Из истории летательных аппаратов - [16]

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

и время совершения полного круга

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

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

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