Владимир Пышнов: Из истории летательных аппаратов

Полученные результаты показаны на рис. 12 и 13 пунктирной линией. Подобное продление поляры имело бы место при более широких крыльях. Как видно из рисунков, это дало бы незначительное увеличение перегрузки, но значительно уменьшило бы радиус и время виража (время виража снизилось бы до 8,1 сек, а радиус был бы равен 35 м). Следует указать, что если у самолета "Ньюпор" средняя ширина крыла (сумма ширины верхнего и нижнего крыльев) составляла около 1,9 м, то у английского самолета Сопвич "Кемел" она была равна 2,7 м. При взлете самолета "Ньюпор" среднее значение силы тяги составляло около 250 кГ, или 45% веса. Это довольно большая тяга, которая давала среднее ускорение, равное со 4 м/сек2; при отрыве на скорости, равной 20 м/сек, время разбега будет равно 5 сек и длина разбега -- 50 м. При скорости встречного ветра 5 м/сек длина разбега составляла всего 30 м.

Рис. 11 График скоростей и скороподъемности самолета "Ньюпор-17"

Рис. 12. График для расчета максимальной перегрузки самолета "Ньюпор-17"

Взлет самолета "Ньюпор" был очень эффектным -- после очень короткого разбега самолет почти сразу переходил на набор высоты под углом 16о-17о. Некоторые летчики после отрыва начинали выполнять спиральный набор высоты. При крене в 45о и скорости около 100 км/час самолет мог выполнять спираль с радиусом около 70 м, совершая один виток за 17 сек и набирая около 80 м высоты. Спиральный взлет был очень опасен, так как в случае остановки двигателя на малой высоте летчик не успевал перевести самолет на планирование и он обычно переходил в штопор.

Рис. 13 Характеристики маневренности самолета "Ньюпор-17" на малой высоте

Расчет расхода топлива в полете показал, что минимальный часовой расход составлял около 12 кг/час при скорости 100 км/час и около 25 кг/час на мощности, близкой к максимальной. При запасе топлива, равном около 60 кг, время полета с маневрированием составляло около 2 час. Максимальную дальность самолет имел при скорости 125 км/час, при километровом расходе 0,12 кг/км; при этих условиях максимальная дальность могла составить около 500 км.

Приведенные материалы могут дать известное представление о том, что представлял собой истребитель времен первой мировой войны.

При неработающем двигателе винт обычно останавливался и величина вредной площади становилась равной около 1,2 м, а аэродинамическое качество К6. При скорости 80-85 км/час скорость снижения была равна 4 м/сек; при спирали с креном в 45о и скорости 100 км/час радиус спирали был равен около 80 м, время витка -- 20 сек и снижение за один виток -- около 120 м.

Самолет И-5

Самолет "И-5" (рис. 14) был разработан группой конструкторов под руководством Н. Н. Поликарпова и Д. П. Григоровича в 1930 г. Это был типичный биплан с двигателем воздушного охлаждения, имеющим звездообразное расположение цилиндров. Вначале на каждом цилиндре был индивидуальный обтекатель, а затем был применен общий кольцевой обтекатель.

Рис 14 Схема истребителя "И-5"

Крылья самолета имели довольно толстый профиль с плоской нижней стороной. Казалось бы, ни по схеме, ни по мощности двигателя самолет не отличался от ранее построенных истребителей. Его достоинства определялись малым весом пустого самолета и большим значением перегрузки при маневре; хорошо были отработаны и его органы управления.

На рис. 15 даны поляры и профиль крыла самолетов "И-5" и "И-153". На рис. 16 даны графики скоростей по высотам и вертикальных скоростей для самолета "И-5".

Для расчета маневров самолета удобно применить такую последовательность. Для некоторой скорости V мы знаем максимальную силу тяги двигательной группы Р; при установившейся скорости полета или маневра эта тяга должна быть равна силе сопротивления; отсюда мы можем найти коэффициент сопротивления СxP/qS, а, пользуясь полярой или формулой для нее, по Сх, находим Су, и тогда величина подъемной силы будет:

Рис. 15. Профиль крыла и поляры самолетов истребителей "И-5" и "И-153"

Рис. 16. Характеристики скоростей и скороподъемности самолета "И-5"

Рис. 17. Характеристики тяги и максимальной подъемной силы самолета "И-5" для малой высоты

Произведя такие расчеты для ряда скоростей, мы сможем построить график подъемной силы по скорости (рис. 17); затем определим коэффициент перегрузки nу для желаемого значения веса самолета и найдем радиус виража и время совершения круга:

Величины ny, r, t наносим на график (рис. 18). Подобный расчет можно проделать и для другой высоты, взяв соответственно силу тяги и значение скоростного напора для этой высоты.