Из истории летательных аппаратов - [8]

Следует указать, что для планера, не имеющего двигателя, тоже можно рассматривать длительно действующую подъемную силу, если исходить из определенной допустимой скорости снижения при выполнении спирального спуска. Тогда мы тоже будем иметь некоторую исходную мощность, равную произведению веса планера на скорость снижения.

Максимальная подъемная сила самолета равна максимальной величине произведения силы тяги на аэродинамическое качество (Р K)mах. Определение Р К осложняется тем, что сила тяги зависит от скорости V, а аэродинамическое качество -- от угла атаки, который в свою очередь будет определяться как скоростью, так и величиной Y. Подставив соответствующие выражения для Р и V

и приняв аналитическое выражение для поляры

мы можем определить Y и затем отыскать его максимальное выражение.

Однако часть работы мы уже проделали при нахождении скорости снижения для планера. Умножая скорость снижения на вес, получим мощность, которая потребовалась бы для горизонтального полета. Подставляя вес, равный максимальной подъемной силе, мы получим максимальную полезную мощность:

Это выражение можно несколько видоизменить, подставив Kmах0,785 l/F1/2:

Учитывая, что режим полета будет несколько отличаться от наивыгоднейшего, что на пониженной скорости и коэффициент полезного действия будет уменьшен, а при винте фиксированного шага снизятся обороты двигателя и несколько упадет мощность, в итоге получим:

Из этих выражений можно сделать очень важные выводы о свойствах самолетов: при данной величине вредной площади F подъемная сила, которую может развивать самолет, зависит в наибольшей -- первой -- степени от величины размаха крыльев; от мощности двигателей она зависит слабее -- в степени 2/3; увеличение вредной площади влияет на подъемную силу очень слабо -- в степени 1/6. Так, например, при увеличении F в два раза подъемная сила окажется уменьшенной только на 12%.

Если рассматривать самолеты, подобные по форме, то подъемная сила будет определяться произведением мощности на размах крыльев. При поднятии на высоту подъемная сила будет убывать пропорционально корню кубичному из изменения плотности воздуха и, кроме того, соответственно изменению мощности двигателей с высотой в степени 2/3. Зная величины максимальной подъемной силы на разных высотах, мы легко можем определить высоты потолков при различных полетных весах.

Полет на самолете будет надежен только при наличии возможности маневрирования. Иными словами, полетный вес должен быть существенно меньше, чем величина максимальной подъемной силы. Изучение характеристик самолетов показало, что при полете на малой высоте вес самолета не должен превосходить 60-65% максимальной подъемной силы, однако, даже у маломаневренных самолетов вес, как правило, не превышает 50-55% максимальной подъемной силы на малой высоте. В дальнейшем при рассмотрении характеристик летательных аппаратов мы будем прежде всего определять максимальную подъемную силу, пользуясь приведенными приближенными формулами, или производить более точный расчет с помощью метода, который будет изложен далее.

Рис. 3. Схема учебного самолета "Фарман-4" (1909 г) с ротативным двигателем "Гном" мощностью 50 л. с. Размах крыльев 10,5 м; площадь крыльев 42 м2; вес пустого самолета около 350 кГ; полетный вес с одним летчиком 500 кГ.

Перейдем к рассмотрению характеристик и свойств самолета "Фарман-4". Как видно из схемы, приведенной на рис. 3, это биплан с прямоугольными крыльями, многочисленными стойками и растяжками. Двигатель толкающий, т. е. расположенный позади крыльев и позади центра тяжести. Хвостовое оперение тоже бипланное и соединено с коробкой крыльев деревянной фермой с проволочными растяжками. На хвостовом оперении находятся задний руль высоты и два руля направления. Спереди на небольшой ферме установлен передний руль высоты. Оба руля -- задний и передний -- отклоняются одновременно, но, естественно, в разные стороны. Интересно, что у ранних вариантов самолета был только передний руль, затем был добавлен и задний, а еще позже передний руль вместе с фермой был убран. Элероны имеются на обоих крыльях, но управление ими сделано упрощенное и они могут отклоняться только вниз.

В центральной части самолета установлена грузовая рама в виде двух брусков, соединенных поперечинами. В задней части рамы установлен двигатель, а в передней -- два сиденья, ручка управления и ножная педаль; ручка помещена не в центре, как обычно, а справа. Летчик и пассажир сидят совершенно открыто в воздушном потоке. Управление двигателем производится при помощи крана подачи бензина и "контакта" -- включателя зажигания.

Ротативный двигатель "Гном" имел очень широкое распространение в период 1909-- 1914 гг. Его устройство интересно тем, что коленчатый вал закреплен, а цилиндры, расположенные звездообразно, вращаются вместе с картером. Винт прикрепляется к картеру. Устройство двигателя очень просто, вес его небольшой: двигатель мощностью 50 л. с. весил 76 кГ. Экономичность двигателя была низкая и надежность его невысокая, однако, при умелом уходе он работал достаточно надежно. П. Н. Нестерову пришлось летать только на самолетах с ротативными двигателями и даже совершать на них довольно длительные перелеты.