Владимир Пышнов: Из истории летательных аппаратов

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.

Учитывая бипланную схему, мы можем получить эквивалентный размах

Величину F можно найти по известной нам максимальной скорости самолета, равной 65 км/час, или 18 м/сек; приравнивая выражения для тяги 75Nh/V и сил сопротивления, мы получим значение F:

для h0,75 и G500 кГ получим F4,5-5 м2.

Теперь найдем максимальное аэродинамическое качество Kmах0,78lэ/F1/24,2 и скорость полета на максимальном качестве

или 47 км/час.

Важно посмотреть, какому значению Cу это соответствует. Значение Cу равно удельной нагрузке на крыло, деленной на скоростной напор:

Интересно, что в это выражение не входит размах крыльев. Для самолета "Фарман-4" мы получим Cун1,1; это довольно большое значение Cу, близкое к предельному; для полета на минимальной мощности мы получили бы Cуэ1.73Cун1,9 -- что явно выше максимального значения. Из этого мы можем сделать вывод, что увеличение ширины крыльев позволило бы увеличить максимальную подъемную силу.

Определяя Ymах, мы должны исходить из условия полета при максимальном качестве, а не на экономичном режиме. Учитывая приближенно, что на пониженной скорости будет уменьшен коэффициент полезного действия винта и уменьшена мощность двигателя из-за уменьшения числа оборотов двигателя, мы примем h0,7 и N47 л. с.; тогда получим:

При полетном весе, равном 500 кГ, запас подъемной силы будет равен nуYн/G1,4-1,45. Это довольно малый запас, но для полета на малых высотах с ограниченным маневрированием достаточный. При полете с пассажиром полетный вес будет равен приблизительно 580 кГ и ny1,25. Это уже очень малый запас, и подобные полеты, в том числе, и учебные, производились на малых высотах в хорошую погоду. В 1910 г. летчик Е. В. Руднев совершил перелет с пассажиром из Петербурга в Гатчину дальностью около 65 км. Этот перелет происходил в условиях пониженной температуры, когда мощность двигателя увеличилась примерно на 4% и плотность воздуха -- на 7-8%; это дает увеличение Y на 5% и тогда Ymах760 кГ.

При неработающем двигателе воздушный винт дает значительное дополнительное сопротивление, особенно, если он вращается; значение F в этом случае равно примерно 5,5 м2 и аэродинамическое качество около 3,9 при Су1,3. Спуск нужно производить с запасом скорости, когда Су будет не более 0,8 и аэродинамическое качество окажется равным примерно 3,5. Это будет соответствовать довольно крутому планированию под углом 16,5о при скорости 15,5 м/сек и при скорости снижения 4,5 м/сек.

Низкое аэродинамическое качество при малой скорости полета вызывает очень неблагоприятные явления при внезапном уменьшении тяги. Допустим, что самолет летит горизонтально и тяга равна силе сопротивления. К высоте полета h прибавим кинетическую высоту hкV2/2g и получим энергетическую высоту hэh+hк. В случае остановки двигателя начнется падение уровня энергии по условию Dhэ-Ds/K, и линия уровня энергии резко переломится. Траектория полета будет изменяться более плавно. Выражение для подъемной силы можно дать через кинетическую высоту Y Суrghк

Из рис. 4 легко видеть, что сразу же после остановки двигателя начнется резкое уменьшение hэ примерно по условию

Если в исходном полете V18 м/сек, hк16,6 м, то через 2 сек после остановки двигателя самолет пройдет путь около 30 м и уровень энергии понизится на 9 м. За это время самолет не успеет существенно уменьшить высоту и потому величина hк окажется уменьшенной почти в два раза, а вместе с ней и подъемная сила. Самолет окажется в условии возмущенного движения по отношению к траектории планирования, опишет некоторую волнообразную траекторию и через некоторое время может войти в режим планирования с постоянной скоростью.