ч
1 н
 ’
Г' Ч
0S3
0-75

А. Г. БЕДУНКЕВИЧ, В. Я. КРЫЛОВ, Я- Г. ПАНОВКО
О. Н. РОЗАНОВ, Г. Г. РОСТОВЦЕВ
; 1 ।
I,
ОСОБЕННОСТИ КОНСТРУКЦИИ
РЕАКТИВНЫХ САМОЛЕТОВ

Л
Военное издательство
Министерства Вооруженных Сил Союза ССР
Москва —1948


62$.
.1.	* ft
о ,
А. Г. БЕДУНКЕВИЧ, В. Я- КРЫЛОВ, Я. Г. ПАНОВКО,
О. Н. РОЗАНОВ, Г. Г. РОСТОВЦЕВ
ОСОБЕННОСТИ КОНСТРУКЦИИ
РЕАКТИВНЫХ САМОЛЕТОВ
ВОЕННОЕ ИЗДАТЕЛЬСТВО
МИНИСТЕРСТВА ВООРУЖЕННЫХ СИЛ СОЮЗА ССР
Москва — 1948
А. Г. Бедункевич, В. Я. Крылов, Я. Г. Пановко, О. Н. Розанов5
Г. Г. Ростовцев
ОСОБЕННОСТИ КОНСТРУКЦИИ РЕАКТИВНЫХ САМОЛЕТОВ
В книге изложены наиболее существенные вопросы конструкции
и прочности реактивных самолетов, а также перспективы их развития.
Книга предназначается в качестве пособия для летного и инже-
нерно-технического состава ВВС.
Главы I, III и X написаны инженер-подполковником Бедунке-
вичем А. Г.
Главы V и VII—доцентом Крыловым В. Я.
Глава IX — инженер-подполковником Пановко Я. Г.
Главы IV и VI — инженер-полковником Розановым О. Н.
Глава VIII — инженер-полковником Ростовцевым Г. Г.
Глава II — Бедункевичем А. Г. и Крыловым В. Я-
•Общее редактирование выполнено инженер - подполковником
Пановко Я. Г.
Редактор инженер-полковник А. П. Усик
Технический редактор Е. К. Коновалова
Корректор И. А. Королева
Г78575
Объем o^/.j печ. л.
Подписано к печати 27.7.48
4,7 уч.-изд. л.
Изд. № 9/1946
45 ооо зн. в печ. л
9-я типография Управления Военного Издательства МВС СССР. Зак. 749
Появление реактивных двигателей дало новый могучим
толчок развитию самолетостроения.
Преимущества реактивного двигателя по сравнению с
поршневым мотором особенно существенны при больших ско-
ростях полета (выше
800—900 км/час'). Это
легко можно уяснить,
рассматривая кривую
коэфициента полез-
ного действия
изображенную
рис. 1. Из этого гра-
фика видно, что коэ-
фициент полезного
действия винта резко
падает при увеличе- .
нии скорости свыше
определенной вели-
чины (на рис. 1 свы-
ше 400 км/час). Кро-
ме того, из фор-
мулы:
винта,
на
Рис. 1. Зависимость к. п. д. винта и отно-
сительной тяги от скорости полета:
1 — к. п. д. винта изменяемого шага; 2 — относитель-
ная тяга винта; 3 — относительная тяга ТКВРД (в про-
центах от тяги винта па месте); 4 — тяга ЖРД.
Мощности сравниваемых двигателей равны при ско-
рости 600 км/час
N — номиналь-
мощность мото-
в Л. С., 'Г) —коэ-
— скорость полета
где
ная
Ра
фициент полезного действия винта, V—скорость полета
в м/сек, видно, что тяга винта с увеличением скорости по-
лета падает не только за счет падения к. п. д. винта, но
также вследствие роста самой скорости, так как послед-
уя стоит в знаменателе дроби (см. кривую 2).
3
t ... . |
Тяга же турбокомпрессорного воздушно^-реактивного
двигателя (ТКВРД) с увеличением скорости почти не из
меняется см. кривую <3 . Это и обусловливает преимуще-
ство реактивного двигателя в отношении тяги на больших
скоростях полета по сравнению с поршневым мотором,
имеющим винт.
Чтобы яснее представить выгоды, даваемое реактивны-
ми двигателями, можно привести следующий пример. При
рекордном полете самолета «Метеор», когда была достиг-
нута скорость 976 км/час (271,5 м/сек), суммарная тяга
двух реактивных двигателей «Дервент» составила
3 300 кг1- Можно считать, чю при такой скорости полета
коэфициент полезного действия винта ’был бы не выше
т»== 0,5. Тогда эквивалентная мощность поршневого ш?
тора, обеспечивающего ту же тягу при той же скорости,
составляет	'	• •• •	>	]
^^. = 23900.,. с
0,5-75
» ♦
Вес такого поршневого мотора должен быть не менее ,
12 000 кг, в то время как вес двух двигателей «Дервент» V
составляет всего 1 130 кг. Меньший вес, меньшие разме-
|	ры и большая тяга при больших скоростях полета объя-
сняют вытеснение поршневых моторов реактивными двига-
телями в скоростной авиации.
Основным недостатком реактивных .двигателей следует
считать их малую экономичность в отношении рас-
хода горючего, особенно у жидкостных реактивных двига-
телей (ЖРД). Время полета на полном газу самолетов с
I	ЖРД не превышает 8—10 мин. при запасе окислителя и
I	горючего до 2 000 кг.
I	ТКВРД в несколько раз экономичнее ЖРД, но все же
I	потребный запас горючего, даже на одноместном истре-
I	бителе, составляет от 1 000 до 2 000 кг.
I	С увеличением высоты полета расход горючего умень-
I	шается, поэтому на реактивных самолетах наиболее эко-
I	комичным является полет на больших высотах.
I	Серьезным недостатком реактивных двигателей является
I	также их плохая приемистость, особенно у дви-
I	гателей с осевыми компрессорами. Время перехода от ма-
лых оборотов до номинальных составляет около 10 сек.,
чДо примерно в пять раз больше, чем v поршневых мото-
I — —
1 Этот рекорд был позднее повышен
ров (у ТКВРД с центробежным компрессором это время
равно 4 сек.). Это усложняет технику пилотирования са-
молетов, особенно при полетах в строю, при выполнении
маневра и при посадке. Наконец, тяга ТКВРД заметным
образом падает с повышением температуры окружающего
воздуха. Это обстоятельство увеличивает длину разбега
реактивных самолетов летом по сравнению с зимним вре-
менем. Остальные особенности реактивных двигателей, не-
посредственно влияющие на конструкцию самолета, рас-
сматриваются ниже.
Можно предполагать, что ТКВРД в ближайшие годы
будут применяться главным образом па скоростных само-
летах-истребителях и на скоростных разведчиках.
Жидкостные реактивные двигатели в ближайшие годы,
невидимому, будут иметь ограниченное .применение ввиду
большого расхода горючего и опасности взрыва их (они
могут быть использованы главным образом в качестве
ускорителей на самолетах истребителях-перехватчиках).
Однако этот тип двигателя является пока единственным,
принципиально позволяющим осуществить полет в. безвоз-
душном пространстве, так как для своей работы он не
требует наличия воздуха.
На самолетах, от которых требуются высокая грузо-
подъемность, большая высота или дальность полета при
сравнительно высокой скорости, вероятнее всего будут при-
меняться турбовинтовые двигатели (ТВД), тяга
которых складывается из тяги винта и тяги реактивного
двигателя. Действительно, как это видно из кривых рис. 1,
тяга винта на малой скорости полета получается в не-
сколько раз больше тяги винта при полете на больших
скоростях. Это чрезвычайно важно при взлете самолетов с
большой нагрузкой, например бомбардировщиков пли
транспортных самолетов. Применение ТВД позволяет по-
лучить значительно большую тягу при взлете самолета и
тем самым существенно сокращает длину разбега п
взлетную дистанцию самолета. Кроме того, расход горю-
чего’у ТВД меньше, чем у ТКВРД, что обеспечивает боль-
шую дальность и продолжительность полета при том же
запасе горючего.
Для самолетов, летающих на малой высоте и на малых
скоростях (учебных, спортивных, самолетов личного поль-
зования, санитарных, сельскохозяйственных), по всей ве-
роятности в течение ближайших лет сохранится поршне-
в о й мотор с в и н т о м.
г*
о
Бес компрессорный воздушно-реактивный
двигатель (БКВРД) по расходу горючего выгоднее ЖРД,
но значительно хуже ТКВРД (до скорости полета пример-
но 2 500—3 000 км/час). Основным недостатком БКВРД
является отсутствие, тяги при отсутствии движения, что не
позволяет самолету с таким двигателем самостоятельно
взлетать. Для взлета требуется разгон таких самолетов
катапультами, применение взлетных ракет или сбрасыва-
ние их с других самолетов в воздухе. Однако по сравне-
нию с ТКВРД он значительно проще и легче.	I
Повидимому, практическая область применения таких
двигателей пока будет ограничена и заключаться в уста-
новке их на летающих снарядах, которые при достижении
цели взрываются вместе с планером и двигателем. В этом
случае стоимость ' двигателя играет существенную роль,
а БКВРД гораздо дешевле поршневого мотора и ТКВРД.
Глава I
л 1
КОМПОНОВКА РЕАКТИВНЫХ САМОЛЕТОВ
> I
1.	Общие сведения
Особенности конструктивной и аэродинамической компо-
новки реактивных самолетов обусловливаются в основном
двумя фактами: а) особенностями, присущими силовой
реактивной установке, и б) явлениями, возникающими при
полетах на скорости, близкой к скорости звука.	,
Из особенностей реактивных двигателей на компоновоч-
ную схему самолета главным образом влияют отсутствие
на реактивном двигателе винта, наличие мощной струи
выхлопных газов с высокой температурой, выбрасываемой
двигателем назад с очень большой скоростью, и большие
расходы горючего.
Из явлений, возникающих при большой скорости полета,
на общую схему самолета и его основные параметры в
первую очередь влияют: появление местных волновых со-
противлений (волнового кризиса) и связанное с этим на-
рушение устойчивости и управляемости самолета, а также
степень прочности и вибрации частей, самолета. Рассмот-
рим подробнее влияние этих факторов.
2.	Особенности реактивных самолетов в связи
с отсутствием винта
Отсутствие винта на одномоторном самолете позволяет
разместить реактивный двигатель в средней части фюзеля-
жа (рис. 2, а). Такое расположение двигателя дает воз-
можность поместить экипаж и неподвижное стрелковое
оружие в носовой части фюзеляжа, впереди крыла; это
обеспечивает хороший обзор из кабины пилота, хорошую
прицельность и кучность огня. При таком расположении
двигателя ось выхлопного сопла совмещается с осью хво-
стовой части фюзеляжа, благодаря чему при изменении
Рис. 2. Примеры расположения реактивных двигателей на одномотор-
ном самолете:
а — внутри фюзеляжа; б — сверху фюзеляжа; в — снизу фю зеляжа
тяги момент сил незначительно изменяется относительно
центра тяжести, т. е. балансировка самолета при измене-
нии режима работы мотора почти не нарушается. Наконец,
размещение двигателя примерно в середине фюзеляжа ос-
вобождает место для уборки носового колеса шасси и поз-
воляет придать заостренную форму носовой части фюзе-
ляжа, что уменьшает сопротивление при больших скоро-
стях полета. По условиям компоновки, внутри фюзеляжа
рациональнее размещаются ТКВРД с центробежным ком-
прессором. Двигатели этой конструкции имеют меньшую
длину, чем ТКВРД с осевым компрессором, и это дает
возможность разместить между пилотом и двигателем ке-
росиновые баки. Общая длина фюзеляжа при этом полу-
чается не слишком большой. Такая схема расположения
ТКВРД с центробежным компрессором осуществлена, на-
пример, на американском самолете «Шутинг Стар».
При установке на одномоторном самолете ТКВРД с осе-
вым компрессором двигатель вследствие его большой дли-
ны приходится размещать либо сверху фюзеляжа (рис, 2, б
либо снизу фюзеляжа (рис. 2, в). Такое расположение не-
благоприятно в отношении продольной статической устой-
чивости и аэродинамического сопротивления: создается
большое плечо реактивной силы струи выхлопных газок
относительно центра тяжести и увеличивается площадь
лобового сопротивления самолета; однако при этом в фю-
зеляже освобождается место для керосиновых баков, для
уборки основного шасси и т. д. Наконец, отсутствие винта
позволяет уменьшить высоту шасси, что уменьшает вес са-
молета и упрощает его эксплоатацию, так как при обслу-
живании самолета (типа истребитель) на земле не тре-
буется высоких стремянок.	’
При двухмоторной схеме самолета отсутствие воздуш-
ных винтов позволяет поместить двигатели ближе к про
дольной оси фюзеляжа или даже расположить их непо-
средственно по бокам фюзеляжа (рис. 3, а). Такое разме-
щение двигателей выгодно при полете с одним остано-
вленным мотором, так как разворачивающий момент от си-
лы тяги работающего двигателя получается меньше. Кро-
ме того, разворачивающий момент при полете с одним ос-
тановленным мотором уменьшается еще за счет отсут-
ствия разворачивающего момента лобовых сил воздушного
сопротивления остановленного винта (этот момент весьма
велик даже в том случае, если лопасти винта повернуть)
во флюгерное положение).
На многомоторном самолете возможно спаривание
реактивных двигателей, расположенных на крыле (рис. 3, б).
Это уменьшает лобовое сопротивление самолета и сни-
жает количество просветов в закрылках, что приводит к
повышению Cvmnx механизированного крыла. Отсутствие
винта на реактивном двигателе позволяет осуществить
компоновку' двухмоторного самолета комбинирован-
ного типа, а именно: установить в носовой части фюзеля-
жа самолета двигатель с винтом, а сзади — реактивный
* двигатель ТКВРД или ЖРД (рис. 3, в). Самолет такого
типа благодаря значительной тяге винта на малых скоро-
стях обладает хорошими взлетными качествами и большой
экономичностью (при полете с остановленным реактивным
8
пгателем). При необходимости получения большой ско-
рости полета включение реактивного двигателя резко уве-
личивает тягу, а следовательно, и скорость полета, Винг
приводится в движение либо поршневым мотором, либо
1 азовой турбиной (в этом случае должно быть выхлопное
опло и для переднего двигателя). Таким образом, основ-
юй полет на самолете комбинированного типа совершает-
Рис. 3. Примеры расположения реактивных двигателей на много-
моторных самолетах:
„ ?Па МО1ОРа непосредственно по бокам фюзеляжа; б — спаренные установки двигате-
i четырехмоторного самолета;/? — комбинированная установка ТКВРД в носу фюзе-
ляжа и реактивного двигателя в ‘хвостовой части фюзеляжа
при помощи ВМГ, имеющими хороший к. п. д. на срав-
нительно малых скоростях полета, а реактивный двига-
ь выполняет функцию ускорителя при разбеге, наборе
высоты или при полете на максимальной скорости. Такой
самолет по своим свойствам можно считать средним между
вы и и реактивными самолетами. Максимальная ско-
с ь полета таких самолетов меньше, чем чисто реактив-
ных самолетов
3.	Влияние наличия струи выхлопных газов
газолС(^Пе темпеРатУРЬ1 и большие скорости выхлопных:
ивных двигателей (особенно у ЖРД) приводят
9
« необходимости так конструировать самолет, чтобы нц
одна его часть не попадала в эту струю. Так, например,
на одномоторных самолетах вертикальное оперение прихо-
дится располагать сверху хвостовой части фюзеляжа
{рис. 2, а), а на двухмоторных самолетах поднимать го-
ризонтальное оперение достаточно высоко и крепить его
не к фюзеляжу, а к вертикальному оперению (рис. 3, б
и 3, в). Иногда это делается и на одномоторном самоле-
те, например при двухбалочной схеме (см. ниже рис. 24, б),
Однако такое расположение уменьшает жесткость кре-
пления горизонтального оперения и усложняет проводку
управления рулями высоты. Шасси с носовым колесом
необходимо на реактивных самолетах для обеспечения
параллельности струи выхлопных газов земле. Если газо-
вая струя направлена под углом вниз, то при работе дви-
гателя на полном газе земля силой струи вырывается целы-
ми пластами.
4.	Влияние больших расходов горючего
Малая экономичность реактивного двигателя и большие
мощности, развиваемые ими, требуют для полета на реак-
тивных самолетах очень больших запасов горючего. Для
размещения на самолете абаков с горючим приходится *
большинстве случаев увеличивать размеры поперечного се-
чения фюзеляжа. Поэтому фюзеляжи реактивных самоле
тов отличаются большой длиной, особенно в носовой части
и большой толщиной. Чтобы по мере выгорания горючей:
центровка самолета не слишком сильно менялась, баки (
горючим размещают вблизи центра тяжести самолета. Е
некоторых случаях прибегают к установке дополнительны.’
подвесных баков (самолет «Шутипг Стар» США). Значи
тельное количество воздуха, расходуемого ТРД, приводи!
к дальнейшему увеличению размеров фюзеляжа у одномо
торных самолетов, так как в фюзеляже (или рядом с ним
приходится прокладывать воздухопроводы больших попе
речных сечений.
5.	Влияние сжимаемости воздуха
Явление волнового кризиса требует применения специаль
ных форм крыла как по профилю, так и в плане.
Местные скорости, равные скорости звука, возникаю
в местах наибольшего сужения струи,' в первую очереД
это происходит в сопряжении крыла с фюзеляжем. Если впе
ю
ш этого сопряжения расположить заборные патруб-
ки каналов, подводящих воздух в ВРД, то значительное
количество воздуха будет отводиться от этого опасного ме-
а. тем самым в местах сопряжения крыла с фюзеляжем
скорость потока уменьшится, а наступление волнового кри-
зиса будет отдалено.
При полете со скоростью, близкой звуковой, наруша-
ются продольная устойчивость и упра-
вляемость самолета при обычной схеме его компонов-
ки, т. е. с оперением, расположенным на хвостовой части
фюзеляжа. В этом случае наблюдаются затягивание само-
лета в пикирование, аэродинамическое заклинение рулей
и обратные давления на ручку управления. Эти явления
обусловливаются следующим.
а)	При возникновении скачка уплотнения центр давле-
ния аэродинамических сил, действующих на крыло, сме-
щается по хорде назад, следовательно, возникает дополни-
тельный пикирующий момент крыла.
б)	При возникновении волнового кризиса подъемная си-
ла средней части крыла падает, и для сохранения полной
подъемной силы крыла приходится увеличивать угол ата-
ки, а при этом увеличивается угол атаки оперения (вер-
нее, уменьшается его отрицательный угол атаки), в ре-
зультате чего оперение создает момент, затягивающий са-
молет в пикирование.
в)	Вследствие того же падения подъемной силы средней
части крыла уменьшается и скос потока за крылом, что
приводит к уменьшению отрицательного угла атаки гори-
зонтального оперения %п рис. 4). В результате отрица-
тельная подъемная сила оперения Кпо становится мень-
ше, следовательно, уменьшается и момент этой силы отнэ-
1 тепьно центра тяжести самолета. В конечном итоге на-
рушается балансировка самолета, опять-таки в сторону
втягивания самолета в пикирование.
г)	Резкое возрастание сопротивления крыла Хкр на боль-
шой скорости полета при низкопланной схеме самолета
к/ке увеличивает пикирующий момент этих сил относи-
‘ ьно центра тяжести самолета.
г °Вок^пность указанных причин и обусловливает затя-
41 е амолета в пикирование при полете на большой
н г сти- Чтобы удержать самолет в линии горизонталь-
отк поГеТа Прп Увеличении скорости, пилоту приходится
ять рули вверх (брать ручку на себя), т. е. д е fi-

ll
ствовать в обратном направлении, по cpagj
нению с тем, как это необходимо в обычных условиях по
лета. Это обстоятельство чрезвычайно усложняет техникх
пилотирования реактивного самолета. Кроме того, при уве
личенин скорости полета аэродинамические силы на one
рении смещаются по направлению к задней кромке, Иа
грузка на рули возрастает и для их отклонения требуетcs,
очень большое усилие. Давление на ручку управления
при большой скорости полета получается столь значитель
ным, что пилог даже не может его преодолеть. Тако*
явление получило название «аэродинамического
з а к л и н е и и я руле й».
-----ЦТС
Рис. 4 Балансировка самолета на больших скоро-
стях полета
Кроме перечисленных явлений, при полете на скорости,
близкой к скорости звука, вследствие срыва потока сс
средней части крыла возникает вибрация оперения (с к о-
р о с т н о й б а ф т и н г). В сорванном потоке за крыло»
образуется так называемая вихревая дорожка, в которо!
отдельные вихри расположены в шахматном порядке *
имеют противоположные направления вращения. Оперение
попадая в эту вихревую полосу, попеременно испытывав’
сильные удары то сверху, то снизу, вследствие чего и на
чинает вибрировать.	
Выяснение причин нарушения устойчивости и vnpa
вляемости самолета позволит наметить способы борьбу
с этими явлениями.
Некоторого уменьшения момента, затягивающего самб
лет в пикирование, можно достичь переходом от низко
планной компоновочной схемы самолета к высокой тан
ной (рис. 5). В этом случае рост сопротивления крыл<
с увеличением скорости будет создавать кабрируюший, L
не пикирующий момент.	I
12
i, планная схема самолета выгодна также с точки
КЫС меньших интерференционных влияний фюзеляжа на
3peZ При таком расположении несущих поверхностей
' >Ь' преждевременного срыва потока с верхней поверх-
юсм! крыла, а следовательно, и преждевременного падения
под >емнон силы и уменьшения скосов потока в средней
час in несущих поверхностей. Поднимая горизонтальное
оперение высоко над крылом, можно уменьшить вредное
влияние изменения скосов потока, а также избежать попа-
реактивных экспериментальных
самолетов:
“ бесхвостый самолет; о — самолет „утка"
Jian6o 0^еРения в завихренный поток от крыла. Наконец,
^иянГ радикальнь1М средством по устранению вредного
б'есхвое кРЬ1ла на оперение является либо переход к схеме
«уТ1 т 0 самолета (рис. 5, я), либо к самолету типа
положено	У которого горизонтальное оперение рас-
новышеннь^еРели крыла. За последнее время наблюдается
^ногочисп'111 интеРес к подобным схемам. Об этом говорят
Юв типа* Иньте проекты бесхвостых самолетов и самоле-
^^олетов^п7^3^’ а также постройка экспериментальных
ПеДена ни °оных схем. Краткая характеристика их при-
КРЫЛЬЯ РЕАКТИВНЫХ САМОЛЕТОВ
6.	Внешние формы
По мере приближения скорости полета к скорости звук<
воздушное сопротивление самолета резко возрастает. Е
полете это явление возникает тем раньше, чем больше от
носительная толщина и кривизна тела (фюзеляжа и кры
ла), чем ближе к носу тела (фюзеляжа и крыла) находит
ся его наибольшая толщина и чем тупее самый носок тела
Таким образом, применение симметричных, тонких, ост
роносых тел (фюзеляжей и крыльев) с наибольшей тол1
щиной, расположенной примерно на 40% длины от егс
носка, отдаляет момент возникновения местных скачко!
Рис. 6. Профили крыла для различных скоростей полета:
а — планер, очень малая скорость полета; б — самолет с дозвуковой ско-
ростью полета; в — самолет с околозвуковой скоростью полета; г — предпо-
лагаемый профиль самолета для сверхзвуковых скоростей
давления при больших скоростях и, следовательно, умень
шает сопротивление частей самолета при больших скоро
стях полета. На рис. 6 изображены примерные формь
поперечного сечения крыла самолета для различных ско
ростей полета, начиная от скорости планера и кончая ги
потетическим профилем крыла для полета при сверхзву
ковой скорости.
Для уменьшения волнового сопротивления выгодно де
лать все части самолета как можно более тонкими, xotj
этому противоречат требования прочности и жесткосп
конструкции, а также необходимость размещения на реак
тивных самолетах больших запасов горючего, военных i
коммерческих грузов и различного оборудования.
Крылья реактивных самолетов имеют, как правило, сим
метричный профиль с относительной толщиной от 10 д<
14%, т. е. они тоньше, чем крылья менее скоростных са
молетов. Это обстоятельство вынуждает уменьшить разма:
и
крыла п увеличить длину его корневой хорды, что необхо-
димо, с одной стороны, для снижения изгибающих мо-
ментов, действующих в корневом сечении крыла, а с дру-
гой стороны, для увеличения строительной высоты этого*
сечения крыла, что позволяет получить необходи-
мый момент сопротивления без заметного увеличения веса
крыла. Кроме того, корневую хорду крыла на реактивном
Рис. 7. Формы стреловидных крыльев:
а — форма с минимально эффективной стреловидностью (35°);
б — максимально допустимая по условиям прочности стрело-
видность крыла без сужения 55°; в — допустимая стрело-
видность крыла с сужением, обусловливаемым прочностью 65°
самолете увеличивают иногда для обеспечения уборки в
Этом месте колес основного шасси самолета. Уменьше-
ние размаха крыльев благоприятным образом сказывается
и на жесткости крыла, что уменьшает опасность флаттера
(см. ниже). С другой стороны, уменьшение размаха (удли-
нения крыла) ухудшает взлетные данные самолета, умень-
шает скороподъемность и потолок самолета и, кроме того,
сильно затрудняет обеспечение продольной статической
Устойчивости самолета. Поэтому на многих реактивных са-
олетах размах крыла делается обычных размеров
^=4,5 -*-6 для истребителей и Х=7^-8 для бомбарди-
ровщиков).
15


Отдаление волнового сопротивления до больших скоро
стей полета можно достичь также приданием крьш
стреловидной формы в плане. По данным ис
следований, эффективный угол стреловидности крыла п<
передней кромке должен быть не менее 35—45° (рис. 7)
С ростом скорости самолета стреловидность должн;
браться большей, хотя этому противоречат соображений
прочности крыла, а также резкое ухудшение аэродинамн
«ческих свойств таких крыльев на малых скоростях полета
Сильное изменение распределения давления по хорде и п

Рис. 8. Варианты комбинаций силовой установки с крылом:
и \\ б — неудачные комбинации; в — удачное сочетание


также и из соображенп
продольной устойчивости. Уго
должен быть н
а для крыльев с сужением — 65е рис. 7, б
силы стреловид
размаху, имеющее место у стреловидных крыльев, може
вызвать значительное ухудшение характеристик устойчи
вости. По условиям прочности стреловидные крылья дол
жны быть малых удлинений. Крылья очень малых удли
нений оказ1*ваюгся выгодными
улучшения характеристик
по ребру атаки для крыла без сужения
более 55°,
7,	в). Меньший коэфициент подъемной
ного крыла и одновременно большой угол атаки при зна
пительном индуктивном сопротивлении таких крыльев н
больших cv значительно усложняют посадку самолет
(скорость снижения при планировании получается чрез
мерно большой; при посадке нос самолета должен быт
сильно поднят вверх; высота шасси должна быть больше.
Таким образом, вопрос о применении в самолетострос
нии крыльев с большой стреловидностью находится еш
16
стадии изучения и требует разрешения ряда серьезных
роблем, после решения которых стреловидные крылья,
□видимому, получат достаточно широкое распространение
скоростной авиации.
Неудачное сочетание силовой установки с крылом также
ожет вызвать преждевременное местное возникновение
олнового кризиса на крыле. На рис. 8 представлены при-
еры неудачных сочетаний силовых установок с крылом
рис. 8 а, б), а также пример удачной комбинации (рис. 8, в).
7.	Конструкция крыла
Рнс. 9. Конструктивные схемы кры-
льев высокоскоростных самолетов:
а — образование ребристости обшивки в стрин"
терном крыле; б — однолонжеронная схема»
в бесстрингерная схема
и, следовательно, к появлению
Выбор материала конструкции крыла и самой
он с т р у к т и в н о й схемы крыла диктуется, помимо
ребований, общих для любого самолета (малый вес, вы-
окая прочность, дешевизна технологического процесса,
ростота эксплоатации
ремонта), еще и не-
оторыми дополнитель-
ыми требованиями,
вязанными с больши-
!и скоростями полета.
Так, деформация об-
швки самолета в по-
ете может вызвать
озникновение волново-
о кризиса и при малых
коростях полета. Не-
очности, допущенные
ри изготовлении кры-
ia, могут повести к об-
разованию односторон-
юго волнового кризиса
разворачивающих и кренящих моментов.
Главной заботой конструктора крыла является обеспе-
чение хорошего состояния поверхности носка
Тыла. Очевидно, что применение толстой обшивки крыла
ложет сыграть положительную роль, уменьшая местные
^формации при сборке и повышая эксплоатационную
кесткость.
Сохранение обычной схемы каркаса крыла, где элемен-
'Ы продольного набора, как правило, образованы двумя
юнжеронами и рядом стрингеров^	признать целе-
сообразным для реактивных самолетовг'
Практика показывает, что профиль крыла, даже в сл'
чае применения толстой обшивки, не имеет должной плаь
ной кривизны, заданной теоретическими построениями,
местах крепления обшивки к стрингерам она приобретав
ребристый вид, утрированно представленный на рис. 9, а;
Отсюда можно сделать два важных вывода, намечай
щих конструктивно-приемлемую схему крыла высокоск
ростного самолета:	1
1.	Однолонжеронная схема крыла с расположением ло!
жерона в месте наибольшей толщины профиля (рис. 9, б
2.	Применение бесстрингерного крыла, обшивка которН
го образована двумя слоями работающего материала, меж
ду которыми расположен заполнитель (рис. 9, в). I
При конструировании однолонжеронного крыла оказь
вается рациональным:	1
— во-первых, отказ от каких-либо швов в обшивке н<
ска крыла, причем толщина обшивки должна быть один
ковой по всему размаху крыла;	1
— во-вторых, применение более толстой обшивки в нош
крыла и более тонкой за лонжероном.
Расчеты показывают, что такое распределение обшив!
при сохранении общего ее веса почти не сказывается i
на общей прочности крыла, ни на жесткости кручени
Применяя подобную схему крыла, конструктор увеличивас
критическую скорость флаттера за счет перемещения цен
ра тяжести крыла в сторону носка, что чрезвычайно ва>
но, особенно для высокоскоростных самолетов.	J
Примером бесстрингерной схемы может сл
жить крыло истребителя Хейнкель-162, где между слоя?
наружной (3 мм) и внутренней (2 мм) фанеры помещен
решетка из сосновых реек сечением 15 X 5 с размера*
клеток 60X85 и проволочная сетка.. Вес решетки это
крыла 80 кг/м3, а полный вес крыла оказался равнь
весу крыла первого варианта, выполненному по нормал
ной схеме. Применение бесстрингерной схемы позволив
оставить во всем крыле всего шесть нервюр, отказаты
от обычных лонжеронов, заменив их сосновыми стенкам
что чрезвычайно упростило сборку крыла и, кроме тог(
повысило его живучесть.
Другой, чрёзвычайно эффективной, мерой повышен!
живучести крыла является наличие во всем его объем
легкого заполнителя. Так, на одном из вариантов самолет
МЕ-262 заполнителем служила ипорка (удельный вес |
превышает 0,015 г/см3), причем верхняя обшивка крыд

18
10. Крепление фанерной обшивки
крыла:
/ — стенка лонжерона: 2 — пояса лонжерона; 3 — ме-
таллические полки лонжерона; 4 — фанерная про-
кладка; 5— фанерная обшивка; 6 — заклепки; 7 - вкла-
дыши из твердого дерева под заклепки
ыла образована фанерой толщиной 10 мм, а нижняя —
[аверой толщиной 6 мм. Такая конструкция задерживала
I локализовала распро-
[гранение взрывной
LjHbi при поражении
рыла и уменьшала раз-
еры пробоины.
Для обеспечения при-
л и з и т е л ь н о	о д и н а к о -
он деформации обшив- •
и бесстрингерного кры-
а у корня и на его
онце рекомендуется
кпать различные рас-
кояния между нервю-
ями: большие (поряд-
а 220 мм при дура дю-
ймовой, 160 мм при
Ьансрной обшивке) —
а конце крыла; мень-
ше (порядка соответ-
гвенно ПО—80 мм) —
корня крыла.
Бесстрингерное кры-
о требует более тща-
ельного крепления об-
швки в отношении
рочности, чем стрин-
ерное крыло, так как
Лощадь приклейки на
^стрингерном крыле
следствие отсутствия'
фингеров уменьшена. Так, например, крепление фанер-
ой обшивки возможно заклепками с пропусканием по-
вкладыши из твердого дерева (рис. 10).
Гис.
°и обшивки
ледних через
Применение
8.	Механизация крыла
мощной механизации крыла является
'У’зоежным для реактивных самолетов как вследствие
°льшей, чем у обычных самолетов, нагрузки на площадь,
ак и для улучшения управляемости и устойчивости само-
ета на режиме больших скоростей. Здесь, помимо обыч-
Ь1х предкрылков и ‘взлетно-посадочных щитков, возможно
19
применение двухшелевых закрылков vP“\-
крылков с фиксированной щелью (рис. . )	Р;_ ‘ М
терной особенностью реактивных самолетов яв™ У
личение хорды щитков, что позволяе	J
следние для сокращения длины послеп д	|
(английский истребитель «Вампир»).	атшн.гЯ J
В бесхвостых самолетах (Me-163), оказываюш ,
более рациональными для больших скор ст	.
Рис. 11. Механизации крыла:
« — двухщелевои закрылок; б" — предкрылок с фиксированной щелью
шли применение э леваны, т. е. ™ие э=ь,. котоР
могут, кроме своей основной функци ,
ЦИСледуетВотметить широкое применение на
большинстве реактивных самолетов тормоз ь’
Применение их вызвано необходимостью уменьшить с
рости при пикировании, при послепос Д	P
различном маневрировании в воздухе.	,.пыпя ПР.
Сдувание или отсос пограничного слоя с крыла ре
улучшили бы аэродинамические *аРактеРД™
особенно важно для высокоскоростных самолетов^ Од ,
эта проблема находится пока в ст д	Р
эксперимента.
Глава III
ОПЕРЕНИЕ РЕАКТИВНЫХ САМОЛЕТОВ
9.	Внешние формы
*
Внешние формы оперения реактивных самолетов по
мало отличаются от обычных. В большинстве случаев к
горизонтальное, так и вертикальное оперение выполняю
20
аПециевидной формы со срезанными или закругленными
ониамИ’
В оследнее время наметилась тенденция к переходу на
......................  ж-----	’° как уже
треловидные
оперения. Эта форма (рис. 12, а),
Рис. 12. Оперение реактивных самолетов:
— стреловидная форма оперения; б — вынужденное взаиморасположение поднятого
оризонтального оперения и вертикального оперения; я — желательное расположение,
иль и руль направления сдвинуты вперед: г — желательное взаиморасположение опе-
ении, киль и руль направления сдвинуты назад; д — схема работы сервокомпенсатора
'сверилось выше, позволяет отдалить наступление волно-
вого кризиса до больших скоростей полета и тем самым
-Н икает воздушное сопротивление оперения.
10.	Взаимное расположение горизонтального
и вертикального оперений
Как уже отмечалось выше, горизонтальное оперение
^активных самолетов должно располагаться выше; чем
обычно, на многих серийных реактивных самолетах. Что
касается взаимного расположения оперения по горизонтали,
10 оно обусловливается способом крепления горизонталь-
ного оперения к вертикальному (рис- 12, б). Для уменьше-
Шя вредных взаимных аэродинамических влияний жела-
ольно было бы сдвинуть вертикальное оперение несколько
21
вперед или назад по отношению к горизонтальному опея
нию, как это показано на рис. 12, в и 12, г. При тако]
расположении вертикальное оперение во время штопо!
не заслоняется горизонтальным и самолет лучше пилот]
руется при выходе из штопора. Кроме того, в рулях в1
соты можно не делать вырезов для руля направления; о]
сутствие вырезов уменьшает лобовое сопротивление ropj
зонтального оперения и повышает его эффективность. '
11.	Геометрические параметры
лощадь горизонтального оперения у реактивных само
летев относительно крыла несколько меньше, чем у обы]
ных самолетов, и составляет:
S, „ ===(0.15+0,18) SIp.
Это объясняется отсутствием у реактивного самолет
дестабилизирующего влияния тянущих винтов, особенц
значительного при наборе высоты.	'
Наоборот, площадь вертикального оперения реактивны;
самолетов обычно больше, чем у самолетов с винтомото
ной группой (особенно при одномоторной схеме), и сост<
вляет (0,10 -^0,15) SKp,
Эго делается для компенсации дестабилизирующе!
влияния носовой части фюзеляжа, так как последняя г
условиям центровки самолета должна быть весьма дли
ной. чтобы уравновесить вес двигателя, расположенного
начале хвостовой части фюзеляжа.
Площади рулей высоты и направления у реактивнь
самолетов относительно малы и колеблются для руля в*
соты в пределах 0,25-^0,40) Sro, а для руля направл
ния (0,25-^0,35) SBO. Уменьшение размеров рулевых ш
верхностей реактивных самолетов связано со стремлю
нием уменьшить усилия, необходимые для отклонения р!
лей при полетах на больших скоростях.
Эти усилия при приближении полета к скорости звук
становятся весьма значительными, иногда даже больи
тех, которые может приложить пилот к ручке управленя
Чтобы снизить их, приходится не только уменьшать пл<;
щадь рулей, но вводить в систему' управления бустернь
устройства, а также осуществлять, кроме обычной осевс
9?
омпенсации, еще сервокомпенсацию рулей или быстро
ереставляемый стабилизатор.
I Под сервокомпенсатором подразумеваются небольшие
[оверхности, расположенные у задней кромки руля, авто-
|атпчески отклоняющиеся в сторону, обратную отклонению
|уля (рис. 12, д . В этом случае, как это видно из рисунка,
^большая воздушная сила г, действующая на сервоком-
(енсатор, дает момент относительно шарниров рулей,
Кратный моменту, который создается большой аэродина-
мической силой R, действующей на весь руль. Благодаря
Щому уменьшается усилие, потребное для удержания руля
I отклоненном положении.
I Для уменьшения сопротивления при полете на большой
юрости относительная толщина профилей оперения берет-
Гя несколько меньше, чем у обычных самолетов, и соста-
[пяет 8—10%'. Форма профиля симметричная, с наиболь-
шей толщиной на 40% длины хорды и с заостренным
оском.
I	12. Силовая схема
I В основном силовой набор оперения реактивных само-
летов тот же, что и у самолетов с поршневым двигателем,
[табилизатор и киль чаще всего имеют два лонжерона и
екоторое количество нервюр и стрингеров, подкрепляю-
щих работающую обшивку. Лонжероны и нервюры обычно
[алойного типа, т. е. с полками и стенками из листо-
|ого дуралюмина. Поперечное сечение лонжеронов либо
[вутавровое, либо корытообразное, составленное из от-
ельных уголков или специальных, обычно дуралюмино-
ых, профилей. Вследствие больших нагрузок на оперение
оперечные сечения силовых элементов имеют несколько
ольшие размеры, чем на менее скоростных самолетах. По
той же причине обшивка рулей реактивных самолетов
-лается не полотняной, а жесткой — из листового дур-
люмина или фанеры.
Это мероприятие значительно утяжеляет оперение в це-
Ом> так как кроме увеличения веса самих рулей увеличи-
*аегся и вес их балансиров (о необходимости уравновеши-
^ния рулей сказано ниже, в главе VIII).
Ь отличие от стабилизатора и киля, рули имеют обычно
v н лонжерон либо в виде трубы, либо в виде швеллера,
огорый с работающей обшивкой носка образует замкну-
411 контур, хорошо работающий на кручение-
ФЮЗЕЛЯЖИ РЕАКТИВНЫХ САМОЛЕТОВ

Г

13.	Особенности устройства
В большинстве одномоторных реактивных самолет
двигатель располагается в задней части фюзеляжа; э<
по условиям центровки меняет всю компоновку самолет
Кабина пилота перемещается вперед, в самую передни
часть фюзеляжа, носовая часть которого удлинена. Кры,
располагается значительно сзади передней части фюзел
жа, чем обычно. В средней части фюзеляжа, вблизи це
тра тяжести самолета, размещаются обычно баки с ropi
чим. Задняя часть фюзеляжа делается отъемной для о
легчения монтажа и демонтажа двигателя.
В месте расположения двигателя фюзеляж име
значительные размеры поперечного сечения и конструкт
его усилена деталями, обеспечивающими крепление двиг
теля. По верхней и нижней частям фюзеляжа пропускает
продольный усиленный стрингер (иногда два), к которог
и крепится двигатель. Кроме того, два шпангоута дел
ются усиленными и к ним также присоединяются уз;
двигателя. По конструкции эта часть фюзеляжа всег;
выполняется по типу полумонокок.
На рис. 13, а показана задняя часть фюзеляжа г уст
новленным в нем двигателем. Часто крепление двигате.
осуществляется в средней части фюзеляжа, а задш
отъемная часть не имеет узлов крепления для него,
конце фюзеляжа размещается реактивное сопло, поэтов
по форме эта часть фюзеляжа на реактивных самолет*
отличается от обычной. В связи с этим рули управлеш
на реактивных самолетах размещаются несколько выш
чем на обычных самолетах.
В целях пожарной безопасности фюзеляж изолирует*
от двигателя, например, асбестовыми листами.
В случае установки ТКВРД к последнему необходим,
подводить весьма значительное количество воздуха. П1
этому в передней или средней части фюзеляжа устраив*
ются заборные патрубки, а в самом фюзеляже прокладь
ваются воздушные каналы, подводящие воздух к двиг*
телю. На рис. 13, б представлена схема воздушной провс
дки для двигателя.	i
На некоторых типах реактивных самолетов двигател
(или два двигателя рядом) устанавливается в средней иД
<е в передней части фюзеляжа (см. рис. 2, в). В эт ix
\учаях двигатель подвешивается к специальным узлам
Фюзеляжа, причем подвеска двигателя осуществляется без
амортизаторов, так как опасные вибрации, характерные
ппя винтомоторной группы, отсутствуют. Обшивка, покры-
вающая как фюзеляж, так и двигатель, придает самолету
обтекаемую форму. Конструкция фюзеляжа в этом случае
может быть не только монококовая, но и ферменная.
На некоторых типах реактивных самолетов вследствие
высокого расположения крыла или в связи с тонким про-
Рис. 13. Фюзеляж с реактивным двигателем:
а ~ задняя часть фюзеляжа с двигателем в ней; 1 — средняя часть фкзтляжа. - - зад-
няя часть фюзеляжа; 3 — двигатель, закрытый огнеупорными крышками; •/— реак 1вное
сопло; о—схема подвода воздуха к двигателю, расположенному в за не! ча ти
фюзеляжа
филем его нельзя обеспечить уборку шасси в крыло. В
этом случае делают колею шасси небольшой и- крепят
стойки шасси к фюзеляжу, причем при уборке шасси ко-
леса размещаются в специальных гнездах, сделанных в
Фюзеляже-
Иногда в конструкции фюзеляжа предусматривается
Усиление нижней части его для возможности вынужденной
Посадки с убранным шасси. На самолетах с ЖРД в це-
лях облегчения полетного веса шасси может быть сделано
сбрасывающимся при взлете. В этом случае в нижней
Части фюзеляжа устраивают лыжу с амортизационным
Устройством, на которую самолет и совершает посадку
(Me-163) (подробнее об этом см. главу V).
25
14.	Аварийные приспособления
В случае необходимое!и покинуть самолет при больше
скорости полета возникает опасность задевания выбро
сившегося летчика оперением. Кроме того, как показываю
опыты, покинуть самолет обычным способом можно тольк
Рис. 14. Схема выбрасывания кресла
и летчика из кабины:
1 — сбрасываемый фонарь; 2 — направляющий
1 рельс. 3 — баллоны со сжатым воздухом
при скорости полета н
более 600 км/час. Пр1
скорости свыше 600 км/ча
летчик покидает самоле*
с большим трудом вслед
ствие огромных аэродина
мических сил.
Однако покинуть само
лет иногда бывает необхо
димо и на больших скоро
стях. Для этих целей
применяют катапуль
т и р о в а н и е летчик?
вместе с сиденьем. Выбра
сывание сиденья вместе
с летчиком осуществляет-
ся при помощи пиропат-
рона или иногда сжатым
воздухом. При необходим
мости покинуть самолет
летчик сбрасывает фонар!
кабины, ставит ноги ш
специальную подножку г.
нажатием кнопки приво
дит в действие пиропат
рон, которым и осуще-i
ствляется катапультирова-
ние сиденья.
При катапультировании возникают весьма большие пере-
грузки; перегрузка, действующая на летчика в направле-
нии голова — таз, доходит до 16—18 g, но, действуя на opraJ
низм в течение всего 0,1—0,2 сек., она является переноси-
мой для организма. Перегрузки в направлении спина —
грудь, вызванные торможением сиденья с летчиком, до-
ходят до 20g и хотя они также действуют кратковремен-
но, но являются предельными. Поэтому выбрасываться при
скорости, большей 900 км/час, нельзя. На рис. 14 показана
схема выбрасывания из кабины сиденья вместе с летчиком.
В целях предохранения лица пилота от опасного воздей-
впя скоростного напора при катапультировании необ-
ходимо закрывать лицо специальным щитом.
' Кроме выбрасывающихся сидений, существуют проекты
•амолетов, где в случае аварии от самолета отделяется и
парашюте вся кабина.
«пускается на
15. Герметические кабины
на .высотах больше 8 000—9 000 м реактив-
оборудуются герметическими кабинами, где
приемле-
серийных
«Шу тинг
вентиля-
2) регенерационные и 3) кислородно-вентиля-
Для полета
ные самолеты
поддерживаются температура, давление, влажность и со-
став воздуха, обеспечивающие физиологически
мые условия для пребывания в них человека. Из
самолетов герметическими кабинами оборудованы
Стар», Не-162 и ряд других.
Существуют три типа герметических кабин: 1)
тионные,
ционные.
В вентиляционных кабинах подача наружного воздуха
производится компрессором. Из кабины воздух удаляют
(срез специальные клапаны, регулирующие давление в ка-
бине; при этом в кабине происходит непрерывная цирку-
ляция воздуха (рис. 15, а).
Регенерационные кабины не имеют циркуляции воздуха.
Необходимый для вдыхания кислород подается из баллона
- кислородом, а воздух, насыщенный углекислотой, регу-
лируется при помощи химических очистителей (рис.
15, б). Эти кабины должны иметь тщательно выполненную
'ерметизацию, так как в них нет компрессора, который
юг бы возместить утечку воздуха через недостаточно
‘ерметизированные соединения.
Кабины кислородно-вентиляционного типа представляют
‘обой промежуточный тип между первыми двумя; воздух
юдаетс^ в кабину компрессором, но давление в них под-
держивается более низкое, чем в кабинах первого типа,
жуском добавочного кислорода из баллона поддержи-
вается необходимое парциальное давление кислорода.
Для современных самолетов, летающих на высотах не
жиле 20—25 км, предпочтительнее кабины вентиляцион-
Юго типа как более простые по конструкции. Однако для
амолетов будущего, полет на которых может происхо-
дить на значительно ббльших высотах, единственно воз-
10Жными будут кабины регенерационного типа.
27
I

Для самолетов с ЖРД, имеющих малую продолжите^
ность полета, могут применяться кабины кислородно-вентг
ляционного типа.	’
Цз на.
В атмосферу
а — схема вентиляционной
3 — запорный вентиль; 4 — р
воздуха; 6 — ручной клапан;
него давления; 8 — гг__.	________________ nowpuu^nuiu давлени
9 — обратный клапан кабины, б — схема регенерационной кабины: 1 — баллон с кисл
родом; 2 — кислородный прибор;
5 — запорный кран; б — редуктор: 7	.......г, -
постоянного избыточного давления; 10 — обратный клапан кабины;
Рис. 15. Схемы кабин:
кабины: 7 — фильтр для воздуха; 2 — обратный клала
регулятор подачи с трубкой Вентури; 5 — указатель расход
7 — клапан-автомат постоянного абсолютного и избыто1)
предохранительный клапан максимального избыточного давлений
------- " _ “ ’ . _ ________________________________ _
.3 — кислородная маска; 4 — баллон с воздухо!
— инжектор; 8 — регенераторный патрон; клапа|
------------“	'	; 77 — ручной клапг]
В этих кабинах поддерживается давление, соответствуй
щее давлению на высоте 2 000—2 500 м. На больших вь
сотах приходится из соображений прочности и веса каб1
ны это давление еще уменьшать, сохраняя постоянсте
разности давления внутри кабины и в наружной атмс
сфере. В полете необходимо регулировать температур}
поддерживая ее не ниже 15' С. Скорость движения воз
28
пуха при входе в кабину вентиляционного типа составляет
1'5—- 2 м/сек.
Герметические кабины обычно представляют собой часть
фюзеляжа, но иногда они делаются отдельно от фюзеляжа
и затем крепятся к нему специальными узловыми соеди-
нениями.
Наиболее прочной формой кабины, испытывающей вну-
треннее давление, является круглый цилиндр со сфери-
ческими днищами. Однако из соображений компоновки
самолета приходится в большей или меньшей степени от-
ступать от этой наивыгоднейшей формы.
Обшивка кабины приклепывается только к стрингерам, а
стыковочные швы обшивки делают на стрингерах. Все
швы следует делать не менее чем в два ряда причем при-
меняется малый шаг заклепок. Под швы прокладываются
полотняные ленты, пропитанные тиоколом, морским клеем
или другими аналогичными составами.
Стекла окон кабины должны обеспечивать достаточную
герметичность, не запотевать и не замерзать. В целях
герметичности стекла устанавливаются на резиновых про-
кладках, а для борьбы с запотеванием и замерзанием
применяются двойные стекла, между которыми пропу-
скается теплый воздух. На рис. 16, а показано устройство
креплений стекол в случае выпуска воздуха из кабины
между стеклами для обогрева стекол, в атмосферу и в
кабину. Герметичность открывающегося фонаря кабины
•обеспечивается резиновыми прокладками и наличием так
называемого «ножа» (рис. 16, б).
Выводы тяг, трубопроводов и электропроводки должны
быть герметизированы.
На рис. 16, в показан способ вывода тяги при враща-
тельном и поступательном движении, а на рис. 16, г —
способ вывода троса при помощи густой смазки и разрез-
ного резинового вкладыша, стянутого хомутом. Для гер-
метизации ручки управления применяется устройство с ко-
нусной резиновой муфтой (рис. 16, д).
Во избежание излишних потерь тепла стенки кабины по-
крыты теплоизоляционным материалом, причем теплоизо-
ляция одновременно является и звукоизоляцией.
В системе нагнетания воздуха имеются фильтры — хи-
мический и звуковой — и регулятор подачи воздуха. Ре-
гулировка давления производится двумя клапанами: 1) кла-
паном постоянного абсолютного давления и 2) клапаном
стоянного избыточного давления. Клапан постоянного
Рис. 16. Герметизация кабины самолета:
а — герметизация деталей крепления стенок, б — герметизация фонаря: / — обшивка
кабины; 2 — резина; 3 — нож; 4 — стекло фонаря; о — резиновая прокладка. Пункпь
ром показано положение резины при открытом фонаре, в — вывод тяги поступатель
бсолютного давления (рис. 16, е) действует по принципу
сппьфона J- При понижении давления в кабине сильфон,
оастягивается и выход воздуха из кабины прекращается.
^оЕ.ышение давления в кабине вследствие этого вызывает
сжатие сильфона и открытие клапана 2. На больших вы-
сотах вступает в действие клапан постоянного избыточ-
ного давления (рис. 16, ж , который работает при помощи
пру/кпны 5- При увеличении разности давлений в кабине
н в атмосфере клапан 1 откроет доступ воздуха из каби-
ны в атмосферу, благодаря тому, что края клапана 1 отой-
дут от. резинового кольца 2. Регулировка клапана осу-
ществляется гайкой 6. При сжатии воздуха компрессором
он нагревается, поэтому в системе воздухопроводов необ-
ходимо ставить и радиаторы и подогреватели. В зависи-
мости от наружных условий приходится пользоваться или
радиатором или подогревателем. Зная теплопроводность
стенок и окон кабины, можно рассчитать баланс тепла,
который надо или подводить в кабину, или отводить из
нее в зависимости от высоты полета.
Глава V
ШАССИ РЕАКТИВНЫХ САМОЛЕТОВ
16. Особенности устройства шасси
реактивных самолетов
На подавляющем большинстве современных реактивных
самолетов установлено шасси с носовым колесом (трех-
колесное шасси).
Помимо общих преимуществ, шасси с носовым колесом
хорошо действует независимо от типа силовой установки.
Кроме того, на реактивном самолете шасси с носовым
колесом особенно целесообразно потому, что, как отмеча-
лось выше, при этом струя выхлопных газов оказывается
параллельной земле.
кого и вращательного движения для вентиляционных кабин. 1 — резина; 2 — уплот-
нительная набивка; 3— втулка; V —гайка; 5 — стенка кабины, г — вывод троса:
/ — разрезная резиновая втулка; 2— хомут; 3— корпус; 4 —- крыша корпуса;
° — резиновая Прокладка; 6	’стенка кабины, д — вывод ручки управления:
-^—корпус вывода; 2 — силовой слой из хлопчатобумажной ткани; 3 — резиновый
1 <1зонепроницаемый слой; 4 — ручка управления; 5 — пол кабины, е — клапан посто-
янного абсолютного давления: / — сильфон; 2 — клапан; 3 — шток клапана; 4 — кор-
лУс; Ркаб — давление в кабине; Ратм —давление атмосферы; /шт —длина хода
Дгока клапана, ж — клапан постоянного избыточного давления:	/.— клапан;
2 — резиновое кольцо; 3— пружина, 4 — отверстия для прохода воздуха; 5— стенка;
6 — гайка
31.
л
Напомним общие преимущества схемы шасси с носовь
колесом:
1.	Повышенная безопасность взлета и посадки за сч
увеличения противокапотажного угла. Однако при пост
новке шасси с носовым колесом должна быть провере:
величина угла капотирования 0 для случая бокового к
пота (переворачивание самолета через линию, соедини:
щую носовое колесо с одним из главных колес). Спос<
определения этого угла показан на рис. 17.
Рис. 17. Определение угла бокового капотирования
2.	Уменьшение длины и времени разбега за счет гор:
зонтальйости оси самолета с момента начала движени
Для самолетов с реактивными двигателями это обсто:
тельство особенно важно.
3.	Постоянство направления при взлете. При наличг
свободно ориентирующегося носового колеса составляв
щие, перпендикулярные к плоскостям колес, создают во
станавливающий момент (рис. 18). Это свойство практ
чески полностью устраняет опасность неуправляемого ра
ворота при разбеге и значительно облегчает посадку
боковым ветром.	<	'
4.	Возможность полезного использования объема фюз
ляжа на большей части его длины.
qiH3ko шасси с носовым колесом имеет и ряд недо-
татков:
। Возможность аварии
г,тОйки носового колеса.
" 2. Опасность «шимми»
<0дно ориентирующегося
[ipii достижении опре-
сненной скорости;
Си колебания за-
лючаются в поворо-
гах колеса относи-
тельно оси стойки
1 боковом смещении
пневматика).
3. Увеличение дли-
ны и времени пробе-
га при посадке. Это
особенно нежела-
тельно для реактив-
ных самолетов и
гребуег специальных
<онтрмер. Базу шас-
'н b (рис. 17) сле-
дует делать воз-
можно большей. При
этом уменьшается
сгрузка на носовое
<олесо и умень-
шается продольное
'^скачивание само-
лета; уменьшается
вероятность прежде-
временного «взмыва-
[йя» самолета
[аезде носового
Jeca на кочку4
другое возвышение. Обязательным требованием является
^еспечение положительного плеча устойчивости t, что
достигается обычно одним из вариантов, показанных на
)ис. 19.
«Ш и м м и»
самолета при выходе из строя
носового колеса (колебания сво-
носового колеса, возникающие
Ветер
Ветер
г ,
Рис. 18. Устойчивость курса на
взлете у самолета с носовым колесом

ко-
или
носового колеса устраняется демпфирую-
щими устройствами, большей частью гидравлическими,
°Ршневого или крыльчатого типа, ничем не отличающимися
10 принципу работы от применяемых в носовых стойках
3
Заказ № 749
33
/
«!Л	а
Рис. 21. Истребитель Ме-163 со сбрасываемой взлетной тележкой
35
3*
шасси обычных самолетов (например, «Бостон», «Аэр

Г' I
Особенности реактивных самолетов вносят специфику
в уборку шасси. Как указывалось, габаритные разд
рьГ шасси реактивных самолетов значительно меньше
сравнению с обычными. Уборка шасси реактивных сакЛ
летов гораздо сложнее, так как невозможно убирать шасс
г

как невозможно убирать шас!
в капот силовых установ||
или в профили крыльев!
реактивных самолетах ц]
роко используются средн
и высокопланные схемы. П
этому основные колеса цц
си реактивных самолет
убираются в фюзеляж. Од
из подобных схем, относ
щаяся к истребителю Хей|
кель-162, изображена
Рис. 19. Варианты носовых стоек
шасси
ствах, так как представляют
применения («Наттер»;
Для убыстрения выпус
шасси применяют аккумул
торы энергии, причем на
более простым приеме
является использование д
этой цели мощной пружин
действие которой в првд
нении к носовому колесу с
молета Хейнкель-162 пои
зано на рис. 20, б.
Некоторые из реактива:
самолетов не нуждаются в-
взлетно-посадочных устро»
собой самолеты одноразовой
управляемая человеком япо!
ская торпеда «Бейкэ»), старт которых осуществляется npi
нудительно.
Наконец, на реактивных самолетах применяются с б pj
сывающпеся шасси (истребитель Мессершмитт-1б<(
с посадкой на лыжу, выдвигаемую гидравлическим мех!
низмом (рис. 21). Такая посадка оказывается возможнй
вследствие значительного уменьшения веса самолета п|
выгорании горючего. Посадка с полными баками гроз|
катастрофой.
Рис. 20. Схема уоорки шасси и вы-
пуска носового колеса:
л — схема уборки основных колес шасси самоле а
Хейнкель-162; буквой Д обозначен шарнир, относи-
тельно которого происходит складывание стержней
подкоса при уборке стойки; б—установка пружины
для ускорения выпуска носового колеса
34
L
22.
Рис.
управления с изменяе-
мым передаточным чи-
слом:
1 — наконечник с шаром;
2 — подвижном стержень;
3 — ушко присоединения тяги
управления; 7 — рычаг для ре-
гулировки передаточного числа;
5— соединительная тяга;
6 — ось вращения ручки управ-
ления; 7—ручка управления
УПРАВЛЕНИЕ
РЕАКТИВНЫХ САМОЛЕТОВ
17. Общие сведения
Механизмы управления реакги
ным самолетом имеют некоторь
особенности:	1
1.	При наличии герметических к|
бин необходимо тяги или трос упр!
вления пропускать через стенки ni
помощи специальных герметизир!
ванных выводов.	1
2.	Передаточное число от рул|
к ручке управления часто приходи
ся делать переменным или изм
няемым в полете.
3.	Для облегчения управления w
лями при больших скоростях пол!
та применяется бустерное у правд]
ние (см. раздел 18).	1
При полете на больших скорост]
углы отклонения рулей невелик
(2 — 4е , что при нормальном пер^
даточном числе дает малое перем!
щение ручки и, как следствие этол
большие нагрузки на нее. Поэтом
необходимо уменьшать передаточн!
скорости!
на малы
число на оольших
сохраняя его обычным
скоростях.
На рис. 22 показана схема ycippj
ства ручки управления, при которс
имеется возможность изменять перй
даточное число (осуществлена I
самолете Мессершмитт-262). Ру]
ка оканчивается пустотелым нак
нечником с шаром /, вокруг цента
которого происходит отклонена
ручки. Внутри наконечника, вдоль его оси. перемещает^
стержень 2, на конце которого смонтировано ушко 5,1
35
.jjjKy присоединяются тяги управления Стержень 2 при
'сМоШ'и рычага 4 и соединительной тяги 5 может опу-
шаться и подниматься, тем самым изменяя длину плеча
ягп управления относительно оси вращения ручки. Изме-
нение длины плеча вызывает изменение передаточного
ч11Сча. При полете на больших скоростях летчик втягивает
сТержень 2 в наконечник Л и передаточное число умень-
шается; на малых скоростях стержень 2 опускается вниз.
Более удачным надо считать применение бустерного
управления, принципиальная схема которого описана
ниже.
18. Бустерное управление
Выше подчеркивалось, что при полете на больших ско-
ростях нередко наблюдаются явления заклиненпя рулей.
Летчик ощущает, что рули управления как бы заело, и он
не может своей силой вызвать отклонение их, причем ни-
какая компенсация не помогает. В связи с этим возникла
необходимость производить отклонение рулей не мускуль-
ной силой пилота, а посторонним источником энергии. Не-
обходимо, однако, чтобы летчик при этом испытывал да-
вление на ручку управления, причем у с и л и е должно
быть пр о1 порциона льне отклонению ручки.
В связи с этим нельзя сделать управление гидравлическим
или электрическим, когда летчик при помощи крана или
кнопки включал бы систему в действие; ни один пилот не
захочет летать на таком самолете.
Предложено так называемое бустерное у прав ле-
н и е, сущность которого заключается в том, что большая
пасть усилия, необходимого для отклонения рулей, осу-
ществляется за счет гидросистемы или электросистемы, а
некоторая небольшая доля усилия передается через ручку
Управления пилоту, который таким образом «чувствует»
самолет. Необходимо, чтобы усилие на ручку составляло
всегда постоянную долю обшего требуемого уси-
лия, — в этом случае летчик будет ощущать действитель-
ное усилие на рули самолета. Бустерное управление на-
Щ-зо применение на тяжелых самолетах, где из-за больших
Размеров рулей мускульной силы пилота также нехватает.
На рис. 23 показана одна из схем бустерного управле-
ния рулем высоты. Аналогичные схемы применяются и для
Руля поворота и для элеронов. Бустерное управление со-
стоит из распределительного золотникового крана, силового
3S
пИндра, рычагов Р и S и тяг управления, связанных со
Лом (или ручкой управления) и рулем. В нейтраль-
I UH
1^4 по ложении нагнетающая магистраль гидросистемы
|И°пекрыта средним поршеньком золотника. Если пилот взял
KvqKY «на себя» (как показано стрелкой на рисунке), тогда
I ягой через шарнир С повернется рычаг Р вокруг точки Л.
 Конец рычага имеет некоторый зазор между упорами кон-
I ца рычага
I Указанное движение подвинет точку v рычага Р впра-
, золотник в распределительном кране, передвинувшись
I вправо, откроет доступ смеси из гидросистемы (путь сме-
1си показан стрелками). Гидросмесь под давлением посту-
пает в силовой цилиндр и перемещает поршень вниз, что
|в свою очередь отклоняет руль высоты вверх. Находящая-
ся под поршнем смесь уйдет через золотник в бачок. Смесь
под давлением попадает не только в силовой цилиндр, но
п в правую часть золотника, создавая давление на край-
ний поршень его. Давление на первой и второй поршни
золотника уравновешивается. Летчик будет испытывать
противодавление за счет давления смеси на крайний пра-
вый поршень. Усилие это будет во столько раз меньше
усилия, необходимого для отклонения руля, во сколько раз
площадь поршня золотника меньше площади поршня си-
лового цилиндра. Чем больше будет усилие на руль со
стороны силового цилиндра, тем, очевидно, больше будет
и давление на ручку управления. Таким образом, соблю-
дается условие, чтобы летчик воспринимал давление, про-
порциональное отклонению руля. При отклонении руля
соединительный рычаг S повернется вокруг оси Л, причем
одновременно переместится рычаг Р вместе с точкой L.
Перемещение рычага S обеспечивает дальнейшее откло-
нение ручки. При даче ручки от себя золотник передви-
нется влево, и руль опускается.
В системе управления имеется кран, различные положе-
ния которого показаны отдельно на схеме. Первое поло-
жение крана — рабочее — служит для работы бустерного
[правления, как описано выше. Второе положение крана,
к°гда верхняя и нижняя полости соединены, применяется,
к°гда б> стер выключен и управление рулем осуществляет-
ся вручную. В этом случае все давления на поршеньки
Р°лотника взаимно уравновешиваются, а усилие от руля
Передается непосредственно на ручку. Третье положение
Фана — это запорное положение, при котором рули и все
39
управление полностью стопорятся. Вследствие несжиш
мости жидкости здесь получается гидравлический заш
Бустерное управление может быть с любым соотноц
нием усилий на ручку и на силовой цилиндр (наибол
часто применяется система с соотношением Ду щ )• Пр
ципидльная схема описанного бустерного управления обь
но осуществляется так, чтобы все элементы его бы
смонтированы в одном агрегате, что дает незначительна
увеличение веса всего механизма управления. Гидросмд
подается или из общей гидросистемы на самолете, или
специальной системы, служащей только для управлен
бустером. В большинстве случаев используется общ
система.
Глава VII
ХАРАКТЕРНЫЕ КОНСТРУКЦИИ
РЕАКТИВНЫХ САМОЛЕТОВ
19. Общие сведения
Боевые дейс1вия реактивных самолетов впервые отм<
чены в 1944 г. Масштаб этих действий был невелик
носил в основном характер фронтовых испытаний Поел
дующее бурное развитие реактивной авиации дало ря
серийных образцов самолетов с реактивными двигателям!
Большинство современных реактивных самолетов являете
истребителями; бомбардировщиков с реактивными двиг!
гелями весьма мало. Это объясняется, прежде всей,
трудностью обеспечить бомбардировщику продолжится!
ность и дальность полета из-за больших расходов горю
чего.
Для большинства реактивных самолетов характерн*
следующие конструктивные особенности:
— применение схем со средним и верхним расположе
нием крыла;
—	применение тонких профилей крыльев;
— применение крыльев с продольной стреловидностью
— мощная механизация крыла;	'
—	герметизация кабины;
—	применение шасси с носовым колесом;
—	диференциальное-торможение колес как единствен
ный метод управления самолетом при рулении;
40
__высокое расположение оперения;
— применение бустерных систем в проводке упра-
вления;
—	широкое использование дерева в конструкции пла-
деря; ’
—	применение крупнокалиберного оружия с сосредото-
ченным размещением.
Ниже рассматриваются реактивные самолеты следующих
четырех групп:
1)	одномоторные истребители:
а) снабженные ТКВРД с центробежным компрес-
сором;
б' снабженные ТКВРД с осевым компрессором;
в) снабженные ЖРД;
2)	двухмоторные истребители;
3	истребители с комбинированной сило-
вой установкой, один из двигателей которой рабо-
тает на воздушный винт, другой создает тягу за счет
прямой реакции;
4)	бомбардировщики.
20. Одномоторные истребители
Самолет Локхид Р-80 < Шупшнг Стар» рис. 24, а) яв-
ляется первы'м серийным американским реактивным истре-
би- елем и выпущен в 1944 г. В 1946 г. на самолетах
этого типа ’был совершен ряд рекордных полетов, во
время которых были достигнуты значительные результаты.
Аак, в январе 1946 г. три самолета Р-80 совершили тран-
сконтинентальный перелег из Калифорнии в Нью-Йорк,
причем один из самолетов прошел все расстояние, равное
3 332 /си, без посадки за 4 часа 13 мин., показав среднюю
скорость около 790 км/час. В августе один из самолетов
покрыл дистанцию в 635 км за 35 мин., установив неофи-
циальный рекорд скорости — 1 090 км/час.
Большая дальность самолетов Р-80 обеспечивается под-
веской под концы крыльев сбрасываемых баков обтекае-
мой формы, емкость каждого составляет 625 л. Значи-
тельная дальность позволяет рассчитывать на эффективное
Использование этого самолета в качестве истребителя со-
провождения.
По своей схеме этот самолет — низкоплан, с дуралю-
^иновым крылом, тонкого, лампнизированного профиля,
41
е - Локхид P-so ,.Шгтин;	Одно моторные и
^-Хенш^Жз,6»'10» <?Уолл^);(Англия). г
<ершми„ Me.l63 (Г^«ш>); га- РипаблиЛР.Д
Др-Хэвиллеад DH.lOO „Вампи
леинкель He-lb2
*“ (Англия);
(Германия;
: w - д!ес.
^А’(США);
оСтрой передней кромкой. Удачная компоновка воздухо-
сборных патрубков способствует, как мы уже указывали,
отдалению
1 Удалению возникновения волнового • кризиса. ТКВРД
1/Пженерэл Электрик 1 = 40 с центробежным компрессо-
Ипом) смонтирован в хвостовой части дуралюминового,
I flOjjvMOHOKOKOBoro фюзеляжа; для обеспечения ухода за
I двигателем и его замены фюзеляж сделан разъемным.
I Кабина пилота герметизирована, снабжена кислородным
I питанием, системой кондиционирования воздуха и тепловой
I изоляцией.
I Истребитель Р-80 обладает хорошими пилотажными ка-
I цествами. Время выполнения бочки на этом самолете
является рекордным. Он обладает хорошей путевой устой-
чивостью. На режиме потери скорости самолет ведет себя
хорошо; его трудно ввести в штопор, и он выходит из .
него после четверти или половины витка.
[ Вооружение самолета состоит из шести пулеметов ка-
либра 12,7 мм с общим боезапасом 1 800 патронов. Пуле-
[ меты расположены в нижней части переднего стыка фю-
зеляжа.
[ По аэродинамической компоновке, конструкции и до-
стигла тым	летно-техническим показателям самолет
«Шутинг Стар» следует признать удачным образцом серий-
ного реактивного истребителя. Модификация P-80R с за-
остренным носком крыла и расширенными всасывающими
патрубками показала 1003,9 км/час у земли.
Самолет Де-Хэвилленд DH-ЮО «Вампирь— серийный
английский истребитель с ТКВРД Де-Хэвилленд «Гоб-
лин-2» (рис. 24, б). ТКВРД расположен в фюзеляже-
гондоле за кабиной летчика; подвод воздуха — из всасы-
вающих патрубков, находящихся в передней кромке цен-
троплана.
По схеме этот самолет — среднеплан. Оперение кре-
пится к центроплану на двух хвостовых балках. Конструк-
ция самолета смешанная: крыло, хвостовые балки и опе-
рение — клепанные из алюминиевый сплавов; короткий
Фюзеляж — гондола — деревянный.
В конструкции самолета «Вампир» имеется ряд инте-
ресных особенностей; важнейшие из них следующие:
1.	Короткий фюзеляж-гондола выполнен из прессо-
ванной фанеры с прослойками из бальзы. Такая обшивка
^Первые была применена на двухмоторном истреби геле той
/3<е фирмы «Мескито». В фюзеляже имеется только трл
^Иловых шпангоута* передний является бронеплитой; сред-
43
ний служит для крепления добавочного переднего лонже-
рона центроплана; задний является противопожарной пере-
боркой, к которой крепятся рама двигателя и узлы кре-
пления основного лонжерона крыла.
2.	Герметическая кабина пилот# выполнена из дерева.
Подавляющее большинство герметических кабин до на-
стоящего времени были металлическими.
3.	Вдоль задней кромки консольных частей крыльев
установлены аэродинамические тормозы. Во избежание
дополнительных нагрузок на носовое колесо при посадке
ось вращения аэродинамического тормоза смещена отно-
сительно его передней кромки и при приведении тормоза
в действие одна часть, составляющая приблизительно 60%
общей площади тормозного щитка, опускается вниз, а дру-
гая поднимается над верхней поверхностью крыла, уста-
навливаясь перпендикулярно к направлению потока.
4.	В месте сопряжения центроплана с фюзеляжем на-пе-
редней кромке профиля сделано специальное углубление,
обеспечивающее ламинарность потока и тем самым от-
даляющее момент возникновения волнового кризиса.
В отлич’ие от общераспространенной системы демпфи-
рования «шимми» носового колеса устанавливается спе-
циальное колесо, пневматик которого снабжен двумя ре-
бордами, что исключает необходимость в применении гид-
равлического демпфера «шимми».
Вооружение самолета состоит из четырех пушек «Йена-
но» калибра 20 мм с общим боезапасом 600 патронов,
установленных в носовой части фюзеляжа.
Де-Хэвилленд DH-J08 «Суоллоу» <(Англия) представляет
собой экспериментальный бесхвостый среднеплан с резко
выраженной продольной стреловидностью крыла и верти-
кального оперения (рис. 24, в). ТКВРД Де-Хэвилленд
«Гоуст» с центробежным компрессором установлен в хво-
стовой части фюзеляжа-гондолы, как у истребителя Де-
Хэвилленд «Вампир». Расположение заборных патрубков
аналогично расположению последних на самолете «Вам-
пир». Шасси с носовым колесом. Крыло снабжено пред-
крылками с фиксированной щелью и мощными щитками.
На концах крыла расположены обтекаемые контейнеры
с противоштопорными парашютами.
Самолет был спроектирован и построен в первой поло-
вине 1946 г. В сентябре 1946 г., во время одного из экс-
периментальных полетов, произошла катастрофа, закончив-
шаяся гибелью самолета и пилота. Причина катастрофы
44

лежит, невидимому, в потере устойчивости стреловидным
крылом на большой скорости полета, что повлекло пере-
ход самолета в пикирование и разрушение крыла вслед-
ствие больших значений возникших при этом отрицатель-
ных перегрузок. Результаты летных испытаний самолета
«Суоллоу» предполагалось использовать для проектирова-
ния мощного двухмоторного реактивного самолета с по-
летным весом ~ 34 000 кг.
I Одноместный истребитель Хейнкелъ-И2 «Фольксегер»
(Германия) был пущен в серийное производство в послед-
ние месяцы войны (рис. 24, г). В боевых действиях начал
^участвовать в первых числах апреля 1945 г.
J Самолет — высокоплан смешанной конструкции: фюзе-
ляж — дуралюминовый полумонокок с обшивкой на потай-
ной клепке; крыло — деревянное, двухлонжеронное, с ба-
ками для горючего, входящими в конструкцию крыла.
'Шасси с носовым колесом, с уборкой всех трех колес
в фюзеляж (подробно разобрано нами в главе V). Горизон-
тальное оперение имеет резко выраженное большое попе-
речное V. Вертикальное оперение состоит из двух шайб,
перпендикулярных к плоскостям горизонтального опере-
ния.
Помимо перечисленных, характерными особенностями
самолета являются: малый размах крыла (7,2 ж); большое
отношение длины самолета к размаху (около 1,4); распо-
ложение двигателя (ТКВРД БМВ-ООЗ Е-1 с осевым ком-
прессором) вне фюзеляжа.
I Кабина пилота расположена в передней части фюзеля-
жа, закрыта хорошо обтекаемым фонарем, снабжена ка-
тапультируемым сиденьем, устройство которого см.
в главе IV.
г Вооружение, состоящее из двух пушек МК-108 калибра
30 мм, расположено под кабиной пилота.
। Истребитель Хеншель Hs-132 (Германия) очень напоми-
нает по общей компоновке (рис. 24, д) истребитель Хейн-
Жель-162, но имеет две особенности. Прежде всего, горю-
рее, находящееся в крыле, размещено не в баках, а залито
Внутрь деревянного крыла; горючее же, находящееся в фю-
зеляже, помещено в фанерном баке. Второй особенностью
является лежачее (лицом вниз) положение пилота. Такое
|Положение пилота позволяет значительно повысить допу-
стимые эксплоатационные перегрузки и, следовательно,
гьщолнять криволинейные эволюции на больших скоростях
и с меньшим радиусом. Ноги пилота упираются в педали
обычного типа; под правой рукой, опирающейся на под.
локотник, находится нормальная ручка управления умены
шенного размера; под левой — рычаги управления дрига.
гелем и управление огнем. Толстое бронестекло, помещен
ное перед пилотом, закрыто спереди обтекателем из про.
зрачной пластмассы. Снизу пилот защищен бронеплитсЯ
Самолет Рипаблик Р-84 ъТандерджегп» (США), посту*
пивший на испытания в феврале 1946 г., — первый аме-
риканский истребитель (рис. 24, е) с ТКВРД Дженерэл
Электрик TG-180, снабженным о с е в ы м компрессором.
Такие ТКВРД имеют, как уже указывалось выше, боль-
шую длину, чем ТКВРД с центробежными компрессорами
и на немецких самолетах обычно устанавливались над фю-
зеляжем (Хейнкель-162, Хеншель-132), что сильно Ухудша-
ло аэродинамику самолета. В истребителе ХР-84 забор
воздуха производится через отверстие в носу фюзеляжа;
воздухопроводы огибают кабину пилота, оставляя ее
в середине, и вновь смыкаются перед двигателем, уста-
новленным в хвостовой (легко отъемной) части фюзеляжа.
Это обстоятельство в сочетании со средним расположе-
нием крыла сделало аэродинамическую компоновку само-
лета ХР-84 очень удачной, представляющей шаг вперед
по сравнению с истребителем Локхид Р-80 «Шутинг Стар».
Самолет Р-84 состоит на вооружении ВВС США. В августе
1947 г., он показал скорость, равную 1 025 км!час у земли.
Примером самолета с ЖРД является Мессер*
шмитт-163 (Германия), по назначению представляющий
собой истребитель-перехватчик с сильным вооружением,
большой горизонтальной скоростью и скороподъемностью
(рис. 24, ж). Он представляет собой одномоторный, сво
боднонесущий, бесхвостый моноплан со средним располо-
жением крыла. В хвостовой части фюзеляжа установлен
ЖРД (Вальтер HWK109-509). Конструкция самолета сме-
шанная: фюзеляж — цельнометаллический монокок из глад-
кого плакированного дуралюмииа, с потайней клепкой; кры-
ло — деревянное, выполненное из двух лонжеронов, ряда нер-
вюр и фанерной обшивки; посадочные щитки — стальные
Важнейшие конструктивные особенности самолета:
а5) отсутствие горизонтального оперения;
б) мощная механизация крыла; предкрылки с фиксири
ванной щелью; посадочные щитки; элероны, могущие рЯ
ботать и как рули высоты («элевоны»);
46
в) шасси, состоящее из сбрасываемой двухколесной те-
лежки и посадочной лыжи, прижимаемой в полете х фюзе-
ляжу при помощи гидравлического подъемника (рис. 21).
Так как ЖРД имеет очень высокий удельный расход
горючего, вся центральная часть фюзеляжа, часть кабин
пилота и консоли крыльев на 30% размаха заняты бака-
ми, содержащими 1 160 л жидкости Т (метиловый спирт —
собственно горючее) и 500 л жидкости С (окислитель),
представляющей собой концентрированную перекись водо-
рода с катализатором; в качестве последнего применяется
перманганат калия.
Рис. 25. Размещение баков на самолете Ме-163:
Г — горючее; С — окислитель
Так как время полета при работающем двигателе не
превышает 5—7 мин., то пилот периодически выключает
и включает двигатель (работа двигателя «пунктиром»).
Схема размещения баков представлена на рис. 25.
На самолете по бортам фюзеляжа установлены две пуш-
ки МК-Ю8 калибра 30 мм с запасом снарядов по 60 шт.
Па каждое орудие.
С конца 1943 г. самолет Ме-163 строился серийно. По-
следние серии этого самолета отличались удлиненным
Фюзеляжем, наличием шасси с носовым колесом не сбра-
сываемым, а убирающимся в фюзеляж, и были известны
под маркой Юнкерс-263.
Самолет Б ах ем Ва-349 «Наттер» (Германия) был
сконструирован и построен в 1944 г. (рис. 24, а). Самолет
2троился только малыми сериями и имел ограниченное
боевое применение. По назначению — истребитель-пере-
47
хватчик с рекордной скороподъемностью — за одну
нуту набирает высоту до 10 500 м. По схеме — свобдднс.
несущий среднеплан с крылом прямоугольного очертанД
в плане, очень малого размаха (4 м), с крестообразны^
оперением, без шасси. Самолет в основном деревянный,
исключением центральной и хвостовой частей фюзеляжа. 
Старт самолета осуществляется по двум вертикале!
н ы м направляющим, в которых скользят концы крыльев
Помимо работы ЖРД (Вальтер HWK 109-509), дополнитель-
ную тягу дают четыре пороховые ракеты в течение первых
6 сек. (по 1 100 кг каждая ракета). Для повышения
эффективности управляемости в полете реактивное сопло
снабжено управляемыми дефлекторами. В результате болы
шого потребления двигателем горючего и окислителя вес
самолета в полете подвергается изменениям. Если принять
начальный вес за 100%, то после прекращения работы
стартовых ракет вес самолета составляет приблизительно
80% от начального, а после освобождения о г всех расхо-'
дуемых грузов всего лишь 35% от начального.	1
Самолет нормальной посадки не совершает: летчик вы-
брасывается вместе с сиденьем при помощи катапульты
и затем опускается на парашюте, одновременно включая
пиропатроны, взрыв которых расчленяет самолет на две
части: носовая падает на землю, а хвостовая, в которой!
находится двигатель, спускается на парашюте.	I
Вооружение самолета «Наттер» состоит из 24 ракетных
снарядов типа FONN калибра 73 мм, установленных в ноя
совой части фюзеляжа.
В 1947 г. начались испытания экспериментального са?
молета XS-1, построенного фирмой Белл (США) для ис|
следований в области сверхзвуковых скоростей (рис 24, и).
По схеме самолет XS-1 — среднеплан, с трапециевид!
ным крылом без стреловидности в плане, с максимальной
относительной толщиной, составляющей 10%. Обшивка из
алюминиевого сплава, имеет толщину у корня 13 мм, на]
концах крыла около 3 мм. Фюзеляж характеризуется
резко заостренным носом, отсутствием изломов, обычны?!
при наличии козырька фонаря пилотской кабины. Шасси
с носовым колесом; все три колеса убираются в фюзеляж.
Силовая установка состоит из одного четырехкамерпого
жидкостного ракетного двигателя РИЭКШН МОТОРС),
установленного в хвостовой части фюзеляжа. Двигатель
работает на спирте и жидком кислороде, подача которых
<8
камеры сгорания производится
установки.
' При полетном весе около 6 000 Л
приходится на долю горючего, caf,r
сТижение скорости 2 700 км/час иа
скороподъемности 230 м!сек и Дг1‘
вдяющей 160 км.
Первый полет, на малой скорое гн>
кабре 1946 г. Программа испыт?н|
данные о скорости полета, у скор* -
—'	• - '-'ТЧО Д
(Япония) является оружием п „
—' представляет с£п“°ра'
^оои ле-
,пп п°мощн ту$онасос-
|1РН
ИЗ которых 63%
,п пеТ рассчитан на до-
' высоте 24 4ЙЛ1, при
пьности полета соста-
(5ь1л совершен в де-
л’ пРедУсматриада’ 410
аН1*нияХ> отклонениях эле-
данные о скорое™	у —^дава^с	на
Сю приУЛпоИмощи радиоаппаратур ’ь1Скания и скоростях
2ии органов управления в У^паЛбоРаМИ’ Ус™овленны-
виража будут регистрироваться
F СамоСлает°Хнометаллический, Ра ^а самолета 9,45 м.
НагрузкаУна крыло /оставляет
Самолет «б е й к » (Япо“ияДт^>
зового применения и по суш пИ1110^
тающую торпеду (рис. 24, к),
'“по"сх«е самолет ~
лом деревянной конструкции и «ая ча^ть к т«рого за
жем цилиндрической, формы, Н еи1ества (тРин«тРоанизол)
потнена 1 100 кг взрывчатого в летЧ(1К> а в хвостовой
в центральной части помещаетсд ^е> могут работать
находятся пороховые ракеты, опер6 Р ^о ра
в течение 40 сек. Горизонта л ьН зеЛяжУ;
положения по отношению к Ф(?Г1Р^И оДсУтствУет- О.амоЛч.т
рение состоит из двух шаио. .^дер^	/ пяртс«
подвешивается к балочному 60 де к Пе^и 0 цепляе.с..
ге=арлироТка. №. пол^ бз—рн взрыяе
ВпервыУатот Та,Х был при^»^Л<авз (Тихий „кеан>.
1945 г во время боев У^СТР°?* ные данн“е одномотор-
В приложении 1 приведены ос
Пых истребителей, описанных
21. Двухмоторные
Истребитель Мессершмитт-2б2^
ТКВРД (ЮМО-004 с осевым
собой наиболее разработанный
£а молеТЫ
(ГеРмания) с двумя
есс°Р0М) представляет
от11лансКий Реактивный, са-
герм4*1"
49
4 Заказ № 749
молет (рис. 26, а и рис. 27), принимавший участие в бо₽
вых действиях. Эскизный проект этого самолета был ра
работай в 1938 г., с РД самолет совершил первый под^
в 1942 г. Большое количество переделок самолета заст£
вило проводить испытания в течение 1942—1943 гг. Сери
ное производство самолета началось летом 1944 г., и
капитуляции Германии было построено более 600 самого
тов Ме-262.	
Самолет имеет нижнее расположение крыла с тонкая
симметричным профилем. Тонкий профиль крыла, не по-
зволяющий разместить в нем топливные баки, и нижнее
расположение крыла, создающее значительную интерфе-
ренцию с фюзеляжем, потребовали специальных изыскана
в отношении наилучшей формы фюзеляжа. Был создан
фюзеляж, имеющий в поперечном сечении почти треуголь-
ную форму с отношением основания к высоте по миделю
4:3. В диапазоне скоростей, доступном данному само*
лету, сопротивление фюзеляжа с уч'етом интерференции
оказалось даже меньшим, чем сопротивление фюзеляжа
прямоугольного сечения со средним расположением крыла.
Крыло имеет один лонжерон двутаврового сечения со
стальными полками переменной толщины (от 14 до 2,5 мм).
Толщина обшивки крыла Г,5—2 мм. Автоматический пред-
крылок вместе с закрылком NAGA-2h доводит tTax п да
посадке до значения 1,65, что при большой нагрузке на
площадь и мало несущем профиле крыла является очень
важным. Так как угол продольной стреловидности мал
(по линии фокусов около 15°) и, следовательно, не может
оказывать заметного влияния на отдаление волнового кри-
зиса, есть основание полагать, что это было вызвано со-
ображениями центровки, диапазон колебаний которой со-
ставляет 14% САХ. Из соображения центровки применена
сталь в носовой части самолета.	I
Большой диапазон скоростей полета (Vmax : Vnc = 5,5) |
весьма широкие пределы колебаний центровки заставили
применить регулируемый в полете стабилизатор. Недоста-
ток в алюминии, испытывавшийся германской авиапромыш-
ленностью, потребовал широкого использования стали
в конструкции самолета.	1
Самолет имеет герметическую кабину пилота, которая
изолирована от фюзеляжа дуралюминовой оболочкой тол-
щиной 0,6 мм; в оболочке сверху срезан сегмент для
фонаря.
50
а —
Р„. 26. Д^хморние кеТбнте„
— Консолидейтед-Валти ХР-81 (СШ )
lu-237 (Германия); и - Дуглас
- Белл XPf
51
4*
Из конструктивных особенностей этого самолета еле,
дует отметить применение управления с переменным пер^
даточным числом, подробности о котором были приведен^
в разделе 17.	Я
Шасси самолета имеет тормозы на всех трех колесах,
что обеспечивает эффективное уменьшение длины после-
посадочного пробега.	Я
Вооружение размещено в носовой части фюзеляжа и со-
стоит из четырех пушек МК-108 калибра 30 мм с общим
боезапасом 360 снарядов.	
Рис 27. Пространственная компоновка самолета Ме-262 (заштрихо-
ванные части выполнены из стали)
Истребитель Белл Р-59 «Эркомепг» (рис. 26,6) построен
в США в середине 1943 г. Состоял некоторое время на
вооружении ВВС флота США под наименованием «Суиш».
В декабре 1943 г. на этом самолете был установлен не'
официальный американский рекорд высоты 14500 м. I
На самолете установлены два ТКВРД Дженерэл Элек-
трик 1-16 с центробежным компрессором. Двигатели при-
мыкают непосредственно к обеим сторонам фюзеляжа.
Это обстоятельство, вместе с необходимостью уборки
основных колес шасси в крыло, сделало аэродинамическую
компоновку самолета неудачной. По своим внешним очер-
таниям «Эркомет» имеет много общего с истребителем
Белл Р-39 «Аэрокобра».
52
Истребители «Эркомет» в небольшом количестве был’Л
применены в Англии в 1944 г. в боевых действиях против
германских самолетов-снарядов, но распространения нс
получили.
Двухмоторный корабельный истребитель Мак-Д°;
н е л л FD-1 «Ф а н т о м» (США) характеризуется удачной
компоновкой двух ТКВРД «Вестингауз» с осевыми коМ*
прессорами, расположенными в обеих сторонах фюзеляж3
и утолщенной части крыла. Утолщение крыла позволил0
осуществить уборку основных колес шасси путем склады-
вания их по направлению к плоскости симметрии самолета
(рис. 26, в).
В самолете «Фантом» сохранены типичные особенное^11
истребителей, действующих с палубы авианосцев: тормоз*
ной крюк в хвостовой части фюзеляжа и складывающиеся
после посадки крыль'я, причем размах крыльев умень-
шается с 11,8 до 5,5 м.
Вооружение состоит из четырех пулеметов калибр9
12,7 мм, установленных в носовой части фюзеляжа.
Одноместный истребитель Глостер «М е т е о р» (Ан*
глия) был первым серийным английским самолетов
(рис. 26, г) с двумя турбореактивными двигателями (РоЛ^с
Ройс «Дервент V») с центробежным компрессором. В Мае
1941г. был выпущен первый английский реактивный истре-
битель «Глостер Е-28/39» с одним турбореактивным двигЯ'
телем. Основные черты и главнейшие конструктивны0
узлы этого первого реактивного самолета были затем
повторены в двухмоторном реактивном самолете «Гл°"
стер 9/40». Однако подвеска двигателей (ТКВРД Метр0"
политен-Виккерс с осевым компрессором) под крыльями,
подобно тому, как это было сделано на германском истре*
бителе Мессершмитт Ме-262, создавала значительную *
интерференцию между гондолами двигателей и крылом.
Переход на ТКВРД с центробежным компрессор0^
(Роллс-Ройс «Дервент») позволил, вследствие меньШеИ
длины двигателей, осуществить сопряжение гондол двига’
теля с крылом по принципу среднепланной схемы, по СУ‘
Ществу разместив ТКВРД между лонжеронами крыла,
значительно уменьшить интерференцию и, таким образом»
притти к новой модификации под названием Глостер
«Метеор». Начиная с марта 1943 г., когда этот тип само-
лета поступил на летные испытания, и до настоящего вРе*
Мени он подвергался ряду модернизаций, изучение к°т0'
Рых показывает, что вопросу уменьшения интерференции
уделялось большое внимание В августе 1944 г. самолет^
Глостер «Метеор» принимали участие в боевых операций
против германских самолетов-снарядов. Последний серий,
ный вариант, известный под названием Глостер «Метеор
Мк-IV, представляет собой цельнометаллический свободно,
несущий низкоплан. Для облегчения серийного произвол
ства он состоит из восьми сборочных агрегатов: носовой
части фюзеляжа с носовым колесом; передней части
фюзеляжа с пилотской кабиной; средней части фюзеляжа
с центропланом; двигателей с основными колесами шасси;
отъемных частей крыльев и хвостовой части фюзеляжа
с оперением. G аэродинамической точки -зрения обращает
на себя внимание очень высоко поднятое горизонтальное
оперение. С конструктивной стороны характерно шасси,
колеса которого снабжены рычажной подвеской. J
Самолет имеет мощное вооружение, состоящее из че-
тырех пушек «Испано» калибра 20 лш. установленных по
бокам носовой части фюзеляжа.	Я
В сентябре 1946 г. абсолютный мировой рекорд ско-
рости впервые перешел к самолетам с реактивными дви-
гателями, Самолет Глостер «Метеор-IV» на трехкилометро-
вой базе показал среднюю скорость, составившую
991 км/час.	9
Одноместный корабельный истребитель Райан FR-1
«Файрболл» (США) — цельнометаллический низкоплан
с комбинированной силовой установкой (рис. 26, д'). Звездо-
образный девятицилиндровый мотор воздушного охлажде-
ния (Райт «Циклон»-1820. мощностью 1 350 л. с.),
женный для форсирования мощности
воды в цилиндры, работает на винт.
фюзеляжа установлен ТКВРД (Дженерэл Электрик 1-31
с центробежным компрессором). Заборные патрубки ТКВРД
расположены по сторонам фюзеляжа в несколько выдви-
нутой вперед носовой части центроплана. Хвостовая часть
фюзеляжа может быть быстро снята, так как крепится
к средней части фюзеляжа. Такая система позволяет
шествить смену двигателя за один час.
Пространственная компоновка самолета (рис. 28)
зволяет последовательно рассмотреть конструкцию и
имное расположение основных агрегатов На
снао-
системой впрыска
В хвостовой части
ПО'
вза-
самолеге
«Файрболл» применены хвостовой крюк и складывающиеся
крылья.	Я
Вооружение состоит из четырех пулеметов калибра
12.7 л/л/, с запасом патронов по 300 -шт. на каждый, уста-
(.озленных в крыльях; двух бомб по 450 «а, подвешивае-
мых под центропланом, и установок для стрельбы ракет-
ными снарядами.
G мая 1945 г. самолет строится серийно. В апреле 1946 г.
были проведены эксплоатациопные испытания самолетов
«Файрболл», принявших участие в полярных маневрах
адмирала Кэссиди и действовавших с палубы крупнейшего
(азианосца США «Мидуэй».
Одноместный самолет Консолидецтед-Валти
1Х°-81 (США)’по назначению является истребителем * со-
Рис
провождения
молета аналогична
Однако имеются
. 23. Разбивка самолета .Файрболл" на агрегаты
(рис. 26, е). Основная идея конструкции са-
>лета апшю.самолету «Файрболл»; на самолете
тановлены двигатель, работающий на винт, и двигатель
прямой реакции. Однако имеются и некоторые отличия:
в носовой части фюзеляжа вместо поршневого мотора
Установлен газотурбинный двигатель (Дженерэл Электрик
с четырехлопастным винтом. ТКВРД (1-40) рас-
в хвостовой части фюзеляжа и включается при
на максимальной скорости. Оба двигателя рабо-
.. , бак для которого находится в фюзе-
кабиной летчика. Такое расположение бака не
заборные патрубки для ТКВРД
и заставило
TG-100)
положен
взлете и
~ают на керосине
(яже за к. "
позволило разместить заииргп»^ —_
з месте сопряжения центроплана с фюзеляжем
установить их в виде двух симметрично расположенных
обтекаемых тел вверху центральной части фюзеляжа.
Обращает на сеил о......__: -""оЛОИ1,» каля, типичный для
ряда американских самолетов («В-17».
обеспечивающий лучшую путевую устойчивое ш —
5-:
себя внимание «гребень» киля, тшшчпши
1 ° 17», «Кингкобра» и до.),
устойчивость самолета
54
г Бомбардировщик Ара до Аг-234 В (Германия) высоко,
план (рис. 26, ж). Носовое и основные колеса шасси убц.
раются в фюзеляж. Два ТКВРД Юнкере ЮМО-004 с осе-
вым компрессором установлены под крыльями. Прототхк
пом явился экспериментальный самолет со сбрасываемы^
шасси Арадо-234 А, построенный в 1943 г. Бомбардиров-
щик Арадо-234 В, производившийся серийно начиная
с 1944 г., имел нормальную бомбовую нагрузку 1 000 кг,
максимальную 2 000 кг. При этом требовалось применение
стартовых ракет для осуществления возможности взлета.
При внешней подвеске 'бомб и максимальной нагрузке ско-
рость снижалась на 12%.	Я
Дальнейшим развитием явился бомбардировщик А р а-
д о - 234 G с четырьмя ТКВРД (БМВ-003), сгруппирован-
ными попарно в гондолах под крыльями. Был построен
только один экземпляр этого самолета. Продолжительность
полета его на полной тяге составляла 40 мин., а на 60%
тяги — 85 мин.
Самолет Юнкере Ia-2S7 (Германия) являлся самым
крупным германским реактивным бомбардировщиком
(рис. 26, з), полетный вес его 23 000 кг. Опытный экзем-
пляр этого самолета был построен и испытан в полете.
Самолет проектировался под два мощных ТКВРД
(ЮМО-012 или БМВ-018), но так как они не были по-
строены, на самолете были установлены четыре ТКВРД
ЮМО-004 с осевым компрессором, размещенные симме-
трично по бокам фюзеляжа и под крыльями. Максималь-
ная бомбовая нагрузка предполагалась 5 000 кг.	1
Характерными особенностями самолета являются: при-
менение пары носовых колес с независимыми амортизато-
рами и наличие обратной продольной стреловидности кры-
ла (с углом около 25°).	’*	j
Бомбардировщик Дуглас ХВ-43 (США), выпущенный
в мае 1946 г., является первым американским реактивным
бомбардировщиком, проходящим летные испытания
(рис. 26, и). Самолет цельнометаллический, по схеме —
свободнонесущий среднеплан. Шасси с носовым колесом.
Большой фюзеляж несет внутри себя два ТКВРД (Дже-
нерэл Электрик TG-180) с осевым компрессором. На са-
молете имеются индивидуальные обтекаемые фонари ка-
бины для каждого пилота. В самолете повторен ряд ха-
рактерных деталей, типичных для реактивных самолетов,
например мощная механизация крыла и уборка основных
колес шасси в фюзеляж.	|
56
В 1947 г. в США был выпущен ряд многомоторных бом
бардировшиков с ТКВРД с осевыми компрессорами: че-
тырехмоторные Норт-Америкен ХВ-45 и Консолидейтед
балти ХВ-46, шестймоторные Боинг ХВ-47 и Мартин
ХВ-48 и восьмимоторный Нортроп УВ-49. Все самолеты, за
исключением последнего, представляют собой высокопланы
с двигателями, установленными в гондолах под крыльями.
Ча рис. 26, к изображен самолет Норт-Америкен ХВ-45.
На самолете ХВ-46 носовое колесо шасси убирается в фю-
зеляж, а главные колеса располагаются в убранном поло-
жении, в гондолах между двигателями.
Конструктивной особенностью самолета ХВ-47, помимо
стреловидного крыла, является тандемное шасси. Этот тип
шасси применен также и на самолете ХВ-48. Основные коле-
са, расположенные одно за другим в плоскости симметрии,
убираются в фюзеляж, а боковые (опорные) колеса малого
диаметра убираются в гондолы крайних двигателей.
Особенностью самолета ХВ-48 являются, кроме того,
щитки, расположенные почти по всему размаху крыла. По-
перечное управление осуществляется при помощи интерсеп-
торов, расположенных на верхней поверхности крыла. Для
сохранения летчиком «чувства управления» на концах
крыльев установлены небольшие элероны.
Самолет УВ-49 представляет собой летающее крыло,
на котором для лучшей устойчивое in установлены четыре
киля —1 «разделители», представляющие собой вертикаль-
ные плоскости, переходящие в кили. Разделители имеются
лишь на верхней поверхности крыла и достигают почти
передней кромки. Они предотвращают перетекание погра-
ничного слоя вдоль размаха и образуют своего рода ка-
налы для потока от передней кромки. Полетный вес само-
лета УВ-49 составляет около 95 т.
В приложении 2 даны основные параметры двухмотор-
ных реактивных самолетов.
Глава VIII
О ПРОЧНОСТИ РЕАКТИВНЫХ
САМОЛЕТОВ
22. Перегрузки в полете
Реактивные самолеты должны иметь большую проч-
ность, так как условия полета и посадки значительно тя-
желее, чем у. самолетов с винтом. Важной характеристи-
57
кой для реактивных самолетов является э к с п л о а т а.
ц ?; о н н а я п е р е г р у з к а	Я
Напомним, что для самолета в целом эксплоатационной
перегрузкой (или коэфициентом перегрузки) называют от.
ношение подъемной силы Y к весу самолета G. В усло-
виях горизонтального полета Y=G. следовательно, п ==11
В условиях же криволинейного движения подъемная
сила У отличается от веса О, и иногда это различие
бывает весьма большое. При этом отношении У : G = гу*
показывает, во сколько раз
Рис. 29. Схема сил, приложенных
к центру тяжести самолета при вы-
ходе из крутого планирования или
пикирования:
У— подъемная сила: Аг — сила лобового
сопротивления; g— сила веса; Р — тяга
возрастают давления всех гру-
зов на конструкцию само-
лета сравнительно с их нор-
мальным весом; соответ-
ственно величине п3 увели-
чиваются и напряжения в
конструкции самолета.
Рассмотрим,. напримеря
движение самолета при вы-]
ходе из крутого планирова-1
ния или из отвесного пики- ]
рования. В положении II |
(рис. 29) можно считать, что
самолет движется на неко- J
тором участке по окруж-
ности радиуса г. В напра-
влении радиуса г на само-
лет будут действовать со-
ставляющая силу веса Ocos0
и подъемная сила Y, на-
иравленная к центру окружности. Равнодействующая этих
сил К—Geos 0 есть центростремительная сила, явля-
ющаяся причиной искривления траектории самолета L Эта
сила подобна той центростремительной силе натяжения,
которая действует на массу Л4, вращающуюся на нити во-
круг центра со скоростью v. (В нашем случае роль массы
выполняет самолет, роль нити — воздушная среда.) Как
известно из механики,
жается через скорость
центростремительная сила выра-
движения v и радиус вращения г
в виде:
1 Силы Р (тяга) и X нас сейчас не интересуют. .
58
Таким образом,
Gt>3 v г а-
-----— г — G cos 9.
gr
Разделив обе части на G, найдем:
э Y	V3 .	п
п —	=------k cos 0.
О	gr 1
Таким образом, эксплоатационная перегрузка значитель-
но возрастает с увеличением скорости, если радиус счи-
тать неизменным. Отсюда ясно, что при большой скорости
величину г необходимо сильно увеличивать, иначе разовьют-
ся слишком большие перегрузки и возникнет риск поломки
самолета.
Так как У=су~- S, то наибольшее значение У
будет достигнуто при V = Vmax и су = су тзх, т. е.
если, разогнав самолет до наибольшей возможной скоро-
сти 1/п.ах, резко взять ручку на себя так, чтобы угол ата-
ки самолета соответствовал посадочному углу, коэфициент
подъемной силы су достигнет своего максимума и вместе
с тем достигнет максимума величина эксплоатационнои
перегрузки /? = У: G. Однако в действительности возник-
новение столь больших перегрузок (порядка 30—40) за-
трудняется тем, что:	v
1) резкому увеличению угла атаки препятствует гори-
зонтальное оперение;
2) резкое отклонение рулей на больших скоростях не-
возможно, так как это требует от летчика (если не пре-
дусмотреть специальной компенсации) слишком большого
усилия на ручку.
Тем не менее необходимо ограничивать резкость в
управлении на больших скоростях соответственно физиче-
ским возможностям организма человека. Считается, что
предельная эксплоатационная перегрузка по этим условиям
не должна превышать 8 единиц. Прочность же самолета
должна быть еще большей, с расчетом на разрушения при
перегрузках порядка 12—13.
Заметим также, что перегрузки в полете могут возни-
кать не только при выполнении маневра, но и при прямо-
линейном полете. Причиной перегрузки в этих случаях мо-
гут быть восходящие или нисходящие по отношению к
самолету токи воздуха (болтанка). При встрече с восхо-
59
дящим или нисходящим потоком происходит резкое изме-
нение угла атаки Аа	Щ
По рис. 30 можно представить себе, что самолет не.
подвижен, а ему навстречу движется воздух с относитель-
ной скоростью V. Если восходящий поток имеет свою
скорость п, то угол атаки
Рис. 30. Изменение Д* угла
атаки а при наличии восходя-
щего потока воздуха:
и — скорость восходящего потока
самолета по отношению к рав-
нодействующей скорости век
ра увеличится, на Да = й : р
(и мало по сравнению с г>).
перегрузка будет больше,
опасна для истребителей в
Таким образом, угол атаки
резко увеличится, а следова-
тельно, резко увеличатся и cv
и подъемная сила Y, что
повлечет за собой перегрузку,
большую единицы. Естествен-
но, что чем больше и, тем
Однако болтанка обычно не
силу того, что они в большей
степени загружены при маневре; для тяжелых мало мане-
вренных самолетов болтанка при резких вертикальных
порывах ветра (в грозу) может оказаться более опасной,
чем перегрузка при выполнении маневра.
23. Особенности аэродинамической нагрузки скоростных
самолетов
Аэродинамические силы, действующие на крыло самоле-
та, определяются следующими формулами:
X	M^—mzgbS. 1
Обозначения в этих формулах даны, принятые в аэродина-
мике. Известно, чю коэфициенты сх, су> т2 зависят- от
скорости или от Имела Маха:	1
Ма = — .	i
а
Изменение этих коэфициентов при Ма 1, т. е. при
скорости, близкой к скорости звука, происходит очень ин-
тенсивно, но носит индивидуальный характер для крыльев
различного профиля и различной формы. На рис. 31, а —
31,6 показано примерное изменение этих коэфициентов
для некоторого крыла, причем пунктиром показан харак-
тер предполагаемых кривых для значений Ма ~ 1.
60
Кривая на рис. 31, а показывает, что коэфнциент су на
малых скоростях меняется мало, несколько возрастая с
увеличением скорости, примерно до начала местного вол-
нового кризиса Макр. Далее идет резкое снижение су
Рис. 31. а и (5 —примерный вид измененийкоэфициен-
тов
с с к для крыла с изменением числа Ма\ в - примерный вид
изменения коэфициента момента самолета тг и (без рулей)
с изменением числа Ма в зависимости от с у
б
и лишь в сверхзвуковой области (Ма > 1) снова воз.мож.
но увеличение и далее сравнительно медленное падение
Коэфициент сх (рис. 31, б) сначала также сравнительно
мало меняется, при Ма>Макр обычно наблюдается воз-
растание сх, которое в дальнейшем начинает резко уве-
личиваться. При Ma = 1 сх достигает максимума; в сверх-
звуковой области сх снова падает. Коэфициент mz опреде-
ляет момент аэродинамических сил относительно носка
крыла. Обычно считают, что в пределах летных углов
атаки
dm
Здесь ?пг— коэфициент момента при с , т. е. при пикиро-
вании;
— коэфициент, характеризующий рост
т с
Z
dm-
(I С у
изменением с . Примерный характер
изменения коэфициентов т ° и —z
z dcy
дается на рис. 31, в.
Для оценки прочности следует
составить момент Л1цЖ относитель-
но так называемого центра жестко-
Рис. 32. Схема опреде- сти (H-Ж.) сечения крыла. Для этой
ления крутящего момента точки, отстоящей от носка крыла
примерно на 38—406с хорды, вели-
чина момента М ц ж будет характеризовать действующий
крутящий момент, воспринимаемый внутренними упругими
силами продольного набора крыла. Можно положить, что
где тцж —коэфициент момента. Из рис. 32 видно, что
= Д/Л' ' а или
ти.Ж.=	=
По этой формуле можно, зная коэфициент гп° и
z
drn^
dcy
подсчитать для различных режимов су крутящий момент
относительно центра жесткости (Ц.Ж.). Если отцж =0, это
62
значит, что сечение не закручивается, а только изгибается,
т. е. Ц.Ж. совпадает с Ц.Д. Крутящий момент Мцж для
различных крыльев и при разных скоростях весьма неустой-
чив, в особенности резко он меняется, когда Макр<Ма<1;
так, например, при Ма = 0,8 он может быть в не-
сколько раз больше, чем при Ма = 0,3, а при Ма = 0,85
снова может сильно уменьшиться. Объясняется это неустой-
чивым характером обтекания профиля на этих скоростях,
появлением волн Маха то на верхней, то на нижней поверх-
Л Г	А
нести крыла. В сверхзвуковой области щ^-=—-и,о = const,
a т° мало; таким образом, /яЦвЖ> будет пропорционально
£ . Если принять для такого сверхскоростного крыла у = 0,5,
т. е. поместить Ц.Ж. в середине профиля, то ^цж. = 0, а
следовательно, Л1Ц ж = 0, т. е. такое крыло в полете не
будет скручиваться, а будет лишь изгибаться. Приведении е
графики изменений су, сх> tnz, позволяют сделать сле-
дующие выводы о силах, деформирующих крыло:
1. Сила Y, как мы видели, пропорциональна су g\ с уве-
личением скорости, если считать угол атаки постоянным,
изменяется так, как это представлено на рис. 31, а, а
g растет пропорционально квадрату скорости. Под эк-
сплоатационной перегрузкой, как и на малых скоростях,
будем считать:
«
где Р — нагрузка на 1 м2.
Сравним перегрузки при одинаковых углах атаки ’. нс
на разных скоростях. су в этом случае будет зависеть лишь
от v. Если бы отбыло постоянным, той", пропорциональное
v2, менялось бы с изменением v по параболе, что и
имеет место на малых скоростях. На больших скоростях
cv g сначала. приМа<^Макр, растет еще интенсивнее бла-
3 Надо отметить/ что это сравнение, в отличие от того, что было
на малых скоростях, несколько искусственно, так как при том же
угле атаки на больших скоростях может меняться вся картина обте-
кания профиля, т. е. и Ц.Д. и направление аэродинамических сил.
Известно, что в диапазоне малых скоростей определенному углу атаки
соответствует одна и та же нагруженное^.
годаря росту су; далее начинается падение cyg, а следова-
тельно, и п вследствие резкого уменьшения су при
Ма>Макр. На рис. 33 представлен закон изменения пере^
грузки п с изменением Ма. Таким образом, уменьшение п*
с увеличением v можно объяснить следующим образом:
самолет, достигнув очень большой скорости (Ма > Макр),
не сможет иногда достичь при выходе на больший угол
той же перегрузки пэ, какая была у него, если бы он имел
вначале меньшую скорость, соответствующую Ма < Ма
и тот же угол атаки. Возможность снижения коэфициен-
Рис. 33. Изменение эксплоатационной перегрузки
п с изменением числа Маха
тов перегрузки на очень больших скоростях (Ма>Макр)
можно доказать и иначе; так, например, если резко взять
ручку на себя и затем снова отдать ее от себя, то само-
лет совершит какой-то маневр в воздухе; если менять
при этом начальные скорости и вычислять каждый раз
перегрузку, то окажется, что на очень больших скоростях
перегрузки станут меньше1. То же подтверждается и
опытным путем. Причиной этого является то, что скоро-
стной самолет труднее управляем в полете и менее чув-
ствителен к рулям.
Однако из сказанного нельзя делать вывод, что для
прочности скоростных самолетов нужно ориентироваться на
меньшие перегрузки, чем обычно, по следующим причинам:
а)	самолет к моменту выхода на большой угол атаки
может иметь и меньшую скорость, что требует прежних,
незаниженных норм перегрузки;
1 Правда, эти перегрузки будут более длительными.
64
б)	ограничить перегрузку значит ограничить маневр са-
молета (уменьшить радиус г кривой, см. рис. 29); кроме
э
того, для некоторых самолетов перегрузка п определяет-
ся часто не прочностью самолета, а физиологическими
свойствами пилота, а потому для очень маневренных
самолетов коэфициенты перегрузок определялись по фи-
зиологическим нормам пилота;
в)	для скоростных самолетов запасы прочности часто
получаются большими, так как требования достаточной
жесткости перекрывают требования достаточной проч-
ности.
2.	Рассмотрим, что происходит при пикировании, когда
с = 0. Проанализируем, как будут изменяться с измене-
нием скорости сила X и момент М2. Заметим, впрочем,
что скорость при пикировании для скоростных самолетов
обычно мало отличается от максимальной скорости гори-
зонтального полета, гак как коэфициент лобового сопро-
тивления сх самолета при больших Ма растет столь интен-
сивно, что даже резкое увеличение силы тяги от соста-
вляющей веса самолета в направлении движения
не может намного увеличить расчетную максимальную
скорость.
Расчеты и практика показывают, что на современных са-
молетах прирост Ма даже на 0,02—0,03, при Ма порядка
•0,85—0,90 или т/=950—1 100 км/^ас у земли, связан со
значительным ростом сил сопротивления и поэтому трудно
достижим даже при пикировании. Конечно, этот вывод
не относится к ракетным самолетам, гак как их скорости
превышают «звуковой барьер» Ма > 1).
Таким образом, предельно достижимые скорости ме-
няются на однотипных самолетах сравнительно мало, хо-
гя сила лобового сопротивления крыла ^Kp=CvKpgS мо-
жет сильно возрастать вследствие роста сЛ-кр. Этот же
рост может быть существенным и при сравнительно боль-
ших углах атаки, например при выходе из пикирования;
.в этих случаях силы, действующие в плоскости крыла,
могут доходить до 30—40% от сил, действующих по
нормали к крылу. Существенными могут быть эти
силы также и при резком торможении самолета в воздуш-
ном бою.
Увеличение значения момента М2 с ростом Ма при
пикировании обусловливается не только увеличением ско-
5 Заказ № 749
рости V, но также и ростом т°. Можно считать, что пр^
Ма > 0,75 т% увеличивается на 0,08 по сравнению с его
значением при малых значениях Ма. Это связано
со значительным увеличением пикирующего момента
(почти на 100%), а следовательно, и крутящего момента
крыла.
3.	Рассматривая кручение крыла скоростного самолета
вообще, необходимо проанализировать, как меняются кру~
тящие моменты относительно Ц Ж. Выше указывалось,
что на больших скоростях Ма>Макр) крутящие моменты
сильно возрастают и могут резко меняться. Недостаточная
жесткость крыла на кручение вредно влияет на аэродина-
мические и вибрационные характеристики крыла. Поэтому
крылья скоростных самолетов должны обладать увеличен-
ной жесткостью на кручение.
4.	Отметим также некоторые особенности перегрузок
скоростных самолетов, возникающих в полете при резком
изменении угла атаки. Так, например, большие перегрузки
могут получиться при внезапной остановке мотора (или обоих
моторов на двухмоторном самолете), в особенности, если
линия тяги проходит на значительном расстоянии от
центра тяжести и выше его. В этом случае при
остановке мотора возникают резкие кабрирующпе мо-
менты, а это может быть связано с резким увеличением
силы К, а также и X . Существенно также для скоростных
самолетов наличие большой статической устойчивости, чго
возможно при большом значении Ма. Возникающие при
этом резкие колебания самолета могут также иметь
неприятные последствия.
5.	Болтанка при полете на скоростных самолетах может
играть существенную роль лишь для неманевренных само-
летов. Однако даже и для неманевренных самолетов при
очень больших скоростях (Ма>Ма ) болтанка относи-
тельно менее опасна по следующим причинам:	I
а)	приращение угла атаки с увеличением скорости при
том же значении и будет меньше (см. рис. 30);
б)	с увеличением угла атаки на больших скоростях су
растет не столь интенсивно, как на малых скоростях. 1
Однако снижать нормы прочности для расчетной пере-
грузки при болтанке нельзя, так как скоростной самолет
может попасть в болтанку и на меньших скоростях полета,
66
24. Распределение нагрузки по крылу на
скоростях
больших
1. Распределение нагрузки по
Нагрузка на единицу длины размаха крыла,
к хорде, будет определяться формулой
где &сеч —величина хорды в данном
сусСч —коэфициент подъемной, силы
зависящий от профиля крыла. Чем
тоньше крыло, тем местная наи-
большая скорость потока сверху
профиля V' max меньше (рис. 34, б
и 34, в), а следовательно, меньше
также и число Маха. Как мы ви-
дели (рис. 31, а), чем больше Ма,
тем (при Ма>Макр) меньше cv\
следовательно, чем толще крыло,
будет меньше, а также
нагрузка q, пропорцио-
гусеч. Таким образом,
где к р ы-
тем сусеч
.меньше
нальная
концы крыльев,
при Ма > Ма кр загружают-
ся больше. Это увеличивает
изгибающие моменты на крыло,
так как получается
грузки на конец
часто усугубляется
крыла при кручении.
помнить, что интенсивность за-
грузки крыла при Ма > Ма кр,
пропорциональная £усеч 7, как
(рис. 33).
перенос на-
крыла, что
деформацией
Однако надо
по нормали
у сеч Ч ^сеч’
сечении (рис. 34);
в данном сечении,
/ Сеч. по а а
чпах
/ Сеч по вв
\/тах^
Рис. 34. Схема распределе-
ния перегрузки по размаху
крыла:
п— схема крыла; б — сечение по
а — а \ в— сечение по в — а
указано выше, падает
6
л а. Экспериментально установлено, что при больших чис-
лах Ма закон распределения давления по хорде значи-
тельно меняется и центр давления смещается назад; по,-
этому при больших скоростях значительно увеличиваются
нагрузки на хвостики нервюр. Разрежение в передней ча-
сти профиля заметно увеличивается не только на верхней,
но иногда и на нижней поверхности крыла, что выдвигает
требование местных усилений носка и особо прочной
склейки обшивки и нервюр у деревянных крыльев.
67
dhc. 35. Уравновешива-
ние момента крыла М
моментом
Р, о. •
Z
оперения
г
г. о.
25.	Нагрузки оперения и фюзеляжа на больших скоростях
Различают два вида нагрузки на горизонтальное опере-
нагрузка и маневренная нагрузка.
Уравновешивающая нагрузка
определяется тем моментом, ко-
торый крыло создает относитель-
но центра тяжести самолета. Так,
если этот момент относительно
Ц.Т. будет М'> то на оперение
будет действовать уравновеши-
вающая сила Рг 0 = M'g :1
(рис. 35). Сила Р.о может быть
весьма велика, когда M'z велико.
Как мы уже видели, на малых
углах атаки и на больших скоростях например, при
пикировании действуют значительные пикирующие мо-
менты на самолет в це-
лом, что требует большой
нагрузки на рули сверху
вниз (ручка на себя).
Центр давления сил, дей-
ствующих на рули, отхо-
дит по хорде оперения
назад, что сильно увели-
чивает шарнирный момент
и давление на ручку упра-
вления (о необходимости
усложнения системы упра-
вления в этих случаях
указывалось выше в гла-
ве 6). При сверхзвуковой
скорости можно считать,
что Ц. Д. находится на
середине хорды руля и
давление по ней распре-
деляется равномерно. Зна-
чительные нагрузки воз-
никают при скольжении
самолета. В случае раз-
несенного оперения, как
показывают эксперимен-
ты, при скольжении пе-
68
б
Рис. 35. Схема нагружения горизон-
талыюго оперения и фюзеляжа сам0'
лета при скольжении:
а — разнесенное оперение; б — обычное опер^"
ние
редняя по отношению к движению половина горизонталь-
ного оперения испытывает давление снизу, а задняя —
сверху (рис. 36, а). При наличии вертикальных шайб эти
давления становятся очень значительными, в особенности,
когда шайбы расположены высоко над горизонтальным
оперением. В этом случае лучше располагать шайбы
симметрично по высоте относительно горизонтального
оперения. Благодаря несимметричной нагрузке горизон-
тального оперения развивается большой момент 7WV,
скручивающий фюзеляж; этот момент может в несколько
раз превосходить величину крутящего момента, вычи-
сленного для случая среднего расположения шайб.
То же получается и при скольжении самолета с обычным
оперением. На реактивных самолетах оперение бывает
сильно приподнято, это делается с целью вывести опе-
рение из потока горячих газов или с целью уменьшить
вредное влияние потока, сбегающего с крыла. При этом
база оперения, поддерживаемого килем (рис. 36, б),
обычно неширока. Это требует от конструктора обеспече-
ния должной жесткости и прочности соединения.
Г л а в а IX
О ЖЕСТКОСТИ РЕАКТИВНЫХ САМОЛЕТОВ
26.	Общие сведения
Увеличение скорости полета влечет за собой неизбежное
возрастание всех аэродинамических нагрузок на несущие
поверхности самолета. Увеличение нагрузок, в свою оче-
редь, вызывает рост упругих деформаций всей конструкции,
вследствие чего утлы атаки крыла оказываются отличными
от тех, которые получились бы при абсолютной жесткости
конструкции. За счет изменения углов атаки происходит
перераспределение аэродинамической нагрузки, вызывае-
мое по существу деформациями конструкции. Таким об-
разом, при больших скоростях полета естественно ожи-
дать не только обычного прямого влияния нагрузки на де-
формации, но, и также обратного влияния дефор-
маций на в е л и ч и н ы н а г р у з о к. Эта взаимосвязь
нагрузок и деформаций становится все более тесной с ро-
стом скорости полета и уже для практически достижи-
мых величин скоростей может оказаться причиной разви-
69
тия весьма опасных явлении — реверса элеронов
и флаттера крыла или оперения. Каждое из
этих явлений может угрожать безопасности полета, поэ-
тому необходимо предусмотреть конструктивные меры, ко-
торые могли бы предотвратить их появление. Кроме того,
местные деформации обшивки крыла могут на больших
скоростях оказать существенное влияние на аэродинами-
ческие характеристики крыла; это выдвигает специальные
требования к местной жесткости обшивки.
27.	Реверс элеронов
Реверсом элеронов называется полная потеря эффектив-
ности элеронов, наступающая на больших скоростях по-
лета вследствие закручивания крыла при значительных
аэродинамических нагрузках.
ис.ь кручения
крыла
Рис. 37. Моменты крыла:
а — основной момент крыла; б — крутящий момент, возникающий за счет
отклонения элерона
Это явление, ведущее к потере поперечной управляемо*
сти самолета, может развиться следующим образом. По-
ложим, что летчик движением ручки вызвал отклонение
элеронов (рис. 37). При этом, конечно, произойдет перерас-
пределение аэродинамической нагрузки, — на участке крыла
с опущенным элероном появится дополнительная подъем-
ная сила направленная вверх, а на участке крыла с под-
нятым элероном — подъемная сила Y2i направленная вниз.
70
Момент этих сил относительно оси самолета и предста-
вляет собой тот момент крена, ради возникновения кото-
рого летчик и вызвал рассматриваемое отклонение элеро-
нов. Этот момент оказывается направленным, против
хода часовой стрелки (пунктир на рис. 37, а).
Рассмотрим теперь влияние деформации конструкций;
это влияние выразится в появлении дополнительного мо-
мента, направленного в сторону, противоположную момен-
ту М, 2, и оно будет ослаблять действие последнего.
Отклонение элеронов вызывает не только появление до-
полнительных подъемных сил Ki и Y2, но вызывает также
Рис. 38. Основной и дополнительный моменты крыла
и смещение центра давления по хорде крыла и до-
полнительное закручивание сечений крыла. Иными сло-
вами, моменты дополнительных подъемных
сил Ki и У2 создают кручение каждой п о л о-
в и н ы к р ы л а. Это кручение направлено, как показано
на рис. 37, б (пунктирные стрелки), и вызывает изменение
углов атаки профиля по всему размаху крыла. На поло-
вине крыла с опущенным элероном такое кручение вы-
зовет опускание носка профиля и поднятие хвостика, т. е.
уменьшение угла атаки всех сечений (это уменьшение
угла атаки, конечно, различно для разных сечений и воз-
растает к концу крыла). Следствием этого уменьшения
угла атаки явится и уменьшение подъемной силы, т. е.,
иными словами, появление дополнительной подъемной си-
лы, направленной в н и з. Эта сила показана на рис. 38 и
обозначена через У3. На другой половине крыла — с под-
нятым элероном—'произойдет то же самое, но< дополни-
тельная подъемная сила окажется направленной вверх
71
(сила Ki на рис. 38), поскольку на рассматриваемой поло-
вине закручивание сечений происходит с увеличением угло&
атаки профилей.
Таким образом, вследствие деформации крыла (закручи-
вания его сечений) при отклонении элеронов возникают не-
только силы Ki и У2, образующие основной момент кре-
на Mi,9, но и дополнительные аэродинамические силы У3ц
У4, образующие момент Л1з,4, направленный в сто-
рону, противоположную моменту Mi,2- Следо-
вательно, всякая деформируемая конструкция развивает
Рис. 39. Характеристики измене-
ния моментов М12 и М34 со ско-
ростью полета
некоторый противодействую-
щий момент, ослабляющий
действие основного момен-
та крена. Ясно, что чем
жестче крыло, чем меньше
углы закручивания его се-
чений, тем меньше ослабля-
ется эффект момента A4i,2>.
так как при большой жест-
кости крыла момент ЛТз»*
оказывается незначительным.
Важно отметить, что с
увеличением скорости полета
моменты Л11,2 и Л43,4 возра-
стают неодинаково. Если
для данного крыла при не-
которой данной скорости полета момент ТИ3,4 оказывается
меньше, чем момент Afi,2, то при увеличении скорости
разница между ними уменьшается, как это показано
на рис. 39. Причина различного роста этих двух моментов
состоит в следующем. Момент Mi,2 пропорционален си-
лам Ki и У2, которые возрастают пропорционально
второй степени скорости полета (как всякие
аэродинамические эффекты) следовательно, можно запи-
сать Mi ,2 = а V2.
Что же касается момента Мз,4, то его возрастание ока-
зывается более сложно и зависит от скорости. Действи-
тельно, изменение углов атаки сечений (рис. 37, б) само по
себе пропорционально второй степени скорости (поскольку
оно вызвано аэродинамическими крутящими моментами);
так как каждая из сил У3 и У4 возрастает пропорцнональ-
3 Без учета сжимаемости воздуха
72
но углу атаки и; кроме того, пропорциональна
второй степени скорости, следовательно, как сила Уз» так.
и сила У4 пропорциональны четвертой степениско-
р о с т и полета. Вместе с этими силами пропорциональной
четвертой степени полета оказывается и величина момента
^3,4 •
^3.4 =
где величина К не зависит от скорости полета.
Соотношение моментов и Ai3,i составляет:
^3,4	К у2
а
Отсюда видно, что с увеличением скорости полета это
соотношение возрастает (см. рис. 39), а при некоторой.
скорости 1/рев |/ оно оказывается равным единице.
Эта скорость называется критической скоростью
реверса. При скорости полета, равной I/ев,
всякое отклонение элеронов оказывается
как бы безрезультатным, так как моменту крена
Mi,2 будет противодействовать равный ему момент Л43»4>
полностью парализующий желаемый эффект отклонения
элерона. В такой потере эффективности элерона и состоит
явление реверса.
Величина Урев оказывается довольно большой — обычно
больше .максимальной скорости полета. Отсюда, однако,
не следует делать вывода о несущественности рассмотрен-
ного явления для современных самолетов. Если даже
Л1.з,4 меньше Afl}2, то совокупное действие результирующей
пары Л/1,2—Л4з,4 окажется, конечно, всегда меньшим, чем
действие пары 7ИЬ2, -развивающееся при абсолютной жест-
кости конструкции крыла. Иными словами, даже на ско-
ростях, меныпих 1/рев, эффективность элеронов
падает с ростом скорости, что создает значитель-
ные пилотажные неудобства, а иногда и прямую опасность
может «нехватить» элеронов). Мера борьбы с этим явле- .
нием вытекает из сал ой сущности его возникновения;
увеличение жесткости крыла на кручение способно значи-
тельно ослабить вредный эффект, поскольку при большой
жесткости крыла на кручение сама величина ЛГ3,4 умень-
шается.
7а
28.	Флаттер крыла
Явление флаттера состоит в том, что, начиная с неко-
торых достаточно больших скоростей полета, всякие коле-
бания крыла (возникающие от любой случайной причины
'например от внезапного толчка) поддерживаются и у с и-
л ива ю тс я аэродинамическими силами, что влечет
обычно поломку самолета. Каждому самолету соответ-
ствует определенная граница скоростей, выше которой
развивается флаттер; при скоростях, меньших этой гра-
ницы, аэродинамические силы служат источником не* уве-
.личения колебаний, а источником их глушения (демпфи-
рования). Эта граница называется критической ско-
ростью флаттера. Нужно сказать, что колебания,
'возникающие при скоростях, больших критической скоро-
сти, развиваются настолько бурно, что от начала вибраций
до поломки конструкции успевает пройти едва несколько
секунд. В связи с этим необходимы такие конструктивные
меры, которые заранее гарантировали бы невозможность
флаттера во всем эксплоатационном диапазоне скоростей.
Какими должны быть эти меры, можно установить лишь
после детального анализа физической сущности явления
♦флаттера.
Пусть вследствие случайной причины крыло изогнулось,
так что некоторое его сечение заняло положение J (рис. 40).
Последовательные положения этого сечения обозна-
чены на рисунке цифрами 1—9, причем жесткость круче-
тны будем предполагать настолько значительной, что за-
кручиванием сечений можно пренебречь, считая деформа-
ции крыла состоящими только из изгиба и отклонения
-элеронов. Под действием сил упругости сечение будет
двигаться к положению равновесия 3, затем начнет за-
медленно двигаться к крайнему положению 5; после этого
движение станет повторяться, но в обратном направлении,
сечение начнет ускоренно двигаться к положению равно-
весия 7, а затем замедленно к крайнему положению 5.
Подобное движение происходило бы вечно, если бы не
было никаких посторонних источников энергии и никакого
рассеяния энергии. На самом же деле, наличие набегаю-
щего на крыло потока определяет непрестанное изменение
подъемной силы в процессе колебаний, что существенно
меняет характер колебаний. Это изменение подъемной
силы вызывается двумя обстоятельствами, каждое из ко-
торых следует проанализировать в отдельности. Во-первых,
74
I
подъемная сила оудет изменяться за счет скорости
колебаний на изгиб и, во-вторых, за счет неиз-
бежных отклонений элерона. Как увидим, эти
изменения подъемной силы направлены в различные сто-
роны: приращение, определяемое скоростью колебаний на
изгиб, направлено против движения и препятствует
колебательному процессу, а приращение, свя-
занное с отклонениями элеронов, направлено в сторону
движения и способствует колебаниям.
Благодаря наличию вертикальных скоростей крыла в
интервале положений 1—5 профиль будет встречать поток
под увеличенным углом атаки (см. схему скоростей на
рис. 40 слева внизу); в интервале положений 5—9 крыло
будет встречать поток под уменьшенным углом атаки.
Это периодическое изменение угла атаки вызовет перио-
дическое изменение подъемной силы на величину
Y —КадсУ 112 <? = -"- дСу f— С=д1/
Г| — Л di  2 d V ’	2 д а 1 •
•
Это приращение пропорционально скорости полета по-
казано на рис. 40 сплошными стрелками); оно направлено
все время против и з г и б н о г о движения крыла,
т. е. вверх в интервале 1—5 и вниз в интервале 5—9. Та-
ким образом, сила Kj является силой, препят-
ствующей изгибным колебаниям.
Рассмотрим теперь отклонения элерона и вызываемые
этими отклонениями изменения в подъемной силе црыла.
Положим, что центр тяжести элерона расположен сзади
оси его вращения (см. схему на рис. 40 справа внизу).
Тогда в интервале ускоренного движения 1—3 сила инер-
ции будет направлена вверх п в ту же сторону окажется
отклоненным и элерон. В интервале замедленного движе-
ния 3—5 сила инерции окажется направленной вниз и
станет выравнивать элерон вплоть до полного выравнива-
ния в крайнем нижнем положении 5; таким образом,
всюду в интервале 1—5 элерон оказывается отклоненным
вверх.
Подобное рассуждение приводит к заключению об от-
клонении элерона вниз в интервале положений 5—9. Эти
отклонения показаны на рис 40. Следствием отклонении
элерона появится приращение подъемной силы, напра-
вленной вниз в интервале положений 1—5 и вверх в ин-
тервале положений 5—9. Эти приращения показаны на
рис. 40 пунктирными стрелками. Таким образом, когда
76
крыло движется вниз, отклонения элеронов вызывают си-
лу, направленную также вниз, а когда крыло движется
вверх, подъемная сила направлена также вниз. Иными
словами, дополнительная подъемная сила
}2 направлена всегда в сторону движения
и стремится усилить колебательный про-
цесс Эта сила пропорциональна квадрату скорости
л/ А д?у pV"2 о	х
полета г2 =	11 потому растет быстрее,
чем Y\ при увеличении скорости полета.
Таким образом, в процессе колебаний на изгиб возни-
кают две категории сил — силы демпфирования К]
возбуждения Y?. Возмож-
и силы
ность развития флаттера
зависит от того, какая
категория сил побеждает
в этом соревновании, —
силы или силы Y<>?
Важно отметить, что обе
эти категории сил носят
пульсационный (периоди-
ческий) характер, дости-
гая одновременно нуля
(в крайних положениях
Рис. 41. Характеристики изменения
возбуждающей и демпфирующей сил
в зависимости от скорости
7, 5, 9) и одновременно
достигая максимума (по-
ложения 3 и 7 , когда наи-
большими оказываются
как скорость колебаний на изгиб, так и отклонение элерона.
На рис. 41 показано изменение сил и сил У2 с измене-
нием скорости полета к силам У| добавлены силы допол-
нительного демпфирования Уд, возникающие за счет неиз-
бежного внутреннего трения в материале крыла, сочлене-
ниях с элероном и не зависящие от скорости полета).
Если скорость меньше 1/кр, то влияние сил демпфирования
оказывается более значительным, и всякие колебания
неизбежно затухнут (тем быстрее, чем меньше скорость
полета). Если же скорость больше VKp, то любой коле-
бательный процесс будет происходить с нарастанием
вплоть до поломки, так как силы возбуждения значитель-
нее сил затухания. Таким образом, ясно, что
явление флаттера тесно связано с возмож-
ностью достижения критической скорости. Некото-
77
рые тихоходные самолеты не требуют никаких специаль-
ных устройств, предотвращающих возможность флатте-
ра, — их критическая скорость значительно выше наиболь-
шей возможной скорости полета. Однако для подавляю-
щего большинства современных самолетов критическая
скорость меньше максимальной скорости полета, и угроза
флаттера становится поэтому вполне реальной.
Для разрушения всей схемы возникновения флаттера
достаточно добиться, чтобы при колебаниях крыла- на
изгиб элерон отклонялся в сторону, противоположную
тому, как это изображено на рис. 40. Это, в свою очередь,
требует, чтобы центр тяжести элерона находился не сзади
центра вращения, а впереди его. Иными словами, весо-
вая балансировка элерона является ради-
кальным средством борьбы с флаттером и
в настоящее время обеспечивается на подавляющем боль-
шинстве самолетов. Для балансировки в носок элерона
помещают специальные грузы, смещающие центр тяжести
элерона вперед. Эти балансирующие грузы наиболее эф-
фективны при расположении их ближе к концу крыла, где
размахи колебаний наибольшие.
Наличие стопроцентной весовой балансировки полностью
устраняет возможность появления флаттера на любых
скоростях полета. Иногда ограничиваются частичной балан-
сировкой, делающей флаттер возможным, но на столь боль-
ших скоростях, которые превосходят скорость полета.
Кроме описанного вида флаттера называемого изгибно-
электронным), возможен также изгибно-крутильный флат-
тер, выражающийся в незатухающих колебаниях изгиба
и кручения крыла (даже при неподвижном элероне). Ос-
новными мерами борьбы с этой формой флаттера являются
увеличение жесткости крыла на кручение и возможно
большее смещение центра тяжести крыла вперед.
л
29.	Флаттер оперения
Подобно тому, как возможны незатухающие колебания
крыла с элероном, оказываются возможными незатухаю-
щие колебания оперения на упругом фюзеляже. Не разби-
рая деталей этого явления, отметим, что оно возникает
вследствие той же самой причины — несбалансированности
рулей. При рассмотрении рис. 40, на котором показано не
крыло с элероном, а стабилизатор с рулем высоты (или
киль с рулем поворота), станет ясным возможность флат-
78
тёра оперения (при этом стабилизатор или киль будет так-
же несколько поворачиваться в процессе колебаний). При
одном из полетов самолета «Метеор» в полете внезапно*
отломался балансир руля поворота, — последний оказался*
несбалансированным, в результате возник флаттер. Лет-
чику удалось посадить самолет благополучно, однако этот
редкий случай благополучного выхода из флаттера ока-
зался возможным, вероятно, вследствие исключительно
точного пилотирования (летчик должен был немедленно
уменьшить скорость полета, сделав ее возможно меньше
критического значения ее). Из сказанного должна стать
ясной обязательность весовой балансировки не только*
элеронов, но и всех рулей.
Глава X
ПЕРСПЕКТИВЫ РАЗВИТИЯ
РЕАКТИВНЫХ САМОЛЕТОВ
30,	Общие сведения
В 1945—1946 гг. максимальная скорость полета реак-
тивных самолетов лимитировалась по существу не мощ-
ностью (вернее, тягой) силовой установки, а элементами
устойчивости, управляемости и вибрационной прочности
самолетов. На скорости свыше 950 км/час самолет испы-
тывает сильные толчки. Рули начинают вибрировать, и ры-
чаги управления вырывает из рук пилота. По мнению пи-
лота, летавшего на самолете Глостер «Метеор», при уста-
новлении рекорда скорости, если бы он не был привязан
к сиденью ремнями, его выбросило бы из самолета. Кроме
невозможности управлять самолетом, имеется еще опасе-
ние, что существующие конструкции самолета не смогут
выдержать тех динамических нагрузок, которые действуют
на самолет при полете со скоростью, близкой к скорости
звука., Частично это подтверждается гибелью эксперимен-
тального бесхвостого реактивного самолета Де-Хэвил-
ленд «Суоллоу», который буквально рассыпался в воздухе
при попытке пробиться сквозь звуковой барьер, т. е. до-
стичь скорости полета свыше скорости звука.
О перспективах использования схемы бесхвостого са-
молета по схеме «утка» сказано подробно ниже. Однако
можно с достаточным основанием предполагать, что у
79
серийных реактивных самолетов 1947—1948 гг. тяга реак
тивных силовых установок будет возрастать, но она будет
использована главным образом для улучшения взлетных
данных самолета, увеличения скороподъемности, потолка
.либо грузоподъемности самолета. Поэтому можно ожи-
дать увеличения размеров несущих поверхностей реактив-
ных самолетов в целях уменьшения удельной нагрузки на
крылья.
Несомненно, что взлетный вес самолетов из года в год
будет возрастать, так же как грузоподъемность и калибр
пулеметно-пушечного вооружения. Повидимому, реактив-
ное вооружение получит широкое распространение. Вероят-
нее всего, что все реактивные самолеты будут иметь гер-
метические кабины, спасательные катапульты, выбрасы-
вающие летчика при аварии на большой скорости, а также
вентиляцию и рефрижераторные установки (холодильники)
для уменьшения температур в кабинах, в которых при
большой скорости полета температура доходит до -ф-бО .
О будущей схеме сверхзвукового самолета говорить с
уверенностью сейчас трудно. Многие предполагают, что
подобный аппарат скорее будет напоминать крылатую ра-
кету, чем современный самолет. Возможно, он будет ле-
тающим «треугольником», т. с. самолетом с крылом, имею-
щим в плане треугольную форму с очень малым удли-
нением (около 1,5).
При скорости полета порядка 2 500 км!час применение
бескомпрессорного двигателя становится достаточно вы-
годным, поэтому не исключена возможность распростра-
нения в авиации будущего данного типа двигателя, исклю-
чительно простого по своей конструкции и очень легкого
по весу.
Подлинную революцию в самолетостроении, несомненно,
произведет будущий атомный двигатель, который дает
возможность осуществить межпланетную ракету, идея
создания которой впервые была высказана русским ученым
Э. К. Циолковским.
31	О схеме самолета типа «утка»
Кроме устранения вредного влияния крыла на хвостовое
оперение, схема самолета типа «утка» имеет следующие
положительные свойства:
1.	Горизонтальное оперение создает подъемную силу как
в моторном полете, так и при посадке. Таким образом, не-
80
сущими поверхностями у самолета .«утка» являются и го-
ризонтальное оперение и сами крылья (у самолета нор-
мальной схемы оперение имеет отрицательную подъемную
силу, уменьшающую несущую способность крыла, особенно
при посадке). Отсюда следует, что, при прочих равных
условиях, посадочная скорость у самолета «утка» будет
меньше, чем у самолета с задним расположением опе-
рения.
2.	Горизонтальная маневренность и скороподъемность
самолета «утка» выше, чем у обычного самолета, по при-
чинам, указанным выше.
3.	Выхлопные газы реактивных двигателей и факел ра-
кетных двигателей нс встречают на своем пути каких-либо
деталей самолета.
4.	Внутренний объем фюзеляжа самолета «утка» исполь-
зуется па 100%, в то время как на обычных самолетах
может быть использовано не более 60—70% этого объема.
Подобное обстоятельство для реактивных самолетов яв-
ляется весьма существенным ввиду необходимости размеще-
ния в фюзеляже баков горючего с очень большим объемом.
5.	Вынос фюзеляжа вперед от крыла упрощает приме-
нение шасси с носовым колесом, размещение неподвиж-
ного стрелкового вооружения обеспечивает хороший обзор
из кабины пилота.
6.	Схема самолета «утка» может гарантировать самолет
от срыва в штопор.
Недостатки этого типа самолета
следующие:
1.	При восходящих потоках легко происходит срыв по-
тока с горизонтального оперения, в результате чего полу-
чаются беспорядочные колебания самолета относительно
поперечной оси. Этот дефект можно уменьшить путем
устройства предкрылка на оперении.
2.	Трудно достигается нужная степень курсовой устой-
чивости самолета вследствие большого дестабилизирую-
щего влияния носовой части фюзеляжа и малого плеча
вертикального оперения (до центра тяжести самолета).
3.	Самолет, сорвавшийся в штопор, не выходит из
него
4.	Более узкие пределы допустимой центровки, затруд-
няющие компоновку машины.
5.	Значительная взаимозависимость между параметрами
горизонтального оперения и основным крылом (в выборе
6 Зака? № 7!)
,41
профиля, удлинения, площадей) требует особо тщател
ного выбора параметров самолета типа «утка». Ль'
Получит ли самолет схемы «утка» распространение
будущей авиации, сейчас сказать трудно; пока что Л0В
строены отдельные экспериментальные самолеты этого
типа.
32. О бесхвостых самолетах
Бесхвостые самолеты имеют следующие положительные
особенности:
I. При полете на больших скоростях бесхвостый самолет
не имеет неприятных последствий влияния крыла на хво-
стовое оперение, что улучшает продольную устойчивость
и управляемость самолета.	
2. Количество отдельных деталей у бесхвостых .самоле-
тов меньше, чем у самолета обычной схемы, следователь-
но, они проще и дешевле как в производстве, так и в
эксплоатации.	* U
<3. На бесхвостом самолете легче осуществляется необ-
ходимая прочность крыла при сечениях с малой относи-
тельной толщиной, так как по условиям взлета нагрузка
на 1 м2 несущих поверхностей приходится почти вдвое
меньшая, чем на самолетах, имеющих хвостовое оперение,
расположенное на конце фюзеляжа (см. ниже).
4. Сравнительно большая площадь несущих поверхно-
стей упрощает разрешение проблемы внутренней кубатуры,
что, как уже говорилось выше, является важным для
реактивных самолетов.
Недостатки бесхвостых
самолетов следующие:
1.	Затруднена механизация крыла, так как пока не уда-
лось осуществить достаточно эффективные закрылки либо
щитки или какое-либо другое устройство, увеличивающее
подъемную силу крыла при посадке.
2.	Рули высоты, расположенные по задней кромке кры-
ла, при посадке, отклоняясь вверх, вызывают довольно
существенное падение коэфициента максимальной подъем-
ной силы крыла.
3.	Вследствие этих двух причин для сохранения поса-
дочной скорости в необходимых пределах приходится уве-
личивать площадь несущих поверхностей, что увеличивает
сопротивление самолета и, в конечном счете, снижает
82
максимальную скорость. Таким образом, выигрыш, полу-
чаемый вследствие отсутствия хвоста, теряется из-за вы-
нужденного увеличения площади крыла по сравнению с
гой, которая была бы приемлема для самолета с хвостом.
4.	Большая длина разбега и пробега. Необходимое при
взлете отклонение рулей высоты вверх связано с умень-
шением коэфициента подъемной силы крыла, при этом со-
ответственным образом возрастает взлетная скорость, а
вместе с ней и разбег при взлете.
5.	По этой же причине ухудшается горизонтальная и
вертикальная маневренность бесхвостого самолета.
Особенно существенным недостатком бесхвостых реак-
тивных самолетов являются плохие взлетные свойства,их,
1ак как взлет реактивных самолетов вообще затруднен
малая тяга реактивного двигателя на взлете по сравне-
нию с тягой винта, снижена подъемная сила крыла вслед-
ствие отсутствия потока от винта, обдувающего несущие
поверхности с повышенной скоростью).
Эти отрицательные свойства бесхвостых самолетов до
настоящего времени превалировали над их достоинствами,
и пока данная схема самолета не получила распростра-
нения.
Положительные свойства бесхвостых самолетов особен-
но проявляются на самолетах больших размеров, при ко-
торых данная схема осуществляется в виде летающего
крыла, причем все грузы, оборудование и силовая уста-
новка размещаются внутри крыла. Такая компоновка
самолета, кроме уменьшения лобового сопротивления, при-
водит к снижению веса конструкции планера вследствие
разгружающего влияния агрегатов, размещенных вдоль
размаха крыла.
6*
ПРИЛОЖЕНИЕ i
ПАРАМЕТРЫ ОДНОМОТОРНЫХ САМОЛЕТОВ
	Двигатели			ТКВРД						ЖРД	
		с центробежным компрессором			с осевым ком пре ссор i м						
Самолеты Параметры		Локхид Р-80 ‘ „I Путине Стар"	| Де-Хэвил- лепд DII- 100 „Вам- пир"	Де-Хэвил- ленд DH- 108 „Суо- ллоу“	Хеинкель Не-162 „Фольк- сегер“	Хеншель Ih-132		Рипаблик X Н-84 джет“	Мессер- шмитт Me-163	— £ 1хем Ва-349 „Наттер'1	„Беикэ*1
Общие	• Статическая тяга в кг Стрелково-пушечное число 1J *	калиор Бомбовая нагрузка число вес	1 815 6/12,7 • Нет	1 180 4/20 Нет	Нет	800 2/30 Нот	1300 2/20 Нет *		11ст i	1 500 2/30 й 1 Нет	1 700 24 PC Нет	Нет 1/1100-
Весовые	• Полный вес в кг ... Вес конструкции в кг . Вес нагрузки в кг . . .	6 350 3 630 2 720	3 890	III	2 570	4	560	4 000	4 100	68Э	-111
Геоме- триче- ские	Размах в м	 Длина вл/	 Площадь крыльев в л/2	11,9 10,5 22,0	13,4 9,4 24,7 1	11,2 7,7 26,2	* 7,2 9,2 11,2	8,5 97 < 167		11,1 11,3 18,2 1	9,3 5,9 19,6 1	3,4 6,1 / 3,8 1	4,9 5,8 3,9
Относи- тельные	•• Хъ • Нагрузка на площадь в кг м2	 Нагрузка на статиче- скую тягу в кг . . . Удлинение крыла . . .	288 3,5 6,44	158 3,25 6,2	•4,78	229 3,22 4,64	1 273 3,51 4,32	220 679-	. 209 2,73 4,41	।	I ю 1 == со	6,15
					•					
Летно- техниче-	•	870/51	f 870/6		840/6	865/6	950/0	900/1	10075	1040 0
	Максима 1ьиая скорость									
	на высо1ё в км [час .									
с кие	Посадочная скорость в км) час		190	140	—	 164	169		180	Нет	Нет
	Вертикальная скорость у земли в М[сек . .	20,0	21,3	——	21,5	18,0	—-	40,0	188,0	—
	Практический потолок в км .......	15,0 '	13,7	1 “	12,0	12,5	13,7	12,0	12,0	МММ
	Время набора высоты в мин1, км		3,8/4 5	—		б,6/6,0	67/6,0	" —	3,5/12	1/Ю5,	
	Максимал пая даль- ность в км ... ч	3 300 •	1 690			990	1660 ..	3 20)	375		1
1 Знаменатель показывает высоту полета в километрах.


у
ос
ПРИЛОЖЕНИЕ 2>
ПАРАМЕТРЫ ДВУХМОТОРНЫХ САМОЛЕТОВ
Типы самолетов		Истребители						Бомбардировщики		
		2 ТКВРД				ВМУ + ТКВРД				
Н а зва н и е Параметры	'—*—		Мессер- шмитт Ме-262 „Швальбе"	Ьелл Р-59 „Эркомет"	Мак- Донелл „Фантом"	Глостер MK-IV „Метеор"	Райан „Файрболл"	Консоли- дей гед- Валти ХР-81	Ара до-287	Юнкерс- 287	Дуглас ХВ-13 i
л Общие г	Статическая тяга в кг Стрелково-пушечное число вооружение калибр . Бомбовая нагрузка число	1 700 4 30 Нет	1 550 3 12,7 Нет	1050 4 W Нет	4 20 Her	1 360 лс -|- 4 726 кг 4/12,7 + + 4 PC 2 450	1 1	1	1 880 2 20 1	4 800 5	1	1 1
	вес * ’ ’ • • • •							1 000	1 000	
Весовые	Полный вес в кг ... Вес конструкции в кг Вес нагрузки в кг . .	6 900 41С0 2 800	6 800 4 100 2 700	4 540	6 300	5 500	8 880	9 500	23 000	——
Геоме- триче- ские	Размах в м 	 Длина в м ...... Площадь крыльев в л/2	1 12,5 10,6 21,5	14,9 11,8 37,2	12,2 А' е ju1	13,1 12,5* 34,7	12,2 9,7 25,6	15,4 13,6 39,5 •	14,4 12,6 26,4	19,4 19,6 56,0	

Относи- тельные	Нагрузка на площадь в кг/м2	 Нагрузка на статиче- скую тягу в кг . . . Удлинение крыла . . . •	321 4,05 7,27	183 4,39 5,97	4,32	182 4,95	А 215 5,81	224 6,0	360 5,05	411 4,79	1 1 1
1 Лет но-	Максимальная скорость	• 8751	800	•	900	650		745	। 860	
техниче-	на высоте км/час .	6	9	—	9	5	 	6	5 ’	
скис	Посадочная скорос-ть в км/час		180	160		153			147	175	
	Вертикальная скорость у земли в м/сек . .	22,0	18,0	—	30,0	26,0	—	24,0	24,0	
	Практический потолок в км			11,5	14,0		15,0	— 	я —	9,5	11,0	
	Время набора высоты в мин/км		—	1,0 1,0		5,0 9,0	—		7,8 9,5	10,5 7,0	—
*	Максимальная	даль- ность в км		870	—	1	1 370	2 400	—	1 100	1 570	
00
1 Знаменатель показывает высоту полета в километрах.
10
21
36
GJ
80
41
49
84
86
19.
20.
самолетов .
самолетов .
37
40
74
78
79
26
27
31
23
24
67
68
69
17.
18.
а в а
17
19
20
ОГЛАВЛЕНИЕ
Введение _
Г лава
Г лава
6.
1.	Компоновка реактивных самолетов . .
Общие сведения.......................,
Особенности реактивных самолетов в связи с отсутствием
винта.......................................
Влияние наличия струи вых юпных газов...........
Влияние больших расходов горючего ...............
Влияние сжимаемости воздуха....................
II.	Крылья реактивных самолетов.................
Внешние формы...................................
7.	Конструкция крыла . ...........................
8.	Механизация крыла............................
1 лава III. Оперение реактивных самолетов...............
9.	Внешние формы............................... . .
10.	Взаи.мн е расположение горизонтального и вертикаль-
ного оперений ...............................
11.	Геометрические параметры ......................
12.	Силовая схема..................................
Глава IV. Фюзеляжи реактивных самолетов.................
13.	Особенности устройства.........................
14.	Аварийные приспособления.................• . .
15.	Герметические кабины...........................
Г । а в а V. Шасси реактивных самолетов.............. . .
16.	Особенности устройства шасси реачтивных самолетов
1 лава VI. Управление реактивных самолетов..............
Общие сведения..................................
Бустерное управление ...........................
VII. Характерные конструкции реактивных само-
летов ..........................................
Общие сведения..................................
Одномоторные истребители........................
21.	Двухмоторные самолеты................... • . .
I лава VIII. О прочности реактивных самолетов...........
22.	Перегрузки в полете................. ..........
23.	Особенности аэродинамической нагрузки скоростных
самолетов.....................•....................
24.	Распределение нагрузки по крылу на больших скоро-
стях . '.......... ................................
25.	Нагрузки оперения и фюзеляжа на больших скоростях
а IX. О жесткости реактивных самолетов............
26.	Общие сведения.................... ............
27.	Реверс элеронов ...............................
29.	Флаттер оперения..............................
Глава X. Перспективы развития реактивных самолетов
30.	Общие сведения...................
31.	О схеме самолета типа „утка" ....
32.	О бесхвостых самолетах...........
11 р и л о ж е н и я: 1.“Параметры одномоторных
2. Параметры двухмоторных