а fl.-ey^+l-sjl) • Подставляя полученное значение /?а в выражение для пере- ( М грузки \п==~?г)> окончательно получим: я = J/1 + о)У\2 9,81, Это уравнение позволяет определить перегрузку самолета при штопоре, если неизвестен угол наклона оси самолета ср. 164. Скорости и радиус штопора Определение поступательной скорости самолета при штопоре вытекает из основного равенства сил: Q =* G === Са р 5V2 cos cp, откуда v~y\ G Cap5cos«p' Таким "образом, скорость V при штопоре изменяется пропорционально:/?, j/-i-, |/?и|/~- Вследствие больших углов атаки при штопоре, величина Сл весьма значительна, и поэтому поступательная скорость относительно невелика. Расчеты показывают, что при нормальном штопоре она равна примерно средней скорости горизонтального полета, точнее она на 60—70% больше посадочной скорости данного самолета. При плоских штопорах скорость значительно уменьшается, превышая посадочную всего лишь на 10—15%. При этом необходимо отметить, что указатель скорости на штопоре дает неверные показания, так как, вследствие очень больших углов атаки, трубка Пито обтекается косым потоком, и разность давлений в приборе нарушается. 359 Вертикальная скорость О и окружная w могут быть опреде* лены из рассмотрения параллелограма скоростей (рис. 342): ?7=1/. sin 6, w =-= V-cos б, где 6 — угол наклона вектора V к горизонтали. Так как угол наклона траектории штопора 6 очень велик, то sin 6 есть величина, весьма близкая к единице. При нормальном штопоре она примерно равна 0,98—0,99, поэтому скорость по траектории V и вертикальная скорость U весьма близки по величине. Вертикальную скорость можно приближенно определить практическим путем в полете; для этого необходимо заменить величину потери высоты Н за несколько витков и время t, затраченное на это: U JL t •Если, кроме того, заметить количество витков а, которые совершил самолет на протяжении //, то можно определить потерю высоты h за один виток: И- н и — —— > а Радиус штопора можно вычислить из уравнения окружной скорости, а именно: но, с другой стороны, следовательно, w= V-cos 6, t2j = u>r; VCQS.8 ш Радиус штопора получается очень небольшой, в нормальном случае он даже меньше половины размаха самолета. Пользуясь приведенными выше основными формулами, решим ряд задач по определению главных элементов штопора. Пусть мы имеем следующие данные: вес самолета 890 кг, скорость по траектории 122 мн час, или приблизительно 34 м-сем, время 4 витков 8,4 сек., потеря высоты за 4 витка 282 м. Находим следующие основные данные штопора. 1. Потеря высоты за один виток: ~4~ ж 70,5 м. h 2. Время одного витка: М 4 2,1 сек. 360 fi f *•..'! "*рр& 3. Угловая скорость вращения: О) 2-3,14 0 , -?п- -= 3 рад/сек. 4. Вертикальная скорость: U=2j!?~33,6 м/сен. Z, 1 5. Угол наклона траектории: sin 6 = В? =- 0,985. о4 Находим по таблице тригонометрических величин: _/ в = 80°. 6. Окружная скорость. Находим по таблице значение cos 80°, оно равно 0,17: w = 34-0,17 = 5,8 м/сек. 7. Радиус штопора: 8. Перегрузка: -Д?— = 1,93 м. 32-1,93 \2 n = ]/l+(--^ 9,81 2. 9. Сила полного сопротивления при штопоре: ?а =890-2 = 1780 кг. 10. Угол наклона продольной оси самолета к горизонтали: 890 Л _ cos т = изо = 0,5. По таблице тригонометрических величин этому соответствует L <р = 60°. 165. Влияние центровки и других факторов на штопор Характер штопора, а также быстрота входа и выхода самолета из штопора в значительной степени зависят от центровки, т. е. от расположения ЦТ самолета. Из предыдущего известно, что существует три вида расположения ЦТ относительно САХ: переднее — от 25 до 30%, среднее или нормальное — 30—34% и заднее — от 34% и более, 361 В случае значительного переднего расположения ЦТ сила /?в при штопоре пройдет сзади ЦТ, образуя с равнодействующей Gn пару сил, момент которой стремится перевести самолет на малые углы атаки и, следовательно, прекратить самовращение (рис. 344). При передней центровке самолет, имеющий прочие нормальные условия, неохотно входит в штопор и очень быстро из него выходит. При соответствующем профиле крыльев и сосредоточенности основных грузов близко к ЦТ самолет с передней центровкой может в штопор совсем не входить. В случае средней центровки самолеты в большинстве сравнительно легко входят в штопор и выходят из него с небольшим запаздыванием, достигающим в зависимости от характера штопора до 3/4 — 2 витков. | i Лс I Рис. 344. Рис. 345. При задней центровке, если сила /?« при штопоре проходит впереди ЦТ, самолет, войдя в штопор, выходит из него с большим запаздыванием, и возможен случай, когда самолет из штопора совсем не выйдет. Объясняется это неблагоприятным действием момента пары сил /?а, Ол, который в этом случае стремится увеличить угол атаки и, следовательно, усугубить штопор (рис. 345). Задняя центровка, выходящая за допустимые нормы, приводит самолет к плоскому штопору. Расположение ЦТ относительно САХ, однако, не является единственным фактором, влияющим на штопор. Характер што-порения самолета зависит еще и от того, в какой мере рассредоточены основные грузы по трем основным осям самолета. Наиболее значительное рассредоточение масс у одномоторных самолетов бывает по продольной оси х — х, в меньшей \ \ .степени по поперечной' z — z и самое малое — по оси, перпен-'дикулярной к двум только что указанным осям у—у. Рассмотрим, как будет влиять на штопор разнос масс но продольной оси. \ Из рис. 346 видно, что, благодаря наклону фюзеляжа при вращении самолета вокруг вертикальной оси С—С, массы, расположенные к хвосту и носу фюзеляжа, подвергаются действию центробежных сил fc и f'c, которые стремятся увеличить радиус вращения этих масс, т. е. уменьшить наклон фюзеляжа и увеличить угол атаки самолета. Противодействие этому оказывает аэродинамическая сила, действующая на стабилизатор. Таким образом, становится ясным, что чем больше разнесены грузы по продольной оси самолета, тем больше будет их момент инерции, положе будет наклон самолета при штопоре, интенсивнее самовращение. Может быть случай, когда самолет, имея почти нормальную центровку, но чрезвычайно рассредоточенные массы по продольной оси, после нескольких витков с трудом выходит из штопора или даже совсем не выходит из него. Удаление масс в обе стороны от ЦТ по поперечной оси также оказывает некоторое влияние на штопор. При вращении самолета эти массы увеличивают общий момент инерции и несколько затрудняют выход из штопора. При этом центробежные силы, действующие на массы, стремятся поставить поперечную ось перпендикулярно к оси вращения (рис. 347). Рассматривая далее влияние рассредоточения масс по оси самолета у — у (рис. 348), можно установить, что эти массы при штопоре также обладают моментом инерции, но, с другой стороны, центробежные силы, действующие на массы, стремятся опустить нос самолета и перевести его на малые углы атаки, что способствует выходу из штопора. Не менее важным фактором, от которого зависит быстрота входа и выхода из штопора, является профиль крыльев. Рассматривая кривые Лилиенталя различных профилей, мы замечаем, что характер падения Су в закритической области бывает неодинаков. Так, например, тонкие профили с заостренным ребром атаки после Z <* ит имеют резкое падение С и поэтому их момент самовращения при штопоре велик. При этом самолет, обладаю- 363 Рис. 346. щий нормальной центровкой, легко входит в штопор и требует большего момента рулей для выхода из штопора. На рис. 349 дана примерная характеристика профиля с резким падением С в области самовращения. Крылья утолщенного профиля, наоборот, в большинстве с чаев имеют менее интенсивное падение Cv после критического угла атаки (рис. 350). \с \ Самолеты, снабженные такими крыльями, при нормальной центровке менее охотно входят в штопор и легче из него выходят, так как момент самовращения обладает меньшей величиной. . 4 а О Ьрит О {крит с, Рис. 349. Рис. 350. 166. Ввод и вывод самолета из штопора В летной практике штопор может быть выполнен по желанию летчика или он может произойти случайно в результате неправильного пилотирования. В том и другом случае штопор является результатом относительной потери скорости, при которой самолет, как мы установили, переходит на углы атаки, превосходящие критический. 364 Рис. 351. По желанию летчика самолет можно ввести в штопор с лю-^бого вида полета; нормально же исходным положением нужно считать горизонтальный полет. В этом случае для выполнения штопора летчик должен: а) закрыть газ мотора и постепенно выбирать ручку на себя доотказа для придания самолету угла атаки, при котором начинается самовращение; как только скорость дойдет до минимальной для дан-ного\самолета, дать ногу доотказа в желаемую eropoW Самолет при этом быстро опустит нос и под влиянием момента руля направления начнет вращение, которое не прекратится до тех пор, пока рули будут оставаться в указанном положении. Для ^быстрого вывода самолета из штопора нужно, во\первых, затормозить вращение поворотом рул^ направления в обратную сторону и, во-вторых,, уменьшить угол атаки, поставив ручку руля высоты в положение, приближающееся к нейтральному. В момент прекращения вращения самолета see управление должно быть приведено к нейтральному положению. Затем ручка берется на себя \для вывода самолета из пикирования. \ Порядок вывода самолета из штопора неодинаков для разных типов самолетов; на многих типах нужно одновременно давать ручку от себя в среднее положение между нейтральным и на себя и обратную ногу доотказа. По прекращении вращения вывод из пикирования выполняется так же, как и в первом случае. Если самолет выходит из штопора с запаздыванием, то никаких других движений рулями делать не следует. Из плоского штопора самолет выходит с трудом, причем возможны случаи невыхода из него. Объясняется это тем, что при значительном эффекте самовращения самолета рули действуют весьма слабо, так как их обтекание происходит под чрезвычайно большим углом. Действие руля высоты и особенно руля направления понижается, кроме того, от их взаимного затенения (рис. 351). При выводе самолета из плоского штопора на некоторых самолетах можно применять элероны, повернув их в сторону штопорения, так как на нелетных углах атаки элероны имеют обратное действие. В случае верхней децентрации винта (линия тяги выше центра тяжести) самолет может выйти из плоского штопора при помощи полного газа, так как тогда сила тяги дает пикирующий момент. Непроизвольный штопор в летной практике получается в большинстве случаев или на подъемах, когда самолет легко может потерять скорость при передирании, или на разворотах, связанных с положением рулей и всего самолета, способствующим переходу в штопор при недостатке скорости. 365 Случайный штопор весьма опасен на низких высотах, так как для вывода из него самолета требуется в среднем высота не менее 100 м. Большинство катастроф, происшедших в результате потери скорости по неосторожности летчиков, связан/ именно с недостатком высоты. Поэтому при подъеме после взле; следует со всей внимательностью следить за скоростью сауо-лета, за исправностью работы мотора, избегать разворотов/на небольших высотах при планировании и особенно при подтеме. 167. Боевой разворот \ Сущность боевого разворота заключается в быстрей перемене направления на 180° с набором высоты. Он представляет собой комбинацию виража и горки. Для выполнения боевого разворота требуется Достаточно большая начальная скорость, и самолеты со средним запасом мощности начинают эту фигуру с полным газом, у. е. с максимальной скоростью горизонтального полета. Истребители, обладающие большим запасом мощности, обычно начинают боевой разворот от средней скорости, но в процессе задирания самолетов газ дается доотказа. Если скорость в начале разворота недостаточна (превосходит посадочную менее/ чем в полтора раза), то самолет сильно задирать нельзя, в противном случае в верхней части разворота он потеряет скорость и свалится на нос или в штопор. В практике боевым разворотам предъявляются два основных требования: наименьшее время разворота и максимально возможный набор высоты. Время разворота, как мы знаем, .зависит от крена виража, а набираемая высота — от вертикальной скорости самолета. Эти два условия противоречат друг другу. Чем больше крен, тем больше расходуется мощности на разворот и меньше ее остается для набора высоты. Поэтому при боевом развороте большему крену будет соответствовать меньший набор высоты, но и меньшее время развороти, при меньшем крене — наоборот. Для большинства самолетов наиболее подходящим креном является 60°. Перегрузка при боевом развороте достигает 2,8—3. С увеличением нагрузки данного самолета начальная скорость боевого разворота и время увеличиваются, а крен и величина набора высоты уменьшаются. Уменьшение плотности воздуха оказывает на боевой разворот влияние, аналогичное увеличению веса самолета. 168. Перевороты через крыло По характеру движений самолета перевороты через крыло бывают двух видов: а) штопорные или быстрые, при которых самолет ©писывает сильно вытянутую спиральную траекторию; 366 г-^ б) медленные или управляемые перевороты, при которых вращение самолета происходит вокруг продольной оси. Те и другие виды переворота разделяются на ординарные, \двойные, или „бочки", и четверные („двойная бочка"). \ Ординарный штопорный переворот. Сущность его заклю-*вется в быстрой перемене направления полета на 180° путем совмещения следующих элементов движения самолета. \1. Кабрирование до 30—40°. Y Некоторый небольшой занос хвоста и одновременно с WM переворачивание самолета .на спину в желаемую стошну вокруг некоторой оси, проходящей через ЦТ самолета.\ 3. Удалее следует стадия выхода из переворота, аналогичная второй части петли. Обиий вид такого переворота представлен на рис. 352. В этом довольно сложном движении ЦТ самолета перемещается, WK уже было сказано, подобно штопору, по винтовой линии, ушевая до переворота на спину сделать полвитка штопора вокруг горизонтальной оси. Нормальный переворот с выходом на 180° выполняется следующим образом. Находясь в стадии горизонтального полета, летчик увеличивает скорость прибавлением газа до полуторной посадочнойДзатем плавным, но энергичным движением ручки на' себя задирает самолет до 30—40° и почти одновременно дает доотказ^ногу в сторону желаемого переворота, добирая ручку на себя\ Самолет немедленно опрокидывается через крыло в сторону данной ноги. С переходом самолета на спину летчик дает обратную Wry для .погашения инерции вращения самолета; руль высоты остается взятым на себя до того момента, когда самолет начнет всходить в горизонтальный полет. Присматриваясь к характеру выполнения переворота, замечаем, что положение рулей здесь такое же, как и при штопоре, т. е. ручка берется\доотказа на себя, нога — доотказа в желаемую сторону. Отсюда вытекает сходство траекторий переворота и штопора. В самом\ деле, при взятии ручки на себя самолет быстро увеличивает^ угол атаки, переходя в закритическую область, т. е. в область самовращения. Если летчик задержит рули отклоненными дйртказа, то самолет, не прекращая вращения, в итоге перейдет в\ обычный штопор. Необходимо заметить, что, подобно штопору, характер переворота зависит от типа самолета. Так, например, толстокрылые самолеты с большим размахом, с малой нагрузкой на площадь и передней центровкой неохотно делают переворот; выполненная фигура обычно имеет вид, представленный на рис. 353. Самолеты, имеющие тонкие крылья, большую нагрузку, малый размах и нормальную центровку, выполняют переворот легко и быстро. Перегрузка самолета, возникающая вследствие криволинейного движения, достигает ири нормальном перевороте 2—2,5 и зависит от начальной скорости, 367 8 ""•>*., Рис. 352. Ординарный штопорный переворот/ i i i д т \,7 - •> 368 Рис. 353. Вариант ординарного штопорного переворота, Двойной переворот, или „бочка". Этот вид переворота отличается от ординарного тем, что самолет делает полный виток горизонтального штопора, перевернувшись вокруг оси на 360°, т. е. снова до своего нормального положения (рис. 354). Для выполнения двойного переворота начальная скорость должна быть не менее двойной посадочной; при отсутствии достаточного запаса скорости самолет во втором полувитке, вяло вращаясь, переходит на снижение с опусканием носа. Увеличение начальной скорости при двойном перевороте сильнейшим образом сказывается на перегрузке самолета. В нормальном случае перегрузка дости- Рис. 354. Двойной переворот. гает 2—2,5, что можно определить точно так же, как и при У2 петле, т. е. п= v"a4 , где 1/нач — начальная скорость, с которой пос начинается фигура. Число витков траектории переворота зависит от величины начальной скорости. Для четверного переворота (два витка горизонтального штопора) требуется скорость приблизительно в 2,7 раза больше посадочной. Перегрузка при этом резко возрастает, достигая 6—7. Истребители допускают создание такой перегрузки, имея расчетную перегрузку 13 и более, но летчик при четверном перевороте испытывает от сильной перегрузки неприятные ощущения, потемнение в глазах и пр, 24 Теория авиация 3&9 Легкость вращения самолета при двойном и четверном переворотах зависит от факторов, указанных выше для ординарного переворота. Самолеты, не склонные к самовращению, двойных и тем более четверных переворотов не делают. Медленные или управляемые перевороты. В последнее время эти перевороты имеют большое распространение в истребительной авиации. Рис. 355 изображает траекторию и характер вращения самолета при управляемом двойном перевороте. В процессе всего переворота летчик управляет самолетом, откуда и вытекает его название „управляемый". Вращение здесь происходит под действием элеронов, отклоненных доотказа в желаемую сторону; в то же время летчик д Рис. 355. Вариант двойного переворота. действует рулями высоты и поворотов с целью сохранения высоты и направления. Для более конкретного представления, как выполняется управляемый двойной переворот, обратимся к рис. 355 — переворот левый. Положение 7. Самолет находится в линии горизонтального полета против намеченного ориентира. Скорость — несколько выше средней. Y Положение 2. Энергично дается ручка доотказа влево, поддерживая направление немного правой ногой. Положение 3. Оставляя ручку данной влево, отдают ее энергично вперед. Положение 4. Самолет переворачивается на спину. Ручка удерживается вперед и влево, затем немного отпускается, для того чтобы помочь вращению; ноги — нейтрально. Положения 5, 6 и 7. Самолет продолжает вращаться. Ручка дается от себя влево и нога влево доотказа, чтобы удержать направление самолета. Положение 8. Самолет устанавливается в горизонтальный полет протир намеченного ориентира. 370 t При ординарном управляемом перевороте самолет проходит первые четыре положения, фиксируется в перевернутом положении, а затем переходит на нос и в пикирование, совершая путь, аналогичный второй части петли. Управляемые перевороты не связаны с большим сопротивлением самолета и быстрой потерей скорости, как это имеет место при штопорных переворотах, поэтому их можно выполнять многократно, т. е. двойной, четверной и т. д. Перегрузка при управляемых переворотах незначительна, так как ЦТ самолета фактически перемещается почти по прямой траектории. Так как в процессе всего переворота самолет не теряет управляемости, то этот вид переворотов допускается выполнять одновременно звеном, не нарушая строя. 169. Переворот Иммельмана Быстрая перемена направления полета на 180° с набором высоты, кроме боевого разворота, может быть выполнена спо- 8 Рис. 356. Переворот Иммельмана. собом так называемого переворота Иммельмана. Эта фигура названа по имени летчика Иммельмана, впервые выполнившего и применившего ее в воздушных боях. Переворот Иммельмана состоит из выполнения первой половины петли, на вершине которой из положения вверх колесами самолет выходит в линию нормального горизонтального положения посредством или замедленной или быстрой полубочки (рис. 356). Перемена направления при этой фигуре получается вообще несколько медленнее, чем при ординарном перевороте, но она имеет то большое преимущество, что позволяет набрать высоту 24* 371 до 100—150 и более метров, имея в конце скорость, достаточную для немедленного совершения других эволюции. Эти два основных условия требуют достаточно большой начальной скорости, не менее чем в 2,5—2,8 раза превосходящей посадочную скорость. Вследствие этого перегрузка при „иммельмане" гораздо больше, чем при нормальной петле и ординарном перевороте, достигая 4,5—5. Если в верхней точке полупетли совершается замедленная или управляемая полубочка, то для этого требуется несколько больший запас скорости и, следовательно, больший разгон самолета в начале фигуры. В этом случае переворачивание самолета происходит главным образом под действием элеронов, отклоненных доотказа в желаемую сторону. Одновременно с этим ручка дается от себя для уменьшения угла атаки, что при наличии достаточной поступательной скорости повышает эффект элеронов. В случае быстрого или штопорного переворота во второй части „иммельмана" угол атаки самолета должен быть большим, для чего ручка берется на себя, а переворачивание происходит под действием руля направления, данного доотказа в желаемую сторону. К выходу в нормальное положение самолет делает полвитка горизонтального штопора (полубочку). Выполнение „иммельмана" возможно далеко не на всех типах самолетов. Современные истребители, обладающие громадным избытком силы тяги и высокой управляемостью, делают „иммельман" с большим набором высоты, легко переворачиваясь через крыло в верхней точке, полупетли. При правильном выполнении „иммельмана" на самолетах, имеющих указанные выше свойства, можно непосредственно после некоторого разгона в конце фигуры выполнить петлю, и таким образом в итоге самолет описывает вертикальную восьмерку. Самолеты же, имеющие по сравнению с истребителями большие размеры и вес, вместе с тегМ обладающие меньшей управляемостью и посредственным избытком силы тяги, при выполнении „иммельмана" требуют большего разгона, что связгно с возрастанием перегрузки. Первую часть фигуры такие самолеты выполняют вполне нормально, но в верхней точке полупетли скорость значительно падает, переворачивание через крыло получается вялым, причем самолет сильно скользит на опускающееся крыло, уменьшая набранную высоту. На разведывательных самолетах, которым свойственны вышеуказанные характеристики, при полной нагрузке „иммельман" не получается, и лишь при соответствующей разгрузке самолета выполнение этой фигуры может оказаться возможным. Необходимо отметить, что, вследствие реакции ВМГ, „иммельман" легче получается в направлении, противоположном вращению в-инта. Это объясняется тем, что обычно момент реакции уравновешивается увеличением угла установки соответствующего крыла из расчета средней мощности мотора. Если же мотор работает 372 на полной мощности, то момент реакции возрастает, и самолет снова получает тенденцию крениться в сторону, противоположную вращению винта, облегчающую таким образом переворот самолета в эту сторону. 170. Падение на хвост л При выполнении этой фигуры самолет имеет следующие стадии движения: а) вертикальное кабрирование с потерей скорости до нуля; б) падение на хвост с последующим переходом на нос, в пикирование; в) выход самолета из пикирования (рис. 357). \ и=о pJs Рис. 357. Падение на хвост. Вначале техника выполнения этой фигуры аналогична первой четверти петли, а именно: летчик, дав полный газ, несколько выдерживает самвлет п© гвризонтали и затем энергичным 373 движением ручки на себя начинает как бы петлю. Когда же самолет примет положение, близкое к вертикальному вверх, ручка дается от себя до нейтрального положения. Самолет под действием силы тяги и силы инерции (F+ т/) двигается вертикально вверх, быстро теряя скорость. На некоторой высоте скорость приходит к нулю, т. е. самолет на мгновение останавливается. В этот момент мотор закрывается, и затем ручка берется доот-каза на себя. Самолет под действием своего веса G начинает падение на хвост с быстрым нарастанием скорости. Сначала это падение будет вертикальным, но затем под влиянием пары сил Plt Ри, действующих на руль высоты и крылья, самолет быстро переворачивается вокруг ЦТ, на нос, уклоняясь несколько от вертикали. Действие этой пары сил имеет место лишь в самом начале движения на хвост, а затем, когда фюзеляж самолета примет наклонное положение, она уступает место другой, более мощной паре сил, которую составляют сила веса и сила полного сопротивления (G и /?а). Под влиянием этой пары угловая скорость вращения самолета резко возрастает, производя иногда на летчика впечатление рывка вперед. Далее самолет переходит в пикирование, из которого выходит обычным порядком. Высота восходящей части этой фигуры всецело зависит от избытка силы тяги, от начальной скорости, от нагрузки данного самолета и от характера выполнения. Чем больше избыток силы тяги и начальная скорость, тем выше поднимается самолет до точки полной потери скорости. С увеличением нагрузки самолета высота подъема уменьшается. Если при выполнении фигуры летчик не энергично берет ручку на себя, то самолет двигается вверх по дуге большого радиуса, не используя полностью силу инерции для крутого подъема; в результате потеря скорости произойдет на сравнительно меньшей высоте. Однако и чрезмерно резкое взятие ручки на себя, связанное со столь же резким возрастанием угла атаки, приводит самолет к быстрой потере скорости при движении вверх от слишком большого лобового сопротивления. Перегрузка самолета при нормальном выполнении фигуры получается не больше, чем при петле. Если для достижения более продолжительного движения на хвост летчик удержит самолет в вертикальном положении, то действующие при этом на рулевые поверхности силы стремятся их резко отклонить в крайние положения, причем с возрастанием скорости их становится трудно, а затем и совсем невозможно удержать в желаемом положении. Эта обратная нагрузка на рули может вызвать их поломку. Потеря высоты при падении на хвост от верхней точки до выхода достигает 120—150 м. 374 171. Падение листом \ Рис. 358. Падение листом. Падение листом представляет собой скольжение самолета во втором режиме попеременно в левую и правую стороны. В процессе этой фигуры летчик все время удерживает самолет в стадии относительной потери скорости, для чего закрывает газ и, выбрав ручку почти доотказа на себя, переводит самолет на большие углы атаки. Затем движением ножного управления он накреняет самолет то в одну, то в другую сторону, создавая скольжение на опущенное крыло (рис. 358). Представим себе самолет в стадии парашютирования, причем капот слегка опущен относительно горизонта. Пусть летчик при этом даст правую ногу. Хвост самолета заносится влево, левое крыло немного опускается, и самолет начинает скользить на это крыло. Однако, благодаря смещению ЦД в сторону скольжения, самолет быстро выходит из крена, а летчик в этот момент дает обратную (левую) ногу, заставляя самолет скользить направо. Затем таким же порядком самолет переходит снова на левое крыло и т. д. Поскольку эта фигура связана с потерей скорости и штопорным положением рулей, при выполнении ее самолет легко может перейти в штопор, что требует от летчика большой внимательности и навыка. Падение листом можно осуществить также и на первом режиме, но в этом случае накренение самолета как в одну, так и в другую сторону получается с помощью элеронов. Характер фигуры при этом летчик может менять в зависимости от величины кренов. 172. Полет перевернутого самолета В повседневной летной практике все виды полетов перевернутого самолета, т. е. вверх колесами, не имеют применения, и их следует рассматривать как полеты специальные, доступные далеко не всем типам самолетов. * В перевернутом положении самолет может совершать как прямолинейные полеты, так и полеты по кривым траекториям. Схемы сил, действующих на самолет при перевернутых полетах, остаются те же, что и при соответствующих видах нормального полета. На рис. 359 изображены упрощенные схемы сил при режиме горизонтального полета, подъеме и планировании перевернутого самолета, 375 Основной особенностью самолета, летящего в перевернутом положении, когда его крылья работают обратной стороной, является резкое падение аэродинамического качества и, как следствие этого, весьма неблагоприятное изменение летных свойств самолета. В главе о работе крыла мы установили, что Рис. 359. Схемы сил при перевернутом полете. основным возбудителем подъемной силы несимметричного крыла, обтекаемого воздухом под положительными, а также под малыми отрицательными углами атаки, является верхняя выпуклость профиля. Следовательно, при движении крыла выпуклостью Яг-гИа тт-Шнл -Я—--#---' книзу на малых углах атаки создаются отрицательные подъемные силы, которые с увеличением угла атаки быстро уменьшаются, приходя к нулю в среднем при а от—4° до—8°; затем при дальнейшем увеличении углов подъемная сила возрастает, принимая положительное значение, причем характер возрастания резко отличается от нормального случая своей малой интенсивностью (рис. 360). 376 Возможность основных видов перевернутых полетов зависит главным образом от профиля крыльев, причем установлено, что толстые профили со значительной средней кривизной, а также все сильно вогнутые профили мало пригодны для перевернутых С полетов, вследствие чрезмерного падения Су и -^-. Например, некоторые из указанных профилей в перевернутом положении cv уменьшают максимум ~- до единицы, и, следовательно, в этом *~>х случае для осуществления перевернутого горизонтального полета потребовалась бы сила тяги, равная весу самолета, чего ВМГ развить не может. На рис. 361 дан график Лилиенталя крыла, продутого под углами атаки от +90° до —90°. /ff° V " чнг о 40* ~зг Рис. ,-62 Углы атаки, соответствующие перевернутому положению крыла, лежат в области отрицательных Cv. Сравнивая Су тах (С \ ~) кривых / и 2, не трудно убедиться в чрезвычайно ^-д'-пах резком изменении характеристики крыла в отрицательной области, делающем его непригодным для целей перевернутого полета. Наиболее подходящими профилями для этого явились бы симметричные тгрофили, так как их аэродинамические свойства остаются постоянными как для нормального, так и для пере-вернутог* п©ложений. Рис. 362 изображает кривую Лилиенталя 377 некоторого тонкого плосковыпуклого крыла, свойства которого могут удовлетворять перевернутому полету. Общее уменьшение Су перевернутого самолета непосредственно влияет на все элементы полета. При горизонтальном полете и при подъеме это вызывает значительное увеличение потребной скорости, тяги, а следовательно, и потребной мощности, причем полет возможен лишь на больших докритических углах атаки (см. кривую 2). Таким образом, при перевернутых полетах решающее значение имеет величина избытка мощности самолета. В случаях малого избытка мощности перевернутый горизонтальный полет и тем более подъем невозможны. При планировании на перевернутом самолете без мотора минимум угла снижения увеличивается почти до пикирования, и полет по пологим глиссадам требует достаточно большого газа. Специально построенные фигурные самолеты летают в перевернутом положении почти так же хорошо, как в нормальном. Для устойчивости в перевернутом полете самолет должен иметь центровку примерно такую же, как в нормальном; однако, если мы положим на спину самолет, сбалансированный для нормального полета, положение стабилизатора окажется не соответствующим новому режиму, и самолет проявит тенденцию перейти в пикирование. Для уравновешивания самолета летчик дает ручку сильно от себя, но этого может оказаться недостаточным, и самолет все же перевалится в пикирование. На самолетах, специально приспособленных к перевернутому полету, делается приспособление, при помощи которого стабилизатор можно быстро переставить в положение, соответствующее перевернутому полету. Если летчику не удалось удержать самолет на спине, получается довольно неприятное и даже опасное положение. Дело в том, что, опуская нос, самолет быстро разгоняется, а при дальнейшем пикировании и выходе из него в нормальное положение скорость доходит до очень большой величины и получается большая потеря высоты. При наличии поперечного угла крыльев самолет в пере- R вернутом виде уменьшает поперечную устойчивость, так как угол становится обратным. При перевернутых полетах действие рулей управления относительно основных осей вращения самолета остается тем же, что и при нормальных полетах, относительно же земли их действие становится обратным. Для увеличения угла атаки в этом случае летчик должен дать ручку от себя, а для уменьшения— наоборот; отсюда при изменениях углов подъема и планирования действие руля высоты также будет обратным; при отклонении перевернутой ручки влево правый элерон поднимается, а левый опускается, и самолет перейдет в правый крен, при отклонении ручки вправо получается левый крен; наконец, если летчик даст левую ногу, то самолет повернется вправо и при правой ноге — влево. Перевернутое положение в полете отражается в некоторой степени и на управляемости самолета в сторону небольшого 378 понижения чуткости рулей, причем более заметно это сказывается для элеронов, так как при их отклонениях не создается большой разницы подъемных сил левого и правого крыльев, что не трудно установить по кривой Лилиенталя (рис. 362, кривая 2). Руль направления при перевернутых полетах своей эффективности почти не изменяет. Рис. 363. Для перехода из нормального полета в перевернутый существует ряд способов, например: 1) медленный переворот на спину, через любое крыло, без кабрирования (рис. 363); 2) с обычного кабрирующего переворота, когда самолет принимает перевернутое положение в верхней точке траектории переворота (рис. 364); Рис. 354. 3) с полупетли, в момент, когда самолет, идя в нормальную петлю, находится в верхней точке траектории (рис. 365). В перевернутом положении возможно также выполнение фигурных полетов, как то: петли, переворота, штопора и др., причем динамика перевернутых фигур совершенно аналогична нормальному положению. Разница будет заключаться лишь в том, что перевернутый самолет подвергается обратной перегрузке, величина которой достигает примерно тех же значений, что и при нормальных фигурах. Таким образом, перевернутые фигурные полеты допустимы лишь на самолетах, специально рассчитанных на обратную перегрузку, в противном случае самолет может в воздухе сломаться. Полеты в перевернутом положении и особенно выполнение фигур с обратной перегрузкой требуют от летчика серьезной тренировки не только в технике пилотирования, но и в физиологическом отношении. При известной тренировке можно лететь на спине довольно долго. Есть примеры выполнения групповых полетов на спине звеном и даже отрядом, причем выполняются групповые виражи и перестроения. 379 Техника перевернутых полетов еще осложняется и тем, что летчик висит на привязных ремнях, опираясь ногами на специальные скобы или ремни на педалях. Элементарным условием безопасности перевернутого полета является плотное привязывание летчика к сидению и ног к педалям. Бывали случаи, когда плохо привязанный летчик отставал от сиденья и, боясь вывалиться из самолета, хватался за что-либо руками, упуская ручку. Поймать ручку обратно бывает нелегко, а самолет тем временем снижается и увеличивает скорость. Потеря педалей тоже весьма неприятна, а при штопоре даже, опасна. -ir~ Рис. 365. Из современных военных самолетов наиболее подходящими для перевернутых полетов являются истребители, так как они обладают обычно большим избытком мощности, снабжены крыльями скоростных типов, хорошо центрированы, имеют повышенную • управляемость и достаточно прочны на все случаи перегрузки. В заключение необходимо отметить, что продолжительные прямолинейные перевернутые полеты требуют специально рассчитанных на этот случай карбюраторов для сохранения нормального питания мотора. Обычные карбюраторы дают возможность осуществить перевернутый полет лишь на весьма короткое время. Бензиновые и масляные баки, а также водяная система должны быть предохранены от выливания горючего и воды через пробки. ' СОДЕРЖАНИЕ Отдел I Основные сведения по аэродинамике 1. Предмет аэродинамики..................... 2. Вес и весовая плотность воздуха ............. 3 3. Влияние давления и температуры................. 4 4. Инертность воздуха ....................... 5. Техническая единица массы.................... 5 6. Массовая плотность........................ 7 7. Состав воздуха..................... 8. Атмосферное давление. Высотомер .............. 8 9. Изменение температуры...................... 10 10. Международная стандартная атмосфера............. 11 11. Влияние высоты на полет. Потолок летчика ........... 13 12. Движение воздуха....................... 14 13. Давление в струе (закон Бернулли)............... . 15 14. Указатели скорости ........................ 18 15. Обтекание потоком тел различной формы . . .......... 22 16. Плоская пластинка........................ 22 17. Парадокс Эйлера........................ 25 18. Трение воздуха......................... 26 19. Несовершенные формы...................... 26 20. Основной закон сопротивления воздуха............. 29 21. Вывод основного закона сопротивления воздуха......... 33 22. Несимметричное обтекание.................... 34 23. Величина силы полного сопротивления .............. 37 24. Направление силы полного сопротивления........... 40 25. Разложение силы Ra на подъемную силу и силу лобового сопротивления.......... ..................... 42 26. Величина подъемной силы и силы лобового сопротивления .... 42 27. Физический смысл коэфициентов Су и Сx............. 45 28. Зависимость коэфициентов Су и Сx от угла атаки........ 46 29. Геометрические соотношения между силами Р и Q........ 46 30. Аэродинамическое качество.................... 48 31. Аэродинамические испытания................... 50 32. Основные аэродинамические приборы............... 50 33. Кривая Лилиенталя........................ 55 34. Аэродинамическое подобие и число Рейнольдса.......... 59 35. Геометрические характеристики крыльев............ 60 36. Возникновение подъемной силы крыла.............. 63 37. Явления в пограничном слое................... 68 38. Разрезные крылья........................ 70 39. Возникновение силы лобового сопротивления крыла........ 73 40. Парабола индуктивного сопротивления .............. 77 41. Переход на новый размах..................... 78 42. Центр давления крыла................... 79 43. Определение центра давления способом коэфициента моментов . . 82 44. Поперечное перемещение центра давления............ 86 45. Сопротивление воздуха при движении самолета.......... 88 46. Центр давления самолета..................... 93 47. Перемещение центра давления самолета по воле летчика..... 98 48. Перемещение центра давления самолета помимо воли летчика . . . 100 49. Графическое изображение перемещения центра давления самолета . 102 О т д е л II Управляемость и устойчивость самолета 50. Равновесие самолета....................... 105 51. Центр тяжести самолета...................... 105 52. Главные оси вращения самолета................. 109 53. Продольное равновесие самолета............... ПО 54. Продольное равновесие при верхней децентрации........ 111 55. Продольное равновесие при нижней децентрации......... 112 56. Действие струи винта.............. ....... 113 57. Протольная управляемость самолета . . .............. 115 58. Изменение угла атаки самолета с помощью руля высоты . . 115 59. Продольная устойчивость..................... 119 60. Поперечное равновесие самолета................. 122 61. Влияние работы винтомоторной группы на поперечное равновесие . 122 62. Уравновешивание реакции вращения винта............ 123 63. Поперечная управляемость........... ........ 124 64. Поперечная устойчивость самолета................ 126 65. Поперечная устойчивость при больших углах атаки........ 128 66. Равновесие пути......................... 130 67. Смещение киля........................ . 131 68. Действие руля направления.................... 132 69. Устойчивость пути........................ 133 Отдел III Винтомоторная группа 70. Общие свойства винтомоторной группы............. 136 71. Движения и скорости винта................. 137 72. Угол атаки элемента лопасти винта ............... 139 73. Аэродинамический спектр винта.................. 140 74. Влияние струи винта на, части самолета.............. 141 75. Формы винта............... ......... . 141 76. Шаг винта............................ 142 77. Винт с постоянным шагом..................... 143 78. Винт с переменным шагом.................... 145 79. Винт с изменяемым шагом.................... 145 80. Скольжение винта........................ 146 81. Тяга винта.................. ......... 150 82. Сопротивление вращению винта ................. 155 83. Изменение момента сопротивления и потребной мощности .... 157 84. Центробежные силы, действующие на винт..........• . . 160 85. Характеристика винтомоторной группы.............. 161 86. Полезная мощность винта . . .................. 162 87. Влияние высоты на работу винтомоторной группы........ 166 88. Применение винтов изменяемого шага.............. 167 89. Перестроение характеристики винтомоторной группы на новые обороты и плотность воздуха ..... ............... 168 Отдел IV. Режимы полета 90. Особенности режимов полета ................... 174 91. Режим горизонтального полета. Схема сил............ 174 92. Скорость горизонтального полета . . . . 176 93. Влияние нагрузки на скорость.................. 177 94. Влияние угла атаки на скорость................. 180 95. Посадочная скорость....................... 181 96. Положение самолета на разных скоростях............ 182 97. Тяга, потребная при режиме горизонтального полета .... . . 183 98. Кривая Пено для тяги....................... 185 99. Мощность, потребная при режиме горизонтального полета .... 187 100. Два режима горизонтального полета............... 191 101. Коэфициент мощности................. 194 102. Обороты винта, потребные для режима горизонтального полета . . 196 103. Полет на высоте......................... 198 104. Мощность, потребная при полете на высоте............. 201 105. Расчет дальности полета ..................... 204 106. Подъем самолета......................... 215 107. Схема и взаимодействие сил................... 215 108. Скорость при подъеме ................ 216 109. Угол подъема........................... 217 110. Вертикальная скорость подъема.................. 218 111. Мощность, расходуемая на подъем............... 219 112. Баланс мощности при подъеме.................. 220 113. Указательница траекторий подъема................ 221 114. Влияние высоты на вертикальную скорость. Потолок самолета . . 223 115. Определение потолка методом числа оборотов.......... . 225 116. Барограмма подъема....................... 228 117. Планирование самолета...................... 229 118. Схема и взаимодействие сил при планировании.......... 230 119. Скорость планирования...................... 231 120. Угол планирования........................ 233 121. Дальность планирования..................... 235 122. Вертикальная скорость снижения ................. 238 123. Пикирование........................... 241 124. Таблица режима планирования.................. 243 125. Указательница глиссад.................. 244 126. Планирование с работающим мотором............... 246 127. Парящий полет............................ 246 128. Скольжение........................... 250 129. Влияние различных факторов на летные качества самолёта .... 252 A. Влияние изменения мощности мотора............. 252 Б. Влияние изменения веса самолета............... 254 B. Влияние изменения сопротивления самолета.......... 260 Отдел V. Неустановившиеся движения самолета 130. Случаи неустановившегося движения............... 262 131. Зависимость между силой, массой и ускорением......... 263 132. Возникновение криволинейного движения............. 264 133. Импульс силы и количество движения.............. 267 134. Неустановившееся движение самолета, вызванное изменением тяги винта.............................. 268 135. Неустановившееся движение, вызванное изменением угла атаки . . 271 136. Окончательные результаты, даваемые изменением угла атаки . . . 273 137. Ввод в планирование без начальной скорости с выключенным мотором ........ .................... 281 138. Горизонтальный вираж...................... 285 139. Схема и взаимодействие сил на вираже.............. 287 140. Перегрузка на вираже..................... 289 141. Зависимость между углом крена, радиусом и скоростью..... 291 142. Время замыкания полного круга................. 292 143. Скорость на вираже........................ 292 144. Сила тяги и мощность на вираже................. 293 145. Кривая Пенс для тяги на вираже................. 294 146. Вираж в кратчайшее время и вираж наименьшего радиуса .... 298 147. •Влияние высоты на вираж..................... 308 146. Явления, сопровождающие вираж................ 308 149. Спираль............................. 309 150. Взлет.............................. 312 151. Длина и время разбега...................... 315 152. Влияние ветра на взлет...................... 319 153. Взлет с площадки малого размера................ 321 154. Посадка............................. 335 155. Приближенный расчет времени и длины выдерживания и пробега самолета при посадке..................... 338 156. Способы улучшения посадочных свойств самолета........ 341 157. Виды посадок.......................... 344 158. Влияние ветра на посадку..................... 347 Отдел VI. Фигурные полеты 159. Петля.............................. 349 160. Взаимодействие сил на петле................... 349 161. Перегрузка самолета при петле.................. 352 162. Штопор............................. 355 163. Схема сил при штопоре..................... 357 164. Скорости и радиус штопора................... 359 165. Влияние центровки и других факторов на штопор....... . 361 166. Ввод и вывод самолета из штопора................ 364 167. Боевой разворот........................ 366 168. Перевороты через крыло.......... .......... 366 169. Переворот Иммельмана..................... 371 170. Падение на хвост...................... ... 373 171. Падение листом......................... 375 172. Полот перевернутого самолета.................. 375 Технический редактор Бабочкин Редактор военинженер 3 ранга Цыгулев Корректора Аксенова и Богоявленская Сдано в производство 29.12.38 Формат бумаги 60X92",,, Уполном. Главдита J* Г—3371 Подписано к печати 7.9.39 Объем 24 печ. л. 25,51 уч.-авт. л, Изд. № 727. Зак. № 3 Отпечатано во 2-й тип. Государственного военного изд-ва НКО СССР им. К. Ворошилова. Ленинград, ул. Герцена 1