ов на свободном аэростате. Один
из полетов был довольно длительный -- за 13 час было пройдено около 800 км.
НА УЧЕБНОМ САМОЛЕТЕ
Занимаясь в воздухоплавательной школе, П. Н. Нестеров стремился перейти
к полетам на самолетах. Сначала он получил разрешение заниматься в
авиационном отделе школы, а затем перешел окончательно в это отделение для
обучения полетам.
В те годы для обучения полетам применялись два типа самолетов:
двухместный биплан "Фарман-4" и одноместный моноплан "Блерио-XI". В период
1909-- 1912 гг. это были два самых популярных самолета. В соответствии с
этим существовали и две методики обучения: школа Блерио и школа Фармана. В
России применялась в основном методика Фармана. Остановимся подробнее на
самолете "Фарман-4", на котором учился летать П. Н. Нестеров.
По своему внешнему виду "Фарман-4" очень напоминал уже описанные
балансирные планеры, но он был больше по размеру, имел толкающую
винтомоторную группу с ротативным двигателем "Гном" мощностью 50 л. с. и
шасси с колесами и полозьями. На первый взгляд самолет казался весьма
несуразным и неаэродинамичным. Из поверочного расчета этого самолета было
получено его максимальное аэродинамическое качество, равное со 4,5; но это
значение К соответствует большому значению Сy, а полеты выполнялись при
качестве, равном 3,5-4,0.
Несмотря на свое аэродинамическое и конструктивное несовершенство, в
1910-- 1911 гг. самолет "Фарман-4" имел большое распространение и его
конструкции подражали очень многие конструкторы в Германии, Англии, России и
других странах. Конечно, увлечение самолетом "Фарман-4" было
кратковременным, но широко распространенным. Этот самолет видели жители
многих городов России при полетах С. И. Уточкина, М. Н. Ефимова и других, на
"четверке" начинали свою летную деятельность первые русские военные летчики
Л. М. Мациевич, Е. В. Руднев и многие другие.
Первый летательный аппарат, который пришлось увидеть автору в 1911 г.,
был "Фарман-4" под управлением С. И. Уточкина на московском беговом
ипподроме. Летом 1917 г. автор, будучи учащимся средней школы, подружился с
группой солдат -- учеников-летчиков московской авиашколы, которые обучались
на самолете "Фарман-4" почти без всякого наблюдения со стороны инструкторов,
сами обслуживали и ремонтировали этот летательный аппарат.
Самолет характеризуется рядом показателей. Подобно тому, как
грузоподъемность корабля определяется его водоизмещением, грузоподъемность
аэростата -- его газовым объемом, самолет, прежде всего, характеризуется
максимальной величиной подъемной силы, обеспеченной энергетически. Каждый
летательный аппарат, в котором используется энергетический принцип полета,
расходует мощность своего двигателя и способен некоторое время, определяемое
запасом топлива, развивать некоторую максимальную подъемную силу
Ymax. He нужно смешивать рассматриваемую подъемную силу с ее
предельной величиной, которая может быть получена при быстром увеличении
угла атаки и величина которой ограничивается прочностью конструкции.
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
Kmах=0,785•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.
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 h=0,75 и G=500 кГ получим F=4,5-5 м2.
Теперь найдем максимальное аэродинамическое качество
Kmах=0,78lэ/F1/2=4,2 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 Cун=1,1; это довольно большое значение Cу,
близкое к предельному; для полета на минимальной мощности мы получили бы
Cуэ=1.73Cун=1,9 -- 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 h=0,7 и N=47 л. с.; тогда получим:
При полетном весе, равном 500 кГ, запас подъемной силы будет равен
nу=Yн/G=1,4-1,45. 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
ny=1,25. 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 Ymах=760
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 Су=1,3. 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 hк=V2/2g и получим
энергетическую высоту hэ=h+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 V=18 м/сек, hк=16,6 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.
Рис. 4. Схема полета самолета "Фарман-4" при остановке двигателя
Важно обратить внимание, сколь быстро произошла потеря скорости. Если
летчик инстинктивно попытается удержать самолет от "проваливания", скорость
упадет еще более резко; гораздо лучше было бы энергично уменьшить подъемную
силу быстрым наклонением самолета вниз, и еще лучше, если бы самолет сам, в
силу своей устойчивости, автоматически уменьшил угол тангажа.
К сожалению, самолет "Фарман-4" вследствие очень задней центровки не
имел такой тенденции и, если летчик не наклонял его с помощью руля высоты
довольно круто вниз, он оставался примерно в исходном горизонтальном
положении. Почти все аварии этого самолета происходили в результате перехода
его в парашютирование в случае внезапной остановки двигателя или при вялом
переводе самолета на планирование.
Автору приходилось не раз наблюдать эти явления и видеть много
фотографий аварий самолета "Фарман-4" в результате потери скорости и
перехода в парашютирование. К счастью, благодаря малой удельной нагрузке на
крыло и некоторым особенностям аэродинамики при парашютировании самолет
снижался довольно медленно, с небольшим углом крена. Самолет в этом случае
почти не разбивался, а летчик вообще не страдал при ударе.
На рис. 5 показаны основные летные характеристики, полученные из
поверочного аэродинамического расчета самолета "Фарман-4" для веса 500 кГ.
Потолок самолета, оказался несколько менее 2000 м.
Рис 5. Основные летные характеристики самолета "Фарман-4" по
поверочному расчету
Остановимся еще на этом самолете как на учебном. В 1909-- 1910 гг.
системы обучения еще не было разработано. Естественно, что конструкторы
первых самолетов учились летать самоучкой, начиная с рулений и подлетов по
прямой; повороты тоже вначале делали без крена. Затем стали складываться две
системы обучения. Одна -- система Блерио, по которой ученик начинал
самостоятельно рулить на специальном самолете, вообще не способном взлететь.
Затем он переходил на другой одноместный самолет, который мог подлетывать, и
так постепенно осваивал пилотирование. Бывали примеры, когда человек, купив
самолет, сразу на нем вылетал; так, например, было с известным летчиком С.
И. Уточкиным, однако, он был разносторонним спортсменом.
У самолета "Фарман-4" два сиденья были расположены друг за другом в
передней части рамы, которая свешивалась перед крылом; ножная педаль
предназначалась для сидящего впереди летчика. Ручка управления была
расположена справа так, что за нее летчик держался только правой рукой, а
пассажир тоже мог до нее дотянуться. Ноги пассажира просто свешивались с
крыла, а левой рукой он придерживался за стойку.
Управление двигателем состояло из выключателя зажигания -- "контакта" и
крана подачи бензина. Работа двигателя контролировалась "на слух", и только
для контроля работы поршневого масляного насоса имелся "стаканчик", т. е.
стеклянный пузырек, в котором уровень масла колебался 84 раза в минуту при
вращении двигателя с угловой скоростью 1200 об/мин. Считая пульсации масла,
можно было примерно установить число оборотов двигателя. Для контроля высоты
летчик привязывал к ноге высотомер.
Взлет самолета происходил следующим образом: 6-8 человек держали
самолет, а техник пролезал в хвостовую ферму и, убедившись, что контакт
выключен (спросив об этом летчика), проворачивал винт и ставил его на
компрессию. Затем он командовал: "Контакт!" -- и рывком проворачивал винт, а
летчик в это время включал зажигание. Если двигатель не заработал, все
начиналось сначала; если начинались вспышки, техник быстро убегал, а самолет
держали до тех пор, пока двигатель не разовьет полное число оборотов и
летчик не махнет рукой, чтобы самолет отпустили, и тогда начинался разбег.
Длина разбега у самолета "Фарман-4" была около 60 м и разбег занимал
6,5-7 сек. Описанный порядок взлета применялся на всех самолетах с
ротативными двигателями "Гном", так как они не имели "малого газа" и при
отсутствии поступательного движения быстро перегревались. Ротативные
двигатели "Рон" и "Клерже" могли работать на сравнительно малых оборотах, но
все же быстро перегревались, и потому, как только двигатель начинал
устойчиво работать на полной мощности, летчик давал сигнал отпустить самолет
и начинал разбег.
При обучении на самолете "Фарман-4" вначале ученик сидел сзади и
держался за ручку управления над рукой инструктора. После усвоения техники
управления ручкой ученик делал рулежки для освоения работы рулем
направления, а затем начинал совершать полеты с инструктором, который в этом
случае сидел уже сзади и мог только исправлять движения ученика ручкой.
Через 20-- 30 полетов ученика выпускали в самостоятельный полет.
Следует указать, что тяжелые аварии на самолете "Фарман-4" были редки,
а поломки очень часты. Конструкция самолета состояла из лонжеронов сплошного
прямоугольного сечения, обтекаемых стоек сплошного сечения, проволочных
растяжек, ушковых болтиков и алюминиевых стаканчиков, в которые вставлялись
концы стоек. Поэтому ремонт самолета был очень прост, и только регулировка
натяжения "паутины" растяжек требовала опыта и времени.
Для получения диплома на звание пилота-авиатора требовалось выполнить
два полета: в одном из них совершить 10 восьмерок, а в другом -- после
получасового полета на высоте 100 м -- совершить посадку планирующим
спуском.
Остановимся на некоторых вопросах устойчивости самолета "Фарман-4".
Центр тяжести самолета, по грубым расчетам, был расположен на расстоянии,
равном 45-50% длины хорды, от ее передней кромки. Фокус крыла лежал на
расстоянии, равном 25% длины его хорды; хвостовое оперение, большое по
площади (23% площади крыла) и с большим плечом, относительно мало смещает
фокус назад из-за небольшой величины его удлинения и сильного действия скоса
потока от крыла. Передний руль высоты, несмотря на меньшую его площадь и
меньшее плечо, благодаря более значительному удлинению и отсутствию влияния
скоса потока от крыла почти полностью нейтрализует смещение фокуса от
оперения, и в итоге фокус самолета находился примерно на расстоянии, равном
27-28% длины хорды, от ее передней кромки. Таким образом, при центровке
45-50% самолет должен быть сильно неустойчивым по углу атаки
(xо/b=-0,2). Однако, как известно, устойчивость по перегрузке
зависит не только от отношения xо/b, но и от эффекта
демпфирования, который для самолетов, подобных самолету "Фарман-4", очень
велик. И действительно, жалоб на неустойчивость самолета не было, хотя о
полете с брошенной ручкой в то время и не помышляли. Жаловались на то, что у
самолета происходит "провисание хвоста" при посадке. Это значит, что при
увеличении угла атаки хвост имеет стремление опускаться, и это нужно
парировать передвижением ручки "от себя". Это и есть типичное проявление
задней центровки, когда балансировочная диаграмма по отклонению руля имеет
обратный ход.
В журнале "Воздухоплаватель" того времени была помещена статья, в
которой указывалось на вредные последствия забрызгивания хвостовых
поверхностей перегорелым маслом, которое обильно вылетало из ротативного
двигателя, и вместе с грязью значительно утяжеляло хвост и усиливало
"провисание хвоста". Хотя самолет "Фарман-4" и служил в качестве учебного
почти 7 лет, он мало соответствовал требованиям, предъявляемым к учебному
самолету. При полете даже в небольшую "болтанку" требовались отклонения
рулей, близкие к предельным. Элероны, которые отклонялись только вниз, имели
слабую эффективность; крутое планирование при задней центровке затрудняло
посадку с большой высоты. Наконец, у самолета очень сильно проявлялся
гироскопический эффект вращения винта и двигателя -- при вираже влево
самолет "клевал", а при вираже вправо -- резко кабрировал, что требовало
энергичной работы рулем высоты.
Интересно отметить, что на некоторых самолетах "Фарман-4" просто
отбрасывали передний руль высоты; от этого центр тяжести немного сдвигался
назад, но зато фокус самолета сдвигался назад значительно больше, и
нейтральная центровка оказывалась равной 39-40%. В защиту переднего руля
высоты приводили тот довод, что он служит ориентиром при управлении
самолетом и что в полете он должен быть параллельным линии горизонта и
немного выше его. Известный инструктор московской военной авиационной школы
А. Я. Докучаев, выбросив передний руль высоты, поставил впереди для
ориентировки легкую рамку.
П. Н. Нестеров прошел через опыт полетов на самолете "Фарман-4"; у него
сложилось, несомненно, весьма неблагоприятное впечатление о средствах
управления этим самолетом и о его возможностях маневрирования.
НА ВОЕННОМ САМОЛЕТЕ "НЬЮПОР-4"
Закончив обучение на самолете "Фарман-4", П. Н. Нестеров был направлен
в Варшавскую авиационную школу для переучивания на монопланах "Ньюпор-4",
которые в 1912 г. вместе с самолетами "Фарман-16", состояли на вооружении
русской военной авиации. В авиационной литературе того времени можно было
найти много высказываний на тему: "Моноплан или биплан?" Соревнование
моноплана и биплана продолжалось до 1930-- 1935 гг. и закончилось
окончательной победой моноплана.
В период 1909-- 1913 гг. опыт самолетостроения показывал, что монопланы
получаются несколько более быстроходными, а бипланы -- более
грузоподъемными. Это определялось тем, что бипланную расчалочную ферму можно
было сделать со значительно большим размахом, чем расчалочную монопланную.
Наиболее убедительно это было продемонстрировано на самолете "Илья Муромец",
который имел размах 37 м. Сделать моноплан с таким размахом в те времена не
представлялось возможным.
С началом первой мировой войны 1914-1918 гг. расчалочные монопланы были
почти совсем изъяты из авиации как совершенно неудовлетворительные по
обзору. Оставался только один моноплан -- Моран "Парасоль" (т. е. "Зонт"), у
которого расчалочное крыло было поднято над фюзеляжем и благодаря этому был
получен прекрасный обзор вниз. Казалось, что в отношении обзора была лучше
схема с толкающим винтом, когда экипаж размещался в гондоле, расположенной в
самой передней части самолета. Таковы были самолеты "Фарман-16", -22, -27 и
-30 и Вуазен L.A.S, которые состояли на вооружении русской авиации вплоть до
гражданской войны.
Однако "толкающие" бипланы были хуже в аэродинамическом отношении, и их
задняя полусфера оставалась незащищенной от атак истребителей противника.
Встретив противника в воздухе, эти самолеты были вынуждены переходить на
крутые виражи, стараясь повернуться к нему носом, и это иногда удавалось.
Наибольшее развитие получили "тянущие" фюзеляжные бипланы, у которых
гармонично сочетались конструктивные преимущества с удовлетворительным
обзором земли и воздуха и была обеспечена защита передней и задней полусфер.
Маленькие фюзеляжные бипланы оказались аэродинамически и в весовом отношении
более выгодными, чем расчалочные монопланы типа "Ньюпор-4" или "Моран-G", о
которых мы еще расскажем далее. С улучшением аэродинамики и переходом к
свободнонесущим конструкциям весовые преимущества бипланов были утрачены.
При больших размахах крыльев свободнонесущий моноплан оказался более легким.
Возможность уменьшить ширину крыла, снабженного посадочной
механизацией, и опустить свободнонесущее крыло вниз дала преимущества малым
монопланам-истребителям. Эта схема являлась основной в период второй мировой
войны. Интересно, что с переходом на реактивные двигатели опять стала
применяться "толкающая" схема, но она логично увязывалась с хорошей
аэродинамической схемой. Один из недостатков толкающей схемы остался -- это
сложность обеспечения удовлетворительной центровки самолета, так как вес
двигателя в этом случае нужно компенсировать другими весами, выдвинутыми
далеко вперед, и самолеты стали длинноносыми. При тянущей схеме, когда
двигатель находится впереди, топливо и грузы удобно размещаются в районе
центра тяжести самолета.
После такого отступления мы вновь вернемся к временам П. Н. Нестерова,
когда расчалочный моноплан привлекал летчиков своей скоростью и
маневренностью. Опишем сначала самолет "Ньюпор-4", на котором П. Н.
Нестерову удалось достигнуть замечательных результатов по осуществлению
высшего пилотажа, и затем -- "Моран-G", на который П. Н. Нестеров перешел в
1914 г. и, летая на котором, он погиб в воздушном бою.
Самолет "Ньюпор-4" был французской конструкции; он был закуплен русским
военным ведомством во Франции в 1911-- 1912 гг. и строился на русских
заводах вплоть до конца 1915 г. В печати того времени можно найти упреки в
адрес военного ведомства за неудачный выбор этого типа самолета. С этим
нельзя в полной мере согласиться; конструкции в тот период так быстро
менялись, что через один-два года они уже устаревали.
В 1911 г. самолет "Ньюпор-4" был, несомненно, передовым по своей
аэродинамике и летным характеристикам и, безусловно, превосходил широко
распространенные самолеты того времени -- моноплан "Блерио-11" и биплан
"Фарман-4". Однако в 1913 г. самолет "Ньюпор-4" уже устарел и его пора было
заменять, но это не было сделано, пока начавшаяся в 1914 г. война не выявила
его полную непригодность для каких-либо военных целей. Но положительные
качества самолета проявились в дальних перелетах; в перелете Севастополь --
Петербург в 1912 г., осуществленном летчиками В. В. Дыбовским и Д. Г.
Андреади, и в перелете по маршруту Киев-- Гатчина, осуществленном П. Н.
Нестеровым в 1914 г. всего за один день. Запас мощности и высокая прочность
самолета "Ньюпор-4" позволили П. Н. Нестерову выполнять глубокие виражи и
петлю, что являлось серьезным испытанием для самолета.
Рис. 6. Самолет "Ньюпор-4" (1911 г.) с ротативным двигателем "Гном"
мощностью 70 л. с. Площадь крыльев с подфюзеляжной частью 21,5
м2; вес пустого самолета около 450 кГ; полетный вес с одним
летчиком 600 кГ.
Крупным недостатком самолета-моноплана "Ньюпор-4" был очень плохой
обзор земли, что было общим недостатком монопланов того времени. Как видно
из схемы самолета (рис. 6), голова летчика находилась невысоко над серединой
крыла (ширина крыла 2,5 м). Другим недостатком, тоже общим для монопланов
того времени, было тяжелое поперечное управление, осуществлявшееся путем
искривления крыльев. Для этой цели тросы идущие к переднему лонжерону, были
закреплены жестко, а тросы, идущие от заднего лонжерона, соединялись через
рычажки или ролики и могли перемещаться так, что, если конец левого заднего
лонжерона опускался, конец противоположного лонжерона поднимался. То, что
управление было тяжелым, объяснялось не только деформированием конструкции
при перекашивании крыла, но главным образом тем, что ось, относительно
которой поворачивалось крыло, находилась на расстоянии, равном
приблизительно 10% длины хорды, от передней кромки, а сама хорда имела длину
около 2 м. В итоге аэродинамические шарнирные моменты были велики. Переход
на элероны у монопланов произошел значительно позже. Для облегчения
управления фирма "Ньюпор" применила такую систему управления, при которой
искривление крыльев для управления креном выполнялось ножными педалями, а
рулем направления управляли посредством боковых движений ручки. Такое
управление не получило распространения, но оно затрудняло переход на этот
самолет с самолетов других типов или с него на другие. Во всяком случае,
подобная система управления считалась одним из основных минусов самолета.
Рассматривая схему самолета, мы можем констатировать, что она напоминает
схемы многих других самолетов, которые строились значительно позже и
отличались от нее только некоторыми деталями. Самолет имел трапециевидное
крыло умеренного сужения с удлинением около 5; киль отсутствовал, что
являлось обычным для того времени; руль высоты был относительно невелик.
Самолет мог бы иметь довольно высокое аэродинамическое качество, если
бы его не ухудшали некоторые детали: довольно грубая носовая часть, с малым
развитием выпуклых поверхностей, нужных для возникновения разрежений;
большая длина тросовых расчалок и сложное шасси, когда в силовую систему
входили передняя и задняя пары подкосов, а средняя пара служила только для
шасси. Для амортизации служила обычная рессора, стоявшая поперек потока и
совершенно не обтекаемая. При эффективном удлинении, равном приблизительно
4,6, и Сх0=0,1 аэродинамическое качество самолета было равно
примерно 6. Нужно сказать, что по сравнению с самолетами того времени это
было приличное качество, обеспечивающее достаточно пологий спуск при
планировании и простой переход от моторного полета к планированию.
Интересно, что профиль крыла был S-образный, т. е. с перегибом средней
линии и примерно постоянным положением центра давления. На других самолетах
обычными были профили с очень большой кривизной средней линии. В то время
некоторые специалисты полагали, что постоянство центра давления улучшает
продольную устойчивость. На самом деле это приводило только к некоторым
прочностным преимуществам и к существенному ухудшению несущей способности
крыла при больших углах атаки. Этим, может быть, объясняются имевшие место
катастрофы в результате сваливания на крыло. Центровка самолета неизвестна,
но нужно думать, что она была не более 40%, что для того времени можно
считать довольно передней центровкой. Нейтральная центровка с зажатым рулем
и без учета эффекта демпфирования составляла 42-44%. Самолет был,
несомненно, устойчив по перегрузке и, вероятно, по скорости. Для того
времени это было редким положительным качеством.
Автору приходилось наблюдать полеты на самолетах "Ньюпор-4" в 1914--
1915 гг. Полет выглядел спокойным и плавным, только при рулении самолет
сильно раскачивался из-за малой базы колес и мягкости рессоры. При
ознакомлении с конструкцией самолета сложилось впечатление, что лонжероны и
тросовые расчалки имели большой запас прочности, хотя прочность, видимо,
вообще не проверялась при статических испытаниях, как не проверялась и
центровка.
Из сказанного выше следует, что по устойчивости и прочности самолет
подходил для выполнения высшего пилотажа. Катастрофы с самолетом происходили
в основном в результате сваливания на крыло при потере скорости. Это можно
объяснить в известной мере свойством профиля крыла -- с резким срывом
обтекания. Одна катастрофа произошла при крутом спуске по прямой линии, из
которого летчик, видимо, не смог вывести самолет и врезался в землю. Этот
случай объясняли потерей жесткости фюзеляжа после грубых посадок в сочетании
с малой эффективностью руля высоты. Известен случай поломки крыльев самолета
при резком выравнивании во время посадки, когда поломались подкосы шасси, к
которым крепились несущие расчалки. Видимо, в данном случае имел место
производственный дефект или же было повреждено шасси при грубых посадках.
Автор был свидетелем катастрофы самолета, при которой погиб летчик С.
В. Гулевич осенью 1915 г. На высоте более 1000 м самолет вдруг начал быстро
вращаться вокруг продольной оси и, продолжая вращаться, в состоянии
пикирования дошел до земли и разбился. В то время о штопоре знали мало и
умышленного штопора не делали. По характеру движения причину катастрофы
можно было приписать невыходу из штопора.
Однако некоторые обстоятельства говорят против этой версии. Во-первых,
как это запомнил автор, фюзеляж самолета был в вертикальном положении, чего
не бывает при штопоре, когда наклон фюзеляжа по отношению к вертикали
составляет не менее 20о. Самолет был разрушен очень сильно, чего
не бывает при штопоре самолета с малой удельной нагрузкой на крыло.
Наконец, в некрологе, посвященном С. В. Гулевичу, проф. Н. Е. Жуковский
указывает, что ножная педаль, при помощи которой производилось управление
креном, была отъединена от трубы управления. Это могло произойти и при
ударе, но если это имело место в полете в результате выпадения
соединительного болтика, все происшедшее будет вполне объяснимо.
В самом деле, если у самолета произойдет разъединение управления
элеронами, они займут нейтральное положение, так как шарнирный момент их
значительно сильнее зависит от угла отклонения, чем от изменения угла атаки
крыла. Другое дело -- перекашивание крыльев, когда степень зависимости
шарнирных моментов от угла перекашивания и от изменения угла атаки при
движении крена одинакова, и после перекашивания крылья так и остаются в
приданном им положении, а самолет, начав вращение, продолжает его. При
невозможности остановить вращение самолет неизбежно будет двигаться по
вертикали, так как подъемная сила будет поворачиваться вместе с крылом.
Перейдем к рассмотрению летных характеристик самолета. Основной
характеристикой является запас подъемной силы, т. е. отношение максимальной
подъемной силы к весу. Подъемную силу определим по формуле
При максимальном аэродинамическом качестве Кmах=6, N=70 л.
с. и размахе крыльев l=10,6 м получим максимальную подъемную силу
При нормальном полетном весе, равном 680 кГ, Ymax/G=1,47;
при весе, равном 600 кГ, который, вероятно, близок к весу, имевшему место
при выполнении петли П. Н. Нестеровым, Ymax/G=1,67; для пустого
веса самолета G0=450 кГ величина
Ymax/G0=2,2. Более простыми характеристиками служат
величины, применяемые для статистики:
По полученным значениям можно сделать такие выводы: по запасу подъемной
силы самолет может быть отнесен к категории средненагруженных,
маломаневренных самолетов. Значение KG=8,3 близко к таковому для
современных винтовых самолетов; значение KGo=5,5 несколько велико
и говорит о некотором перетяжелении конструкции. При весе 600 кГ величина
Ymax/G=nу=1,67 позволяет маневрировать со средним
значением перегрузки 1,6, например, делать длительные виражи с креном около
50о. Как известно, П. Н. Нестеров выполнял более крутые виражи;
очевидно, они выполнялись со скольжением, когда наличие нагрузки на боковые
стенки фюзеляжа позволяет увеличить крен, не уменьшая вертикальной
составляющей от подъемной и боковых сил.
На рис. 7, 8 и 9 приведены результаты поверочного аэродинамического
расчета самолета "Ньюпор-4". На рис. 7 дана поляра и зависимость Су от угла
атаки; в нижней части графика дан профиль крыла. На рис. 8 приведены
зависимости мощностей, потребных для преодоления сопротивления, и полезных
мощностей от скорости для высот 0, 1, 2 и 3 км, в условиях горизонтального
полета при полетном весе 600 кГ. По пересечениям кривых получаем значения
максимальных скоростей горизонтального полета; по максимальной разности
мощностей получим избытки мощности DN, по которым затем можем найти
вертикальные скорости Vy=75 DN /G.
Рис. 7. Поляра и профиль крыла самолета "Ньюпор-4":
Рис. 8. График мощностей для самолета "Ньюпор-4": сплошные линии -
потребные мощности; пунктир - располагаемые мощности.
На рис. 9 даны зависимости максимальной скорости Vmax от
высоты; вертикальной скорости от высоты при скорости Vнаб;
скорости при наборе высоты Vнаб и минимальной скорости полета
Vmin. Кроме того, на графике приведены зависимости высоты от
времени подъема t при скорости Vнаб. Графики даны для полетных
весов 600 и 680 кГ.
Рис. 9. Основные летные характеристики самолета "Ньюпор-4" при полетных
весах 600 и 680 кГ
При более точном расчете мы получили максимальную подъемную силу,
равную 980 кГ, при скорости V=25,8 м/сек (93 км/час). При полетном весе 600
кГ это даст перегрузку ny=l,63; ее горизонтальную составляющую
nгор=1,29; центростремительное ускорение jцс=12,6
м/сек2; отсюда получим радиус виража
r=V2/jц.с.=53 м и время совершения полного круга
t=2pr/V=13 сек.
Посмотрим теперь, как должна была выглядеть петля, которую выполнил П.
Н. Нестеров. Расчет петли удобно и наглядно можно выполнить исходя из
энергетических принципов. Величину hк=V2/2g будем
называть кинетической высотой -- она характеризует кинетическую энергию
летящего самолета; при полете на минимальной скорости получим величину
hк0=V2min/2g; для самолета "Ньюпор-4" при
полетном весе 600 кГ, hк0=18,5 м.
Таким образом, для коэффициента перегрузки nу получим одно
условие по скорости:
второе условие будет по прочности: nу< nу доп.
Поскольку мы не знаем действительной прочности самолета, примем nу
доп=3,5, что достаточно для выполн