/
Текст
КЛАССИФИКАЦИЯ САМОЛЕТОВ
Самолеты — летательные аппараты воздуха — полу-
чили за последние годы весьма широкое распространение.
Достижения современной авиации в различных областях (ско-
рость, дальность и высота полета, скороподъемность и грузо-
подъемность самолетов) с каждым годом увеличиваются;
самолеты все больше и глубже охватывают "своей работой
самые разнообразные стороны хозяйственной жизни страны.
Такое разнообразие задач, выполняемых современной авиа-
цией, вызвало появление самолетов с неодинаковыми летными
данными, способных выполнять различные задачи.
Самолеты классифицируют но их назначению, по ряду кон-
структивных особенностей к по материалам, идущим на их
изготовление.
§ t. классификация самолетов по назначению
По своему назначению современные самолеты делятся на две
основные группы: гражданские самолеты и военные.
Гражданские самолеты. К группе гражданских относятся
самолеты: транспортные, предназначенные для перевозки людей
и грузов, почтовые, санитарные, самолеты обслуживания от-
дельных отраслей народного хозяйства страны (сельское хозяй-
ство, охрана лесов, обслуживание различных промыслов
и пр.).
Военные самолеты. К группе военных относятся самолеты,
предназначенные для боевых действий. Военные самолеты
в свою очередь делятся на несколько типов: бомбардировщики,
разведчики, истребители и штурмовики. v
Самолеты-бомбардировщики имеют своей задачей разрушение
различных целей, например: экономических и политических
центров противника, уничтожение ею живой силы и др.
Эти самолеты могут поднимать на высоту 7—9 км бомбы
различного веса и, доставив их со скоростью 400—550 км час
в расположение противника, вернуться обратно.
Сильное вооружение и большие скорости полета современ-
ных бомбардировщиков делают их мало уязвимыми в воздуш-
ном бою.
1*
о
3
^«^ардиривочная авиация является основным видом ВВС
в большинстве стран. Она делится на легкую, среднюю и
тяжелую в зависимости от грузоподъемности и в зависимости
от радиуса действия самолетов —на дальнюю и ближнюю.
Самолеты-разведчики выполняют разведку расположения
войск противника, наблюдение за железнодорожными путями
и аэродромами в его ближнем и глубоком тылу и пр. Сведения
эти экипажи самолетов получают или путем личных наблюдений
(с небольших сравнительно высот), или фотографированием.
Работа разведывательных самолетов проводится на высотах до
7—8 км; скорость их доходит до 450 км/час.
Обычно разведку производят одиночными самолетами, но
возможна и групповая разведка целей, защищенных истреби-
телями противника, — разведка боем.
В зависимости от радиуса действия разведчики могут быть
ближними и дальними. Дальние разведчики могут одновременно
выполнять и задачи легкой бомбардировочной авиации.
Самолеты-истребители основной задачей имеют уничтожение
авиации противника в воздушном бою и на его аэродромах.
Истребители могут вести бой в воздухе как над своей терри-
торией, так и над территорией противника, причем во втором
случае радиус их действия находится в пределах 300—400 км
от линии фронта. Кроме того истребители могут выполнять
разведку и уничтожать земные цели противника.
Самолеты-истребители отличаются большими скоростями
(500—650 нм час), хорошей маневренностью, скороподъемностью
и мощным вооружением. Высота полета истребителей доходит
до 11—12 нм-, на высоту в 5000 м они могут подняться за
5—8 минут.
Истребители бывают одноместные, двухместные и много-
местные (крейсеры). По боевому применению истребители
делятся на скоростные и маневренные.
Самолеты-штурмовики предназначены для уничтожения живой
силы противника, в особенности подвижных его соединений
(кавалерия, механизированные части и др.). Одновременно
самолеты штурмовой авиации с успехом могут быть использо-
ваны и для разрушения неподвижных целей.
Обычно штурмовые самолеты выполняют свою задачу с бре-
ющего полета на высоте от 5 до 25 м\ скорость их доходит
до 500 и больше км/час.
Вооружение этих самолетов чрезвычайно сильное и разно-
образное. Для большей неуязвимости отдельные места штур-
мовых самолетов иногда покрывают броней, предохраняющей
экипаж от обстрела снизу и сзади.
Летно-тактические данные, характеризующие различные типы
современных самолетов военной авиации, приведены в таблице
на стр. 5. Таблица составлена по материалам журнала «Техника
Воздушного Флота* за 1938 и 1939 гг. Она дает возможность
примерно оценивать летные качества боевых самолетов воз-
душных сил капиталистических стран.
4
Сравнительные данные военных самолетов различного назначения
.6 6 g р. ~ С s i о Г ' Г5 набор высоты (м> за время (мин.) 5 000 ^3 * 4000 Л г- II сч I £5-9 ОО0£ g 1 с- 1 2 и? X
< под Ml ээ/яг 4i3od -омэ квн sL'BXHidas X £ О 1 оо
сужение | бомбы кг 400— 700 1 500—2 000 с § ! 300- 600 S 1 5? 400 - 600
О о со шэиэдХц 1-2 3-4 7 еч е* О
1 иитЛп о 1 С* сч
Дальность полета км 1 000—2000 3 1 i о 1 700- 1 500 1 1 1 । 1400-2500
Пото- КМ Я О IT 7—10 8—10 с 6- 9 Л 1 6 — L
Посадоч- ная скорость км/час 95-115 100—115 90—105 О 95-120 8 7
1 Крейсер- екай скорость' км/час О S 1 250—350 1 § 1 310-350
-иэлвк мяльная скорость км/час 400-500 J О ос 1 о । 400-550
Полетный а а 2500—4000 1 с V > э § о Л 2 000-3 700 1 с 5 1 2000— 4800
Вес пустого самолета кг 1500-3 000 * < <4 i с 1 5 0 1 р-6000 1 300—1 900 0OZ 1-001 Г 1 1500 -3 000
Характе- ристика ’од \ шаиии U е и Средние (амн iindoa.il Тяжелые х Г S = 1 И V Э1 Штурме* ВИРГИ
<е TtXMmsodtrrdcQnog а
5
Самолеты специального назначения. Помимо указанных выше
групп гражданских и военных самолетов, можно выделить еще
самолеты специального назначения, к числу которых относятся
учебные, тренировочные, рекордные и другие самолеты.
Учебные и тренировочные самолеты предназначены для под-
готовки и тренировки летного состава.
Рекордные самолеты построены специально для установления
того или иного авиационного рекорда. Эти самолеты играют
большую роль в развитии авиации, так как все удачные кон-
структивные нововведения, благодаря и с помощью которых
устанавливаются отдельные рекорды, вслед за этим переносятся
на серийные гражданские и военные самолеты.
Таким образом, современные рекордные самолеты и их
достижения отражают будущие успехи авиационной техники.
и 2. КЛАССИФИКАЦИЯ САМОЛЕТОВ ПО КОНСТРУКЦИИ
По наиболее характерным конструктивным особенностям
самолеты различаются в зависимости от количества и типа
крыльев, числа винтомоторных групп и по типу шасси.
Классификация самолетов по количеству и типу крыльев.
По количеству и типу крыльев самолеты делятся на монопланы,
бипланы и полуторапланы.
Монопланы — самолеты, имеющие только одну несущую
поверхность — крыло. Современные монопланы являются одним
из наиболее распространенных типов самолетов, так как при-
сущие им летные качества выгодно отличают их от других
типов самолетов. Поэтому очень легко встретить самолет-моно-
Рис. 1. Одноместный истребитель
план самого разнообразного назначения: от небольшого истре-
бителя (рис. 1) до громадного бомбардировщика (рис. 2).
По месту крепления крыльев к фюзеляжу монопланы делятся
на низкопланы, средненланы и высокопланы.
Бипланы—самолеты, имеющие два крыла, расположенные
одно над другим, из которых одно, обычно нижнее, может
иметь несколько меньшие размеры. На рис. 3 в качестве
образца биплана с небольшим выносом верхнего крыла показан
один из американских разведчиков
Аэродпнамлческие качества бипланов несколько хуже, чем
у монопланов, но зато они имеют преимущества в маневрен-
6
чостн и. благодаря меньшим размерам крыльев, при перевозках
и хранении.
Полуторип кгны —самолеты, имеющие две несущих поверх-
ности.’ из которых одна, чаще нижняя, значительно
меньше другой по своим размерам (рис. 4).
Для улучшения аэродинамических качеств самолета верхние
крылья полуторапланов, как и у бипланов, обычно выносятся
вперед. По своим качествам полутораплац занимает среднее
положение между монопланом и бипланом.
Полутораплан является довольно распространенной схемой,
применяемой более всего для разведчиков, легких бомбарди-
ровщиков и маневренных истребителей.
Рис. 2. Четырехмоторный тяжелый бомбардирозщик
Классификация самолетов по типу шасси. По этому признаку
самолеты делятся на сухопутные, гидросамолеты и амфибии.
Сухопутные самолеты могут приземляться только на суше.
Посадка и движение по земле самолетов этого типа осуществля-
ются с помощью колес, являющихся в большинстве случаев обыч-
ными ппевматиками, или лыж, устанавливаемых на шасси самолета.
В последнее время все чаще встречаются самолеты с шасси,
убирающимися в полете. Такие самолеты, при прочих равных
условиях, обладают значительно лучшими летными свойствами,
благодаря отсутствию вредного сопротивления выступающего
наружу шасси. На рис. 5 дана схема шасси, убирающегося
назад и некоторой своей частью скрытого внутри крыла. На
рис. 6 показан тип шасси, убирающегося в стороны (вдоль раз-
маха). На обоих рисунках показаны шасси, выпущенные для
посадки, и места, куда убираются колеса во время полета.
7
Рис. 3. Схема самолета-биплана V-90
Рис. 4. Схема схмолета-полуторхплаиа
ВеЯманн W-100*
Гидросамолеты могут
производить взлет и по-
садку на воду. Гидросамо-
леты делятся на поплав-
ковые (рис. 7), имеющие
вместо колес шасси обыч-
ного сухопутного само-
лета два поплавка, с по-
мощью которых они пере-
двигаются и держатся на
воде, и лодочные (рис. 8),
которые садятся на воду
своим фюзеляжем, являю-
щимся одновременно и лод-
кой. Рис. 8 показывает
схему летающей лодки „По-
тез-161* с полетным весом
в 37 т, а рис. 9 — схему
спроектированной во Фран-
ции шестимоторной лодки
„Латекоэр-631", полетный
вес которой равен 66 т.
Самолеты-амфибии мо-
гут взлетать и садиться на
сушу и на воду. Дости-
гается это тем, что рядом
с поплавками устанавли-
вают колеса, как на шас-
си сухопутных самолетов.
Взаимное расположение по-
плавков и колес должно
быть таким, чтобы при
посадке на землю поплавок
не касался ее ни одной
своей точкой. Посадку и
передвижение по воде ам-
фибия осуществляет с по-
мощью поплавков. На рис. 10
приведена схема самолета-
амфибии SEV-3 (США).
У самолетов-амфибий во
время полета и при движе-
нии по воде колеса убира-
ются под крылья или внутрь
корпуса лодки (поплавка).
Классификация самоле-
тов по числу винтомотор-
ных групп. По количеству
и расположению винтомо-
торных групп современная
8
Рис. 5. Схема шасси, убирающегося идеал:
ОС амортизационный полке с; ОА — задний подкос; Л — шарнир*,
АВ — на лраемпюшаи
Рис. 6. Схема шасси, убирающегося вдоль размаха:
I — тросы; 3 — верхний удел полу оси; 3 — муфта; 4 - полуось; S — я*•
кий поднос; в — амортизационный подкос; 7 — подъевших
Рис. 7. Поплавковый самолет
Рис. 8. Схем» самолета-
лодки ,Потез-161"
поедставляет собою чрезвычайно пеструю картину.
г’Лолеты Рмогут быть одномоторные (рис. 1, 3, 4, 7 и 10),
ля мотор устанавливается в передней части фюзеляжа; двух-
К°торные (рис Н), когда моторы расположены в крыльях по
??ооонам фюзеляжа; трехмо-
торные (рис. 12), четырехмо-
торные (рис. 13 и 14), шести-
моторные (рис. 8 и 9), вплоть у Т
до двенадцатимоторных. Само-
леты с числом роторов боль-
ше двух называются много-
моторными.
Моторы могут быть устано-
влены в ряд, попарно друг
за другом (такое расположе-
ние называют тандем, рис. 14),
над крылом, под ним, на перед-
ней кромке крыла, в крыле
и в других местах на само-
лете.
Число винтомоторных групп
зависит от мощности, необхо-
димой для данного самолета;
расположение их тесно свя-
зано с конструкцией самолета,
его аэродинамическими дан-
ными и удобствами эксплоа-
тации. Наибольшим разнооб-
Рис. II. Схема двухмоторного самолета
разием с этой точки зрения
отличаются, наряду с гражданскими самолетами, самолеты бом-
бардировочной авиации, у которых число винтомоторных групп
колеблется от одной до четырех—шести.
Подавляющее большинство истребителей и штурмовиков
имеет одну винтомоторную группу, хотя есть самолеты этих
типов и с большим числом моторов.
Рис. 12. Трехмоторный самолет
Классификация самолетов по материалам. По материалам,
идущим на изготовление, самолеты разделяются на самолеты
Деревянной, металлической и смешанной конструкций.
Самолеты деревянной конструкции —это самолеты, основные
и наиболее важные части которых — крылья и фюзеляж — сде-
ланы из дерева.
//
Главными положительными качествами этих конструкции
является дешевизна материалов и обработки, не требующе:
сложных производ-
ственных процессов]
Ремонт деревянных са-
молетов также деше-^
вле и проще, чем.само-
летов металлической
конструкции. Отрица-
тельными свойствами
дерева как авиацион-
ного материала явля-
ются:
1. Механические ка-
чества дерева могут
резко меняться в за-
висимости от атмо-
сферных условий.
2. Дерево легко за-
Рис. 13. Схема четырехмоторного самолета
„Потез-681*
гнивает.
Самолеты этого ти-
па постепенно вытес-
няются металлически-
ми, причем самолеты
Рас. 14. Схема четырехмоторного самолета (рас-
положение моторов тандем)
деревянных конструк-
ций с большим полет-
ным весом сейчас не
встречаются.
Наиболее распро-
страненными строи-
тельными материалами
для самолетов дере-
вянной конструкции
являются сосна и бе-
резовая фанера.
Самолеты металли-
ческой конструкции —
это самолеты, у кото-
рых фюзеляж и крылья
металлические. Не-
смотря на то, что са-
молеты металлических
конструкций обхо-
дятся дороже дере-
вянных, число их все
время растет. Это объ-
ясняется высокими механическими свойствами металла, бблъ-
шн-чи сроками службы и сравнительно меньшим весом самоле-
тов металлических конструкций при той же прочности, что и
деревянных.
g настоящее время наиболее распространенными авиацион-
йЫун материалами являются сталь и дуралюмин (легкий сплав
адюминия и меди). Применение высококачественной стали и
Лралюмина позволяет выполнять легкие и достаточно прочные
конструкции. Основными недостатками дуралюмина и стали
являются подверженность коррозии (или ржавлению) и трудно-
сти производственного характера (особенно для стали).
Сталь и дуралюмин настолько сильно внедрились в авиацион-
ное строительство, что зачастую можно встретить самолеты
любого назначения и любого полетного веса, изготовленные
исключительно из металла.
Самолеты смешанной конструкции — это самолеты, у ко-
торых крылья и фюзеляж сделаны из разных материалов,
например, крылья деревянные, а фюзеляж металлический, или
наоборот. Самолеты с деревянными фюзеляжами и металличе-
скими крыльями встречаются реже. Самолеты смешанной кон-
струкции встречаются чаще деревянных, но реже металлических
конструкций.
В последнее время начинают появляться самолеты, построен-
ные из пластмассы и древпластмассы. Основным материалом
для постройки самолетов из древпластмассы служит так назы-
наемое улучшенное дерево, изготовленное из березового
шпона под действием высокого давления и повышенной тем-
пературы.
---- ★------
Глава II
ОСНОВНЫЕ ЧАСТИ САМОЛЕТА
Самолет состоит из ряда деталей, каждая из которых имеет
определенное назначение. К основным частям самолета отно-
сятся крылья, фюзеляж, винтомоторная группа, органы при-
земления и органы управления.
§ з. КОНСТРУКЦИЯ КРЫЛЬЕВ
Крылья являются основной и наиболее существенной частью
самолета. Их назначение заключается в том, чтобы создать
силу, способную поддержать самолет в воздухе, как бы «нести*
его. Поэтому крылья иначе называют несущими поверхностями.
Как уже было указано выше, самолеты разделяются, в зави-
симости от числа несущих поверхностей, на бипланы, полутора-
планы и монопланы.
Бипланная коробка. Основу всякого биплана составляет так
называемая бипланная норобна, в которую входят (рис. 15) обе
несущие поверхности 1 и 2, центроплан 3 с его стойками, не-
сущие 7 и поддерживающие 8 ленты-расчалки и стойки 9,
соединяющие крылья.
па рис. 16 изображена левая полукоробка крыльев. В целом
Па является пространственной фермой, а ее отдельные элементы
eefxnee криле; 2— мижнее крыло; 3 — цехтрог.лаи. <—фюзеляж; с — мотор, б — виип
-—масушие лс>тты-мся*акв; а — поддерживавшие митьирасчалки; 9—стойки крыльев; 10 -
шасси; И — кабина Ji - стабилизатор; ;у — руль высоты; //- триммер руля высоты; М — киль;
/б - руль поворота; 17 — триммер руля поворота; !«- яларои; 19— триммер »лерона 20-
костыаь
составляют несколько плоских ферм: две вертикальных—пе-
реднюю и заднюю, две горизонтальных—верхнюю и нижнюю —
и одну поперечную.
Рис. 16. Бип.ин.чая коробка крыльев
В переднюю вертикальную ферму АББГ входят передние
лонжероны верхнего и нижнего крыла (ЛБ и ГБ), несущая и
поддерживающая ленты-расчалки (ГБ и ЛЯ) н стойка БВ.
В заднюю вертикальную ферму ДЕНК входят задние лонжероны
верхнего и нижнего крыла (ДЕ и КН), несущая и поддержи-
14
1ои1ая ленты-расчалки (КЕ и ДН) и стойка ЕН. В поперечную
*LpMy входят стойки БВ, ЕН и подкос ЕВ, которые шарнирно
крепятся к узлам на лонжеронах.
К Несущие и поддерживающие ленты-расчалки и стойки связы-
вают в одно целое элементы бипланной коробки и придают ей
необходимую жесткость и прочность. Ленты-расчалки ГБ и КЕ
называются несущими потому, что в нормальном полете они
у|Гружаются подъемной силой крыла, несущей вес самолета в
возд(ухе. Ленты-расчалки ЛВ и ДН называются поддерживающими
потому, что (рис. 16) во время стоянки самолета на земле вес
верхнего крыла передается через стойки БВ и ЕН на нижнее
крыло и общий вес обоих крыльев поддерживается только
этими лентами-расчалками.
Верхняя плоскость крепится шарнирно в точках Л и Д к
центроплану, который сам укреплен стойками АН, АО и ДО к
фюзеляжу. Таким образом,’ верхнее крыло состоит из трех
частей. Нижнее крыло состоит только из двух частей, которые
шарнирами Г и К крепятся непосредственно к фюзеляжу.
Центроплан, соединяющий в одно целое верхнее крыло, на
многих самолетах имеет, вместо среднего подкоса АО, две
ленты-расчалки (между узлами АО и ДИ).
Иногда встречаются бипланы, крылья которых соединены
между собой только одной стойкой, без несущих и поддержи-
вающих лент-расчалок. В этом случае крылья жестко крепятся
к фюзеляжу и центроплану и поэтому повернуться относительно
них не могут. Этим и обеспечивается жесткость коробки. Верх-
нее крыло в таком случае может быть выполнено цельным.
Крепление крыльев моноплана. Монопланы по способу кре-
пления крыльев делятся: на свободнонесущие, подкосные и рас-
чалочные.
Крылья свободнонесуших монопланов прикрепляются к фю-
зеляжу только узлами (рис. 11), крылья подкосных монопланов —
узлами и Подкосами (рис. 1) и расчалочных — с помощью узлов
и расчалок. Соединение крыла и фюзеляжа может быть шар-
нирным и жестким.
Шарнирное крепление крыла (рис. 17, а) осуществляется с
помощью болта /, пропущенного через ушко башмака на фюзе-
ляже 2, и накладки 3, приклепанной к лонжерону 4. Крыло
может повернуться вокруг болта /, если оно не закреплено
подкосами или расчалками.
Жесткое крепление крыла (рис. 17,6) достигается с помощью
двух болтов, пропущенных через две распорные втулки 5.
Последние расположены на известном расстоянии друг от друга,
и это создает жесткость крепления. Чем больше расстояние h
между распорными втулками, тем более жестко крепление. На
рис. 17, в изображена часть высокого лонжерона 4 с двумя
гребенками 6 для болтов крепления крыла к центроплану. Оче-
видно, такое крепление будет более жестким, чем на рис. 17, б,
гак как расстояние h между точками крепления больше и крыло
не может повернуться на гребенках.
15
Рис. 17. Шарнирное и жесткое крепление крыльев:
/ — болт; 2 — фюмляж; 3 — накладка; 4 — лонжерон; 5 — распорные ггуахи;
4 — гребенка
Центроплан может быть укреплен над фюзеляжем или выпол-
нен как одно целое с ним.
Деревянное двухлонжеронное крыло. На рис. 18 изображено
нормальное деревянное двухлонжеронное крыло, с которого снята
полотняная обшивка. Такое крыло состоит из переднего / и зад-
него 2 лонжеронов, которые являются основным силовым эле-
Рис. 18. Нормальное крыло со снятой обшивкоП:
1 к 2 — псредниб и задний лонжерсяы; 3 — главная нервюра; 4 — нориалънаа иерппра; К —
<1ЖШ< хервюри; К — лобовые раечмкя; 7 — ииераионныс расчалки; в — стрингеры; S nIO —
iKpiMiaS J задний ойлды, 11 — лонжерон насрана оба; 12 — стрингер влерина; 13 _ вермовы
вкроиа; 14 — ьдбанчнк марона
;л
центом крыла; главных нервюр 3, к которым кренятся ленты-
расчалки; нормальных нервюр 4, которые вместе с главными
создают требуемую форму крыла —его профиль; ложных нер-
0|Ор 5, делающих более жестким ребро атаки крыла; лобовых
и.цт-расчалок 6; лент-расчалок 7, называемых иногда инерцион-
ными; стрингеров 8, соединяющих средние части нервюр и при-
дающих им жесткость; переднего 9 и заднего 10 ободов, соеди-
няющих концы нервюр к создающих ребро атаки и ребро обтека-
ния крыла; полотняного покрытия (на рис. 18 не указано), кото-
рое передает давление воздуха на нервюры крыла. Полотно
покрывается несколько раз красками и лаками для того, чтобы
обшивка была непроницаемой для воздуха. Это обеспечивает
сохранение возникающей в полете разности давлений под крылом
и над ним.
I и 2 — верхняя и шпкнм полки: 3 — фяиериая обшивка: 4— бо-
б|.шьа; в дкпфр iuu; в, 7. 9 — KopoPiaiue лонжероны; И— дву-
тавровый лонжерон
К заднему лонжерону крыла шарнирно подвешен элерон а>5),
состоящий из лонжерона 11, стрингера 12, нервюр 13 и кабан-
чика 14, помощью которого отклоняется элерон.
Полки деревянных лонжеронов состоят из нескольких частей
(но длине и в поперечном сечении). Части полок соединяются
между собой казеиновым клеем.
Соединение лонжеронов с лентами-расчалками, стойками
и другими металлическими деталями осуществляется металли-
ческими узлами.
Лонжероны, главные нервюры и ленты-расчалки образуют
горизонтальную ферму крыла, состоящую из нескольких про-
летов, в данном случае — из пяти.
Деревянный лонжерон чаще всего имеет коробчатое сечение
(рис. 19). Он состоит из верхней 1 и нижней 2 сосновых полок,
обшитых с боков фанерой 3. По длине лрнжаронгг яставлс'.Ч:
бобышки 4 (в торце, в местах крср?тетПТ1Грам1!чН1х (йлов) и
фрагмы 5 (в местах установки нервюр). На рисунке^ дпцзу wov
казаны различные поперечные сеч<вия лОцжерФпЪк х'брббчзфе
6 - и 9 и двутавровое 8, состоящее из Двух швиПГёрных (кош!
—..............
тообразных) сечений. Иногда встречаются лонжероны одного
швеллерного сечения.
Главные нервюры, являющиеся силовой частью горизонтальной
фермы крыла, выдерживают большие нагрузки и потому выпол-
няются более усиленными; нормальные нервюры, предназначен-
ные для передачи воздушной нагрузки с обшивки крыла на его
лонжероны, менее усилены. За исключением этого различия, кон-
струкция главных и нормальных нервюр в основном аналогична.
Все нервюры делятся на два основных типа: балочные и фермен-
ные.
I
Рис. 20. Типы нервюр:
i и 2 — шшш и ними. п.мки; 3 —фаигрный лист;
4 — (гсбкн; S и в — передний и маний лонжероны; 7 — рас-
косы; g — маклдлмп
f.
Балочные нервюры (рис. 20, а) состоят из верхней 1 и нижней 2
полок, соединенных фанерной стенкой 3 с вырезами в ней для
облегчения и стойками 4. В стенке сделаны два выреза, через
которые проходят передний 5 и задний 6 лонжероны крыла.
Такая нервюра работает на изгиб, как балка.
Ферменная нервюра (рис. 20,6) состоит из двух полок, соеди-
ненных между собой сосновыми стойками 4, раскосами 7 и
фанерными накладками (кницами) 8. Элементы ферменной нер-
вюры работают на растяжение и сжатие.
Промежуточный тип нервюры показан на рис. 20, в. Такая
нервюра также состоит из двух полок, соединенных между со-
бой боковой фанерной обшивкой с отверстиями для облегче-
ния. Фанера усилена раскосами и стойками.
Центроплан, являющийся частью крыла, устроен так же, как
и крыло. Иногда в нем размещают бензиновые баки.
Крыло с жесткой фанерной обшивкой по конструкции ана-
логично нормальному расчалочному крылу, но не имеет обычно
внутренних лент-расчалок, так как фанерное покрытие крыла
вполне обеспечивает его жесткость.
Металлические крылья. Металлическое крыло с полотняным
покрытием (рис- 21, а) состоит в основном из тех же деталей,
что и деревянное двухлонжеронное крыло, но главными нервю-
рами в нем являются металлические распорки 1.
3
Рис. 21. Расчалочное металлическое крыло и образцы
лонжероиов:
>_ м<талляч««я расиста; 3 — ыа-ерчатаа лента; 3- балочио <t>cp«
манный лонжерон; 4 — фармапны.Л 3, f, 7- балочные лонжереиы
Образцы металлических балочных и ферменных лонжеронов
показаны на рис. 21а б.
Металлическое крыло с жесткой обшивкой (рис. 22) состоит
«з двух лонжеронов / (в данном случае ферменных), (ферменных
нервюр 2, продольного стрингера 3, соединяющего носки нер-
гюр. Слева в круге показана часть лонжерона в увеличенном
виде. Покрывается такое крыло гладким или гофрированным
2- 19
Рис. 22. Даухлошксронное металлическое крыло:
1 — лонжероны: 2 — иер.чкри; J — продольный стрингер; 4 - простой щпток;
5 — .лонжерон простого щитм
дуралюмином, вследствие чего оно получается очень жестким
и прочным.
На рис. 23 гз бражены различные детали металлических
крыльев. Отчетливо виден ферменный лонжерон и его детали
и часть ферменной нервюры крыла (рис. 23, а). На рис. 23,6
показан балочно-ферменный металлический лонжерон. Там же
дана металлическая нервюра (рис. 23, <?) и соединения такой
нервюры с металлическим (рис. 23, в) и деревянным (рис. 23, г)
лонжеронами.
Детали металлических крыльев соединены между собой с по-
мощью металлических узлов, клепки или сварки.
Если крыло имеет больше двух лонжеронов, его называют .иного-
лонжеронным (рис. 24). Рассматриваемое крыло состоит из пяти
ферменных лонжеронов /, ферменных нервюр 2, продольных
стрингеров 3, соединяющих средние части нервюр, и стрин-
гера 4, соединяющего носки нервюр. Консольная часть лонже-
ронов выполнена в виде отбортованных профилей 5 с отвер-
стиями для облегчения; эта часть лонжерона — балочного типа.
На заднем лонжероне расположены три узла 6’ подвески элерона
Крыло покрыто гофрированным или гладким дуралюмином,
чаще последним.
Многолонжеронное крыло является очень прочным и жестким.
Кроме того внутри него остается много свободного простран-
ства, используемого для доступа к мотору в полете, для раз-
мещения бензобаков и других грузов в самом крыле.
Рис. 23. Детали металлических крыльев?
« — фирменный леюыером; б — бэлпчно-феуменныЛ логжериь; *» г и д — сбра.цы
ферменных игрмор
Ферменные лонжероны крыла состоят из верхних 7 и ниж-
них 8 поясов, сделанных из труб, стоек .9, раскосов 10 и косы-
к ж 11, с помощью которых отдельные части лонжеронов свя-
зываются в одно целое. Самое соединение производится за-
клепками.
К концам лонжеронов приклепаны узлы 12 крепления крыла
к центроплану. Большое количество лонжеронов в крыле (пять)
и узлов крепления на каждом из них (по два) делает крепле-
ние такого свободнонесутего крыла очень жестким.
Балочные лонжероны металлических крыльев имеют самую
разнообразную конструкцию и поперечные сечения, (рис. 21,6).
Рис. 25. Ксясгрукция кессонного крыла:
1 — дпафр1гыв; 2 — обшивка; 3— поперечные профи.'.л
Кессонное крыло (рис. 25) не имеет лонжеронов в обычном
понимании этого слова. То, что заменяет здесь лонжерон, пред-
ставляет собой пустотелую четырехугольную балку-кессон АБВГ,
расположенную вдоль размаха крыла в его центральной части.
Кессон состоит из двух вертикальных плоских стенок АБ и ГВ
и двух гофрированных полок АГнБВ, укрепленных переборками-
диафрагмами 1 и поперечными профилями 3. Сверху и снизу крыло
покрыто гладкой обшивкой 2. Такое крыло очень прочно и жестко
и имеет небольшой вес.
Крыло-моноблок с несущей обшивкой (ряс. 26) довольно
широко применяется в последнее время. Крылья типа моно-
блок состоят из дуралюминовых стенок 1, идущих вдоль раз-
маха крыла, к которым помощью уголков приклепана дуралю-
миновая обшивка 2. Обшивка между стенками 1 подкрепляется
стрингерами 3, идущими вдоль размаха крыла. Крыло пред-
23
ставляет собой пустотелую балку, разделенную на отсеки
нервюрами. Нервюры состоят из отдельных панелей 4 (на
рис. 26 заштрихована только одна из них), облегченных
Рис. 26. Схема моноблочного крыла:
1 — дура.п^миыовые с гене в; 2 — обшпика; 3 — етрни.
герм; 4 — панели .части нервюры)
отбортованными отвер-
стиями.
В работе моноблочного
крыла участвуют все его
элементы, вследствие чего
оно и оказывается легче
других. Такое крыло осо-
бенно выгодно на скорост-
ных самолетах, у которых,
вследствие применения тон-
и доста-
ких профилей крыльев, нельзя поставить высокого
точно прочного лонжерона.
$ 4. КОНСТРУКЦИЯ ФЮЗЕЛЯЖЕЙ
Фюзеляж (рис. 15) представляет собой важную часть само-
лета, предназначенную для того, чтобы объединить в одно
целое крылья, мотор, органы управления и другие части само-
лета. Кроме того в фюзеляже размещается экипаж и все
многочисленное и сложное оборудование, без которого невоз-
можен полет любого типа самолета.
Фюзеляжи самолетов делаются из разных материалов и
имеют самую разнообразную форму и конструкцию. По ма-
териалам фюзеляжи делятся на деревянные, металлические
(стальные и дуралюминовые) и смешанные. Последние встре-
чаются реже.
По своей конструкции все фюзеляжи, независимо от мате-
риалов, делятся на ферменные, рамные (или шпангоутные)
и типа монокок.
Форма фюзеляжей чрезвычайно разнообразна и выбирается
с таким расчетом, чтобы она давала необходимые удобства
в эксплоатании и размещении оборудования и экипажа и чтобы
сопротивление фюзеляжа в полете было минимальным. Особенно
большое значение имеет форма передней части фюзеляжа, от
которой во многом зависит его сопротивление. Наилучшая
форма фюзеляжа — круглая или овальная; недочетом этих форм
является сложность и дороговизна производства.
Иногда фюзеляжи делают разъемными, обычно на три
части. В первую очередь это относится к большим самолетам,
что обеспечивает удобство в их производстве и в эксплоата-
ции (перевозки, ремонт, хранение, монтаж).
Ферменные фюзеляжи. Основных особенностей у ферменных
фюзеляжей две.
1. Вся нагрузка на них воспринимается стержнями, работаю-
щими только на растяжение и сжатие, и расчалками, работаю-
щими только на растяжение.
2. Обшивка фюзеляжа в его работе участия не принимает
н предназначается для придания удобообтекаемой формы.
Поэтому наиболее распространенным покрытием таких фюзе*
Реже встречается фанерное и дур-
ляжей является полотно,
алюминовое покрытие или же
смешанное, когда одна часть
фюзеляжа (обычно задняя)
покрывается полотном, а дру-
гая— дуралюмином или фа-
нерой.
Ферменные фюзеляжи в свою
очередь делятся на три типа:
расчалочные, раскосные и рас-
чалочно-раскосные, в зависи-
мости от того, что входит
в их конструкцию: расчалки,
раскосы или то и другое одно-
временно.
Расчалочный фюзеляж по-
казан на рис. 27, где изо-
бражен деревянный фюзеляж
расчалочного типа.
В его конструкцию входят:
четыре лонжерона АЕ, BE, CF
и Dr, ряд вертикальных стоек
AC, BD, /IjC, , В^ и др., кон-
чающихся хвостовой стойкой
EF, которая служит для кре-
пления вертикального опере-
ния; горизонтальных распорок
AB, CD, АХВ}, CXDX и др.;
стальных проволочных расча-
лок ACj, BDX и др. с тенде-
рами, при помощи которых
можно регулировать натяже-
ние расчалок и вместе с тем
несколько изменять форму
фюзеляжа. Деревянные части
фюзеляжа соединяются по-
средством стальных башмаков
с ушками для лент-расчалок.
Чисто расчалочные фюзе-
ляжи встречаются редко; их
передняя часть, на которой
укрепляют мотор, обычно
усиливается раскосами (DB,
и 04,).
Металлический расчалоч-
ный фюзеляж состоит из тех
же элементов и отличается от
деревянного только материа-
лом и способом соединения
Рис. 27, Деревянный ферменный расчалочный фюзеляж
25
его деталей. Стальные трубы и стойки обычно сваривают,
а дуралюминовые— соединяют дуралюминовыми же косынками
(кницами) на заклепках. Имеют применение и расчалочные фюзе-
ляжи с передней метал-
лической и задней дере-
вянной частями.
Раскосные фюзеляжи
(рис. 28) отличаются от
расчалочных отсутствием
в пролетах ферм расча-
лок, которые заменены
раскосами ВБ1, Btrit BAt
и т. д., вследствие чего
фюзеляж оказывается бо-
* лее жестким.
3 Такой фюзеляж со-
i стоит из двух верти*
кальных, двух горизон-
з тальных и ряда попереч-
§ ных ферм, отдельные эле-
3 менты которых, в зави-
сь симости от материала
। фюзеляжа, соединены
g между собой металличе-
i скими или деревянными
накладками. Покрытие
2 их —чаще всего полот*
х няиое.
£ Раскосные фюзеляжи
g широко распространены.
Расчалочно - раскосные
% фюзеляжи имеют и рас-
S чалки и раскосы. Обра-
зец такого металличе-
ского фюзеляжа изобра-
= жен на рис. 29. Передняя
его часть преимуще-
ственно раскосная, зад-
няя — расчалочная; обе
горизонтальные фермы
расчалочные, а верти-
кальные — расчалочно-
раскосные. Между тре-
тьей и четвертой распор-
ками верхней горизон-
тальной фермы лент и
раскосов нет; здесь по-
мещается летчик. Элементы таких фюзеляжей соединяются
сваркой. Достоинством их является простота и удобство
эксплоагации, стойкость против атмосферных влияний.
Рамные (или шпангоутные) фюзеляжи. Основным отличием
такого типа фюзеляжей является, во-первых, участие обшивки
в работе элементов фюзеляжа и, во-вторых, то, что жесткость
фюзеляжа достигается не за счет расчалок и раскосов, а за
счет конструкции самих рам.
Деревянный рамный фюзеляж (рис. 30) состоит из следую-
щих основных частей: четырех лонжеронов 13', рам (/ 12),
27
одна из которых показана на рис. 31; фанерной обшивки (на
рисунке не показана); продольных стрингеров 16, усиливающих
шпангоуты и обшивку;
нескольких подкосов 14,
4ж - служащих связью между
отдельными рамами; со-
-3" единение деталей фюзе-
= 2. ляжа достигается посред-
х = ством деревянных накла-
док или бобышек 15. За-
канчивается фюзеляж
хвостовой стойкой 17.
Лонжерон —обычно
сплошного сечения, об-
легченный по сравнению
с лонжеронами фермен-
ных фюзеляжей благо-
даря работающей обшив-
ке. Лонжерон склеен по
длине в двух-трех ме-
стах.
Покрыт фюзеляж фа-
нерой, обклеенной сна-
ружи полотном.
Металлический шпан-
гоутный фюзеляж (ри-
сунок 32) состоит из тех
же элементов, что и де-
ревянный того же типа.
Шпангоуты /—16 соеди-
нены продольнымистрин-
герами 17 и наклонными
профилированными лен-
тами 18, которые служат
помимо этого дополни-
тельным креплением об-
шивки.
Парне. 33 изображены
летали такого фюзеля-
жа. Видны лонжероны /,
шпангоуты 4, стринге-
ры 2; шпангоуты укре-
плены раскосами 3. Ря-
дом показан коробча-
тый металлический шпан-
гоут с двумя характер-
ными сечениями А—В
и С— D.
Обшивка таких фюзеляжей — гофрированный или гладкий
дуралюмин.
гтО
Преимущество шпан-
гоутных фюзеляжей за-
ключается в том, что они
более жестки, в полете
позволяют иметь доступ
ко многим деталям само-
лета и дают возможность
придать фюзеляжу луч-
ixjv ю аэродинамическую
форму. К недочетам от-
носятся присущий им
больший вес, чем у фер-
менных фюзеляжей, и
трудность ремонта.
Фюзеляжи типа моно-
кок. Наиболее отличи-
тельным свойством та-
кого типа фюзеляжей
является то, что почти
всю нагрузку, возникаю-
щую в полете, принимает
на себя жесткая обшивка,
а остальные • элементы
конструкции фюзеляжа
(шпангоуты, стрингеры)
служат в основном для
придания формы фюзе-
ляжу и создания жест-
кости обшивки.
Фюзеляжи типа моно-
кок имеют поперечное
сечение — круглое или
овальное; в целом фюзе-
ляж является пустотелой
балкой с довольно тон-
кими стенками.
На рис. 34, а показана
схема такого деревян-
ного фюзеляжа, состоя-
щего из обшивки толщи-
ной 5—6 мм, шпангоутов,
стрингеров и килевой
части, выполняемой часто
заодно с фюзеляжем.
На рис. 34, б изображен
Другой фюзеляж-моно-
к°к— без килевой части.
Недостатками деревяд-
H£Jx фюзеляжей-моно-
являются подвержен-
।
Рис. 32. Хвостовая часть металлического шпангрутного фюзеляжа;
! 16 -- UIIUHI», ты; /7 — продольные стрингеры; 16 профилированные ленты
29
Рис. 33. Металлические шпангоуты:
1 — лонжероны; t — стрингеры; 3 — раскосы-
1 — 1Ш1£ н.'о) гы
ность их атмосферным влияниям и длительность процесса
выклейки обшивки.
К преимуществам их относятся большая жесткость при малом
весе, удобство размещения в фюзеляже специального обору-
дования и хорошо обтекаемая форма.
Металлические фюзеляжи-монокок (рис. 35) имеют тонкую
<0,3—0,7 .w.w) обшивку 1, толщина которой изменяется по длине
РнС. 35. Детали конструкции метал.-ичьсксго фюзеляжа
полуяопскок:
J — сбаигиса, г - шпгягпуты: 3 — стрингеры; Тпсперечяыс профили;.
5 — лонжероны
фюзеляжа. Обшивка приклепана к шпангоутам 2, стрингерам 3
и поперечным профилям 4. Металлические фюзеляжи менее
подвержены действию атмосферных условий, но по сравнению
с деревянными фюзеляжами имеют больший вес.
Существует два типа этих фюзеляжей: монокок и полумоно-
кок. К первым относятся фюзеляжи, которые имеют обшивку,
стрингеры и шпангоуты или только обшивку и шпангоуты;
31
ко вторым — фюзеляжи, имеющие, кроме обшивки, лонжероны,
шпангоуты и стрингеры.
На практике чаще всего встречаются фюзеляжи-полумонокок,
имеющие стрингеры и довольно прочные лонжероны 5 (рис. 35).
Лонжероны, стрингеры и шпангоуты создают достаточно жест-
кий каркас, на который опирается работающая обшивка.
jS 5. ОРГАНЫ УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ
Одной из наиболее важных частей самолета являются его
органы управления, состоящие из оперения (руль высоты, руль
поворота и элероны) и проводки управления.
Органы управления выполняют две основные задачи:
1. Они дают возможность летчику управлять самолетом, изме-
няя движение его по любому направлению.
2. Они способствуют сохранению приданного самолету на-
правления движения, восстанавливая его положение в воздухе
при случайных отклонениях.
Самолет имеет три оси вращения (рис. 15): продольную X.
поперечную 7. и вертикальную Y, проходящие через центр
тяжести самолета. В центре тяжести (точка О) приложена сила
полного веса самолета. Управление самолетом сводится к изме-
нению его положения относительно этих осей. Так как осей
вращения у самолета три, то и управление им осуществляется
посредством трех рулей: руля высоты, элеронов и руля пово-
рота. Рулем высоты и элеронами летчик управляет с помощью
рук (ручное управление), а рулем поворота ногами (ножное
управление). Работая органами управления, летчик может раз-
вернуть, накренить самолет и перевести его на подъем или
снижение.
Органы управления, расположенные в хвостовой части фюзе-
ляжа, называют хвостовым оперением, которое делится на гори-
зонтальное и вертикальное.
К горизонтальному оперению относятся стабилизатор и руль
высоты (рис. 15), к вертикальному— киль и руль поворота.
Стабилизатор и киль облегчают самолету возвращение в преж-
нее положение в случае непроизвольного и нежелательного
для летчика отклонения, рули позволяют изменить направле-
ние движения самолета.
Рули высоты и поворота являются подвижными частями
оперения. Киль в полете обычно неподвижен, а стабилизатор
может быть и подвижным и неподвижным.
У большинства современных самолетов, кроме перечисленных
частей основного управления, есть ряд деталей, также отно-
сящихся к управлению, но имеющих особое, специальное на-
значение, например, различные предкрылки, закрылки и щитки.
Они расположены на несущих поверхностях самолета и пред-
назначены для улучшения некоторых его летных качеств:
уменьшения посадочной скорости, сокращения длины пр <бега
и др.
.49
Сюда же относятся дополнительные детали, имеющиеся на
,-ионных органах управления: флеттнеры, триммеры и другие
компенсаторы, а также приспособления для изменения положе-
н |я стабилизатора в воздухе. Эти детали, являясь частью орга-
нов управления, облегчают отклонение рулей н удерживают их
‘ отклоненном положении, уменьшая тем самым физические
усилия, затрачиваемые для этого летчиком.
J Триммеры'на рулях высоты, поворота и элероне изображены
на рис. 15.
Схема управления рулем высоты.-Руль высоты служит для
вращения самолета вокруг поперечной оси Z. Принципиаль-
ная схема управления рулем высоты дана на рис. 36. Если лет-
чик берет ручку управления на себя, руль высоты, связанный
с нею тросами или тягами, отклоняется вверх, и на нем воз-
никают воздушные силы а, которые заставят опускаться хво-
стовую и подниматься носовую часть фюзеляжа: самолет должен
Рис. 36. Схема управления рулем высоты
перейти на подъем. Если летчик отдает ручку управления
от себя, руль высоты опускается вниз, на нем появляются
силы б; они вызывают опускание носа фюзеляжа, и самолет
переходит на снижение.
Схема управления элеронами. Элероны служат для враще-
ния самолета вокруг его продольной осн X, для того чтобы
кренить самолет.
Обычная схема управления элеронами приведена на рис. 37,
где показан случай отклонения ручки управления вправо (дви-
- жение деталей управления отмечено стрелками). При этом
элерон на правом крыле поднимается, а на левом—опускается,
н результате самолет кренится вправо. Если летчик отклонит
ручку управления влево, произойдет обратное явление: левый
элерон поднимется, а правый опустится, и самолет накренится
влево.
Независимо от конструкции элеронов движение ручки упра-
вления в какую-либо сторону во всех случаях вызывает подъем
элерона „а том крыле, куда дана ручка; противоположный
элерон при этом всегда опускается.
«-Курс 1ГОр,н „мол.,..
Рис. 37. Схема управления элеронами:
А, £ —главные роднкп элеронов: «сп угол отклонения эдерома вниз; 8П - угол отндовемпи
алерома вверх
Схема управления рулем поворота. Руль поворота служит
для вращения самолета вокруг вертикальной оси У, для того
чтобы изменять направление полета.
Рис. 38 дает представление о схеме управления рулем пово-
рота. Очевидно, что при движении правой педали управления
вперед руль поворота отклонится вправо и возникающие на
нем воздушные силы заставят самолет развернуться вправо.
При движении вперед левой не-
у-нДонс .чртоя нога дали руль поворота отклонится
\ и—- влево и туда же развернется
Iд Продольно» ось __самолет.
~~ГТ Если самолет по какой-либо
Ll| • причине накренится вправо, лет-
чик сам отклонится влево и в ту
Рис. за. Схема управления рулем же сторону отклонит ручку упра-
поворота вления. Этим движением ручки
самолет будет возвращен в пер-
воначальное положение. То же самое произойдет и при непроиз-
вольном снижении или развороте самолета. Таким образом, все
схемы управления рулями устроены так, что необходимое дви-
жение ручкой или педалью делается как бы по инстинкту
летчика.
Типы оперений. Оперение самолета, как по своей конструк-
ции, так и но способу крепления к фюзеляжу, имеет много
общего с крылом и отличается от него в первую очередь
более тонким профилем, который в большинстве случаев
является симметричным.
В зависимости от способов крепления оперение может быть
•вободнонесущим, расчалочным и подкосным. По высоте опере-
ние чаше всего располагают вверху или посредине хвостовой
части фюзеляжа. Оперение работает лучше, если оно рас-
положено в струе воздуха, идущей от винта.
34
Свободнонесущее оперение (рис. 39, а) крепится к фюзеляжу
без дополнительных опор: стабилизатор —своей средней частью,
к11ЛЬ —нижней. На рисунке видны зализы — плавные переходы
к фюзеляжу для уменьшения сопротивления. Такое оперение
аэродинамически очень выгодно и потому встречается довольно
часто.
Расчаленное оперение (рис. 39, б) отличается тем, что его
лонжероны имеют дополнительное крепление н нидс расчалок.
Так, лонжерон стабилизатора крепится снизу двумя расчалками
к фюзеляжу и сверху —двумя расчалками к лонжерону киля.
Такое оперение более жестко, но менее выгодно с точки зрения
сопротивления.
Рпс. 39. Способы крепления оперения
Подкосное опегечие показано па рис. 39, в с верхним и на
рис. 39,г—с нижним расположением подкосов.
Обычно самолет имеет один цельный стабилизатор, руль
высоты, состоящий из двух половин, киль и руль поворота.
На тяжелых самолетах встречается двойное вертикальное
(иногда и горизонтальнее) оперение, что облегчает управление
самолетом и позволяет уменьшить размеры оперения, а сле-
довательно, и деформации его в полете.
По си' ей форме в плане (рис. 40) оперение может быть
прямоугольным (я), эллиптическим (d) и треугольным (в). В дей-
ствительности разнообразие форм значительно большее.
Конструкция оперения. Оперение может быть деревянным
и металлическим, а пикрытие его — полотняным, фанерным
плено сверху и снизу по два
и металлическим. При этом иногда на одном самолете отдельные
части оперения (обычно неподвижные) покрыты фанерой или
гладким дуралюмнном, а подвижные — полотном.
На рис. 41 изображены части хвостового оперения само-
лета Р-5: стабилизатор а. руль высоты б, руль поворота в и
киль г.
Стабилизатор состоит из переднего / и заднего 2 лонжеро-
нов, двух раскосов 3 между лонжеронами, четырех усиленных
нервюр 5, к которым крепятся расчалки 6, нормальных нер-
вюр 4, стрингеров 7 и дуралюм и нового обода 8. К заднему
лонжерону стабилизатора подвешивается руль высоты.
Руль высоты в основном состоит из тех же деталей, что
и стабилизатор. Кроме того на лонжероне руля высоты укре-
рычага 9 для тросов управления
или только один для жесткой
тяги управления. Участок между
передним и задним лонжеронами
обшит фанерой 10.
Руль поворота отличается от
руля высоты отсутствием раско-
сов 3 и заднего лонжерона 2.
Рули высоты и поворота обычно
могут отклоняться на 30J в каж-
дую сторону.
Киль большим отличается от
стабилизатора, но и он состоит
из тех же основных деталей:
лонжерона /, нервюр 4 и 5,
обода 8 и стрингеров 7. Киль
в воздухе обычно неподвижен,
но на земле, в целях регули-
ровки самолета, переднюю или заднюю кромку его можно пере-
ставлять.
Оперение других самолетов .может быть выполнено конструк-
тивно иначе, но в нем всегда можно найти те же самые основ-
ные детали.
Эго видно по рис. 41, г/, где показано хвостовое оперение
металлического самолета.
Конструкция деревянного элерона была рассмотрена выше
(рис. 18). Металлический элерон изображен на рис. 42, а.
Он состоит из лонжерона 1 и нескольких нервюр 2, носки кото-
рых соединены гладким металлическим покрытием 3, образую-
щим ребро атаки элерона. Для большей жесткости хвостовой
части элерона параллельно лонжерону расположен стрин-
гер 4. Хвостовая часть элерона покрыта гофрированным дур-
алюмином 5. На рис. 42, б виден способ подвески элерона
к крылу.
Покрытие элеронов — полотно или дуралюмнн. У деревянных
крыльев элероны обычно также деревянные. Иногда можно
встретить деревянное крыло с металлическим элероном.
Рис. 40. Формы хвостовых оперений
36
нп
Q. 1
S£3
. eg
* il
Рис. 42. Металлические элероны:
1 — лэнжера»; 2 — нервюры; 3 — гладкая обжи гаг; 4 — с ркигср; 5 — гофр; в — соединение
аервюры с оЗоаом
Конструктивной особенностью элеронов является то, что они
состоят обычно из двух или нескольких частей, шарнирно соеди-
ненных между собой (рис. 43). Такое соединение позволяет
частям элеронов, кроме вращения вокруг оси 00 под действием
Рис. ИЗ. Разрезной элерон
ручки управления, поворачиваться на некоторый угол вокруг
оси аа.
Элероны изготовляют из нескольких частей для того, чтобы
в полете при изгибе крыла вверх или вниз (крыло на рисунке
заштриховано) части элерона, не заклиниваясь, могли слегка
38
повернуться вокруг шарниров а. При наличии цельного эле-
рона, особенно большой длины, управление им затрудняется,
вследствие заклинивания в узлах 1, 2, 3 и 4 подвески элерона
к крылу.
На многих современных самолетах рядом с элеронами уста-
навливают закрылки, применение которых значительно упро-
щает посадку. Примеры конструкций закрылков даны на рис. 44,
Рис. 44. Типы закрылков различной конструкция
где видны нервюры, лонжероны, передний и задний ободы и
металлическое покрытие закрылков.
Для облегчения управления рулями на них устанавливаются
триммеры.
Триммер представляет собою небольшую подвижную поверх-
ность, шарнирно укрепленную на рулях высоты, поворота или
элеронах.
39
Конструкция триммеров аналогична конструкции закрылков.'
Обычно триммер бывает связан со своим штурвалом тросами
или тягами.
6. СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ САМОЛЕТОМ
Механизм управления самолетом является одной из ответствен-
нейших его частей. Поэтому наблюдение за состоянием всей
системы управления — проводки и отдельных деталей — является
одной из важнейших задач технического состава.
Механизм управления самолетом должен быть достаточно
прочным, легким и абсолютно надежным. Отклонение рулей не
должно требовать больших усилий от летчика. Все детали упра-
вления должны быть легко доступны для просмотра и проверки,
а в случае необходимости и для замены их. В местах соедине-
ний не должно быть люфтов, вызывающих так называемый
холостой ход ручки управления, в результате которого тот
или другой руль отклоняете^ не сразу после движения ручки
управления, а с опозданием, ухудшая маневренность само-
лета.
Конструкция управления. Управление самолетом делится на
ручное и ножное. Ручное управление имеет две основные
группы деталей: ручку управления и ее крепление и проводку
от ручки управления к рулю высоты и элеронам. Ножное упра-
вление состоит обычно из рычага с педалями и проводки к рулю
поворота.
Ручку управления и рычаг с педалями иногда называют
командными рычагами.
Ручное управление по типу конструкции ручки управления
может быть карданным и штурвальным.
Карданное управление (рис. 45) отличается тем, что
ручка управления 1 может одновременно вращаться вокруг двух
осей: параллельной продольной оси самолета, и Z, параллель»
ной поперечной оси самолета.
Вращение ручки вокруг оси Z происходит на шарнирном
болте 2, параллельном поперечной оси самолета. Вращение ручки
вокруг оси X происходит вместе с продольной трубой 5. Про-
дольная труба может поворачиваться в подшипниках 6 при от-
клонении ручки вправо или влево и передвигаться поступа-
тельно при движении ручки вперед или назад; в первом случае
отклоняется рычаг 3, к которому присоединены тросы 4, иду-
щие к элеронам; во втором случае получат движение тросы 7,
которые отклонят руль высоты.
Карданное управление применяется чаще всего на легких
самолетах.
Штурвальное управление (рис. 46) применяется на
тяжелых самолетах и отличается тем, что имеет лишь одну
ось вращения Z, параллельную поперечной оси самолета. При
взятии штурвала 1 на себя поперечная труба 2, вместе с укре-
пленными на ней рычагами 3, повернется по стрелкам С
40
Рис. 45. Карданное управление самолетом:
- гунн»; 2 — болт (ось врашения ручьи); 3 — рычаг; < — тросы к элерону;
4 — продольная труба; 6 — лодшмпимх (и»пр»ь?.якаи«у, ?—троек рулю
SUCVlbl
Рис. 46. Штурвальное управление д его летали:
I — штурвял; 2- поперечили труба; 3 — рычаги; <—тяга к рулю высоты;
« - »убч4;ми, » - цеиь I 7 - гроюэьижя труба; в — рычат; S — тяти
к оасроиу
и помощью тяга 4 отклонит руль высоты вверх. При даче штур-
вала от себя руль высоты отклоняется вниз.
Для отклонения элеронов летчик вращает штурвал вокруг
его оси, параллельной продольной оси самолета. Вращение
штурвала вправо (по стрелке О) передается через две зубчатки
5 и цель Галля 6 на продольную трубу 7, на которой неподви-
жно укреплен рычаг 8. К рычагу 8 шарнирно присоединены
тяги 9, которые поднимут правый и опустят левый элерон.
Штурвальное управление уменьшает усилия летчика, но
оно имеет больший вес, сложнее в изготовлении, монтаже и
уходе.
И карданное и штурвальное управление может быть одинар-
ным, когда управлять самолетом можно только с одного места
Рис. 47; Рычаг ножного управления:
> — гвлерсчиый рычаг: 1 — червяк; J — муфк; / — иапремвюшие:
5 — иемлы S — вдиикальный вант и, фты; 7 — ролики, в — 1росы
к рулю ловорои; 9 — болт педали
<щка ручка или один штурвал; рис. 46), и двойным, если на
<амолете имеются две ручки управления (рис. 45) или два
штурвала.
Ножное управление по типу конструкции может быть рычаж-
ным и педальным. Рычажное управление применяется пре-
имущественно на легких самолетах, педальное — на тяжелых.
Рычажное управление (рис. 47) состоит из попереч-
ного рычага /, могущего перемещаться параллельно продоль-
ной оси самолета посредством червяка 2 и муфты 3 по напра-
вляющим 4; такое устройство позволяет регулировать управление
соответственно длине ног летчика. У концов рычага 1 на
боутах 9 шарнирно укреплены педали 5 —опоры для ног лет-
чика; благодаря шарниру, ступни ног летчика остаются всегда
параллельными друг другу. Осью вращения рычага является
42
вертикально расположенный болт 6, соединенный с муфтой 3.
Ца оси болта 6 и концах рычага смонтированы три ролика 7,
через канавки которых проходят тросы 8 к рулю поворота.
Педальное управление имеет две педали, ось враще-
ния которых укреплена нс на одном рычаге, как это бывает
обычно у рычажного управления, а при помощи целой си-
стемы рычагов, обеспечивающих согласованность движения
педалей. i
Проводка управления. Проводка управления, как ручного,
так и ножного, может быть гибкой, жесткой и смешанной.
Гибкая проводка состоит из стальных тросов, алюминиевых
роликов, направляющих втулок (обычно из меди) и тандеров.
ролики предохраняют тросы от провисания и изменяют их
направление. Тендерами регулируют натяжение тросов.
Ролики и направляющие втулки изготовляются из мягких
металлов в целях уменьшения истирания тросов, которое
является основным недостатком гибкой проводки. Во время
эксплоатации тросы вытягиваются, нарушая регулировку упра-
вления, что является их
вторым недостатком. Для
уменьшения растяжения
тросов, устанавливае-
мых на самолете, их
предварительно вытяги-
вают.
Для большей безопас-
ности проводка управле-
ния рулями чаще всего
делается двойной.
Особенностью гибкой проводки руля высоты является пере-
крещивание тросов, необходимое для правильной работы руля
(рис. 48). Об этом следует помнить при монтаже проводки и
после его окончания, обязательно проверяя правильность от-
клонения руля высоты при движении ручкой управления.
Жесткая проводка состоит из тяг, качалок и балансиров.
Тяги могут регулироваться по длине. Особенностью жесткой
проводки является большая надежность ее как в обычной
эксплоатации, так и во время боевой работы в случае про-
стрела. Проводка из тяг в этом случае обеспечивает большую,
чем тросы,безопасность полета и потому широко применяется.
Смешанная проводка состоит из тросов и жестких тяг.
Управление закрылками. Управление простыми щитками
(часто называемыми щитками Шренка) изображено на рис. 49,а.
Оно несложно по своей конструкции и состоит из тяг 1 и 3,
рычага 2 и ряда тяг из кабины летчика к тяге 7. При отклоне-
нии тяги 7 вперед (стрелка С) шйток опускается, вращаясь
вокруг точки А.
Управление щитком типа Цапа, изображенное на рис. 49,6,
более сложно и состоит из тяг 7 и 3, рычага 2, направляющей 4
и скользящей муфты 5, связанной со щитком в точке А. При
Рис. 48 Перекрещивание тросов руля высоты
43
Рис. 49. Управление простыми щитками и щитками Цапа:
1м 3 — тяги; 2— рычаг 4 — ивпраслахтаим; 5— свмввишм муфта
движении тяги 1 вперед тяга 3 передвигает муфту 5, а с ней
и закрылок назад, вращая его одновременно вокруг точки Д.
Управление стабилизатором. На рис. 50 изображено упра-
вление подвижным стабилизатором. К хвостовой стойке фюзе-
ляжа прикреплена катушка 1 с внутренней нарезкой; на
I — катушка; J - трог: J — тржсш: 4 — штурвал
катушку намотан трос 2. Вращение, катушки через червяк,
укрепленный на стержне 3, передается на задний лонжерон
стабилизатора (на рисунке не показан).
При вращении штурвалом 4 катушки 1 стержень 3, переме-
щаясь своей нарезной частью в катушке, будет изменять поло-
жение стабилизатора. Интересно отметить, что оперение в дан-
44
ном случае расчалочное и расчалки крепятся к заднему по-
движному лонжерону стабилизатора. Чтобы за счет движения
стабилизатора натяжение лент не изменилось, вторые концы
их соединены со стержнем 3 (в точках г н 3), и потому ленты
переметаются вместе со стабилизатором.
# 7. ОРГАНЫ ПРИЗЕМЛЕНИЯ
Органы приземления состоят из двух групп деталей: шасси,
расположенного в передней части самолета, и костыля, распо-
ложенного в его хвостовой части (рис. 15). Колеса или лыжи,
укрепленные на шасси, обеспечивают взлет и посадку самолета,
стоянку и маневрирование его на земле. Костыль является
третьей точкой опоры самолета и простейшим тормозом при
пробеге после посадки.
Шасси. Шасси любого типа должно удовлетворять следую-
щим основным требованиям: прочности при небольшом весе,
удобообтекае мости
фирмы, надежности
работы во всех слу-
чаях, удобству в экс-
плоатации и ремонте,
хорошей устойчивости
самолета на земле.
В группу шасси лю-
бого типа входят: ко-
леса (лыжи), с по-
мощью которых само-
лет передвигается по
земле;отдельные стер-
жни или целая си-
стема их, образующая
пространственную фер-
му, с помощью кото-
рой колеса крепятся
Рис. 51. Цельноосное шасси;
1 — перехкиэ палквсы; 2 — samite »морп:х»ц|»®иные под-
косы; 3 — ось шлее: / — колес»; 5 — ленты- расчалка
к самолету; наконец,
амортизация, предна-
значенная для погло-
щения ударных нагру-
зок в момент посадки. Перечисленные элементы являются
составной частью всякого шасси.
Есть два основных типа конструкций шасси: убирающиеся
и неубирающиеся. —г.'
Неубирающиеся шасси делятся на цельноосные, полуосные,
пирамидальные и консольные.
Цел ьноослое шасси (рис. 51) состоит из двух колес 4,
соединенных между собою цельной стальной осью 3. Ось
с колесами крепится к фюзеляжу фермой, состоящей из двух
амортизационных стоек 2, двух передних подкосов 1 и двух
лепт-расчалок 5, расположенных в плоскости передних под-
25
косов. Иногда ленты-расчалки располагают в плоскости задних,
подкосов.
Такая конструкция обеспечивает достаточную прочность и
жесткость, но имеет следующие недостатки: большое лобовое
сопротивление; необходимость проверки и исправления регули-
ровки, нарушающейся в эксплоатации, особенно из-за вытя-
гивания тросов; влияние
ударных нагрузок на одно
колесо передается через
ось шасси и на другое.
Кроме того при по-
садке ось 3 сильно изги-
бается.
Вследствие этих при-
чин цельноосное шасси
применяется сравнитель-
но редко н только на не-
больших самолетах учеб-
ного типа.
Л о л у о с н о е шасси
(рис. 52) состоит из двух
полуосей / с колесами 2,
двух амортизационных
стоек 3, двух внутрен-
них стоек 4, называемых
Рис. 52. Полуоспсе шасси:
/ —полуоси; 2 — колоса; 3 — ямпрпилсиоиные стойка;
¥ iiajriptaniftc стайжи; 5 — аканке noi <хи; ш — шор-
икр месте сослкнсякя полуосей
иногда V-образным подкосом или кабаном, и двух задних под-
косов 5.
Лобовое сопротивление такого шасси мало отличается от
цельноосного. Преимуществом ^го является небольшой изгиб
полуосей и меньшая взаимозависимость работы половин шасси,
Рис. *53. Самолет с шасси пирамидального
типа:
/- niuy' си; 2 aucipTn iaic оанля сто!Ь:>; 3— лддипй
I; едкие
так как они связаны
только в шарнире ш,
соединяющем полуоси
н внутренние подкосы
между собой.
На многих самолетах
с полуосным шасси место
под фюзеляжем иегюль-
з * ется для подвески бомб.
Расчалки цельноосного
шасси этого сделать не
позволяют (если они рас-
положены н плоскости
задних подкосов).
Полуосное шасси распространено сейчас довольно широко,
но на больших самолетах не применяется.
Пирамидальное шасси пол учи ю свое название от того,
что его колеса поддерживаются фермой из трех основных
стержней, образующих пирамиду, обращенную вершиной вниз
(рис. 53). Инида такое шасси называют разнесенным.
46
Половины пирамидального шасси между собой совершенно
Не связаны; широкая колея — расстояние между колесами —
создает хорошую проходимость; под фюзеляжем легко разме-
шать различные грузы; шасси имеет достаточную жесткость.
Поэтому пирамидальные шасси применяются очень часто.
Консольное шасси является сейчас одним из наиболее
распространенных типов, так как его вес и сопротивление не-
велики, а проходимость и удобство размещения бомб внутри
фюзеляжа или под ним выгодно отличают его от цельноосного-
или полуосного шасси.
Консольное шасси (рис. 54) состоит из двух не зависимых
один от другого подкосов, к которым сверху крепится амор-
тнзационное устройство, а сни-
зу— колесо. Подкосы и колеса
шасси для уменьшения сопроти-
вления заключены в специаль-
ные обтекатели.
Недостатком консольного шас-
си является его малая жесткость,
что особенно сказывается зимой
при трогании самолета с места,
если одна из лыж примерзла.
Крепление шасси. Осо-
бенностью крепления подкосов
шасси является так называемое
карданное соединение (шарнир
1 ука), заключающееся в следую-
щем (рис. 55, а, 6). Амортиза-
ционная стойка 4 болтом 7 шар-
нирно крепится к подвижной
траверсе 2, которая может вра-
щаться вокруг другого болта 3.
Благодаря такому соединению амортизационная стойка имеет
Рис. 54.
Консольное шасси
возможность одновременно вращаться вокруг двух осей, откло-
няясь в сторону (вокруг болта 3) и вперед или назад (вокруг
болта 7).
Карданное соединение в креплении шасси предназначается
для того, чтобы в момент посадки, при уменьшении длины
амортизационной стойки, остальные подкосы шасси могли
иметь некоторое перемещение вперед и в стороны н слегка
повернуться вокруг своих шарниров.
На рис. 55, в показан другой способ соединения, когда амор-
тизационная стойка 4 имеет только одну ось вращения — болт 3,
параллельную продольной оси самолета. На рис. 55,г показано
крепление амортизационной стойки 4 к специальной стальной
гребенке 5 с помощью болта 3.
Оба способа кремле ши верхних концов подкосов шасси при-
менлются в зависимости от конструкции шасси и расположения
его подкосов. Нижние концы подкосов крепятся обычно шар-
нирно.
47
Рис. 55. Крепления амортизационных стоек:
4 — бэлг. |ирг.1.:ельгый лопбречн »й осп свыол га; ? подопжиач траверса; 3~ болт, параллель,
in.fi прол мы « ч оси са налета; 4 — вмортизацпояна» стойка; S—гребснка
Убирающиеся шасси по своей конструкции весьма разнооб-
разны и различаются как по способам подъема и выпуска
шасси, так и по тому, где располагаются колеса в полете, как
движутся они при уборке: вдоль хорды крыла или вдоль его
размаха.
Шасси, убирающееся вдоль хорды крыла назад,
показано на рис. 56, а.
Точки D, F н £ являются неподвижными шарнирами, вокруг
которых соответственно вращаются цилиндр DA, задний под-
кос ГК и амортизационный подкос шасси ЕО.
Для уборки шасси в цилиндр AD нагнетают специальную
смесь так, что стержень АК, связанный с поршнем, находящимся
внутри цилиндра, получает движение по стрелке /. Одновре-
менно цилиндр AD вращается по стрелке 2. При движении
вверх поршень тянет за собой узел К, вращая полное ГК по
стрелке 3. Стержень КС поворачивается по стрелке 4 и тянет
48
За собою узел С, вследствие чего амортизационный подкос ОЕ
поворачивается вокруг шарнира F по стрелке 5.
Сплошными линиями показано положение частей в момент
посадки, пунктиром — в полете. Каждая подвижная точка шасси
обозначена на схеме одинаковыми буквами два раза, причем
буквы со штрихом указывают соответствующую точку в под-
нятом положении.
На рис. 5 показана другая схема шасси, убирающегося назад.
Когда верхний шарнир А заднего подкоса 04 скользит по на-
правляющей АВ (стрелка Z) назад, передний подкос ОС пово-
рачивается вокруг точки С по стрелке 2. Подкос АО, отходя
назад, вместе C'freM поворачивается вокруг точки А по стрелке 3.
Конструкции шасси, убирающегося назад, являются наиболее
распространенными.
Рис. 56. Схемы шасси, убирающихся по хорде
Шасси, убирающееся вперед, встречается реже.
В схеме конструкции шасси, приведенной на рис. 56, б, движение
передается от муфты С, перемещающейся назад по направляю-
щей О (стрелка 1). Вместе с муфтой С перемещается назад
верхний шарнир Р крепления амортизационной стойки РО,
причем она одновременно вращается вокруг шарнира Р по
стрелке 3. Задний подкос FK вращается при этом вокруг
шарнира F, поднимаясь кверху (стрелка 2) и вперед вместе с
колесом. Новое положение частей показано пунктиром.
На рис 57, а видны детали шасси, выпущенного для посадки,
на рис. 57, б дано положение этого же шасси в полете, на
рис. 57, в, г показан основной узел — замок шасси перед посад-
кой и в воздухе. Цифрами обозначены одинаковые детали
шасси.
Убирание шасси назад применяется чаще всего на тяжелых
самолетах с двумя и больше моторами. Удобство этого способе
4-Курс теории евмолегов
49
заключается в том, что колеса убираются обычно в нижнюю
часть моторной гондолы или в центроплан, а крыло остается
неиспользованным. Поэтому в крыле можно размещать бензо- ’
баки и другие грузы.
Особенностью этого способа является неполное убирание
колес внутрь фюзеляжа, что видно из рис. 56 и 57. Выступаю-
щая часть колеса закрывается специальным капотом, состоящим
из двух люковых крышек 2 (рис. 58), движение которых свя-
зано с движением ноги шасси так, что, когда колесо становится
на свое место, крышки люка его закрывают. Хорошо видна
вилка 1 ноги, в которой крепится колесо.
Рис. 57. Детали шасси, убирающегося назад:
F — подвижная муфи; 2 — шток поршне; 3 — ограничители хода муфты: 4— нижняя половина
заднего подкоса: 3 — задний штуцер; 5 - цилиндр; 7 — передний штуцер
Ш а с с и, у б и р а ю щи е с я вдоль размаха крыла, рас-
пространены преимущественно на небольших одномоторных
самолетах, у которых размеры фюзеляжа и крыльев пе позво-
ляют разместить колеса шасси в вертикальном положении.
На рис. 6 дана схема такого шасси,убирающегося наружу,
под крылья. Подъем шасси производится с помощью тросов /.
Муфта 3, связанная с верхней частью амортиэационйой стойки 6,
движется по направляющей вверх, увлекая за собой колеса,
нижние концы полуоси 4 и заднего подкоса 5. Тросы приво-
дятся в движение ’подъемником 7.
На рис. 59 изображена половина шасси, убирающегося во
внутреннюю сторону, под фюзеляж, а не под крылья.
Видно гнездо 1 для колеса и капот 2, снизанный с колесом н
амортизационной стойкой н закрывающий их, когда шасси
убрано.
50
является
распространен-
ие рИС. 60 изображен самолет-биплан с оригинальной кон-
-тпукцией убирания шасси. В показанной конструкции колеса
«бираются не внутрь фюзеляжа, а в специальные гнезда сбоку
фюзеляжа. Левый снимок
показывает самолет в по-
чете, правый —при дви-
жении по земле. Для би-
планов такое располо-
жение колес
весьма
ным, так как в тонкое
крыло биплана их убрать
нельзя, а часть фюзеляжа
занята мотором и его обо-
рудованием. Этот же спо-
соб применяется и па не-
которых амфибиях.
Преимущество убираю-
щихся шасси заключается
в том, что, будучи убран-
ными, они уменьшают
Рпе. 5Я. Капот шасси, убирающегося назад:
I — вилка ноги; 2— люковые крышки
сопротивление самолета,
в результате чего мак-
симальная скорость го-
ризонтального полета увеличивается на 12 — 14";, даже для тихо-
ходных самолетов. С увеличением скорости полета выгоды
убирающихся шасси еще
Способы подъема и
выпуска шасси. Подъем
и выпуск шасси произво-
дится одним из следую-
щих способов: гидравли-
ческим, пневматическим,
механическим и электри-
ческим.
Гидрав.гичесний способ
управления шасси яв-
ляется наиболее распро-
страненным. Он сводится
к тому, что в цилиндр 6
(рис. 57, л, б) под некото-
рым давлением нагне-
тают жидкость (обычно
более возрастают.
с месь глицерина и спир- р1|С 59. Шасси, убирающееся под фюзеляж:
та). Давление жидкости Г11<:1ДО ,_жи1от
воспринимается находя- •
щимся внутри цилиндра поршнем, шток которого 2 связан
с задним подкосом 4 шасси, имеющим посредине шарнир.
Положение колес зависит от того, куда поступает едяесь:
если в задний штуцер 5 — шток поршня выходит из цилиндра
1*
5/
и выпускает шасси, если в передний штуцер 7—поршень под-
нимает шасси. Давление смеси создается специальной помпой,
вращаемой электромотором (иногда вручную). Давление смеси,
находящейся в цилиндре, удерживает задний подкос шасси от
складывания в момент посадки.
Пневматическим способ отличается от гидравлического тем,
что для изменения положения шасси применяется, вместо
жидкости, сжатый воздух, находящийся в специальном баллоне.
Преимуществом пневматического способа является быстрота
подъема и выпуска шасси по сравнению с гидравлическим.
Недостатком этого способа является возможность непроиз-
вольного складывания шасси в момент посадки, вследствие на-
рушения герметичности проводки. Во избежание этого приме-
няют специальные замки, которые запирают задний подкос
ьыпущенного шасси и не дают ему сложиться в момент при-
земления.
Рис. 60. Убирающееся шасси биплана
Механическая уборка шасси производится обычно тросами.
Схема тросовой передачи для механической уборки шасси
изображена на рис. 6. Ее недостатком является вытягивание и
износ тросов (что требует частой их проверки и регулировки).
Тросы приводятся в движение вручную или электромотором.
Детали гидравлической и пневматической установки имеют
больший вес, чем механической, и потому применяются чаще на
тяжелых самолетах, тогда как тросовая проводка применяется
на легких самолетах (истребителях). Очень часто на одном и
тох! нее самолете применяют двойное управление шасси: основ-
ное— гидравлическое или пневматическое и дополнительное —
механическое, аварийное, на случай отказа гидросистемы.
На шасси всех типов применяется специальная сигнализация,
показывающая летчику момент полного выпуска шасси. Сигна-
лизация может быть электрической, когда при выпущенном
шасси в кабине загорается лампочка зеленого цвета; меха-
нической, когда с каким-либо подкосом шасси связан стерженек,
ны ходящий вверх над крылом, когда шасси полностью выпу-
щено; иногда звуковая, когда при неполностью выпущенном
52
шасси раздается звук сирены, предупреждающий летчика об
опасности.
Амортизация шасси. Амортизация шасси всех видов пред-
назначена для того, чтобы поглощать толчки в момент при-
земления и уменьшать этим нагрузку на крылья и фюзеляж,
так как именно от работы амортизации зависит величина на-
грузки на них при посадке.
Кроме амортизации шасси, нагрузка от удара при посадке
воспринимается частично пневматиками колес и осью (или
полуосями) шасси. Однако основную роль в воспринятии на-
грузки играет амортизация.
Амортизация шасси делится на два вида: резиновую (шну-
ровую и пластинчатую) и масляно-пневматическую, которая
Рис. 61. Резиновая пластинчатая амортизация:
I — амортизационный палет; 3 — задний подкос; 3 — боновой подкос; 4 — колесо;
• 5 — обтекатель шасси; 6— верхний >пор; 7 — ушко; 3- ниэп в'| упор; 9 - вилка;
10 — пластины праной амортизации; II — дурвлюмиштые прокладки; 13 - болты.
13 — пластины обратной амортавацкн
t UllhL'-l г
является наиболее распространенной. Применявшаяся ранее
шнуровая амортизация в настоящее время встречается редко.
Резиновая пластинчатая амортизация (рис. 61, а) состоит из
амортизационного пакета /, который вместе с задним 2 и бо-
ковым 3 подкосами составляет пирамиду шасси, удерживающую
колесо 4. Амортизация, задний подкос и колесо находятся
в обтекателе 5.
В амортизационный пакет (рис. 61, б) входят верхний упор 6,
соединенный с фюзеляжем ушком 7; нижний упор 8, в вилке 9
которого укрепляется колесо; пластины 10 прямой амортизации
и дуралю.миновые прокладки 11 между ними; стяжные болты 12,
53
соединяющие верхний и нижний упоры; пластины 13 обратной
амортизации.
Пластинчатая амортизация работает только на сжатие. Она
имеет удобообтекаемую форму и удобна в эксплоатации. Как
и всякая резина, пластины амортизации подвержены влиянию
атмосферных условий и легко изнашиваются
в случае попадания на них масла, бензина и
воды.
Работает пластинчатая амортизация сле-
дующим образом: под действием нагрузки
в момент соприкосновения колес с землей
верхний упор опускается и сжимает пла-
стины 10, удерживаемые снизу упором <8.
Кольца 13 обратной амортизации отходят
при этом от нижнего фланца упора 8. В сле-
дующий момент, когда нагрузка сверху, уве-
личившаяся вследствие удара, уменьшится
и станет равной весу самолета, пластины 10
прямой амортизации, разжимаясь, разведут
упоры. В этом случае толчок воспринимает
пластины 13 обратной амортизации, которые
ударяются в нижний упор 8.
Монтируя пакет пластинчатой резиновой
амортизации, создают предварительную за-
тяжку пластин в таких пределах, чтобы при
стоянке на земле, под действием веса само-
лета, они больше не сжимались. Это умень-
шает ход подвижных частей шасси вниз
в момент посадки, когда шасси загружается
силами инерции,превышающими вес самолета.
Масляно - пневматическая амортизация
(рис. 62) состоит из цилиндра 1 с ушком 2,
к которому через подкос крепится колесо,
и поршня 3 с ушком 4, соединяющим стойку
шасси с фюзеляжем. Цилиндр и поршень
связаны гайкой 5, ограничивающей ход
поршня вверх.
На нижний конец поршня навернута на-
правляющая б; между ней и конусной по-
верхностью 7 поршня помещается диффу-
зор 8, имеющий возможность небольшого
перемещения вверх и вниз. Диффузор пру-
жиной 9 прижимается к конусному седлу 7
поршня.
Внутрь диффузора входит конусная стальная или дуралюми-
нэвая игла 10. В цилиндр сначала заливают смесь 11 глице-
рина со спиртом, а затем через игольчатый клапан 12 впускают
сжатый воздух 13 под давлением от 25 до 45 атмосфер. Уплот-
нение цилиндра достигается с помощью кожаных манжет 14,
укрепленных изнутри дуралюминовымн кольцами 16.
Рнс. 62. Масляно-
пиевматическая амор-
тизация:
/ — аи.:мадр; 2 — н п ж нес-
ушке:#-поршень: /—верх-
нее уши»; jf-пйин; #-на-
правлнюшм; 7 — конуснм
поверхность: 8 — ляффу-,
юр; 4>-пр)жннл; /0—яг л а;
// — сметь, Г2 — кланах.
!3 — воздух: Я — кожаные
манжеты; /5 — огверстна
длв прохода смеси; М-
ду ралюинновые распорные
кольиа
работает амортизатор следующим образом. При ударе о землю
поршень вместе с направляющей и диффузором опускается
вниз, стремясь сжать смесь. Так как жидкость не сжимаема,
она проходит через отверстие диффузора нверх (стрелки а),
прижимая его к конусу 7 поршня. Смесь, попадая в поршень,
сжимает воздух, увеличивая его давление. Таким образом, на-
грузка, вследствие удара самолета о землю при посадке, погло-
щается сжатием воздуха и трением жидкости о стенки диф-
фузора.
Чем сильнее толчок, тем глубже входит игла 10 в диффузор,
тем больше перекрывается его проходное сечение. Это затруд-
няет движение смеси и увеличивает работу, затрачиваемую
на ее проталкивание вверх. Поэтому степень амортизации авто-
матически изменяется в зависимости от силы удара при посадке.
Когда нагрузка сверху уменьшается, сжатый в поршне воздух
перегоняет смесь обратно, в полость цилиндра. Смесь отжимает
диффузор в крайнее нижнее положение и открывает этим про-
ход у седла 7 поршня. Тогда смесь через основное отверстие
в диффузоре и дополнительные от-
верстия 15 в направляющей 6 (стрел-
ки с) быстро перейдет вниз. Это
необходимо для того, чтобы в слу- / *\ '*
чае грубой посадки (вторичный тол- * /I . =L\___
чок) амортизатор был подготовлен ЗяО М J
к носпринятию нового удара. 1 г
Масляно - пневматическая аморти- ’ -з! I
зация является наиболее современ- Щ . Ц
ной и распространена больше других.
Ее выгодно отличают от других ти- а
пов амортизации: большой срок Рис> Форм* колес
службы, компактность, небольшой
вес, удобства экспдоатации, хорошее поглощение прямого и
обратного ударов и независимость работы от температурных
условий.
Недостатком ее является постепенное падение (стравливание)
давления, что требует постоянного наблюдения за амортиза-
ционным цилиндром. Это наблюдение осуществляется помощью
делений, наносимых специально с этой целью на обтекателе
амортизационной стойки шасси или на самой стойке.
Колеса. Колеса дают возможность самолету передвигаться
и разворачиваться при движении по земле и воспринимают
часть нагрузки от удара о землю при посадке.
Колеса современных самолетов имеют самую разнообразную
форму и конструкцию, в зависимости от чего их и различают:
1. По форме — симметричные (рис. 63,а) и несимметричные
(рис. 63,6); последние уменьшают изгиб осей и полуосей колес
и потому более выгодны.
2. По возможностям торможения — нормальные и тормозные.
3. По давлению в гневматнках—колеса высокого давления,
баллоны и полубаллоны.
55
f -------------------------------------------
' * ^ЯВ
[ Нормальные колеса бывают спицевые и дисковые. На рис. 64 j
показано спицевое колесо и разрез его втулки и камеры.
। Спицевое колесо, состоит из втулки 1 с фланцами 2 и обода 3. I
Втулка и обод соединены проволочными спицами 4. На обод |
колеса надевается резиновая камера 5 и покрышка 6. Спицы
закрыты обтекателем 7, уменьшающим сопротивление колеса. <
Втулка / колеса вращается на двух бронзовых подшипниках- •
I вкладышах 9, плотно посаженных на ось шасси 8. От переме- j
щения вдоль оси 8 колесо через втулку удерживается колпач- J
ком 10, законтренным шпилькой 11. Через штуцер 12 подается Л
смазка на внутреннюю трущуюся поверхность втулки. В эксплоа- 1
Рис. 64. Детали спицевого колеса: ,
1 — втулка; 2 — Ф-ИИ11Ы вгулки; 3 — обов. / - гпхцы; S — кзмера; 6 — покрышка;
7 — обтевтль спки; в — ось шасси; S — броизолые младыши; 16 — предохрани-
тельный -ОЛ1ХЧОК; И — контровав шпилька; 12 — штуцер длв смазки
тации нужно следить за колпачком и его контровкой, так как
иначе в полете можно потерять колесо.
Размеры колес определяются диаметром самого колеса D
и диаметром его пненматиков d. Эти размеры колеблются
от 500x70 до 2 000 X 450 мм, где первая цифра обозначает D,
а вторая — d (рис. 64).
Колеса больших и средних диаметров устанавливают часто
яа роликовых подшипниках.
/(исковое колесо (рис. 65) отличается от спицевого тем, что
втулка 1 и обод 2 соединены не спицами, а сплошным диском 4.
На рисунке видна камера 5, покрышка 6 и обтекатель 7. Диско-
вое колесо значительно прочнее спицевого и проще в обслу-
живании. Особенно широко применя-
ются дисковые колеса в качестве тор-
мозных колес.
Тормозные колеса имеют своим на-
значением уменьшить пробег самолета
и обеспечить необходимую маневрен-
ность при его движении по земле.
Тормозное устройство должно быть
легким по весу, простым в управлении
и допускать нужную степень тормо-
жения как обоих колес одновременно,
так и каждого в отдельности. Наиболее
распространенным типом тормозов яв-
ляется колодочный.
Тормозное колесо состоит из двух
частей: подвижной и неподвижной.
В подвижную часть (рис. 66,6) вхо-
дит обод 1, связанный со втулкой 2
двумя дисковыми щеками — внутрен-
ней 3 и наружной 4. Во внутреннюю
дисковую щеку 3 впрессован и прикле-
пан стальной тормозной барабан 5. На
обод надеваются камера и покрышка.
Неподвижная часть (рис. 66, а) состоит
из тормозного диска 6 с кронштейном 7,
к которому шарнирно присоединена
тормозная колодка 8. К колодке при-
клепана тормозящая прокладка фер-
радо. Диск 6 жестко укрепляется на
оси шасси. Колодка 8 через шарнир 9
соединена с другой колодкой 10, на
верхнем конце которой укреплен ро-
лик 11. Ролик может отклоняться вниз
под действием кулачка 12, который при-
водится в движение рычагом, сидящим
на одной оси с кулачком 12. Рычаг
(на рисунке не виден) управляется тро-
сом из кабины летчика. Число тормоз-
ных колодок может быть от двух до
четырех.
Тормозящая прокладка из феррадо
состоит из плетеного асбеста, укреплен-
ного тонкими медными проволочками,
расположенными по радиусу колеса.
Лсбест пропитан специальным составом,
предотвращающим в момент торможе-
ния пригорание проволок к тормозному
барабану.
До торможения подвижная часть ко-
леса свободно проворачивается на оси.
Ряс. 65. Дисковое колесо:
! — втудьа; 2 — обед; J — подшип-
ник; 4 — дней; 5— камера; о — по-
крыока; 7 — сбтскагелъ колеса
Рис. 66. Двухко.то.ючное
тормозное колесо:
I — ових; ! — втулки:J и 4 - чиу-
треки«я и йярулмв досковые
и.екм; .5 тормозной б .равви;
б— пормоэвой «иен; 7—кропи 'гйи:
в в 10 — юрмоыше колодки;
9 — н:йрнирч»л1< болт; Л — ролик:
Z7—кулачок; М-аомратиак пру-
жина
57
не касаясь неподвижной части. Когда летчик тросом повернет
рычаг и кулачок 12, ролик // под действием кулачка отойдет
вниз. При этом колодки 10 и 8 разойдутся и плотно прижмут
прокладки-феррадо к внутренней поверхности тормозного бара-
бана 5; силой трения между прокладками и барабаном по-
движная часть колеса затормозится.
Спицевые тормозные колеса встречаются реже дисковых.
Управление тормозными колесами Торможение может осуще-
ствляться механическим, гидравлическим или пневматическим
способами.
Механическое управление состоит из тросов, роликов и на-
правляющих, соединяющих педаль летчика с кулачком 12
(см", рис. 66). Конструкция колеса с механическим тормозом
показана па рис. 66.
Колесо с гидравлическим тормозом отличается тем, что ко-
лодки прижимаются к тормозному барабану не кулачком, а
специальным гидравлическим цилиндром.
Гидравлическое управление тормозами может быть осуще-
ствлено по принципиальной схеме, данной на рис. 67, а. В зависи-
мости от положения педалей ножного управления, насос пере-
гоняет жидкость в золотниковый распределитель, откуда она
поступает в цилиндры обоих или только одного колеса. На
рис. 67,6 изображена неподвижная часть гидравлического тор-
мозного колеса и разрез цилиндра, производящего торможение.
Пневматическое управление представлено схемой на рис. G8.
Давление воздуха в магистрали устанавливается специальным
регулирующим клапаном. Конструкция колеса не отличается
принципиально от колес гидравлического торможения.
Деление колес по типу пневматиков. Пневматик, состоящий
из камеры и покрышки и надетый на обод колеса, является той
частью колеса, которая вместе с амортизацией шасси воспри-
нимает энергию удара при посадке. Размеры и давление в пнев-
матиках выбираются в зависимости от нагрузки, на колеса.
Колеса шасси современных самолетов могут быть снабжены
пневматнками высокого давления, полубаллонамн и баллонами.
Такое деление колес связано с типом пневматиков и давлением
их на грунт и учитывает соотношение диаметров D колеса и
d покрышек (рис. 64), давление в камерах и то количество
энергии удара, которое поглощают колеса шасси по сравнению
с основной амортизацией.
Появление баллонных и полубаллонных колес было вызвано
ростом посадочных скоростей и необходимостью увеличить
долю энергии удара, поглощаемую пневматиками. Наибольшее
распространение в настоящее время имеют колеса полубаллон-
иого типа.
Применяемые в СССР типы пневматиков характеризуются
следующим.
Пневматики высокого давления (рис. 69, а) имеют сравни-
тельно небольшой диаметр d\ давление в их камере колеблется,
в зависимости от диаметра D, в пределах от 3 до 5 кг/см--, они
58
Рис. 67. Схема гидравлического управления тормсззми:
j — крыше»; 2 — накоиечннк крышки; « — цилиндр; 4 — поршень; 5—уплотни-
тельные манжеты; «-прокладки: 7 — зажимная гайка: «-шпилька; 9 - иаао-
нечиик цилкн .ра; 10 — маслоотводящая труба, 11 — маслоотаодищий трубопрзноа
Рис. 68 Схема пневматического управления тормозам"
в их камере колеолется в
Рис. 69. Схемы колес с различ-
ным давлением в камерах
отличаются большой упругостью, малым обжатием камеры и
потому поглощают при ударе меньшую долю энергии; основ-
ную же часть энергии удара при посадке поглощает амортиза-
ция шасси.
Пневматики высокого давления оказывают высокое удельное
давление на грунт, вследствие чего их удобнее применять на
аэродромах с твердой почвой.
Конструкция пневматиков высокого давления показана- на
рис. 64 и 65.
Полубаллоны (рис. 69,6) имеют больший диаметр d-, давление
пределах от 3,5 до 4 атмосфер.
Вследствие этого полубаллоны
имеют большее обжатие пневма-
тиков; они поглощают большее
количество энергии удара и оказы-
вают меньшее удельное давление
на грунт, поэтому полубаллоны
.могут с успехом применяться для
движения по менее твердой почве.
При полубаллонах амортизация
и пневматики поглощают примерно
одинаковую долю энергии удара.
Это позволяет уменьшить размеры
основных амортизаторов шасси.
Баллоны (рис. 69,в) имеют наи-
больший диаметр пневматиков d
и способны поглощать всю энер-
гию удара при посадке. Так, на-
пример, на легких самолетах, имею-
щих баллонные колеса, можно
вовсе не иметь амортизации в стой-
ках шасси. Неудобства такого шасси заключаются в том, что
при переходе на зиму необходима не только смена/колес на
лыжи, но и замена стоек шасси на стойки, имеющие аморти-
зацию. Давление в камерах баллонов колеблется в пределах от
1,5 до 2,5 атмосфер.
Баллонные колеса оказывают наименьшее давление на грунт,
допуская тем самым передвижение самолета даже по сильно
размокшей почве.
Конструкция баллонного колеса отличается от обычного тем,
что его втулка является одновременно и ободом; у полубал-
лонов обод отнесен от втулки дальше, чем у баллонов, но
ближе, чем у пневматиков высокого давления.
Соответственно этому различаются и размеры пневматиков.
Так, при одном и том же наружном диаметре покрышек
D— 1600 мм малый диаметр d у пневматиков высокого давле-
ния будет равен 350, у полу баллонов — 500, а у баллонов —
700 .«.я. Детали баллонных колес показаны на рис. 70.
Лыжи. Для передвижения самолета по снежному покрову
колеса шасси сменяются на лыжи. Для смены колес на лыжи
60
замена шасси обычно не тре-
буется. Вместо пятки костыля
также устанавливается неболь-
шая костыльная лыжа.
На рис. 71, а показаны две
лыжи /, на каждой из которых
укреплены стальные стойки-ка-
баны 2, соединенные со сталь-
ной втулкой 3, надетой на полу-
ось вместо колеса. Лыжа удер-
живается в определенном поло-
жении (под углом 1—3° к гори-
зонту) передними 4 и задним 5
шнуровыми амортизаторами, рас-
тяжение которых ограничено
стальными тросами 6 и 7. Кон-
Риг. 70. Летали баллонных колес
струкция лыжи состоит из ясе-
невого полоза, ряда продольных сосновых стрингеров 8 и попе-
речных фанерных ребер 9. Все эта сверху покрыто фанерой 10
и полотном, а затем окрашено.
Конструкция костыльной лыжи видна на рис. 71,6. Она
устанавливается на специальный башмак, надетый на костыль
вместо его пятки
Рис. 71. Конструкция и установка лыж:
/ - лыж>г, 2 — каванн; J — «тулка; 1 н 5 — афелии* и эалний шну-
ровые лмэрги ’агоры: 7 — ограничительны: тросы; f — стрин-
геры; v — поперечные ровра (иинигоуты); 19 — фанерное покрыта-
61
Костыли. Амортизирующей опорой хвостовой части само-
лета, которая облегчает управление при рулении и увеличи-
вает торможение самолета после посадки, является костыль.
Костили делятся на три типа: неориентирующиеся. ориенти-
рующиеся и управляемые.
Неприентирующийся костыль имеет одну ось вращения,
параллельную поперечной оси самолета, или может изгибаться
относительно поперечной оси (рис. 72, а), так как он жестко
связан с фюзеляжем. Такие костыли сейчас встречаются редко.
Рис. 72. Типы я конструкции костылей:
1 ~ болт; 7 — троен к ptum пот орел»; СЮ — поперчим ось крашения костыля; ГУ — во; 1 и сальная
ОСЬ ГрЫ11С»1ИИ костили
Ориентирующийся костыль (рис. 72,6) имеет две оси враще-
ния: поперечную ОО, вокруг болта /, и вертикальную YY—вместе
с амортизационным •цилиндром.
Управляемый костыль (рис. 72, в, г) также имеет две оси
вращения; кроме того он связан тросами Г и пружиной с рулем
поворота и потому отклоняется вместе с ним. Пружина играет
роль буфера, предохраняющего педали летчика и руль пово-
рота от толчков костыля, получаемых им при рулении самолета.
По способу амортизации костыли могут быть рессорные
(рис. 72, а), которые уже почти не встречаются, резиновые
пластинчатые (рис. 72, в) и резиновые шнуровые (рис. 72, г)
и масляно-пневматические (рис. 72,6). Устройство их анало-
гично устройству амортизации шасси.
На костылях современных самолетов применяются все усовер-
шенствования, имеющиеся на колесах шасси: вместо костыля
ставят колесо (рис. 72,6, д) обычно баллонного типа, но только
в том случае, если шасси снабжено тормозными колесами; ко-
стыльное колесо делают иногда тормозным, закрывают его
специальным обтекателем или в полете убирают в фюзеляж
(рис. 72,6).
По материалам костыли могут быть деревянными и металли-
ческими, последние встречаются чаше.
§ 8. ВИНТОМОТОРНАЯ ГРУППА
Основными элементами винтомоторной группы (в. м. г.)
являются: мотор, мотоустановка или моторама- ферма, служа-
щая для крепления мотора, воздушный винт, арматура и обору-
дование, к которому относят: баки для горючего и смазочного,
бензо-, водо- и маслопроводы, радиаторы, тяги управления
мотором и приборы, контролирующие его работу.
Моторные установки. Мотоустановки предназначены для за-
крепления мотора на самолете. К ним предъявляются следую-
щие основные требования:
1. При небольшом весе моторама (моторная рама) должна
быть достаточно прочной, чтобы но всех положениях самолета
выдержать приходящуюся от веса мотора нагрузку, и в то же
время жесткой, чтобы не иметь больших деформаций.
2. Конструкция моторамы должна позволять легко ставить и
снимать мотор и любой его агрегат; иначе говоря, она должна
быть удобной в эксплоатацнр.
3. Крепление мотоустановки не должно допускать образова-
ния люфтов, которые могут вызвать тряску и разрушение не
только .моторамы, но и всего самолета.
4. Расположение .моторамы на самолете должно быть аэро-
динамически наиболее выгодным.
Материалы современных моторам — сталь и дуралюмин^
Дерево для изготовления мотоустановок сейчас не приме-
няется. Стальные элементы рам свариваются или соединяются
болтами, дуралюминовые — склепываются. Для узлов всех мото-
ров применяется сталь.
По типу конструкции моторамы могут быть предназначены
для рядных или звездообразных двигателей.
Моторами для рядного двигателя изображена на рис. 73, а.
Основной се частью являются два склепанных из дуралюмина
подмоторных бруса 1. В местах прохода болтов крепления
мотора поставлены распорные втулки 2, предохраняющие брус
63
от смятия при затяжке болтов. Распорные втулки, или
диафрагмы, могут быть сделаны из стали или дуралюмина.
Подмоторные брусья соединены между собой дугообразной
рамой 3, склепанной из дуралюминовых профилей. Посредине
и на обоих концах брусьев укреплены стальные узлы 4, к кото-
рым крепятся стальные подкосы: верхние 5, нижние 6, сред*
«не 7 и передние 8. Подкосы соединяют брусья моторамы
Рис. 73. Моторами для рядных двигателей:
; — подыоторные брусье; 2 —ре шэрике етулкл; в— дугоойрикая реме; 4 - сталь-
ные yj.ua; 3 - аегхппе подкосы: 6 — нажине подносы; 7 — средние подкосы: 3 - пе-
редние подносы; 9 — ирогмиопожнрнан перегородка
с фюзеляжем в пяти точках. Подкосы 5 регулируются по длине.
Между фюзеляжем и мотором установлена дуралюминовая
противопожарная перегородка 9.
На рис. 73,6 изображена стальная моторама для рядного
двигателя.
Моторама для зяездообразных двагателеб (стальная) пфказана
на рис. 74,а. Основной частью моторамы является стальное
кольцо / с отверстиями для болтов крепления мотора. Вкла-
дыши 3 укрепляют кольцо рамы в местах прохода болтов от
64
мотора. Кольцо крепится к лонжерону крыла при помощи
стальных подкосов 2 в четырех точках.
На рис. 74, б показана дуралюминоная рама для звездообраз-
ного мотора. Она состоит из клепаного кольца 1, которое
крепится к самолету четырьмя клепаными подкосами 4, соеди-
ненными для большей жесткости листами дуралюмина 5.
Эксплоатации звездообразных моторов по сравнению с ряд-
ными обычно более затруднительна, так как большая часть
агрегатов мотора находится на его задней крышке, в неболь-
шом пространстве от кольца моторамы 1 до противопожарной
перегородки.
Рис. 74. Моторамы дли эвездообразпых двигателей:
/—кольцо рамы; 2 — сильные подкосы; 3 — вкладыши; 4 — аурадюиииовые подкосы;
S — луралкмииэвыс листы
Воздушные винты (пропеллеры). Назначение воздушного
винта, установленного на моторе, преобразовать вращательное
движение вала мотора в силу тяги, необходимую для по-
лета.
Основные части винта— ступица (матрица) и лопасти. Сту-
пи ца—центральная часть винта — соединяет лопасти (рис. 75)
и служит для скрепления винта с втулкой мотора. Лопасти,
имеющие в сечении профиль, подобный профилю крыла, со-
здают при вращении необходимую для полета силу тяги.
Винты классифицируются по числу лопастей, по материалам,
из которых они изготовлены, по направлению вращения и по
роду действия.
По числу лопастей винты подразделяются на двух-, трех- и
четырехлопастные (рнс. 75). Это —наиболее часто применяю-
щиеся винты.
Винты с числом лопастей более двух применяются в том
случае, когда при большой мощности мотора необходимо
4—Курс теорнп самолетов
65
иметь малый диаметр винта, и на самолетах, имеющих редук-
торные моторы с большой степенью редукции (уменьшение
числа оборотов винта по сравне- 1
нию с числом оборотов колен- ]
чатого вала).
Аэродинамически двухлопаст- i
ные винты более выгодны, чем 4
трех- или четырехлопастные 1
в тех же условиях. Применение J
двухлопастных винтов ограни-т
чено необходимостью увеличе-1
ния диаметра винта D в слу-1
чае увеличения мощности ми- I
тора. Последнее невыгодно из- |
за увеличения центробежных сил "
лопастей (до 30—50 т) и боль-
ших деформаций их в работе-
Кроме того большой диаметр '
ие всегда допустим для данной
конструкции самолета (невысокое шасси, близкое расположе-
ние моторов друг к другу или к ‘
Ступица
Рис. 75. Деление винтов по числу
лопастей
фюзеляжу и другие причины).
Ио материалам винты могут
быть деревянными и металли-
ческими.
Деревянные винты изго-
товляются из твердых пород
дерева: орех, красное дерево,
ясень, дуб, бук, клен и др. Такие
винты склеиваются из несколь-
ких досок и затем обрабаты-
ваются по шаблонам (рис. 76).
Сверху их обклеивают полот-
ном, предохраняющим винт от
повреждений и атмосферных
влияний. Ребро атаки и концы
лопастей покрывают латунной
оковкой.
Деревянные винты легко под-
вергаются действию атмосфер-
ных условий, менее прочны и
быстрее изнашиваются (через
300—400 часом работы), но они
дешевле и легче металлических
винтов.
Металлические винты
изготовляются из стали, дур-
винты отличаются высокой проч-
С""“
Рис. 76. Изготовление деревянных
винтов
о
пЛро
алюмина или электрона. Эти
ностью, имеют большой срок службы и весьма стойки против
атмосферных влияний. Аэродинамически металлические винты,
выгоднее деревянных.
66
На рис. 77 изображен металлический винт и его детали
в разобранном виде. Он состоит из двух лопастей 1, соединен-
ных втулкой в одно целое. Втулка состоит из двух половин 2
с заплечиками 3 для фланцев 4 лопастей. Половины втулки
соединены двумя разъемными хомутами 5, затянутыми бол-
тами 7, и укреплены на носке коленчатого аала зажимной гай-
кой 6. Половины хомута соединяются пальцем 9. Для точного
соединения втулки служат две направляющие шпильки 8. Такая
конструкция дает возможность изменять на земле положение
лопастей во втулке, для чего па лопастях и втулке нанесены
специальные деления.
Недостатком металлических винтов является больший вес и
стоимость (в сравнении с деревянными) и подверженность
коррозии.
Рис. 77. Детали металлического винта фиксированного шага:
1 - лопасти; 2 - половины втулки: 3 — «плечики; 4 - финны лопастей; 5 — хомуты ;tf- иткжиак
гайка; 7 — болты, 6 — поправляющие шпилька; 9 — палец хомута
По направлению вращения винты бывают правого и левого
вращения. Чтобы определить направление вращения винта,
установленного па самолете, нужно стать сзади него: винт,
вращающийся по часовой стрелке, будет винтом правого
вращения; винт, вращающийся против часовой стрелки, считается
винтом левого вращения.
На моторах с редуктором направление вращения винта не
всегда совпадает с направлением вращения коленчатого вала
мотора.
По роду действия винты могут быть тянущими и толкаю-
щими.
Тянущим будет тог винт, который расположен впереди
мотора и при своем вращении как бы тянет за собой вперед
.мотор и самолет. Винт, установленный сзади мотора так, что
при своем вращении он как бы толкает мотор и самолет вперед,
называется толкающим.
&• 67
Для того, чтобы направление силы тяги тянущего или тол-
кающего винта совпадало с направлением полета, более выпуклая,
так называемая лицевая сторона винта, всегда обращена
вперед по полету, а менее выпуклая — рабочая сторона —
назад. Поэтому у тянущего винта его рабочая сторона обра-
щена к мотору (рис. /8), а у толкающего винта к мотору обра-
щена его лицевая сторона.
По изменению положения лопастей различают следующие
группы винтов:
1. Винты, лопасти которых в ступице нельзя повернуть
ни на земле, ни в воздухе. Это — обычные деревянные
винты, которые начали применяться раньше всех остальных
(рис. 76).
2. Винты, лопасти которых можно повернуть относительно
ступицы только на земле. Конструкция такого винта показана
на рис. 77. Такие винты называются вин-
тами с изменяемым на земле шагом или
с поворотными на земле лопастями.
Указанные две группы винтов объеди-
няют одним понятием: винты фиксирован-
ного шага (ВФШ), так как во время по-
лета их лопасти неподвижны. От поло-
жения лопастей винта, как мы это уви-
дим далее, зависит так называемый шаг
винта—расстояние, проходимое им в воз-
духе за один оборот.
3. Винты, лопасти которых в полете
можно повернуть, называют винтами изме-
няемого в по лете-шага или сокращенно
виш.
Винты С изменяемым в полете шагом
Рис. 78. Тянущий (л) и тол- по конструкции значительно сложнее. По-
кающий «Г) пииты правого ворот лопастей в полете осуществляется
вращении ,с помощью электрических или гидравли-
ческих установок. На рис. 79 представлена
схема и вид ВИШ фирмы „Гамильтон-Стандарт” с гидравличе-
ским управлением.
Винты изменяемого в полете шага имеют большое преиму-
щество перед винтами фиксированного шага, так как они дают
значительное улучшение летных данных самолета.
Арматура и оборудование. Система питания мотора горючим
состоит из одного или нескольких бензобаков, трубопроводов
и кранов.
Бензобани изготовляют из. луженого железа, дуралюмина,
электрона и других материалов. Форма бензобаков может быть
самой различной в зависимости от места расположения бака—
в фюзеляже, н крыльях или в центроплане.
На рис. 80 представлены различные конструкции бензобаков.
Внутри баков помещаются ажурные перегородки (рис. 80,6),
назначение которых ослабить удары горючего о стенки бака
1 и 2—положение лопастя под большим »t ыеяьшям углом: 3— шииндр; 4 — »е-
хушпй б<мт: 5 - прорезь. 6 -противовес: 1 — кронштейн противовесе; в — втулка;
S— шпильки; 70—шпильки; 11 — ыаслоподиодяший канал; 12 — сту-пииа винта;
13 — кресту ива; 14 — стажяые болты; 15 — затяжная гайка
во время фигурных полетов самолета и при посадке, а также
увеличить жесткость бака.
Трубопроводы, соединяющие бензобаки с карбюратором мо-
тора, выполняются из трубок красной меди или дуралюминовых.
Для регулировки подачи горючего из различных бензобаков
беизосистема снабжается кранами, изготовленными обычно из
латуни.
69
Рис. 80. Типы б1ков различной конструкции
Охлаждение мотора может быть жидкостным или воздушным.
Система жидкостного охлаждения мотора состоит из радиатора,
в котором охлаждается циркулирующая жидкость, бачка с жид-
костью и трубопроводов.
Рнс. 81. Радиаторы:
I — верхний коллектор; 3 — инжинА коллектор; 3 — наружная стейка
бокового коллектора; < — внутренняя стенка бокового коллектора;
5 — профклъки. греаояраняюшие стенки от прогибании; в — пт одной
патрубок; 7 иыходюй патрубок; 3— сливной вран: 9 — соты
радиатора
На рис. 81 показаны два радиатора: для охлаждения води
(рнс. 81, а) и для охлаждения масла (рис. 81, б).
Приборы, контролирующие работу мотора и подачу горю-
чего, обычно расположены на приборной доске кабины пилота.
В настоящем курсе устройство их не рассматривается.
70
в 9. ОБОРУДОВАНИЕ И ВООРУЖЕНИЕ САМОЛЕТОВ
Оборудование самолета состоит из прибтров, деталей и агре-
гатов, предназначенных для облегчения работы летчика при
управлении самолетом.
Наличие того или иного вооружения определяется боевым
назначением данного самолета.
Оборудование самолета. Самолетное оборудование делится
на общее и специальное.
Общим является оборудование, которое имеется на любом
самолете независимо от его назначения. Оно включает в себя
Рис. 82. Общий вид кабины пилота с одинарным управлением
такие части самолета и приборы, без которых не может обой-
тись ни один самолет. Сюда относятся сиденья для экипажа,
радиаторы, капоты, ремни, козырьки, электрооборудование,
приборы аэронавигационные и для контроля работы винтомо-
торной группы, а также другие устройства.
Специальным называется оборудование, связанное с назначе-
нием самолета. Сюда входят агрегаты и приборы (радиостанция,
фотоаппарат, специальные электроприборы и др.), предназна-
ченные для использования их при выполнении специальных
задач и для вооружения самолетов.
71
Большинство приборов размещено в кабине летчика; на тя-
желых самолетах часть приборов, контролирующих работу в. м. г.,
размещается иногда в кабине техника. На рис. 82 дан вид
кабины пилота с одинарным и на рис. 83 с двойным управле-'
нием. В кабиле на приборной доске помещается ряд рычагов*
управления и измерители приборов, т. е. та часть их, по кото-
рым летчик читает показания.
Всякий прибор имеет еще одну важную часть — приемник,
который воспринимает соответствующие показания температуры.
Рис. 83. Общий вид кабины пилота С двойным управлением
давления и др. и передает их измерителю. Приемники различ-
ных приборов в зависимости от того, что они показывают,
могут быть расположены по всему самолету.
На рис. 83 показаны секторы (Я и С), связанные с дроссель-
ными заслонками карбюратора. При помощи этих секторов
летчик управляет мотором, изменяя число оборотов вала (винта).
От секторов газа идут тяги к агрегатам мотора.
Для облегчения запуска мотора в кабиле самолета установлен
баллон со сжатым воздухом для проворачивания вала мотора.
Иногда такой баллон связан с заливным бачком; тогда смесь
воздуха с бензином поступает в двигатель через специальный
прибор Вьет (рис. 84), установленный в кабине пилота.
72
Рис. 84. Общий вид пускового прибора Вьет:
1— распределитель смеси; 2 — воэиратные «лапаны: 3— распылители;
4— манометр давления в пропадав и огнетушителям и колесам; 4 — ручка;
в — магистраль питвнпп огнетушителей; 7 — магистраль ма повачвьвнкв
пневматиков; в — манометр л.та.'.ехпв пускового баллона; 9 — регулироьоч-
вав игла качества смеси; Л) — рччна риесрелелятельиого крана; II — насос;
12 — цилиндр высокого давления; 1J — магистраль подвои пускового
горючего; Л — цилиндр иилкого давления
На рис. 85 изображена радиостанция, устанавливаемая на боль-
шинстве самолетов. Радиостанция предназначена для связи само-
лета с землей и другими само-
летами, находящимися в воз-
духе. Она устанавливается в ка-
бине радиста или лица, веду-
щего радиоприем и передачу.
На одномоторных самолетах эту
работу выполняет пилот.
На больших высотах для нор-
мальной деятельности человека
нехватает кислорода; кроме того
на работе экипажа отрицательно
сказывается пониженное атмо-
сферное давление. Поэтому при
полете на больших высотах (от
4 до 12 км) применяют специаль-
ные кислородные приборы. На
высотах, больших 11 —12 км,
кислородное оборудование не
предохраняет экипаж самол* га
от действия пониженного давле-
ния, и для экипажа предусма-
Ркс. 85. СбщиП вид гбдиостаьпии
73.
триваются особые герметически закрытые кабины или специаль-
ная одежда, называемая скафандром (см. рис. 82).
Вооружение самолета. Современная военная авиация имеет
очень мощное вооружение, которое в основном разделяется на
стрелковое (пулеметы, пушки, прицелы к ним и приспособления
для их установки на самолет) и бомбардировочное (бомбы,
бомбодержатели, различные бомбосбрасыватели, прицелы для
точного сбрасывания бомб и др.). Боевая готовность самолета
определяется состоянием этого вооружения.
Изучение вооружения самолетов относится к специальным
курсам и в данной книге не рассматривается.
ЧАСТЬ ВТОРАЯ
ТЕОРИЯ ПОЛЕТА
---★---
Глава III
ОСНОВНЫЕ СВЕДЕНИЯ ИЗ АЭРОДИНАМИКИ
В первой части книги мы рассмотрели конструкцию самолета;
перейдем к выяснению того, как происходит его полет.
Чтобы изучить, почему и как летает самолет — аппарат более
тяжелый, чем воздух,— нужно определить, что представляет
собой воздушная среда, в которой движется самолет, и каким
законам эта среда подчиняется.
Этим занимается аэродинамика — наука, изучающая движение
воздуха в различных условиях, рассматривающая силы, вызван-
ные этим движением, и их воздействие на тела, находящиеся
в воздушном потоке. Многие законы аэродинамики установлены
теоретическим путем, но основную роль в ее развитии играют
различные опыты, научные исследования и практические экспе-
рименты.
Большое значение опытов объясняется тем, что одна теория
не в состоянии дать исчерпывающий ответ на все вопросы
аэродинамики, возникающие на практике, вследствие их слож-
ности.
« 10. АТМОСФЕРА
Земля представляет собою слегка приплюснутый у полюсов
шар (рис. 86). Весь земной шар окружен воздушной оболочкой,
называемой атмосферой, лро-
. Осе _<емли
стирающейся на <300—400 км
вверх. Верхняя граница атмо-
сферы точно не установлена.
Атмосфера делится на два
слоя— тропосферу и страто-
сферу.
Тропосфера. Тропосферой
называется нижняя, прилегаю-
щая к земной поверхности,
область атмосферы. Ее верх-
няя граница проходит на вы-
соте примерно в 7 — 8 км у
полюсов земного шара и
13—16 «л/ у экватора. На сред-
них географических широтах
границей тропосферы считают
высоту, равную 11 км. Эта
Рис. 86. Строение атмосферы
75
граница непостоянна и зависят от атмосферных условий и вре-
мени года.
Тропосферу характеризуют следующие основные свойства:
1. Постепенное и закономерное падение температуры и давле-
ния воздуха с высотой.
2. Непостоянство и разнообразие воздушных течений (ветры),
возникающих вследствие неравномерного нагревания земной
поверхности.
3. Присутствие водяных паров, жидких и твердых примесей,
поднимающихся с земной поверхности. Образование облаков,
возникновение гроз и выпадение осадков (дождь, снег, град).
4. Постоянное вертикальное перемещение и перемешивание
воздушных масс (конвекции), вследствие нагревания земной
поверхности солнечными лучами и воздействия земного рельефа4
(горные, лесные и водные массивы).
5. Постоянство состава воздуха, благодаря непрерывному
его перемешиванию.
В состав воздуха вблизи земли входит (по объему) около
21*/0 кислорода, 78% азота, х% углекислого газа, аргона, гелия,
водорода, водяных паров и др. По весу воздух состоит прибли-
зительно из 23,2% кислорода и 76,8% остальных газов.
Стратосфера. Стратосферой называется область атмосферы,
лежащая над верхними границами тропосферы до высоты 50—
60 нм. Стратосфера, особенно на больших высотах (25—30 км),
изучена пока недостаточно.
Стратосферу характеризуют следующие основные свойства:
1. Температура воздуха в стратосфере почти неизменна н при
различных расчетах принимается равной —56,5° С.
2. Давление воздуха ио мере подъема на высоту падает так же,
как и в тропосфере.
3. Вертикальные перемещения воздуха, следовательно, и пере-
мешивание слоев воздуха почти не наблюдаются.
4. Облаков и туманов нет.
5. Постоянные ветры, дующие со скоростью 50—75 м;сен.
В составе воздуха стратосферы происходит заметное умень-
шение кислорода: на высоте 20 км — до 18,1% (по объему), а на
высоте 40 км — до 12.6%.
Резкой границы между тропо- и стратосферой, конечно, нет.
Начало стратосферы принято считать на той высоте, где темпе-
ратура воздуха перестает понижаться.
К 11. ФИЗИЧЕСКИЕ СВОЙСТВА ВОЗДУХА
Физические свойства воздуха характеризуются в основном
его температурой, дапленнем,' весовой и массовой плотностью.
Температура воздуха. С подъемом на высоту в пределах
тропосферы температура понижается примерно на 0,65иС на
каждые 100 .и высоты. В стратосфере температура воздуха
остается неизменной.
За нормальную температуру воздуха на уровне моря при-
нята температура, равная 4-15' С (при атмосферном давлении
760 мм рт. ст., обозначается Q.
Давление воздуха. Вес столба воздуха, которым он давит на
единицу площади поверхности земли, характеризует давление
воздуха (рис. 87).
Давление воздуха измеряется в килограммах, приходящихся
на 1 см* (обозначается /?), или высотой ртутного столба в мил-
лиметрах (обозначается В). Нормальным атмосферным давле-
нием называется давление, равное давлению ртутного столба
высотой 760 мм, которому соответствует давление в 1,033 кг!см\
С подъемом на высоту давление воздуха падает (рнс. 87).
Очевидно, что давление воздуха в сечении а будет больше,
чем в сечении б,— за счет веса дополнительного
столба воздуха аб. Поэтому давление воздуха
в нижних слоях атмосферы больше, чем в верхних.
Понижение атмосферного давления и темпера-
туры, а также недостаток кислорода затрудняют
полеты на больших высотах. Для таких полетов
необходимы герметически закрытие кабины или
специальное кислородное оборудование для эки-
пажа, нужны также моторы особой конструкции,
так как мощность последних резко снижается
с уменьшением в составе воздуха кислорода.
Весовая плотность. Весовой плотностью или
удельным весом воздуха называется вес одного
кубического метра воздуха (I мэ).
Весовую плотность воздуха можно определить
Рис. 87. Давле-
ние воздуха
по формуле
где 7 (гамма) — весовая плотность воздуха;
G— вес данного объема воздуха в кг;
У—данный объем воздуха в .и*.
При нормальных условиях: температуре t9— + 15еС и давле-
нии == 1,033 кг'смг, весовая плотность тэ = 1,225 нг<м\ Это
значит, что 1 мъ воздуха весит 1,225 кг.
Весовая плотность прямо пропорциональна да-
влению воздуха. Во сколько раз увеличится или умень-
шится давление воздуха, во столько же раз увеличится или
уменьшится его весовая плотность.
При повышении температуры весовая плотность воздуха
уменьшается, с понижением ее—увеличивается, ио в обоих слу-
чаях весовая плотность у изменяется на меньшую величину,
чем температура t.
Давление воздуха влияет на его весовую плотность более
резко, чем температура, поэтому с высотой, несмотря на пони-
жение температуры, весовая плотность воздуха уменьшается.
Массовая плотность. Массовой плотностью называется масса
воздуха, содержащаяся в одном кубическом метре.
77
Массовую плотность воздуха можно определить по формуле
т кг сек*
P = V~>-« <2)
где р (ро) —массовая плотность воздуха;
кг сек3
гп — масса воздуха в —— ;
И—объем воздуха в м3.
Из основных положений механики известно, что масса вся-
кого тела, в том числе и масса воздуха, связана с его весом
следующей зависимостью:
т = -7, (<*)
где т и G— масса и вес данного объема воздуха;
g—ускорение свободно падающего тела, равное
9,81 м/сек*.
Заменив в формуле (2) массу воздуха согласно выражению (о),
получим:
т G т
р= gv~T’
так как
Зная весовую плотность воздуха, можно определить его мас-
совую плотность по формуле
При нормальных условиях: /0=15°С и Во = 76О мм рт. ст.,
массовая плотность р0 = 0,125 ~~ .
Массовая плотность воздуха зависит от его температуры и
давления так же, как и весовая плотность: с увеличением темпе-
ратуры массовая плотность уменьшается, а с увеличением да-
вления массовая плотность увеличивается, н наоборот.
Масса воздуха, а следовательно, и массовая плотность харак-
теризуют его инертность, то есть стремление сохранять свое
состояние (покоя или равномерного прямолинейного движения)
неизменным. Вследствие этого и величина аэродинамических
сил зависит от массовой плотности воздуха.
£ 12, МЕЖДУНАРОДНАЯ СТАНДАРТНАЯ АТМОСФЕРА
Самолеты и моторы к ним производятся н различных точках
земного шара, в местах с самыми разнообразными атмосфер-
ными условиями.
Так'как характеристики атмосферы (давление, температура,
весовая н массовая плотность) в сильной степени влияют на
летные данные самолетов и мощность моторов, то при отсут-
ствии какого-то единого для всех способа сравнения были бы
невозможны сравнение и оценка того нлн другого самолета и
мотора.
Международная стандартная атмосфера (MCA) имеет своей
задачей устранить этот недостаток; она дает возможность
сравнить летные свойства самолетов, испытанных в любой мест-
ности, при любых значениях В, t и р.
За начальные данные в стандартной атмосфере приняты нор-
мальные атмосферные условия, которым соответствует давле-
ние — 760 мм рт. ст., температура /0—15°С, вгеовая плот-
ность т —1,225 кг!мч и массовая плотность р0 = 0,125 — .
Кроме этих данных, в таблице стандартной атмосферы, при-
веденной ниже, дается отношение массовой плотности воз-
духа р на высоте к массовой плотности р0 в нормальных
условиях, называемое относительной плотностью воз-
духа.
Таким образом, таблица международной стандартной атмо-
сферы показывает изменение основных физических характери-
стик воздуха по мере подъема на высоту.
Таблица
международной стандартной атмосферы
Высота Н м Давление D мм рт. ст. Темпера- тура г°С Весовая плотность т KljM* Массовая ПЛОТНОСТЬ р кг сек* Относитель- ная плот- ность р/р0
0 760 + 15,0 0,125 1,000
1000 674,1 + 8,5 1,111 0,113 0,907
2000 596,1 + 2,0 1.006 0,103 0,822
3000 525.7 - 4,5 0,909 0,093 0,742
4 000 462.2 — 11,0 0.819 . 0,084- 0,669
5 000 405.0 — 17,5 0,736 0,075 0,601 0,538
6 000 353.7 — 24.0 0,660 0,067
7 000 307,8 — 30,5 0,589 0,060 0,481
8 000 266,8 -37,0 0,525 0,054 0,428
9000 230,4 — 43 Л 0,466 0,048 0,380
10 000 198,1 -50,0 0,412 0,042 0,337
11000 169,6 -56,5 0.36-1 0.037 0,297
12000 144,8 — 56,5 0,311 0,032 0,254
13ооо 123,7 — 56,5 0.265 0,027 0,217
14 000 105,6 -56,5 0,227 0,023 0,185
15000 / 90,25 — 56.5 0,194 0,020 0,158 0,135
16 000 ' 77,1 — 5(\5 0,165 0,017
17 «Ю 65,9 - 56Л 0,141 0,014 0,115
18000 56,2 - 56,5 0,121 0,012 0,098
19 «4» 48,0 -56,5 6,108 0,011 0,084
20 600 41,0 — 56,5 0,088 0,007 0,072
79
g 13. ОБТЕКАНИЕ ТЕЛ ВОЗДУХОМ
В аэродинамике существует положение^ заключающееся в том,
что характер обтекания тел воздухом, а также величина Ъ на-
правление возникающих аэродинамических сил не изменяются
от того, движется ли тело в неподвижном воздухе, или же
движется воздух, а тело неподвижно. Этим положением поль-
зуются для всякого рода наблюдений и испытаний, продувая
различные тела и модели в аэродинамических трубах.
Аэродинамической трубой называется специальное
сооружение, в котором создают искусственный поток воздуха.
В поток помещают испытуемые тела или части самолета и изу-
чают характер обтекания воздухом данного тела н действую-
щие на тело аэродинамические силы.
Конструкция аэродинамических труб должна обеспечивать
получение в трубе равномерного и свободного от вихрей потока
воздуха и приблизить изучаемые явления к естественным усло-
виям. Последнее достигается увеличением размеров трубы
и увеличением скорости воздушного потока в ней.
Современные аэродинамические трубы бывают двух типов:
открытые, когда по трубе протекает все время свежий воз-
. . дух, засасываемый из
Рис. 88. Аэродипамическая труба:
1 — кэллектор; 2 — спрям.:я»сип решетки 3 — рабочая часть;
4 — алродниьиичесхве гесы; 5 — ,х1фр>зор; 6 — вентилятор;
7 — мотор; 3 — прожуяяемая молмь. Я— предохранительная
решетка
помещения, где труба
установлена, и з а к р ы-
тые, когда по трубе
протекает один и тот
же воздух.
Диаметр основной
рабочей части в аэро-
динамических трубах
достигает 5 — 6.«. На-
ряду с этим, имеются
трубы с диаметром ос-
новной рабочей части
0,25 м и трубы, в ко-
торых продувают не-
большие самолеты или отдельные части самолетов в нату-
ральную величину.
Скорость воздушного потока в аэродинамических трубах
колеблется в пределах 20 — 50 м;сен. В отдельных трубах скорость
потока доходит до 200 — 250 А1)сек — км1час).
Схема простейшей по конструкции аэродинамической трубы
открытого типа дана на рис. 88. Из схемы видно, что воздух
вентилятором 6 засасывается в переднюю часть трубы — так
называемый коллектор 1. Проходя через спрямляющую поток
решетку 2, установленную на выходе из коллектора, воздух
поступает в рабочую часть 3 трубы. В середине рабочей части
трубы укрепляется продуваемая модель 8. Подвеска модели
присоединяется к рычагам аэродинамических весов 4, при
помощи которых измеряется величина действующих на модель
80
в потоке аэродинамических сил. Поток воздуха в рабочей
части должен иметь максимальную скорость, что достигается
уменьшением поперечного сечения трубы в этом месте.
* Из рабочей части трубы воздух поступает в заднюю часть —
диффузор 5, расширяющийся по направлению к вентилятору ко-
нус Назначение диффузора состоит в уменьшении скорости
потока воздуха, выходящего из трубы, за счет увеличения
поперечного сечения.
Вентилятор 6, всасывающий воздух в трубу, устанавливается
в задней части диффузора; вращение его осуществляется электро-
мотором 7.
Скорость потока воздуха в трубе обычно регулируется изме-
нением числа оборотов вентилятора при помощи реостата
Характер обтекания тел, помещенных в образующийся в трубе
формы тел и ряда других причин,
поток воздуха, зависит от
для выяснения которых рас-
смотрим картину обтекания
плоской пластинки, так на-
зываемый аэродинами-
ческий спектр пла-
стинка.
Обтекание плоской пла-
стинки. Рассмотрим харак-
тер обтекания плоской пла-
стинки в том случае, когда
она поставлена перпенди-
кулярно потоку воздуха
(рис. 89). Для большей на-
глядности поток воздуха
Рис. 89. Обтекание плоской пластинки
обычно подкрашивается дымом или очень мелким алюминиевым
порошком.
На некотором расстоянии от пластинки (сечение /) поток воз-
духа не возмущен, он движется с одинаковой скоростью — ров-
ными, спокойными струйками. По мере приближения к пластинке
картина обтекания меняется. Ударившись о пластинку, первые
частицы воздуха теряют свою скорость, вслед за ними сталки-
ваются с пластинкой следующие частицы воздуха. В результате
перед пластинкой, особенно у ее центра, возникает повышен-
ное давление (сечение //), отмеченное на рисунке знаками плюс.
У краев пластинки частицы воздуха д и е имеют большую
возможность для передвижения, поэтому они огибают ее края
вместе с частицами воздуха г и ж, находящимися по краям по-
тока.
Часть потока аб (сечение /), дойдя до сечения //, сузится до
размеров г<?; скорость воздуха здесь увеличится. Частицы воз-
духа О и е, соприкасаясь с пластинкой, тормозятся ею и полу-
чают вращательное движение, тогда как крайние частицы г и ле
могут двигаться более свободно и быстро.
За пластинкой образуется завихренная область с пониженным
давлением (отмечена знаками минус), в которой можно заметить
6-Курс теории самолетов.
81
обратное движение частиц воздуха. Для этого нужно к потоку
за пластинкой поднести стержень з с шелковыми нитями *, ко-
торые расположатся в направлении, обратном основному потоку,
как указано на рис. 89.
Пластинка, как и всякое тело, движущееся в воздухе или
обтекаемое им, испытывает давление последнего. Равнодей-
ствующей этих сил давления будет являться сила сопротивления
воздуха R. х
Возникновение силы сопротивления. Итак, в потоке воздуха
перед пластинкой создается повышенное, а сзади нее —понижен-
ное давление. Разность этих давлений создает силу R, называе-
мую силой полного сопротивления воздуха. Не-
смотря на то, что разность давлений невелика, сила сопротивле-
ния воздуха может оказаться довольно значительной. Так, если
взять перепад (разность) давлений равным'0,05 нг/см*, то пла-
стинка площадью в 100 см* будет испытывать сопротивление
воздуха = 0,05-100= 5 кг.
Таким образом, первой причиной возникновения силы полного
сопротивления воздуха R является разность давлений перед
телом (повышенное) и сзади тела (пониженное).
Второй причиной возникновения силы полного сопротивле-
ния R является трение частиц воздуха о поверхность тела. Чтобы
уяснить последнее,обратимся к рис.90,
где изображена та же пластинка, но
поставленная параллельно потоку.
Поток воздуха, встретив тело А,
имел вначале равномерные скоро-
сти (сечение а). По мере продвиже-
ния вперед частицы воздуха, рас-
положенные ближе к телу, вследствие
трения о его поверхность посте-
пенно уменьшают свою скорость (се-
чения б и в) и, в конце концов, при-
обретают скорость, обратную основному потоку (сечение е).
При этом образуются вихри, тормозящие движение потока и
увеличивающие силу сопротивления воздуха, которая зависит
поэтому от состояния поверхности тела и скорости его движе-
ния. Чем глаже поверхность тела, тем меньше сила трения
частиц воздуха и тем меньше сила R.
С увеличением скорости потока сопротивление воздуха ра-
стет за счет большей разности давлений и за счет возрастания
сил трения.
Обтекание каплевидного тела. Картина обтекания различ-
ных тел воздухом, называемая аэродинамическим спектром,
неодинакова. Так, если взять каплевидное тело (рис. 91),
помещенное в потоке воздуха, то его аэродинамический спектр
вэ многом отличается от спектра плоской пластинки, а
именно:
1. Обтекание каплевидного тела более плавное и менее за-
вихренное.
82
Рис. 90- Образование вихрей
вследствие трения
2. Разность давлении перед телом и за ним значительно мень-
шая чем такая же разность у плоской пластинки.
3. Струн воздуха плотнее прилегают к телу.
4 Большую часть силы сопротивления /? у каплевидных тел
создает трение, а у пластинки —
Вследствие указанных разли-
чив в обтекании, сопротивле-
ние каплевидного тела в 20—
25 раз меньше, чем сопротивле-
ние плоской пластинки (при оди-
наковой площади поперечного
сечения).
Этим объясняется стремление
конструкторов делать все высту-
разность давлений.
Рис. 91. Сбтекдиие каплевидного
тела
паюшие детали самолета капле-
видной формы, то есть удобообтекаемыми, и возможно более
гладкими.
Из сказанного следует, что сила сопротивления /? возникает
при движении тела в потоке вследствие разности давления
воздуха впереди и сзади тела и вследствие трения частиц воз-
духа о его поверхность.
f 14. СИЛА ПОЛНОГО СОПРОТИВЛЕНИЯ ВОЗДУХА
Величина силы полного сопротивления. Опытные исследова-
ния сопротивления различных тел при движении в воздухе
показали, что величина силы 7? зависит от следующих причин:
1) свойств воздушней среды; 2) формы, величины, положения
тела в потоке и состояния его поверхности; 3) скорости дви-
жения тела или воздуха.
Величина силы полного сопротивления может быть вычислена
по формуле
R = C?FV» кг, ' (4)
где R— сила полного сопротивления воздуха;
р —массовая плотность воздуха в
F— наибольшая площадь тела в поперечном сечении в м
(называемая площадью миделя), взятая перпендикулярно
н аправлению движения;
V— скорость движения воздуха относительно тела в м!сек-,
С—коэфициент силы полного сопротивления.
Применение формулы (4) дает возможность вычислить силу R,
возникающую во время движения тел, если известны усло-
вия этого движения и коэфициент С.
Коэфициент силы полного сопротивления. Коэфициент С
определяется опытным путем — при продувке тела в аэроди-
намической трубе. Одновременно измеряется массовая плотность
воздуха, миделевая площадь тела и скорость потока. Измерив
с помощью аэродинамических весов силу сопротивления R,
б*
83
определяют значение коэфнцнента полного сопротивления С
по формуле
с- (5)
Коэфнциент С является отвлеченной величиной.
После продувки в аэродинамической трубе различных тел
или деталей самолета вычисляют значения их коэфициентов С.
Эти значения сводят в таблицу, которой пользуются при рас-
четах (рис. 92).
д f мле
ЛГ50.20
0.043
0.2S
а/5
Стойка
til
<10
С
Л
ел»
in»moe
ПОЛК»
Рис. 92. Коэфнииенты С различных тел
П пятка»
war/пь.ча
| ЦчПиЯСр
Стойко
ЭЛЛЧП тччр
пМЯСччс'п.»
ILS
0.17
0.34
С-. 4
(.отвогмч
саОчатар
0.6 0.1
ч
В первой графе таблицы даны тела различной формы и пока-
зано направление потока воздуха (V) во время продувки; во
второй графе даны формулы для подсчета площади миделя
этих тел; в третьей графе даны коэфициенты сопротивления С
тех же тел.
По данным таблицы видно, что наибольшим сопротивлением
обладают тросы (С—0,6—0,7), плоская пластинка (С=0,64) и ради-
атор (С=0,4), а наименьшим — каплевидное тело (С=0,016). Это
ох
еще раз подтверждает сказанное выше о выгодности удобо-
обтекаемых тел.
В результате опытов было установлено, что коэфицнент С
зависит:
1. От формы тела.
Чем более удобообтекаемую форму имеет данное тело, тем
меньше его коэфицнент С.
2. От положения тела в потоке.
В зависимости от того, как расположено тело относительно
потока, коэфицнент С меняется очень сильно н главным обра-
зом за счет ухудшения плавности его обтекания.
3. От состояния поверхности тела.
Чем лучше обработана поверхность тела, чем лучше она
отполирована и чем меньше на ней выступающих частей (закле-
пок и пр.), тем меньше коэфицнент С. Особенно большую
роль при этом играет состояние поверхности передней части
тела.
Типовые задачи
1. Найти сопротивление воздуха для фюзеляжа, площадью миделя F = 1,5 .к’
при V = 60 м/сек, на высоте л = I 000 м, если его коэфицнент С = 0,15.
Определив по таблице стандартной атмосферы значение p = 0,U3 для
Н = 1 000 м, по формуле (4) получим:
R = С?ГУ» = 0,15-0,113• 1,5-60» = 91,5 Kt.
2. Определить вес, который может выдержать парашют, площадью F = 50 ж2,
опускающийся со скоростью V — 5 м/сек с высоты Н = 3 000 м, если лая
парашюта коэфицнент С = 0.7.
/? = C?FV* - 0,7 0,093-50.5» = 81Л кг.
3. Найти силу полного сопротивления радиатора /?, если площадь радиатора
равна 0,4 ж’. Самолет летит со скоростью V — 250 км/час, высота полета
Н — 4 000 ж; коэфиииент сопротивления радиатора С = 0,4.
Пересчитав скорость в км, час в м/сек, найдем, что
250 са. ,
V 3 g = 69,5 м/сек.
Тогда
R = 0,4.0,084 0.4-69,5» = 64,9 кг.
Из полученных результатов видно, что лаже при небольшой скорости
полета радиатор оказывает значительное сопротивление, вследствие большого
значения его кояфициента С.
« 15. ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ КРЫЛЬЕВ
Выше было установлено, что форма тела сильно влияет на
величину сопротивления, испытываемую им при движении
в воздухе. Поэтому, прежде чем перейти к изучению аэроди-
намических сил, возникающих на крыльях самолета в полете,
рассмотрим отдельные элементы крыла и его геометрические
характеристики.
Отдельные элементы крыла: ребро атаки, или передняя кромка
крыла, которая первой встречает поток набегающего воздуха;
ребро обтекания, или задняя кромка крыла; размах крыла I —
85
расстояние между его крайними точками, показаны на рис. 93
и не требуют пояснений.
К основным геометрическим характеристикам крыла относятся
его форма в плане, удлинение, хорда / про-
филь.
Форма крыла в плане. Контуры крыла могут быть самой
разнообразной формы (рис. 94): прямоугольной, трапецевидной,
прямоугольной с закругленными краями, эллиптической,стрело-
видной и др.
Прямоугольные крылья встречаются ng.MUt{a/,„l0t
сейчас очень редко, они имели большое ------—-------<
распространение вначале развития авиа- dxF-Г^И *)
ции. " *-----'
Рас. 03. Элементы крыла
. Рис. 94. Формы крыльев
н плане
Прямоугольные крылья с закругленными концами применя-
ются для бипланов и полуторапланов.
Трапецевидные крылья с закругленными концами являются
самыми распространенными, особенно среди монопланов.
Крылья эллиптические выгодны в аэродинамическом отноше-
нии, но очень сложны в производстве. Поэтому в чистом виде
они встречаются сравнительно редко.
Стреловидные крылья с закругленными краями встречаются
довольно часто. Вообще передняя кромка многих крыльев
выгнута назад, начиная от середины крыла.
Профиль крыла (вид крыла сбоку). Профилем крыла назы-
вается форма сечения крыла плоскостью, перпендикулярной
его размаху (на рис. 93 профиль заштрихован). Профили крыльев
различаются по своей форме и толщине.
По форме профили бывают симметричные и несимметрич-
ные. ,
К симметричным относятся профили с одинаковой выпукло-
стью верхних и нижних очертаний.
К несимметричным относятся плоские, вогнутые и выпуклые
профили (рис. 95). Эти названия обусловлены очертанием ниж-
них поверхностей крыла, так называемых обяоаов профиля.
Верхние обводы у профилей всех типов всегда выпуклые.
Форма профиля является одним из основных факторов, от
которого в большой степени зависят возникающие на крыле
аэродинамические силы.
86
Хорда крыла. Прямая, соединяющая ребро атаки и ребро
обтекания крыла (две наиболее удаленные одна от другой
точки профиля), называется хордой крыла b (см. рис. 93). Для
плоского и вогнутого профилей хорду берут по линии касатель-
ной к нижней поверхности профиля (рис. 95). Хорда выпуклого
и симметричного профилей проходит внутри профиля крыла.
Наряду с формой профиля, немалую роль играет и его отно-
сительная толщина с (рис. 96), то есть отношение наибольшей
высоты профиля h к его хорде Ь, выраженное в процентах:
с = |*100% (6)
Если с равно 5—8%, профиль называют тонким-, если с равно
8—13%. профиль называют средним-, при с большем 13%
профиль называют толстым.
Каждый из рассмотренных выше типов профилей обладает
своими особенностями и своими аэродинамическими характе-
ристиками. Наиболее
распространенными яв-
ляются средние и тон-
кие выпуклые профили
(для крыльев) и сим-
метричные (для хво-
стового оперения).
Удлинение крыла.
Характер обтекания
крыла, а следователь-
Рис. 95. Формы профилей
Рис. 96. Огпоси-
хслыия Т0.ПХ1ИГ1
h
профиля с — --
L— о--
но, и величина его силы сопротивления определяются не только
его линейными размерами, но и так называемым удлинением
крыла, показывающим, во сколько раз размах крыла больше
его хорды.
Удлинением X (ламбда) прямоугольного крыла называется
отношение его размаха к хорде. Его находят по формуле
£
ь •
Х =
<Л
где X—удлинение прямоугольного крыла (отвлеченная вели-
чина)*,
I—размах крыла;
Ь—хорда крыла.
Для вычисления удлинения крыльев любого очертания в пла-
не (трапецевидные, эллиптические и др.) применяют следующую
формулу:
Х = ^-, (8)
где 5—площадь крыла в "плане.
Таким образом, удлинением крыла любой формы является
отношение квадрата его размаха к площади в плане.
V’!нсние крыльев современных самолетов достигает зна-
чений a —G—12; у самолетов специального назначения (нанри-
87
мер, у ЦАГИ-25, на котором Герои Советского Союза Чкалов
и Громов летали в США) X = 13,75. Удлинение крыльев плане-
ров доходит до 20—25.
Типовые задачи
4. Найти удлинение прямоугольного крыла, если его площадь S = 22,5 м1,
а хорда b = 1,5 м.
Находим сначала размах крыла:
. S 22.5
/=Г=Т5 = ,5М-
Тогда удлинение крыла будет:
x='=£ = io.
О 1,5
5. Найти удлинение трапецевидного крыла, если его размах / = 12 сред-
няя хорда fcj = 1.6 м, а крайняя хорда Ьл = 0,8 м (рис. 97).
Находим площадь крыла. Она равна удвоенной площади трапеции с осно-
ваниями Ь, я bt и высотой у.
Тогда
Рис. 97. Схема
крыла
$ =2
5i+±>. 12 = 2ЬЦЛ8 • б = ил mi
Удлинение крыла будет:
Iff
14.4
= 10.
Р
S
X =
6. Найти относительную толщину профиля и отнести его к одной из трех
вышеуказанных групп.
а) Л = 35 см-, b — 3 м.
Л 1Лп 0,35-100
с = — • 100 = -—г—- = 11,7%— профиль средний,
v о
6) Л = 20 С.Щ Ь = 2,7 м.
е = т- • 100 = = 7,4% — профиль тонкий.
в) Л = 0,4 м; Ь = 2,5 м. .
„ к ТЛЛ 0,4-100 1йг,
С = — . 100 = — — 16% — Профиль ТОЛСТЫЙ.
• о
4 16 ОБТЕКАНИЕ КРЫЛА
„ /
Для выяснения причин возникновения аэродинамических сил
на крыле, рассмотрим картину его обтекания. Представим себе
крыло, расположенное в потоке воздуха таким образом (рис. 98),
чго между хордой крыла и направлением потока образуется
некоторый угол а (альфа).
Угол атаки крыла. Угол а, заключенный между хордой крыла
и направлением набегающего потока воздуха (рис. 98), назы-
вается углом атаки крыла.
88
Если воздух набегает под нижнюю поверхность крыла, угол
атаки будет положительным (рис. 98,в), В случае совпаде-
ния направления потока с хордой крыла угол атаки будет
равен 0е (рис. 98,6). Если же поток воздуха набегает на крыло
сверху, то угол атаки будет отрицательным (рис. 98,/?).
Угол атаки крыла является одной из наиболее важных характе-
ристик условий полета, так как в зависимости от его величины
обтекание крыла, а следовательно, и сила полного сопротивле-
ния резко меняются.
Сила полного сопротивления крыла. Обтекание крыла возду-
хом имеет много общего с обтеканием симметричного капле-
видного тела, но имеет и ряд особенностей. Обратимся к аэро-
динамическому спектру крыла (рнс. 99),
Рис. 98. Углы атаки
расположенного к потоку под углом атаки
а=0°. Сравнивая спектры обтекания крыла
и каплевидного тела, приведенного на
рис. 91, можно сделать следующие вы-
воды:
Ряс. 99. Азродичамический спектр крыла
1. Обтекание воздухом верхних, выпуклых поверхностей капле-
видного тела и крыла примерно одинаково.
2. Обтекание нижних поверхностей, несмотря па одинаковый
угол атаки, различно.
3. Сила полного сопротивления крыла /?направлена непарал-
лельно потоку, как у каплевидного тела, а под некоторым
углом 6 (тэта) к нему, отличным от нуля.
4. Поток воздуха за крылом скашивается вниз, что отсут-
ствует в аэродинамическом спектре каплевидного тела.
Как и у каплевидного тела, впереди крыла создается повы-
шенное давление, а сзади — пониженное; вследствие раз-
ности давлений и трения частиц воздуха о поверхность крыла
у ребра обтекания крыла образуются вихри. Разница в обте-
кании крыла по сравнению с каплевидным телом заключается
в том, что под крылом, как и впереди него, создается область
повышенного давления (по сравнению с давлением сверху
крыла).
Таким образом, причинами возникновения силы полного со-
противления крыла являются:
1. Разность давлений перед крылом (повышенное) и за ним
(пониженное).
2. Разность давлений под крылом (повышенное) и над ним
(пониженное).
3. Трение частиц воздуха о поверхность крыла.
| 89
Кок и всякая сила, сила полного сопротивления воздуха ха-
рактеризуется тремя факторами: величиной, напра-
влением и точкой приложения.
Величина силы R полного сопротивления крыла определяется
по формуле, аналогичной формуле (4):
R=C^SV^ нг. (9)
Новой величиной в формуле (9) является величина 5—пло-
щадь крыла в плане. Замена площади миделя F площадью
крыла в плане 5 объясняется тем, что для крыла она является
постоянной и более характерной.
Из формулы (9) видно, что сила полного сопротивления R
прямо пропорциональна массовой плотности воздуха, площади
крыльев в плане и квадрату скорости движения и зависит от
профиля крыла, его формы в плане, удлинения, угла атаки
крыла и состояния его поверхности.
Последние четыре зависимости характеризуются коэфициен-
том полйого сопротивления С.
Величина коэфицнента силы полного сопротивления опреде-
ляется во время продувок по формуле
с“^г- - ('«
Сила полного сопротивления крыла всегда отклонена назад
на некоторый угол б от перпендикуляра, восставленного к на-
правлению потока воздуха (рис. 99). Угол 6 зависит от формы
поофиля крыла и его углов атаки. Наименьшее значение
4 = 5-8°.
Вопрос о третьем факторе, характеризующем силу R, о
точке ее приложения, подробно разобран ниже (§ 24).
Тыновые задачи
7. Как изменится сила полного сопротивления крыльев R, если: а) увели-
чить скорость движения в 2 раза? б) уменьшить площадь крыла в 2 раза?
в) если, при прочих равных условиях, изменится высота полета с 2 000 м
«а 7 000 м?
Ответ: а) Сила /? увеличится в 22 = 4 раза.
б) Сила R уменьшится также в 2 раза.
в) Сила R уменьшится пропорционально уменьшению массовой
плотности, т. е. в
о 0,103 , „
Ж = 1172 раза’
8. Чему равно полное сопротивление крыла на высоте /У —5 000 н, если
«го площадь равна 50 ж». С = 0.05. а скорость полета V = 300 км/час!
Массовая плотность с „ = 0.075.
'5000
Пересчитываем скорость в м/сек.
Тогда
V = = 83.4 м/сек.
з,ь
а сила
R - 0,05 0,075 -50- 83.41 = 1 305 кс.
90
9. Найти коэфицневт полного сопротивления С, сеян продувка производи
ась при массовой плотности рр — 0,125, плошадь модели крыла 3 = 0,5 .к’,
орость воздуха в трубе V — 50 м/евк, а сила R на аэродинамических весах
оказалась равной 5,5 кг.
С = ~ 0Л25Д)~ 0,1йб2, ’
$ 17. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ СИЛЫ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА КРЫЛО
Выяснив возникновение силы /?, зная геометрические харак-
теристики крыла и его профиля, перейдем к более подробному
изучению аэродинамических сил, действующих на крыло, обте-
каемое потоком воздуха.
Такое крыло, движущееся в потоке воздуха под углом х
к нему, показано на рис. 100 с действующей на него силой
полного сопротивления R. Разложив силу R на два направле-
ния: перпендикулярно направлению потока воздуха (или напра-
влению движения крыла) и по направлению
потока, получим две составляющих ее —
силы Р и Q.
Сила Р, направленная всегда перпендику-
лярно к потоку, называется подъемной си-
лой крыла. Это и есть та сила, с помощью
которой самолет держится в воздухе. На-
правление подъемной силы ничем не свя- рис. 100. Схема сил
зано с направлением хорды крыла. Только на крыле
при одном угле атаки а = 0 подъемная
сила перпендикулярна к потоку воздуха и хорде крыла,так как
в этом Случае последние совпадают.
Сила Q называется лобовым сопротивлением крыла. Она на-
правлена всегда в сторону, обратную движению крыла, парал-
лельно направлению потока воздуха.
Очевидно, что для продвижения крыла в воздухе нужно
преодолеть только одну «оставляющую силы полного сопро-
тивления R—лобовое сопротивление Q, так как дру-
гая составляющая — подъемная сила Р— никакой затраты
мощности на себя не требует.
Чем больше подъемная сила крыла и чем меньше его
лобовое сопротивление, тем крыло в аэродинамическом отно-
шении лучше. Поэтому аэродинамическое качество крыльев
и оценивается отношением полезной, несущей силы Р к вред-
ной ецле лобового сопротивления Q.
Выясним причины возникновения и величину сил Р и Q
крыла.
§ 18. ПОДЪЕМНАЯ СИЛА КРЫЛА
Возникновение подъемной силы крыла с достаточной полно-
той можно обосновать законом Бернулли. Этим законом поль-
зуются для решения многих задач в различных областях тех-
ники. Устройство некоторых авиационных приборов и агрегатов
мотора также основано на этом законе.
9/
Закон Бернулли формулируется следующим образом:
— при движении струи жидкости или воздуха давлении
в струе уменьшается в том месте, где скорость движения воз!
растает, и, наоборот, увеличивается там, где скорость умень!
шается.
Так, например, если поток воздуха проходит через трубу!
с различными сечениями /, Н и III (рис. 101), то для не раз-1
рывности потока через каждое сечение трубы в единицу]
времени должно пройти одно и то же количество воздуха.
Сколько воздуха войдет в сечение 1 трубы, столько же должно!
его выйти из,сечения ///. Через более узкое сечение // только
в том случае пройдет в единицу времени такое же количество
воздуха, что и через сечение 1, если скорость воздуха в сече-1
нии II будет больше.
Таким образом, наибольшая скорость У2 будет в самом
узком сечении //, самая малая скорость У8 будет в наиболее
широком сечении ///.
С другой стороны, известно, что энергия струи не может
измениться (закон сохранения энергии). Если исключить тре-
. ние воздуха о стенки трубы, то вся
ч IV,,*I>V3 I ,1 и| энергия струи будет состоять из
— --- ti•— двух основных частей: кинетической
— р *• энергии струи (за счет скорости
ZZ — | " движения воздуха) и потенциальной
ZZ I —1-- - энергии ее (за счет давления воз-
духа в струе). Так как сумма их
Рис. 101. Закон Бернулли должна оставаться постоянной, то
в сечении II, где скорость потока
(кинетическая энергия) наибольшая, давление в струе
(потенциальная энергия) должно уменьшаться.
Таким образом, в сечении //, где скорость потока V., наи-
большая, давление Р2 будет наименьшим. В сечении ///, где
скорость потока У8 самая малая, давление в струе Р3 будет
наибольшим.
Можно привести много примеров, подтверждающих закон
Бернулли. »
Если создать движение воздуха между двумя параллельно
расположенными листами бумаги (рис. 102, а), то они не разой-
-жутся, как кажется на первый взгляд, а, наоборот, сойдутся
под действием сил А, так как скорость воздуха между листами
окажется большей, а давление соответственно меньшим,
чем снаружи.
Два судна, плывущие рядом по реке (рис. 102,6), могут
столкнуться, так как струя воды, попадающая между ними,
сужается, скорость в ней возрастает, а давление па-
дает, что заставляет пароходы под действием возникающих
сил Б приближаться друг к другу.
По этой же причине сильный ветер срывает крыши с домов
(рис. 102,а). Под крышей движения воздуха нет, — давление
повышенное. Над крышей воздух движется с большой
92
скоростью, вследствие чего давление снаружи понижается.
Возникает сила В, отрывающая крышу от стропил.
То же самое явление мы наблюдали и при изучении спектров
обтекания пластинки,
и 99). На всех этих
рисунках верiикаль-
ной чертой м пока-
заны места наиболь-
шего сужения или
поджатия струи, наи-
больших скоростей
потока и н а и м е н ь-
ш и х давлений воз-
духа.
Благодаря закону
каплевидного тела и крыла (рис. 89, 91
Рис. 10?. Примеры, подтверждающие зикок
Бернулли
Бернулли, становится
понятным появление
подъемной силы крыла.
Причины возникновения подъемной силы крыла. На рис. 103
видно, что струя воздуха, движущегося над крылом, суживается
и вследствие выпуклости верхней поверхности крыла должна
пройти больший путь, чем струя воздуха под крылом. Коли-
чество воздуха, набегающее на ребро атаки крыла, будет равно
тому его количеству, которое сбегает с ребра обтекания
только в том случае, если верхние частицы воздуха будут
двигаться быстрее нижних.
Тогда, вследствие больших скоростей, над верхней поверх-
ностью крыла, по закону Бернулли, создается пониженное,
а под крылом — повышенное
1*» давление. е
р 1 Кроме того увеличению разности
------------• давлений способствует криволи-
v----ней ное движение частиц воздуха,
~обтекающих крыло. При таком
“ л движении у частиц воздуха над
Рис. 103. Вояипкнлвение подъем- крылом возникают центробежные
ной силы Р силы а, которые стремятся ото-
рвать частицы воздуха от крыла,
вследствие чего давление над крылом станет еще меньше.
Под действием тех же центробежных сил а частицы воздуха
под крылом вогнутого и, в меньшей степени, плоского про-
фили прижимаются к нему, повышая давление под крылом.
Обтекание выпуклых профилей отличается от обтекания вогну-
тых тем, что центробежные силы частиц воздуха, движущегося
под крылом, направлены вниз. Все же, вследствие того, что
выпуклость профиля снизу крыла меньше, чем сверху, влияние
центробежных сил под крылом будет меньше, а давление здесь
окажется большим, чем над крылом.
Гаким образом, причиной появления подъемной силы крыла
является разность давлений под крылом и над ним.
.93
Иначе говоря, во время полета к верхней поверхности
крыла, благодаря пониженному давлению над ним, воздух не-
прерывно подсасывается, а нижней поверхностью крыла, вслед-
ствие повышенного давления, воздух непрерывно отбрасывается
вниз. Создается движение воздуха вниз.
Инертная масса воздуха, сопротивляясь этому отбрасыванию,
будет действовать на крыло снизу вверх с такой же силой,
с какой крыло отбрасывает воздух сверху вниз. Эта реакция
воздуха н будет подъемной силой крыла.
Отсюда можно сделать вывод, что самолет держится в воз-
духе вследствие реакции инертной массы воздуха, непрерывно
отбрасываемого вниз крыльями самолета.
Ббльшая часть всей подъемной силы крыла (примерно две
трети ее) создается за счет пониженного давления над крылом,
так как наибольшую роль в создании силы Р играет обтекание
крыла сверху. Поэтому нужно всемерно улучшать обтекание
верхней поверхности крыла (особенно у ребра атаки) и не
устанавливать на пес агрегатов, нарушающих обтекание или
затрудняющих его. В случае необходимости установить на
крыло какую-либо деталь (агрегат) лучше делать это не на
верхней поверхности крыла, а на нижней.
Не следует думать, что разность давлений под крылом и над
ним достигает больших величин. Если взять повышенное да-
вление под крылом равным 1 кг’см*, а пониженное давление
над крылом равным 0,99 к?.;см\ то 1 и* несущей поверхности
крыла создаст подъемную силу, равную 100 кг.
Действительно, перепад давлений равен 1—0,99 = 0,01 кг]см*.
Так как в 1 л1 заключается 100 X 100 см*, то общая подъемная
сила 1 площади крыла будет способна поддержать в воздухе
вес, равный 0,01 X 10 000 = 100 кг.
У самых лучших современных профилей перепад давлений
под крылом н над ним достигает 0,015— 0,02 кг/см3. Обычно
перепад у многих неплохих самолетов равен 0,006 — 0,008 кг/см*.
Этой небольшой разницы оказывается достаточно для того,
чтобы создать подъемную силу, способную поддержать само-
лет в воздухе.
Величина подъемной силы крыла определяется по формуле
Р~С#ЗУ*кг, (11)
где Р— подъемная сила крыла в кг;
Су—коэфициент подъемной силы (отвлеченная величина);
э— массовая плотность воздуха вл‘£,—;
S— несущая поверхность крыльев в м*;
V— скорость движения воздуха относительно крыла
в м'сек. t
Из формулы (И) видно, что сила Р зависит от тех же вели-
чин, что и сила R (за исключением коэфициента так как
первая является составляющей второй.
Подъемная сила крыла прямо пропорциональна массовой
п четности воздуха, площади несущей поверхности крыла и
квадрату скорости воздуха и зависит от формц профиля крыла
и его углов атаки.
Коэфициент подъемной силы Су. Зависимость подъемной
силы крыла от профиля крыла и его углов атаки выражается
коэфициентом подъемной силы Су, который является одной
из основных величин, характеризующих профиль крыла.
Как и коэфициент полного сопротивления С, коэфициент Су
определяется продувкой модели крыла в аэродинамических
трубах на разных углах атаки. На каждом новом угле атаки
с помощью аэродинамических весов измеряют подъемную
силу Р и определяют все остальные величины: р, S и V.
Числовое значение коэфициента подъемной силы подсчиты-
вают по формуле
<12>
Основными факторами, от которых зависит коэфициент Сг,
являются профиль крыла и его угол атаки.
$ 19. ЛОБОВОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ КРЫЛА
Ряс. 104. Возникновение лобового
сопротивления Q
Лобовое сопротивление крыла является одной из основных
характеристик для оценки крыла в аэродинамическом отно-
шении.
Выше было отмечено, что чем меньше лобовое сопротивле-
ние, тем аэродинамически выгоднее крыло, тем меньше полез-
ной мощности затрачивается на
продвижение его в воздухе.
Причины возникновения лобо-
вого сопротивления. Лобовое со-
противление крыла Q возникает
вследствие разности давлений пе-
ред крылом (повышенное) и за
ним (пониженное) и в результате
трения частиц воздуха о поверх-
ность крыла (рис. 104).
Чем лучше профиль крыла, чем
он более удобообтекаем, тем
меньше сила Q; чем глаже поверх-
ность крыла, чем оно лучше обра-
ботано снаружи, чем меньше на
крыле посторонних деталей, тем
меньше его лобовое сопротивле-
ние.
Кроме того, лобовое сопротивление увеличивается за счет
вихрей, образующихся на концах крыльев (рис. 105). Вихри воз-
никают вследствие стремления частиц воздуха перейти из
области повышенного давления под крылом в область пони-
женного давления над ним.
Рис. 105. Образование яххрел на
концах крыльев
95
Интенсивность вихрей растет с увеличением разности давле-
ний под крылом н над ним. Чем меньше удлинение крыла,
тем энергичнее вихреобразование на его концах и тем больше
лобовое сопротивление. С увеличением удлинения крыла
лобоное сопротивление уменьшается.
Профильное и индуктивное сопротивление. Силу лобового сопротивления
крыла Q, всегда направленную параллельно потоку, против движения крыла,
можно разделить из две основные части: профильное н индуктивное сопротиЗ
вленке, т. е.
<? = <?,+ (?/<«, (13)
где Q„ — профильное и Q, — индуктивное сопротивление крыла.
Профильное сопротивление возникает в результате разности давления перед
крылом (повышенное) и за ним (пониженное) и трепня частиц воздуха о по-!
верхность крыла (рис. 104). Сила Qp направлена всегда по потоку.
Профильное сопротивление зависит от формы профиля, неровностей на
поверхности крыла п угла атаки. У толстых профилей, при прочих равных
условиях, Qp больше, чем у тонких.
Неровное™ на поверхности крыла увеличивают профильное сопротивление;
особенно это относится к передней кромке крыла. Поэтому на некоторых
металлических самолетах, где обшивка крыла крепится заклепками, у ребра
атаки делают клепку впотай; это
4
составляет основную часть
сопротивления. Другая часть
сопротивления, связанная
давления впереди и сзади
возрастает па больших углах
Риг. 106. Возникновение индук-
тивного сопротивлении
намного снижает профильное сопротивление
крыла. По этой же причине вся поверх-
ность крыла должна быть хорошо отпо-
лированной или ровно окрашенной.
Изменение углов атаки почти не влияет
на ту часть профильного сопротивления,
которая зависит от трения воздуха о
крыло. На малых углах атаки сопротивле-
ние трения
профильного
профильного
с разностью
крыла, резко
атаки. Вследствие этого профильное со-
противление ил больших углах атаки также
резко возрастает.
Индуктивное сопротивление. Во время
полета под крылом создается повышенное,
а над крылом—пониженное давление. Раз-
ность этих давлений вызывает движение
частиц воздуха на концах крыльев из об-
л ста повышенного давления в область
пониженного давления (см. рис. 105).
Вслетствпе этого на концах крыльев создаются вихри, вращающиеся внутрь,
навстречу один другому (рпс. 106, в).
Эти вихри действуют па всю массу воздуха, обтекающего крыло, придавая
ей дополнительную скорость UP, пяправлеш1ую вниз. Ближе к осям вихрей, на
концах крыльев, скор, егь W больше, по мере удаления к середине крыла она
уменьшается. Вихри отклоняют поток воздуха' вниз на угол Ат, называемый
углом сноса потока (рис. 106, б). Отклонение потока ил угол Ат уменьшает
угол атаки крыла.
Извне воздух набегает га крыло со скоростью V под углом атаки а. Сло-
жив скорость И с дополнительной скоростью U1', получим новую, истинную
скорость потока V/, составляющую с крылом новый угол атаки . Очевидно, что
новый угол атаки а, меньше прежнего а и как разня величину скоса потека Аа.
Без учета скоса потока подъемная силл Р перпендикулярна направлению
скорости И; благодаря скосу пЛока, еялз Р отклонится назад и займет поло-
жение Pit перпендикулярное направлению сксросш Vt (подъемная сила всегда
перпендикулярна направлению скорости воздуха;.
Так как крыло (самолет) продолжает двигаться по направлению 1/, к кото-
му поиая подъемная сила Р( оказывается направленное под углом, не рап-
90°. то сила Р{ даст составляющую Q/, действующую в направления,
"лпятном движению крыла. Эта составляющая подъемной силы и есть ин.чук-
0 ное сопротивление крыла. Чем больше подъемная сила, тем больше ин-
1уктивное сопротивление крыла; если Р = 0, то и —0.
''с увеличением удлинения крыла интенсивность вихрей на его концах
ямсньшастся. Кроме того вихри действуют на большую (чем при малом удли-
н-нни) массу воздуха, поэтому их влияние на поток будет меньше; скос
потока и индуктивное сопротивление Qi уменьшатся.
Сила (?/, сложенная с профильным «противлением крыла, увеличивает
его лобовое сопротивление Q.
На малых углах атаки индуктивное сопротивление мало и поэтому основ-
ную часть силы Q составляет профильное сопротивление. С увеличением углов
атаки основную часть лобового сопротивления Q составляет индуктивное
сопротивление.
Величина силы лобового сопротивления. Величина силы ло-
бового сопротивления определяется по формуле
Q = Cj>SP кг. (14)
Новой величиной в этой формуле является коэфициент ло-
бового сопротивления Сх; остальные значения те же, что
и в формуле подъемной силы крыла.
Лобовое сопротивление крыла прямо пропорционально мас-
совой плотности воздуха, площади крыла, квадрату скорости
движения и коэфицненту Сх, который зависит от формы крыла
(профиль, очертания, удлинение), обработки его поверхности
и от угла атаки.
Коэфициент лобового сопротивления. Зависимость лобового
сопротивления от профиля и формы крыла, от обработки его
поверхности и углов атаки характеризуется коэфициентсм силы
лобового сопротивления Сх, являющимся наряду с коэфициец-
том Су основной характеристикой профиля.
Числовое значение Сх определяют по формуле
(15)
получая все необходимые данные одновременно с данными для
коэфициента подъемной силы Cv после продувок в аэродинами-
ческой трубе. Коэфициент Сх является отвлеченной величиной
и, как установлено опытами; нулю никогда не равен.
Выше было сказано, что угол б, заключенный между силами
PnR, не может равняться нулю. Теперь это становится понятным.
В самом деле, раз невозможно равенство С, = 0, то и сила Q
не может быть равна нулю. Поэтому сила R за счет лобового
сопротивления (одной своей составляющей) будет всегда откло-
нена от подъемной силы крыла (второй своей составляющей)
на какой-то угол 0.
Тыновые задачи
с !?\лНа?ти ПОДЪСМ11УЮ силу и лобовое сопротивление крыла площадью
° -ои ж’, движущегося в воздухе со скоростью 36 м'сек, если Су = 0,25.
<-г —0,016, а условия полета нормальные: р — 0,125 . Выяснить, во
сколько раз Р больше Q.
7—Курс теории самолсгоп
97
По формуле (11) находим:
р = = 0,25 0,125-50-363 = 2 025 кг.
По формуле (14) находим:
Q = C.pSV3 = 0,016-0,125-50-36’ = 129,6 кг.
Подъемная сила больше лобового сопротивления в
Р 2025 1вв
Q ~ 129,6 “ 15,6 р9М
Тот же результат мы могли получить и не подсчитывая значений Р и Q,
а взяв отношение их конфициеитов.
= 15,6.
сх т
II. Найти необходимую площадь крыльев, если требуемая подъемная сила
р = 3 600 кг, скорость движения V=40 м>сек, а Су = 0,4. Условия полета
нормальные.
Р _ 3600
5 “ (ГЛ7’’ 0,4-0,125-40’ = 40
12. Найти значения коэфициентов Су и Сг, если во время продувок было
получено: V = 18 м'сек, S = 0,0064 м3, Р = 0,036 кг, Q = 0,006 кг. Продувка
производилась в нормальных условиях.
г _ Р , .... 0,036
~ 0,125-0,0064- 18» “ ’
с Q = O.OOQ _
•* pSU’ 0,125-0,0064-18»
§ 20. КАЧЕСТВО КРЫЛА
Выше мы разобрали, как возникают подъемная сила крыла,
необходимая для поддержания самолета в воздухе, и лобовое
сопротивление, на преодоление которого затрачивается мощность
мотора. Величина этих сил зависит от многих факторов, к числу
которых- в первую очередь следует отнести влияние профиля
крыла. ч
Для оценки профиля крыла (его выгодности) лучше всего
сравнить между собой полезную подъемную силу крыла и вред-
ную силу лобового сопротивления. Этим мы найдем третью
основную величину, характеризующую вместе с коэфициен-
тами Су и Сх аэродинамические свойства крыла.
За величину, определяющую аэродинамическую выгодность
крыла, принимают отношение подъемной силы крыла к лобовому
сопротивлению, или число, показывающее, во сколько раз сила Р
больше силы Q.
Величина отношения подъемной силы крыла к его лобовому
сопротивлению называется аэродинамическим качеством К крыла:
К “ Q = с г ‘ (16)
Иначе аэродинамическое качество крыла может быть пред-
ставлено как отношение между весом поднимаемого крылом
98
груза и затраченной на это» силой. Очевидно, чем выше
качество, тем более выгодным является крыло.
Качество крыла зависит о>т углов атаки, формы крыла
и профиле и в плане и от удлинения крыла.
Наибольшим качеством обладают тонкие, двояковыпуклые
профили, хотя они и не имеют,- больших значений коэфициентов
подъе-мной силы. Наряду с небольшими значениями коэфи-
циентов Су, коэфициенты лобового сопротивления таких про-
филей намного меньше, чем у Лругих профилей, поэтому качество
крыла, равное отношению этих коэфициентов, оказывается
довольно высоким (20 — 25 у лучших профилей).
Благодаря малому лобовому сопротивлению, такие профили
выгодно применять на скоростных самолетах. Что касается
подъемной силы, необходимо^ для поддержания веса самолета,
то при малых значениях коафициента С ее можно получить
за счет больших скоростей.
Толстые профили, с вогнутой нижней поверхностью, обладают
самыми высокими значениями но вместе с тем имеют
наибольшие коэфициенты С*. Поэтому их качество значительно
меньше, чем тонких профилей, и находится в пределах 11—15.
Средние по толщине профили имеют качество, равное 18—20.
На качество крыла влияет также и его форма в плане.
Крылья с прямоугольными очертаниями, без закруглений на
концах, без плавных переходов в стыке с фюзеляжем об-
ладают, при прочих равных условиях, меньшим качеством, чем
крылья с закругленными краями. Подавляющее большинство
современных самолетов имеет крылья именно таких плавных
очертаний.
Лобовое сопротивление крцла связано с его удлинением зависи-
мостью, заключающейся в том, что если увеличивать удли-
нение крыла, то его лобовое
сопротивление будет умень-
шаться. Это объясняется тем,
что с увеличением удлинения
крыла уменьшается вихреобразо-
ванне на его концах (см. рис. 105),
от которого зависит величина
силы Q. Поэтому с увеличением
удлинения качество крыла уве-
личивается, с уменьшением удли-
нения оно снижается. Измене-
ние качества крыла можно изо-
бразить графическим способом.
Из рассмотрения рис. 107 вид-
Ркс. 107. Качество и угол качества
крыла
но, что вместе с качеством крыла
меняется и угол 6 между подъемной силой Р и силой полного
сопротивления
При угле атаки а„ с максимальным качеством крыла Ки1вс = 15,
угол , невелик. При угле »таки л, качество К» = 3, но угол 6, —
большой. ‘
7»
99
Рис. 10Я. Опреде-
ление коэфкциен-
та С
Вспомнив сказанное ранее об угле характеризующем
наклон силы R назад (вследствие наличия силы лобового сопро-
тивления Q), можно сделать вывод, что он тесно связан с каче-
ством крыла. Поэтому угол между подъемной силой н силой
полного сопротивления называют углом качества крыла 0.
Зависимость угла 0 от качества крыла может быть выражена
следующим образом: с увеличением качества крыла угол 0 умень-
шается, с уменьшением качества крыла, наобо-
рот, растет.
Такая связь дает возможность просто и на-
глядно оценить аэродинамическое качество
крыльев: чем больше лобовое сопротивле-
ние крыла, тем больше отклонена назад
сила R, тем больше угол качества и тем
хуже качество крыла. Угол качества 6 можно
получить графических! путем, зная значение
коэфициентов Су и Сх для какого-либо угла
атаки. Для этого нужно построить прямоуголь-
ник (рис. 10S), стороны которого в масштабе
равнялись бы заданным значениям С\, (вектор АБ)
и Сх (вектор АГ). Угол между диагональю АВ этого прямо-
угольника и стороной АБ, соответствующей Су, и будет углом
качества 0. Диагональ АВ построенного таким образом прямо-
угольника является коэфициентом полного сопротивления С.
По рис. 107 видно, что R2 = Iх + Q1 (теорема Пифагора);
аналогично этому по рнс. 108 видно, что С* = С? + Тогда
С = (17)
« 21. КРИВАЯ ЛИЛИЕНТАЛЯ ДЛЯ КРЫЛА
Для того чтобы более на- с
глядно представить изменение
коэфициентов С (подъемной Q7£3
силы) и Сх (лобового сопро-
тивления) с изменением углов о.б
атаки строится так называе-
мая кривая Лилиенталя.
Кривая Лилиенталя(рис. 109)
является очень важным гра-
фиком, по которому можно
находить ряд величин, харак-
теризующих профиль крыла.
Построение кривой. По верти-
калькой оси ординат (рис. 109) откла-
дывают значения коэфициентов подъ-
емной силы Су для определенного
профиля; по горизонтальной осн
абсцисс — значения коэфициентов
лобового сопротивления С, для
того же профиля. Для Сх масштаб
берется обычно в 5 раз крупнее, так
Ш
II
гог
о/
аг
0.2
а
3
109. Характерные углы атаки па
кривой Лилиенталя
С./Ю"
IV
-в"
БЧй)
0.04 О.Ов 0.Ю 0.12 О.ТВ 0,
Рис.
о
100
г0 значения по сравнению с Су очень малы и при одинаковых масштаба:
*,’к бЫ трудно уловить изменение Сж по углам атаки. Углы атаки в граду*
* оазмечают на самой кривой.
С3 Bit 1 кривой Лилиенталя в одинаковых масштабах для обоих коэфициентов
пП)1Веден ня рис. 110.
"^ь'пнпзя Лилиенталя, приведенная на рис. 109, построена для одного профиля
данным нижеследующей таблицы.
Таблица
аэродинамических характеристик профиля
.. -* -5 -3 —1 0 3 6
—0,175 0,04 4,38 0,179 (\025 0,102 0 0,014 0 0,014 0,08 0,008 10 0,0805 0,15 0,011 13.6 0,15 0,24 0,013 18,4 0,24 о.з 0,015 20 0,3
8 11 13 15 18 20 22
с’. к с 0,37 0,019 19,5 0,37 0,5 0,03 16,7 0,501 0,57 0.045 12,7 0,572 0,65 0,061 10,7 0,653 0.7 ' 99 0,/08 0,6 0,125 4.8 0,612 0,5 0,15 3^ 0,522
Су
-С.2-1 ‘
Рис. 110. Кри-
вая Лилиенталя
в одинаковых
масштабах
Пользование кривой Лилиенталя и характерные углы атаки.
По кривой Лилиенталя можно найти значения коэфициентов С-
и Сл для любого угла атаки. Так, для угла атаки а = 18»
Су — 0,708, а Сл — 0,10 (рис. 109). Кроме этого по кривой Лилиен-
таля легко проследить изменение коэфициентов Су, Ся, С
и изменение качества крыла по углам атаки.
Изменение коэфициента Су происходит следующим образом:
На угле атаки а= — 3° (точка а) коэфицнент подъемной
силы Су = 0. Этот угол а!аки называется углом атаки нулевой
подъемной силы, так как здесь сила Р также равна нулю, или
углом отвесного пикировании, так как на этом угле атаки само-
лет производит отвесное пикирование.
С увеличением угла атаки до a = 0n, С,, довольно быстро
растет до значения, примерно равного 0,14 (точка б). Эта осо-
бенность— создавать подъемную силу даже при угле атаки
ав0 — является характерной чертой всех несимметричных
профилей, что объясняется неодинаковым обтеканием верхней
и нижней поверхности крыльев. У симметричных профи-
лей, при угле атаки а = (г>, коэфицнент подъемной силы Су— 0,
так как обтекание обеих поверхностей крыла совершенно оди-
наково.
По мере дальнейшего увеличения угла атаки С,, растет
(вначале г же быстро, как и до точки б, а на больших
углах атаки — медленнее) до точки в, которой соответствует
наибольшее значение Су. Этот угол атаки называется
101
Рис. 111. Возникновение
отрицательной подъем-
ной силы
личивается, причем
критическим »крж, а соответствующий коэфициент подъемной
силы Су „кс.
На кривой Лилиенталя С/1М(ге находят проведением к ней
горизонтальной касательной 11—П. Точка касания в даст крити-
ческий угол »крИ1. равный 18°, которому соответствует наи-
большее значение коэфициента подъемной силы С>1МЖ, равное
0,708 (рнс. 109).
Дальнейшее увеличение углов атаки (за критический) при-
роста подъемной силы не дает, и коэфициент Су начинает
уменьшаться.
Критический угол атаки называют иногда посадочным, так как
посадку самолета обычно производят на углах атаки, близких
к <*«₽«•
Наибольшим значением Сумвм (до 0,9) обладают толстые,
несимметричные профили, что делает их очень выгодными для
применения на грузоподъемных тяжелых самолетах. Большие
значения коэфициентов CytmK у этих профилей объясняются
большой разницей в характере обтекания сильно выпуклой
верхней поверхности крыла по сравнению с плоской или вогну-
той нижней его поверхностью.
Симметричные и тонкие профили имеют гораздо меньшие
значения СУ1МК (0,4 —0,5).
На кривой Лилиенталя еще можно отметить ее нижнюю
часть (ниже оси Сд), в пределах которой значения Су отрица-
тельные.
Физический смысл этого сводится к тому, что при больших
отрицательных углах атаки крыла повышенное давление со-
здается не под ним, а над его верхней
поверхностью; пониженное давление при
этом создается под крылом. Поэтому
подъемная сила будет направлена не от
нижней поверхности крыла к верхней, как
обычно, а наоборот, от верхней поверх-
ности к нижней, как это показано на
рис. 111.
Изменение коэфициента Сх. С увеличе-
нием углов атаки коэфициент Сх уве-
значение его никогда не равняется
нулю.
Наименьшее значение Сх будет примерно между углом
атаки а —0м и углом атаки нулевой подъемной силы.
Значение коэфициента Схмвя находят проведением вертикаль-
ной касательной IV—IV к кривой Лилиенталя. Точка касания (г)
дает искомый угол атаки, равный —1°; при этом значение
Сл ми»—0,01 (см. рис. 109).
Наименьшими значениями коэфициентов лобового сопротив-
ления обладают симметричные и тонкие профили. У лучших из
НИХ СЖМИИ доходит до 0,004.
102
значение С = 0,522 (вектор Оа),
мощью циркуля на ось Сг От
у толстых, несимметричных профилей лобовое сопротивле-
ние значительно больше. Слмии таких профилей доходит до
001-0,02. I
' Изменение коэфициента С. Если кривая Лилиенталя построена
0 одинаковых масштабах (рис. 110), то, соединив начало ко-
ординат (точка О) с какой-либо точкой на кривой для лю-
бого угла атаки, например для а«=22° (точка а), мы получим
л z отложив его величину с по-
____ _ _ л Одновременно с определением С
на такой кривой можно наглядно увидеть угол качества 6
в его натуральную величину.
По кривой, данной на рис. 109, вследствие разных масштабов
получить таким способом значение коэфициента С нельзя;
в этом случае, определив величину коэфициентов Су и Сх
по графику (рис. 109), значение С высчитывают пр фор-
муле (17).
Значение коэфициента полного сопротивления С на большом
диапазоне углов атаки практически почти не отличается от зна-
чений коэфициента подъемной силы Су (см. таблицу на стр. 101).
На угле атаки нулевой подъемной силы коэфициент С = Сх\
с увеличением углов атаки до критического — С также увели-
чивается; на углах атаки, больших \ри,. коэфициент С, как и Су,
начинает уменьшаться.
Изменение качества К. По кривой Лилиенталя, построенной
в разных масштабах (см. рис. 109), нельзя найти также и истин-
ную величину угла качества 9, но оценивать качество профиля
на различных углах атаки путем сравнения углов, соответству-
ющих углу в, можно и по ней. Совершенно очевидно, что каче-
ство крыла на угле атаки <х = 6- больше, чем при а =19°, так
как в первом случае линия 01, проведенная из начала коорди-
нат, составляет с осью Су меньший угол, чем угол между
линией ОШ и той же осью Су для угла атаки а = 19° (хотя эти
углы и не являются истинными углами качества). Предложен-
ный для сравнения способ очень прост и нагляден; поэтому
по кривой Лилиенталя легко проследить, как меняется качество
крыла по углам атаки.
На угле атаки нулевой подъемной силы (точка а), на кото-
ром С, = 0, качество крыла также равно нулю.
С увеличением углов атаки качество крыла увеличивается,
так как угол качества уменьшается и при каком-то угле атаки
достигает наибольшего значения КМ1КС (точка д).
Угол атаки, которому соответствует наибольшее качество,
называется наивыгоднейшим углом атаки. Обозначим его aHi.
У большинства профилей значение наивыгоднейшего угла атаки
®н, находится в пределах от 6 до 9*’. Угол качества 0 в этом
случае имеет наименьшее значение. На кривой Лилиенталя этот
угол находят проведением к ней касательной OI из начала
координат. Точка касания д укажет ана, так как угол 9 между
касательной и осью Су будет наименьшим.
10Л
Рис. 112. Обтекание крыла на
больших углах атаки
Чтобы йайти числовое значение нужно значение С
для этого угла атаки разделить на соответствующее значе-
ние Сг.
С дальнейшим увеличением углов атаки (после наивыгодней-
шего) угол качества увеличивается, а качество крыла умень-
шается; на критическом угле атаки оно будет намного меньше,
несмотря на то, что значение Су здесь наибольшее. Это проис-
ходит вследствие того, что вместе с ростом Су увеличивается
и Сд, причем на углах атаки, близких к критическому, Сл растет
значительно быстрее, чем Су. Поэтому отношение Су!Сх стано-
вится меньше.
Углы атаки с одинаковым качеством находят проведением
секущей ОШ через кривую Лилиенталя, которую линия 0111
пересекает в двух точках: а = —1,5° и а = 19°. Вследствие тогЗ,
что угол между секущей О/// и осью Су для этих углов атаки
общин, качество крыла в обоих случаях будет одинаковым.
Влияние удлинения крыла на качество крыла, установленное
нами в $ 20, должно найти свое отражение и на кривой
Лилиенталя.
У крыла с бблыиим удлинением вихреобразование па концах
крыльев меньше; это уменьшает лобовое сопротивление и его
коэфицнент Сх при тех же значениях С,,. Вследствие этого кри-
вая Лилиенталя для крыла с большим удлинением должна пойти
гораздо круче, ближе к оси Су\ углы качества крыла с боль-
шим удлинением соответственно’ меньше, а самое качество
больше.
Таким образом, с увеличением удлинения ^рыла растет его
качество, а кривая :Лнлиенталя, приближаясь к оси Су, проходит
гораздо круче.
« 22. ОБТЕКАНИЕ КРЫЛА НА БОЛЬШИХ УГЛАХ АТАКИ
no*Kpi&5fr Лилиенталя видно, что по мере увеличения углов
атаки до критического коэфицнент подъемной силы хотя и
растет, но медленнее,чем на ма-
лых углах атаки. С увеличением
же углов атаки за критический
значение Су начинает падать. Это
объясняется нарушением плавности
обтекания крыла на больших углах
атаки.
Причины падения Су за
Обтекание крыла на малых и боль-
ших углах атаки резко различается.
Это видно на рис. 112, где изобра-
жен аэродинамический спектр кры-
ла на больших а.
Частицы воздуха обтекают профиль не ровными, плавными
"труйками, как эт^ происходи’ на малых углах атаки, а менее
плавно; воздушный ноток не прижимается к крылу, а, ндобо-
104
специальные устройства,
Рис. 113. Крыло с закрытым
предкрылком на критическом
угле атаки
р0Т> беспорядочно двигаясь, отрывается от его верхней по-
верхности сейчас же за передней кромкой; начинается образо-
вание вихрей, более интенсивное, чем при обычнйх углах атаки
,i гораздо ближе к ребру атаки крыла, почти сразу за ним.
Вследствие вихрей, над крылом уменьшается скорость дви-
жения воздуха и повышается его давление. В итоге разность
давлений под крылом и над ним хотя и остается, но стано-
вится меньше, вследствие чего коэфицнент подъемной силы
также уменьшается.
Уменьшается Су у различных профилей неодинаково: наиболее
резко у тонких и вогнутых профилей и менее резко у толстых
и симметричных профилей.
Такое явление очень нежелательно. Чтобы устранить его, на
современных самолетах применяют
которые не только задерживают па-
дение Су за критическим углом атаки,
но ещё и увеличивают значение
Су М1КС •
Способы увеличения С..И<Ж(.. Для
увеличения С мс крыльев применяют
предкрылки, закрылки, простые щит-
ки, щитки Цапа и др.
Крыло с предкрылком изображено
на рис. 113. Здесь показано крыло
с неотклонениым предкрылком, пред-
ставляющим собою небольшое кры-
лышко (заштриховано), плотно при-
легающее к ребру атаки основного
крыла.
Если предкрылок плотно прижат
к ребру атаки, обтекание крыла на
больших углах атаки происходит так
же, как у обычного крыла.
Если предкрылок открыт (рис. 114),
обтекание крыла резко улучшается,
так как струя воздуха, проходящая
сквозь щель между крылом и предкрылком, смывает вихри
с верхней поверхности крыла, увеличивая там скорость движе-
ния воздуха. Скос потока от предкрылка как бы поджимает
струю воздуха к основному крылу, улучшая его обтекание.
Вследствие увеличения скорости воздуха, давление над крылом,
по закону Бернулли, понизится, разность давления под крылом
и над ним станет больше и коэфицнент С., также увели-
чится.
При полете на больших углах атаки крыло с предкрылком
дает следующие преимущества по сравнению с нормаль-
ным крылом:
1. Значительно (на 45—50%) увеличивается С* »с: от обыч-
ного значения 0,7 до значений 1,0—1,1.
Рис. 114. КрЛо с открытым
предкрылком на критическом
угле атаки
105
2. Увеличивается значение критического угла атаки на 10—12°
(от 20° примерно до 32°), чем отдаляется угол атаки, при кото-
ром начинается срыв струй воздуха.
Недостатки крыла с предкрылком заключаются в еле-
дующем:
1. Вместе с увеличением Су, но только гораздо быстрее его,
увеличивается коэфициент Сх. Вследствие этого качество крыла
с предкрылком уменьшается, особенно на малых углах атаки,
где Су фактически не меняется, а Ся резко возрастает.
2. Крыло с предкрылком, вследствие большого значения
««риг (и угла наклона оси фюзеляжа к горизонту в момент
посадки), требует очень высокого шасси, что невыгодно по
аэродинамическим и конструктивным соображениям.
3. При полете на .малых х с открытым предкрылком под ним
образуются большие завихрения, увеличивающие сопротивле-
ние крыла. Кроме того при полете на этих углах сам пред-
крылок имеет значительные отрицательные углы атаки, благо-
даря чему его собственная подъемная сила направлена вниз.
Это также ухудшает работу крыла.
Чтобы избежать этих недочетов при полете на малых а,
предкрылок должен быть плотно прижат к крылу. Открывать
его следует только при полете на
больших а, например в момент при-
земления, чтобы уменьшить скорость
посадки, так как последняя произво-
дится на угле атаки, близком к кри-
тическому (несколько меньшем его).
Крылья с одним предкрылком сей-
час почти не применяются.
Крыло с закрылком показано на
рис. 115 (опущенный закрылок за-
штрихован).
Рис. 115. Крыло с закрылком
В этом случае увеличение Сум(|кс достигается за счет искрив-
ления профиля и большей его вогнутости, образующейся при
опускании закрылка. Наилучшнй результат дает опускание за-
крылка вниз примерно на 30—40°.
Кроме того С>Ю|(с увеличивается за счет того, что воздух
проходит в щель между основным крылом и опущенным
закрылком, смывая этим вихри у ребра обтекания крыла,
чем увеличивается скорость движения воздуха над крылом в его
передней части. Это приводит к понижению давления над кры-
лом и росту С>м<мс.
У крыла с закрылком СуMiKC увеличивается на 50—559/0 по
сравнению с нормальным крылом, но критический угол атаки
не возрастает, а, наоборот, даже немного уменьшается (на 2—4°).
На рис. 116 изображены кривые Лилиенталя для одного и того же
профиля с различным положением закрылка. Из сравнения
кривой для исходного крыла с нейтральным закрылком и кри-
вой при закрылках, опущенных на 40 ' вниз, видно, что С^ыс
106
трос от 0,71 примерно до 1,2, то есть на 70® в, а уменьшился
от 203 Д° 16-
у комбинированных разрезных крыльев, имеющих н закры-
Лок и предкрылок (рис 117), увеличивается и за счет
Рис. 116. Кривые Лилиенталя крыла с за-
крылком
предкрылка и за счет за-
крылка на 80—85®.о, а крити-
ческий угол атаки увеличи-
вается на 4—6°.
Про. той щиток изобра-
жен на рис. 118. Увеличе-
ние Суиги крыла с простым
щитком достигается увели-
чением вогнутости про-
филя крыла и образованием
разрежения в пространстве
между отклоненным щит-
.Предиршшн
поило#
Рис. 117. Крыло с предкрыл-
ком и закрылком
ком и нижней поверхностью крыла. Благодаря этому разре-
жению, воздух, движущийся над крылом, подсасывается к его
ребру обтекания, смывая вихри над крылом. Скорость воздуха
увеличивается, — давление его па-
дает, а коэфициент СГ|ик стано-
вится больше. Наилучший резуль-
тат дает отклонение щитка при-
мерно на 60°. Простые щитки уве-
личивают CyiltK на 70 — 80% по
сравнению с обычным крылом.
Щиток Цапа, изображенный на
рис. 119, в отличие от простого
щитка, кроме вращения вокруг
своей оси а, может быть еще ото-
двинут назад вместе с нею, так что
точка а займет положение 6. В пра-
вом верхнем углу показан щиток
Цапа в нерабочем положении.
Работа щитков Цапа и простого
в основном одинакова, и увеличе-
ние С,макс у щитка Цапа происхо-
дит вследствие тех же причин: Ряс. 119. Щиток Цапя
увеличения вогнутости профиля
крыла и уменьшения внхреобразования над крылом, благодаря
пониженному давлению, создающемуся между щитком и нижней
поверхностью крыла. Помимо того, благодаря отодвиганию
107
щитка назад, происходит как бы увеличение несущей поверхЛ
ности крыла, что еще больше увеличивает эффективность дейЛ
ствия щитка Папа.
Увеличение CytUKt в целом доходит до 80 —85°/0. Наиболее!
благоприятный угол отклонения щитков Цапа равен примерно]
50е. Критический угол атаки крыла со щитком Цапа почти на
меняется (уменьшается на 1—2“).
Из всех приведенных способов увеличения коэфициента С„м11с1
наиболее выгодными являются щитки Цапа. Однако, ввиду!
большой конструктивной сложности, их применяют сравнительно
редко. Чаще всего применяют простой щиток и разрезное.
крыло с закрылком.
$ 23. КРИВАЯ ЛИЛИЕНТАЛЯ ДЛЯ САМОЛЕТА
Кривая Лилиенталя, построенная для самолета, отличается от
кривой для изолированного крыла. Объясняется это тем, что
величина подъемной силы всего самолета практически не пре-
вышает подъемной силы одних крыльев, в то время как лобо-
вое сопротивление всего самолета значительно больше лобового
сопротивления крыла.
Различают следующие части самолета: несущие — те, которые
создают подъемную силу — крылья самолета, и ненесущие — те,
которые подъемной силы нс создают, — шасси, фюзеляж, хво-
стовое оперение н др. (подъемная сила, создаваемая горизон-
тальным оперением и фюзеляжем, невелика и обычно в расчет
не принимается).'
Подъемная сила самолета. Подъемная сила самолета рав-
няется подъемной силе его крыльев.
ч Р =Р .
Равенство этих сил можно заменить равенством их коэфи-
ииентов:
Су сам = Су »р' (18)
Практически это означает, что кривая Лилиенталя самолета
по значениям коэфициентов подъемной силы Су ничем не будет
отличаться от кривой Лилиенталя крыла.
Лобовое сопротивление самолета. Пренебрегая подъемной
силой ненесущих деталей самолета, мы не можем этого сде-
лать в отношении лобового сопротивления тех же ненесущих
деталей, так как их роль в общем сопротивлении всего само-
лета очень велнка.
Лобовое сопротивление самолета равно лобовому сопро-
тивлению крыла Q плюс лобовое сопротивление всех ненесу-
щих деталей, которое называется вредным сопротивлением QBpt
т. е. •
* » Q-p + РВР (19)
108
Рис. 120. Кривая Лилиенталя для самолета
атаки вредное сопротивление меняется
Соответственно коэфициент лобового сопротивления самолета
аиен сумме коэфициентов лобового сопротивления крыльев и
вредного сопротивления самолета, т. е.
С.^ = С.„ + С,„. (20)
г не Схяр — коэфициент вредного сопротивления самолета, кото-
рый учитывает сопротивление всех ненесущих деталей.
н Так как коэфициент лобового сопротивления самолета Схеам
больше Сл крыла на величину Сх , то кривая Лилиенталя для
самолета должна находиться правее кривой Лилиенталя для
крыла на величину Схвр
Чтобы не переносить кривую Лилиенталя крыла вправо, можно
отнести влево начало координат Ох (рис. 120) на величину Слрр,
постоянную для всех
углов атаки, оставляя
самую кривую на ме-
сте. Началом коорди-
нат кривой Лилиенталя
для самолета будет
точка О, от которой
нужно вести отсчет
коэфициентов Слс1м-
Так, для угла атаки
а = 1°, Сгс1М = 0,048
(вектор аа). Отрезок
аб показывает коэфи-
циент вредного сопро-
тивления Сж в? = 0,028,
а отрезок бв показы-
вает коэфициент ло-
бового сопротивле-
ния крыла Схкр = 0,02.
С изменением углов
очень мало; поэтому QB|>
по величине считают постоянным, а изменение его от положе-
ния частей самолета (шасси, фюзеляж) в воздушном потоке не
учитывают.
Качество самолета. Так как подъемная сила самолета равна
подъемной силе крыла, а лобовое сопротивление самолета
больше лобового сопротивления крыла, то, очевидно, качество
самолета на одном и том же угле атаки будет меньше качества
крыла.
Положение это подтверждается и рассмотрением кривой Ли-
лиенталя для самолета (рнс. 120), из которой видно, что угол
качества крыла 0ьр меньше угла качества самолета 0свм Если
у крыльев максимальное качество доходит до 22—25, то у само-
летов оно значительно меньше (10—12 в среднем). У некото-
109
рых самолетов максимальное качество больше; так, напрЛ
мер, у самолета ЦАГИ-25 оно равно 17,5.
Наивыгоднейшис углы атаки крыла и самолета также не c<J
впадают. Наивыгоднейший угол атаки самолета несколько болыц|3
чем нанвыгоднейший угол атаки крыла, н на кривой Лилием
таля сдвинут вверх (рис. 120).
Из сказанного очевидно, что вредное сопротивление ненесу!
щих деталей самолета намного ухудшает его качество и, следо!
вательно, летные данные.
Влияние вредного сопротивления особенно ощутительно н|
больших скоростях полета, и в настоящее время, когда само!
леты летают с скоростями 400—600 км!час, особое значение при4
обретает работа, направленная к уменьшению Q.p (вспомним,
что лобовое сопротивление возрастает гораздо быстрее ско4
рости: если скорость возросла в 2 раза, то лобовое сопроти-
вление увеличится в 4 раза). Так, например, потери скорости у
самолетов с неубирающимся шасси, в особенности зимой при
полетах с 'лыжами, могут доходить до 35—40 нм/час; при ско-
рости V до 250 нм,час Qmtcca — 4—5% от QC1M , при скорости V
до 450 нм<час Qeitt,= 15—25% от Q„„.
Способы уменьшения вредного сопротивления самолета. Для
уменьшения вредного сопротивления современных самолетов
применяются следующие конструк-
тивные мероприятия:
1. Убирающиеся в полете шасси
и костыль, что позволяет увели-
чить скорость полета на 15—20%.
2. Обтекатели на колесах неуби-
рающихся шасси; применение их
уменьшает Сх колес в 2—2,5 раза.
3. Фюзеляжи удобообтекаемых
форм; выбором удачной формы
фюзеляжа можно уменьшить Сгфюз
в 2—3 раза (рис. 121).
4. Кольцевые капоты Тауненда для моторов воздушного
охлаждения, которые, имея профиль, подобный профилю крыла,
выпрямляют поток, обтекающий мотор, и вместе с тем создают
некоторую дополнительную силу А, направленную вперед. Эта
сила частично уменьшает Q,p (рис. 122).
С той же целью применяются капоты NACA (рис. 123), которые
представляют собой изогнутые дуралюминовые листы, обра-
щенные выпуклостью наружу. Принцип работы капотов NACA
основан на улучшении обтекания фюзеляжа струйками воздуха,
выходящего из-под капота, и па уменьшении сопротивления
их при движении внутри капота, что достигается специально
подобранной формой носовой части фюзеляжа и формой изгиба
капота.
5. Зализы в местах стыка крыльев с фюзеляжем и в других
местах, где необходимо уменьшить вихреобразование (рис. 123).
110
Рис. 121. Вдивние формы фюзе-
ляжа на его С-
б. Придание всем выступающим наружу деталям хорошо об-
текаемых форм; для этого все, что только возможно, убирается
внутрь фюзеляжа и крыльев, а поверхность наружных деталей
тщательно обрабатывается.
Рис. 122. Самолет Бепиг Р-26
7. Уменьшение размеров фюзеляжа, оперения и других дета-
лей с целью уменьшения общей поверхности, о которую про-
исходит трение^астнц воздуха.
8. Уменьшение площади радиаторов, новые типы их, а также
новые способы охлаждения двигателей (испарительная система,
охлаждение высококипящими жидкостями и др.).
Типовые задачи
13. Найти лобовое сопротивление колеса размером 900 X 200 мм бе»
обтекателя и Q, »того же колеса с обтекателем, при скорости V = 400 км,'час,
высоте полета Н- 5000 м, если С , = 0,25 (без обтекателя) и (?„ = 0,045.
Площадь F, обтекателей равна ОД м\
Находим площадь миделя обоих колес.
Тогда
а
Fj = 2 • 0,9 • 0,2 = 0,36 ж».
Q, = С ,, pFjV» = 0.25 0,075
<?> =• РFt V» = 0,045 0,075 • 0,5 • III» - 20.8 кг.
117
Применение обтекателей даже с увеличенной площадью миделя уменьшило
лобовое сопротивление колес в 4 раза.
14. Сравнить сопротивление фюзеляжей типа а и типа а (рис. 121), если высота
полета Л= 2 000 м, F^Kt = 12 м‘, а скорость полета вначале = 200 км/час,
а затем V, = 400 км/час.
Рис. 124. Схема
стоек
V, — 200 км/час т 55,5 м/сек;
(?, = Си pFP = 0,0447 • 0,103 • 1,2 • 55.51 = 17 кг;
Q, = С,, r.FV* = 0,1275 • 0,103 • 1,2 • 55,5’ = 49,6 кг,
!•» = 400 км/час s; 111 м/сек;
Oz = 0,0447 • 0,103 • 1,2 • 111» = 68 кг;
Q, = 0,1275 • 0,103 • 1,2 111» = 194 кг.
Сопротивление фюзеляжа хорошей формы (Q, и (?3)
примерно втрое меньше сопротпвления фюзеляжа худшей
формы (Qa и QJ.
15. Сравнить сопротивление стойки цилиндрической
формы без обтекателя и в обтекателе, если длина стойки
7=1,8 м, а наибольшая ширина d=7 см, при V—360 км/час
н высоте полета Н —\ ОСО м. Сх\ цилиндрической стойки
равен 0,4, а в обтекателе Сл = 0,065.
Находим площадь миделя (рис. 124):
F = 1,8 • 0Д7 = 0,126 и’;
<?i = 0,4 • 0,113 • 0,126 • 1003 = 57 кг — цилиндрическая
стойка;
Qj = 0,065 • 0,113 0,126 • 100’ = 9 кг — в обтекателе.
Очевидно, что разница в сопротивлениях намного
перекрывает дополнительный вес обтекателя.
Приведенные задачи хорошо показывают роль формы тела
в его сопротивлении и способы, при помощи которых можно
уменьшить вредное сопротивление самолета. •-
л*
f 24. ЦЕНТР ДАВЛЕНИЯ КРЫЛА
Течка приложения аэродинамических сил и характер ее пере-
мещения являются, наряду с коэфициентами Су, Сх и качеством
крыла, важнейшими характеристиками свойств профиля.
Точка приложения равно-
действующей аэродинамиче-
ских сил крыла R называется
его центром давления.
Обычно за центр давления
(ц. д.) принимают точку пере-
сечения силы полного сопро-
тивления R с хордой крыла
(рис. 125).
Так же как величина и на-
Рис. 125. Положение и. д. на больших
углах атаки
правление силы R, положение
центра давления данного профиля зависит от его формы и угла
атаки, от того, как распределяется давление по хорде крыла.
Распределение давлений по хорде крыла. На рис. 125 пока-
зано обтекание крыла в полете на больших углах атаки. По
рисунку видно, что наибольшее сужение струи воздуха, а следо-
112
силы Р и силы полного сопро-
находится ближе к передней
на этом угле атаки
Рис. 126. Положение и. д. на малых
углах агаки
крила
Рис. 127. Обтекание
на угле атаки пулевой подъ-
емной силы
рлтельно, и наибольшая скорость его будут у передней кромки
ьрыла в сечении м. Очевидно, что и разность давлений под
ьрылом и над ним будет наибольшей именно в этой точке м.
Если графически изобразить, как меняется давление вдоль
хорды крыла, то эту зависимость покажет кривая абв, высшая
точка которой б совпадает с сечением м. За счет разности да-
влений под и над крылом создается сила Р, приложенная ближе
к тем точкам хорды, где разность давлений самая большая.
Точка приложения подъемной силы Р и силы полного сопро-
тивления
кромке крыла. Это и будет поло-
жением центра давления на боль-
ших углах атаки.
Рис. 126 показывает характер
обтекания крыла при угле атаки
а — О'. В этом случае наиболь-
шие сужение и скорость струи
воздуха (сечение м) находятся
ближе к задней кромке крыла.
Кривая ав распределения давлений по хорде сместится своей
вершиной б к ребру обтекания. Подъемная сила Р окажется
приложенной ближе к ребру обтекания. Центр давления займет
более заднее положение.
На рис. 127 мы видим тот же профиль, но движущийся под
углом атаки нулевой подъемной силы. Такое положение крыло
занимает при отвесном пикировании самолета. В данном случае
наибольшее сужение струи получается в двух местах: на ниж-
ней поверхности крыла—в сечении и на верхней поверх-
ности крыла — в сечении мл.
У ребра атаки повышенное давление будет над верхней по-
верхностью крыла, а пониженное — у нижней поверхности. Это
создаст силу Pv направленную от верхней поверхности профиля
к нижней. У ребра обтекания повышен-
ное давление будет под нижней, а по-
ниженное—над верхней поверхностью
крыла. В итоге создается сила P.lt на-
правленная от нижней поверхности
крыла к верхпей. Распределение давле-
ния по хорде крыла в этом случае пока-
зывают кривые абв и где (рис. 127).
Таким образом, на крыле возникает
пара сил Р, и Рг, равных друг другу,
направленных перпендикулярно потоку
воздуха, но в разные стороны. Поэтому
подъемная сила крыла Р на этом угле
атаки равна нулю, а угол атаки называется углом атаки
нулевой подъемной силы. Пара сил Р. и Р„ стремится уменьшить
угол атаки крыла.
Как известно из механики, пара сил не имеет точки приложе-
ния. Поэтому за центр давления крыла на угле атаки нулевой
8-Курс теории самолетов / / J
подъемной силы принимают точку пересечения силы лобового со-
противления Q с хордой крыла или с ее продолжением.
При углах атаки, еще более отрицательных, когда начинает
возникать отрицательная подъемная сила Р, центр давления
„скачком- приближается к передней кромке крыла (рис. 111).
Перемещение центра давления различных профилей. У не-
симметричных профилей (плоских, вогнутых, выпуклых) центр
давления перемещается следующим образом.
На больших отрицательных углах атаки центр давления крыла
находится у его ребра обтекания. С увеличением углов атаки
центр давления быстро перемещается вперед, при этом чем
больше угол атаки, тем медленнее перемещается вперед центр
давления. Такое явление наблюдается до критического угла
атаки, на котором центр давления займет самое переднее поло-
жение, примерно 30»/. длины хорды крыла, считая от его ребра
атаки. С увеличением углов атаки за критический центр давле-
ния перемещается обратно, к ребру обтекания крыла.
Таким образом, можно сделать выводы:
1. У несимметричных профилей с увел ичением углов
атаки до критического центр давления перемещается вперед,
а с уменьшением углов атаки от критического —
назад, к ребру обтекания.
2. С увеличением углов атаки за акрпт центр давления несим-
метричных профилей перемещается от ребра атаки крыла назад,
к его ребру обтекания.
3. На обычных летных углах атаки центр давления несим-
метричных профилей перемещается в диапазоне от 30 до 60%
глубины хорды крыла.
У симметричных профилей на летных углах атаки центр
давления с увеличением углов атаки плавно перемещается на-
зад, от ребра атаки по направлению к ребру обтекания.
Чем более выпукла верхняя и вогнута нижняя стороны про-
филя, тем дальше от передней кромки крыла отстоит центр
давления.
Наиболее резко перемещается центр давления у толстых во-
гнутых профилей, менее резко — у выпуклых и симметричных.
Свойство центра давления более или менее резко изменять
свое положение с изменением углов атаки сказывается на устойчи-
вости крыла самолета. Ухудшение устойчивости усложняет упра-
вление самолетом.
r.taaa IV*
ВИНТОМОТОРНАЯ ГРУППА
Для того, чтобы самолет мог держаться в воздухе, нужна
подъемная сила, которая возникает только во время движения
самолета. Но при движении самолета вместе с подъемной силой
возникает и сила лобового сопротивления, и до тех пор, пока
114
она не будет уравновешена или преодолена, нормальный полет
невозможен.
Следовательно, для полета самолета в направлении его дви-
жения должна быть приложена сила тяги. Эту силу тяги Ф
и создает винтомоторная группа.
< 25. ВОЗДУШНЫЙ ВИНТ
Винтомоторная группа (в. м. г.) состоит из мотора с воздуш-
ным винтом, закрепленным на его валу. Мощность мотора исполь-
зуется пиитом для движения самолета.
'Принцип работы воздушного винта. Подъемная сила крыла
возникает вследствие реакции отбрасываемой вниз массы воз-
духа. Воздух отталкивается крылом вниз, а реакция воздуха —
подъемная сила крыла — направлена н обратную сторону —
вверх. По этому же принципу работает и воздушный винт.
Вращаясь, воздушный винт беспрерывно захватывает некото-
рое количество воздуха и с большой скоростью отбрасывает
его назад. Масса воздуха сопротивляется этому отбрасыванию
с такой же силой, с какой винт толкает воздух назад. Сопроти-
вление воздуха отбрасыванию или его реакция, направленная
вперед, толкает винт, а с ним и самолет, по направлению его
движения. Эта реактивная сила и является силой тяги.
Таким образом, тяга винта Ф создается вследствие реакции
отбрасываемой назад массы воздуха.
Элементы воздушного винта. Основные элементы винта изо-
бражены на рис. 128. Вращается винт вокруг оси 00 по напра-
влению стрелок с.
Рис. 128. Элементы винта
Диаметром винта D называется расстояние между концами
его лопастей. Длина одной лопасти (считая от центра вращения)
называется радиусом винта R. Для винтов трехлопастных (рис. 75)
за диаметр винта принимают диаметр круга, описываемого винтом
при вращении, или двойной радиус его лопастей.
Провернув винт на моторе так, чтобы он занял горизонталь-
ное положение, рассмотрим поперечное сечение винта / на рас-
стоянии г от осн вращения 00. Тогда мы увидим элемент
лопасти винта, изображенный на рис. 128, б (заштрихован), имею-
щий такие же профиль и хорду, как и сечение крыла.
Профили элементов лопасти винта чаще всего слегка выпук-
лые или плоские; их относительная толщина несколько меньше,
чем у профилей крыла. Лопасти винта закручены вдоль его длины
так, что все сечения винта располагаются к плоскости его вра-
щения под разными углами, называемыми углами наклона.
Углом наклона элемента лопасти <р (фи) называется угол,
образуемый хордой элемента лопасти и плоскостью, в которой
вращается винт. Угол наклона tf у всех винтов более или менее
резко уменьшается от ступицы к концам лопастей.
Как и у крыла, сечение лопасти имеет переднюю, более тол-
стую кромку, которая называется ребром атаки, и заднюю,
более топкую кромку—ребро обтекания.
Передняя, более выпуклая, поверхность элемента лопасти назы-
вается лицевой стороной или спинной сечения винта (она всегда
обращена вперед, по полету). Задняя, менее выпуклая, поверх-
ность называется рабочей стороной элемента лопасти.
J 26. ОСНОВНЫЕ. ХАРАКТЕРИСТИКИ ВИИТА
К основным характеристикам винта, определяющим его работу
в полете, относятся шаг винта, скольжение и угол атаки.
Шаг винта характеризуется установкой лопасти к плоскости
вращения и определяется расстоянием, которое проходит винт
за одни оборот. Это расстояние называют теоретическим шагом
винта. D нормальном полете за один оборот винт не проходит
расстояния, равного шагу, а несколько меньшее.
Для выяснения причин этого рассмотрим подробнее движение
винта в воздухе и в какой-либо неподатливой среде.
Теоретический шаг винта. Движение винта в неподатливой
среде имеет некоторое сходство с движением обычного болта.
Обыкновенный болт за один полный
оборот проходит в гайке расстояние,
называемое шагом нарезки Н. При этом
любая точка болта, например а, пройдет
путь абз (рис. 129), представляющий
собою винтовую линию, так как точка а,
кроме движения вправо, перемещается
еще и по внутренней цилиндрической
поверхности гайки.
Представим себе, что в точке а укре-
Рнс. 129. Шаг обыкновен-
ного болта
плено перо, а болт плотно обвернут бу-
магой, как бы заменяющей гайку; тогда
перо изобразит па бумаге путь точки а
в виде винтовой линии абз. Если раз-
вернуть этот лист бумаги, мы увидим ту же винтовую линию
в виде диагонали аз прямоугольника амд, по которой точка а
в действительности и двигалась; перемещение же ее вдоль оси
болта в гайке, равное аг, будет шагом нарезки Н. Очевидно,
Рис. 130. Шаг воздуш-
ного винта
что путь точки а зависит от радиуса болта г (шаг Н прямо
ппопорционален ему) и от угла <р наклона резьбы (чем больше
vroi наклона резьбы, тем больше шаг).
- Подобную картину мы наблюдаем и у воз-
яу итого винта. На рис. 130 винт движется
вправо по направлению силы тяги Ф, вра-
щаясь по стрелке с. Элемент лопасти е дви-
жется по поверхности воображаемого ци-
линдра радиуса г (на этом расстоянии эле-
мент е отстоит от оси вращения 00).
Путь элемента е за один оборот воздуш-
ного винта показан винтовой линией АБВ.
Если путь элемента лопасти е изобразить на
бумаге и затем, как в примере с простым
болтом, развернуть ее, мы снова получим
прямоугольник АГВД, по диагонали кото-
рого АВ должен двигаться элемент лопасти
в течение одного полного оборота винта.
Расстояние АГ, равное ВД, пройденное
элементом е за это время, является теоре-
тическим шагом винта Н. Однако такое рас-
стояние винт пройдет только при движении
в твердой, неподатливой среде. При движе-
нии винта в воздухе картина будет несколько
иной.
Итак, теоретическим или геометрическим
шагом винта Н называется то расстояние,
которое он может пройти за один оборот
при движении в неподатливой среде.
Таким образом, движение элемента лопа-
сти е является сложным, так как он одно-
временно
радиуса г
АД — Ч~г)
перемещается в двух направлениях: по окружности
(при этом элемент е пройдет за один оборот путь
и по направлению полета 00 (за счет этого движе-
ния элемент е должен пройти тео-
ретический шаг Н). Истинный путь,
пройденный элементом е, равен раз-
вернутой винтовой линии АВ, а угол,
образованный винтовой линией АВ
с плоскостью вращения АД, равен?
углу наклона лопасти <?.
Из сказанного видно, что на вели-
чину шага воздушного винта влияют
радиус г элемента винта и его угол
наклона о. У любого винта угол на-
клона его элементов является пере-
п менпои вдоль лопасти величиной,
к Пл^’..У котоР°го теоретический шаг во всех сечениях лопа-
шага.
или г3
Рис. 131. Винты с постоянным
и переменным вдоль лопасти
шагом
пи тот же> называется впитом постоянного
рактнчески это значит, что на любом радиусе rt, г:
117
и а. Их разность (Л—а)
Рис. 132. Определение тео-
ретического шага винта Н
вдоль лопасти шаг элемента лопасти не изменяется, то есть
= (рис. 131,0).
Винты, у которых шаг элементов лопасти по ее длине не-
постоянен, называются винтами переменного шага. Практически
это значит, что шаг элементов лопасти такого винта зависит
от того, в каком сечении его находят. Рис. 131,6 показывает
этот винт; на трех радиусах г,, rt и гг, взятых вдоль лопасти,
теоретический шаг элементов неодинаков. Обычно к концу
лопасти шаг увеличивается, и тогда Нг>Hv
Для удобства сравнения шаг таких винтов определяют
в сечении, отстоящем от оси вращения на расстоянии г, равном
трем четвертям полного радиуса винта R, т. е. при г=*/4^?
(рис. 131,6).
Винты переменного шага выгоднее потому, что, будучи по-
ставлены на самолет, они дают несколько больший коэфициент
полезного действия, чем винты постоянного шага.
Практическое определение теоретического шага винта. Отличить пл-глаз,
кткого шага иинт, конечно, нельзя. Определение шага винта пронзподят сле-
дующим образом (рис. 132).
Винт кладут на плоскую плиту П и с помощью угольника измеряют высоту
показывает превышение точки В сеченый над
точкой С. Затем измеряют проекцию Ь сечении
лопасти на плиту. Имея эти данные, находят
теоретический шаг винта по формуле
Н - 2хг • *• (21)
где г—расстояние от ваятого сечения до оси
вращения винта.
Чтобы узнать постоянный пли переменный
шаг у винта, такое определение производят
2 — 3 раза, для нескольких сечений лопасти.
Если шаг во всех случаях получился один —
винт постоянного шага, в противном случае —
переменного.
Мпжет возникнуть вопрос: каким образом разные элементы
одного и того же винта могут проходить за одни оборот раз-
ный путь Н? Чтобы правильно ответить на этот вопрос, нужно
помнить, что теоретический шаг есть путь, который винт м о-
жет пройти при движении в неподатливой среде. В действи-
тельности винт движется в воздухе. Поэтому сечения его ло-
пастей проходят обычно другой шаг, отличный от теорети-
ческого.
Движение винта в воздухе. Воздушный винт движется в воз-
духе, который является достаточно подвижной и податливой
средой. Поэтому винт не проходит полного расстояния Н,
а какую-то часть его как бы проскальзывает.
Часть теоретического шага винта, которую он нс прохо-
дит вследствие податливости воздуха, называют скольжением
винта S (рис. 133).
Вследствие скольжения воздушного винта расстояние, прой-
денное им за один оборот, будет меньше теоретического
118
шага Н на величину скольжения 5, причем двигаться он будет
уже не по диагонали АВ (рис. 130), а по прямой АК.
' То расстояние, которое воздушный винт проходит при дви-
жении в воздухе за один оборот, называется его поступью или
действительным шагом На.
Сплошные линии на рис. 133 показывают действительное
перемещение винта —его поступь На. Пунктиром показано то
положение винта, какое он занял бы при движении в неподат-
ливой среде, без скольжения.
Таким образом, теоретический шаг винта Н состоит из двух
частей: поступи На и скольжения 5.
/У = //а + 5л. (22)
Если известны скорость полета и число
оборотов винта в секунду, поступь винта
можно найти по формуле
м, (23)
'*ссх
где V —скорость полета самолета в м сех-}
nctK —число оборотов винта в секунду.
Формула (23) показывает, что при по- Рис. гЗЗ.Постукьискол»-
стоянных оборотах поступь винта прямо жекме винта
пропорциональна скорости полета, а при
постоянной скорости — обратно пропорциональна числу оборо-
тов винта. В действительности с увеличением пкк скорость
полета и поступь винта также увеличиваются.
Та же формула (23) показывает, что в любой момент полета
все элементы лопасти имеют одинаковую поступь, так как по-
ступательная скорость* самолета и число оборотов винта п.ех
для всех сечений лопасти винта одинаковы.
Зная теоретический шаг винта Н и найдя его поступь На по
формуле (23), можно найти скольжение винта 5 по формуле
S = H — Ha м.
(А)
Это будет абсолютное скольжение винта. Обычно пользуются
величиной относительного скольжения 50ТН.
<25)
где 5 — абсолютное скольжение, а Н — теоретический шаг
винта.
У самолетов различных типов скольжение винта неодинаково.
У скоростных самолетов оно доходит до 15%, у тихоход-
ных— до 30—40% от теоретического шага винта.
Скольжение винта уменьшается с увеличением скорости
и увеличивается с ее уменьшением. Чем больше скорость %
119
Рио. 134. Скорости элемента
лопасти
тем больше и поступь На, и при постоянном шаге Н (так как/оц
от скорости нс зависит) скольжение 5 должно уменьшаться. Та-
ким же путем можно доказать, что с уменьшением скорости
полета скольжение увеличится.
Таким образом, с изменением скорости полета будут ме-
няться и поступь винта и его скольжение.
Поступь и скольжение винтов переменного шага. У винтов
с постоянным и переменным шагом поступь у всех сечений одна.
Разница между такими винтами заключается в том, что эле-
менты винтов постоянного шага имеют одинаковое скольже-
ние, а у винтов с переменным шагом — скольжение раз-
ное.
Это и объясняет, как может работать винт с переменным
теоретическим шагом. Его действительный шаг —поступь
На — одни у всех сечений лопасти, а скольжение 5 и теоре-
тический шаг Н разные.
Скорости движения элемента лопасти. Выше мы установили,
что движение элемента лопасти является сложным, и склады-
вается из поступательного и вращательного движения. Рас-
смотрим порядок определения сум-
марной скорости движения элемента
лопасти и его угла атаки.
На рис. 134, а изображено сечение
винта, установленного на моторе
в горизонтальном положении.
В вертикальной плоскости откла-
дывают вектор скорости вращения и
в м;сен, которая зависит от числа
оборотов винта п расстояния от рас-
сматриваемого сечения до оси вра-
щения. Скорость и находят по фор-
муле
п = 2-г-псе1( м/сек, (26)
где псел — число оборотов винта в се-
кунду.
По горизонтали отложен вектор скорости V движения само-
лета. Скорость движения определяется по формуле
и = Л7а.лСО( мсек. (27)
Тогда истинной скоростью движения элемента лопасти, как
по величине, так и по направлению, будет скорость W.
Удобнее рассматривать то же явление обтекания лопасти, но
считать элемент лопасти неподвижным, а воздух — набегающим
на него (рис. 134,6).
В этом случае вектор ПА покажет скорость н, с которой
поток набегает па элемент винта в плоскости его вращения.
Вектор МП покажет скорость V потока, набегающего на эле-
мент лопасти при движении самолета вперед. Наконец, сум-
720
.цруюший вектор МА покажет истинное направление и ско-
рость потока воздуха IF.
Скорость воздуха W у различных сечений винта будет раз-
ной. причем разница получается за счет скорости вращения и,
зависящей от радиуса г. Чем дальше сечение лопасти от осн
вращения винта, тем больше скорость и и скорость W.
Угол атаки элемента лопасти. Углом атаки а элемента ло-
пасти называется угол, образуемый направлением потока воз-
духа W и хордой элемента лопасти (рис. 134,6).
''Угол атаки элемента лопасти зависит от соотношения сто-
рон треугольника скоростей АМП, то есть от скорости по-
лета V и скорости и в плоскости вращения винта, которая для
данного сечения зависит только от числа оборотов.
* Очевидно, что и остальные основные характеристики винта
будут зависеть от соотношения скоростей И и и.
Влияние скорости полета и числа оборотов на угол атаки,
поступь и скольжение элемента лопасти. Влияние изменения
скорости полета можно проследить по рис. 135, который по-
Рис. 135. Изменение угла атаки, сколь-
жения н поступи винта с изменением
скорости полета
казывает, как меняется угол
атаки элемента лопасти при
изменении скорости полета,
если обороты мотора не ме-
няются. Такое явление может
произойти в полете, если лет-
чик, не меняя оборотов мо-
тора, перейдет, например,
с горизонтального полета на
подъем или на крутое сни-
жение. Тогда при постоянных
оборотах мотора скорость по-
лета изменится. •
Рис. 135, а показывает ра-
боту винта на месте, напри-
мер, во время пробы мотора на земле. Поступательная скорость
У=0, но вращательная скорость и имеется. Истинная скорость IF
совпадает по величине и направлению со скоростью враще-
ния и. Угол атаки элемента лопасти при этом наибольший,
ранный углу наклона сечения, то есть а = f. Так как самолет
стоит на месте, поступь винта Н„ — 0. Скольжение равно тео-
ретическому шагу = Относительное скольжение
«= 100%.
С появлением скорости движения V, при тех же оборотах,
угол атаки и скольжение элемента лопасти уменьшаются,
а поступь становится больше (рис. 135,6).
При дальнейшем увеличении скорости полета направление
истинной скорости IV может совпасть с хордой элемента
лопасти (рис. 135, а). Тогда угол атаки и скольжение элемента
лопасти будут равны нулю, а поступь окажется равной теоре-
тическому шагу винта. Если еще больше увеличить скорость V,
то угол атаки и скольжение элемента станут отрицательными,
121
Рнс. 136. Влияние
оборотов (или ско-
рости вращения)
винта на угол ата-
«к элемента допасти
а поступь пинта окажется больше теоретического шага
(рис. 135, г).
Следовательно, с увеличением скорости полета, при постоян-
ных оборотавинта, угол атаки и скольжение элемента ло-j
пасти уменьшаются, а поступь увеличивается. С уменьшением
скорости V произойдет обратное явление-
Если скорость полета оставить неизменной, но изменять
число оборотов мотора, то с увеличением числа оборотов
и скорости вращения винта угол атаки элемента лопаете бу-J
дет также увеличиваться (рис. 136). Такое явление можно j
наблюдать, сравнивая подъем и снижение само-]
лета. Скорости движения самолета могут бытм
одинаковыми, а обороты мотора при подъеме!
должны быть значительно больше, чем при!
снижении.
Чем больше число оборотов винта при по-1
стоянной скорости полета, тем больше угод-
атаки элемента лопасти; чем меньше число
оборотов, тем меньше угол атаки. Изменение
скорости V и числа оборотов винта влияет
па величину угла атаки по-разному (увеличение
скорости уменьшает угол атаки, увеличение
оборотов — увеличивает его). Поэтому при
одновременном изменении оборотов и скорости
нельзя заранее сказать, как изменится угол
атаки. Все будет зависеть от того, насколько
изменились обороты и скорость и чье влияние окажется
сильнее.
Тппозые задачи
16. НайтЪ теоретический шаг винта, если г =100 см, Л = 215 .«.и,
а = 135 мм, Ь = 17,7 см (рис. 132).
По формуле (21) найдем
Н = = 2-3.14-1,0 . — = 2,84 м.
17. Найти поступь и скольжение винта, если скорость полета V = 300 км/час,
обороты винта п =2000 об, мин, а шаг Н =3,2 м.
По формуле (23) поступь
Найдем скорость в м/сек-.
300 .. , ,
V = -7Г-Г- = 83,4 мсек
и число оборотов винта в секупау
п 2000 ,
= То = “5о" 3 33,3 об/се •
Тогда поступь винта
У_
я«к
129
появление кото-
Рис. 137. Аэродина-
мические силы эле-
мента лопасти винта
Рис. 138. Силы тяги и
сопротивления враще-
нию винта
Скольжение винте $ вяйлем по формуле (24):
5 = Н-На = 3,2—2.5 = 0,7 м.
Огпосительное скольжение
С Л 7
Зог- = „ •100 = ЗУ • м» = 21.в^0.
I 27. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ СИЛЫ ВИНТА
Во время полета на каждый элемент винта набегает поток
воздуха, скорость которого IV' неодинакова по размаху ло-
пасти (к концу лопасти больше, чем у середины).
Вследствие этого на каждом элементе лопасти винта возни-
кает сила полного сопротивления г (рис. 137),
рой объясняется в основном теми же причи-
нами, что и у крыла. Такие же силы г возни-
кают во всех сечениях винта. Сумма сил г от-
дельных элементов лопасти винта создает равно-
действующую силу /? па каждой лопасти.
В основном сила R винта не отличается от
силы R крыла, поэтому все сказанное ранее о
последней может быть целиком отнесено и
к винту. Отличием является то, что сила R
винта дополнительно увеличивается за счет
вихреобразования, вызванного большими ско-
ростями вращения винта.
Разложим силу г, возникшую на элементе лопасти винта, на две
составляющие; силу тяги элемента /, направленную по оси враще-
ния, и силу сопротивления вращению эле-
’ мента <], расположенную в плоскости ира-
‘ щения винта, и рассмотрим силы q и /,
каждую в отдельности.
Силы f расположены параллельно осн
вращения винта и направлены всегда
вдоль нее. Такие силы / возникают
в каждом сечении винта. Сложив их, мы
получим суммарные силы тяги каждой
лопасти Фх и Ф2 (рис. 138, а), равные одна
другой и приложенные на расстоянии г
от оси вращения.
Равнодействующая сил Ф1 и Ф2 — сила
тяги всего винта Ф — равна их сумме и
приложена в центре ступицы. Сила тяги
винта возникает вследствие повышенного
давления воздуха у рабочей стороны ло-
пасти и пониженного у лицевой. Причина
возникновения различных давлений, так же
как и у крыла, объясняется по закону Бер-
нулли.
Силы д расположены в плоскости вращения винта и на-
правлены против вращения (иногда они могут быть направлены
и в сторону вращения).
Сумма сил q на каждой лопасти дает равнодействующие
силы Q| н Q: (рис. 138, б), удаленные от оси вращения на рас-^
стояние г и’действующие в разные стороны. Очевидно, что
Q; = Q.,. Силы сопротивления вращению винта возникают вслед-]
ствие повышенного давления воздуха у ребра атаки лопасти
и пониженного —у ребра обтекания, в результате трения воз-1
духа о поверхность винта и вихреобразования, вызванного]
вращением лопастей винта.
Силы и Q, создают пару сил, момент которых, равным
произведению 2Qr, препятствует вращению винта и вала мо-1
тора. Мощность мотора (его крутящий момент) и затрачи-1
вается на то, чтобы преодолеть созданный силами Q момент^
сопротивления вращению винта.
Рис. 139. Изменение гэрсдинамнческих сил винта по углам атаки
Зависимость аэродинамических сил винта от его углов
атаки. Аэродинамические силы элемента лопасти винта зави-
сят, при определенном профиле его сечений, от углов атаки.
Рассмотрим несколько, наиболее характерных, углов атаки
элемента винта и соответствующие этим углам атаки аэроди-
намические силы. Будем считать при этом обороты винта
и скорость вращения и постоянными.
/. Работа винта на месте (рис. 139, «). При работе на месте
угол атаки сечения равен его углу наклона. Так как угол
атаки самый большой, аэродинамические силы в сечении будут
наибольшими.
При работе на месте сила тяги достигает своего максималь-
ного значения Ф„пе В этом случае одна лошадиная сила
124
ЮШНОСТИ мотора дает примерно 2—3 нг тяги винта. Сопро-
‘целение вращению Q также велико, и нагрузка на мотор ока-
зывается очень большой. Поэтому при работе на земле моторы
обычно дают неполные обороты (примерно на 50—100 об/мин
меныпе тех, какие они могут дать при работе в воздухе).
2. Угол атаки элемента лопасти л—О (рис. 139,б). С увели-
чением скорости полета V угол атаки уменьшается, а вместе
с ним уменьшаются и аэродинамические силы. При угле атаки
;s0, благодаря несимметричности профиля элемента лопасти,
винт дает еще силу тяги, но значительно меньшую, чем при
работе на месте.
г 3. Сила тяги Ф = 0 (рис. 139, в). По мере дальнейшего уве-
личения скорости полета V угол атаки становится отрицатель-
ным, тяга уменьшается и при каком-то угле атаки оказывается
равной нулю. Сила полного сопротивления R в этом случае
окажется равной силе сопротивления вращению Q.
Подобный случай не может произойти ни в горизонтальном
полете, ни при подъеме, когда для движения самолета тре-
буется большая сила тяги. Такое явление можно наблюдать
при пикировании самолета, когда самолет движется вниз пол
действием собственного веса и за счет этого развивает значи-
тельные скорости. Поступь винта при этом оказывается очень
большой, равной примерно 1,3—1,4 теоретического шага винта.
4. Отрицательная сила тяги (рис. 139, г). При еще большей
скорости пикирования и еще меньшем угле атаки сила тяги
снова появляется, но теперь она направлена уже в другую
сторону, против полета, и не только не тянет самолет, но еще
оказывает дополнительное сопротивление движению.
Силы Q винта с увеличением скорости полета и уменьшением
угла атаки элемента лопасти непрерывно уменьшаются.
5. Сила сопротивления вращению Q = 0 (рис. 139, д). Это про-
исходит, когда скорость V еще больше увеличивается, а угол
атаки элемента лопасти становится еще более отрицательным.
При каком-то отрицательном угле атаки окажется, что сила
сопротивления вращению винта равна нулю. В этот момент
винт не требует для своего вращения никакой мощности. Сила
полного сопротивления R в этом случае равна отрицательной
силе тяги, направленной против движения.
6. Отрицательная сала сопротивления вращению (рис. 139, с).
Наконец, при еще большей скорости полета, когда поступь На
будет примерно вдвое больше теоретического шага //, а угол
атаки станет еще более отрицательным, отрицательное значе-
ние силы тяги еще больше увеличивается. Одновременно снова
появляются силы Q. но направленные в сторону вращения
нинтя и увеличивающие крутящий момент мотора. Винт, как
ветрянка, вращается за счет набегающего потока W.
Отсюда нынод: чем больше угол атаки элемента лопасти,
тем больше его аэродинамические силы, и наоборот. С увели-
чением числа оборотов, при постоянной скорости полета, растут
углы атаки элементов лопастей винта и его аэродинамические
, /2*
силы. На рис. 140 это изображено кривыми, показывающим
изменение тяги винта с изменением скорости полета и числ
оборотов винта.
Верхняя кривая аб, полученная при постоянных оборотах я
и полном открытии дросселя, показывает, что самая больше:
Рис. 140. Изменение тяги
винтя с >именением скоро-
сти полета и числа оборо-
тов винта
дросселя, показывает, что самая больше
тяга винта развивается им при работ
на месте, когда скорость полета V =
(точка а). С увеличением скорости тяг
уменьшается, при некоторой скорост:
(в нашем случае при V — 240 м!сен
тяга равна нулю.
Аналогично меняется тяга с измене-
нием скорости и при других оборо-
тах п,, меньших только все число-
вые значения во втором случае меньше
(кривая ег на рис. 140).
Если провести вертикальную ли-
нию /—/, соответствующую какой-
либо постоянной скорости (например,
V = 50 м;сек), то полученные точки
пересечения дне покажут, что тяга винта больше при боль-
ших оборотах мотора и меньше при малых.
Изучив силы, возникающие на лопастях винта, перейдем
к той мощности, которую он развивает.
8 23. МОЩНОСТЬ ВИНТА (ВИНТОМОТОРНОЙ ГРУППЫ)
Эффективная мощность мотора затрачивается на вращение
винта с определенным числом оборотов, благодаря чему винт
развивает силу тяги Ф, которая и сообщает самолету опреде-
ленную скорость. Зная величину силы тяги и скорости, всегда
можно подсчитать работу, совершаемую винтом в секунду,
определив тем самым мощность винта.
Понятие о мощности. Из механики известно, что мощностью
называется работа, произведенная действующей силой в еди-
ницу времени (в одну секунду). Чтобы получить значение
затраченной при этом мощности, нужно работу, затраченную,
например, на преодоление сопротивления при перемещении
тела, разделить на время, в течение которого она выполнялась.
где N— мощность в кгм;сек,
А—работа в кгм,
t— время в сек.
Работой называется произведение действующей силы на путь
пройденный телом под действием этой силы.
А= TL,
где Т—сила в кг;
I.— путь в .и.
126
тогда T L
Легко заметить, что отношение пути 7. к времени t равно
’00сти движения тела V. Тогда выражение для мощности
с* 1чИт другой вид:
П0ЛУЧИ1 ДГ—Т*. V
где Л'—мощность в кгм сек-,
у—скорость в Micen.
Если это произведение разделить на 75, мощность будет
выражена в лошадиных силах, так как 1 л. с. соответствует
мощность, равная 75 кгм.сеи. Таким образом,
Л7₽-^л. с (4
Мощность винтомоторной группы Мощностью винто-
моторной группы называют мощность, которую вннт исполь-
зует для движения. Иначе она называется полезной или распо-
лагаемой мощностью винта.
От мощности винта Л'в следует отличать эффективную мощ-
ность Ne, развиваемую мотором. Мощность винта определяется
по следующей формуле, аналогичной формуле (а):
Л, (28)
где — полезная мощность в. м. г. в л. с.;
Ф — тяга винта в кг,,производящая работу в полете;
’ V—скорость полета в м'сен.
Формула (28) показывает, что мощность винта зависит от
тяги винта, а следовательно, от его оборотов и от скорости
полета. Кроме того на мощность винта влияет массовая плот-
ность воздуха и, следовательно, высота полета.
Зависимость мощности винтомоторной группы от скорости
полета. Изменение мощности винта с изменением скорости
полета изображено на рис. 141,о кривой обг, снятой при пол-
ном открытии дросселя мотора. При работе на месте мощ-
ность винта равна нулю (точка О на рис. 141, а), так как ско-
рость движения самолета равна нулю, хотя тяга здесь и наи-
большая.
По мере увеличения скорости полета V тяга винта умень-
шается (рис. 140), но мощность винта увеличивается за счет
увеличения скорости полета до какого-то наибольшего значения
(точка б на рис. 141). Это самая большая мощность, которую
данная в. м. г. может развить.
Увеличению скорости после точки б уже не соответствует
увеличение мощности наоборот, последняя начинает умень-
шаться. Это объясняется тем, что сила тяги на этих скоростях
127
уменьшается более резко, чем возрастает скорость. Наконец
при какой-то большой скорости мощность винта окажете,
вторично равной нулю (точка г на рис. 141). Это происходи)
потому, что сила тяги Ф на этой скорости равна нулю.
На рис. 141, б показан участок кривой мощности винта аб{
используемый при различных режимах полета самолета.
Рис. 141. Влияние скорости полета на мощность винта
Зависимость мощности винта от числа оборотов. Рис. 142, а
изображает примерный вид кривых мощности в. м. г. по ско-
рости полета для различных оборотов мотора.
Рнс. 142, б дает те же кривые на участке скоростей, имеющих
наиболее широкое применение. Эти кривые показывают, что
чем больше обороты мотора, тем больше мощность, разви-
Рис. 142. Влияние оборотов мотора ня мощность nnitta ЛГ,
ваемая впитом. С уменьшением оборотов падает и мощность
винта. Физически это объясняется тем, что с увеличением
оборотов увеличиваются углы атаки элементов лопасти; рост
углов атаки увеличивает силу тяги Ф и мощность винта.
Зависимость мощности винта от высоты полета. Пара сил
сопротивления вращению пинга Q создает момент, преодоле-
ваемый крутящим моментом мотора. Поэтому работа винта
и его мощность зависят от эффективной мощности разви-
128
отором. Мощность V, с подъемом на высоту у раз-
0,1СМ° лтлоон меняется неодинаково,.
ных мотору развиваемая невысотным мотором, зависит от
Мошност । уменьшаясь вместе с массовой плотностью воз-
высоты н^колько быстрее ее. Мощность винта с подъемом
духа, но будет уменьшаться, причем ее изменение прямо
на вЫпни6нально уменьшению массовой плотности. Следова-
пропорн~ подъемом на высоту мощность невысотного мотора
уменьшается быстрее, чем мощность винта.
У Характер изменения мощности с высотой показан на
143 для трех высот. Сравнение мощности у земли и на
высоте /7 = 5000 м показывает, что мощность в. и. г. умень-
шается примерно вдвое.
Падение мощности в. м. г. объясняется тем, что мощность
винта с подъемом на высоту падает медленнее, чем N, мотора,
и на каждой данной высоте винт как бы становится более тяже-
лым, представляя для мотора уве-
личенную нагрузку по сравнению
с полетом у земли. Поэтому мо-
тор не может развить максималь-
ных оборотов, которые он давал
у земли. Таким образом, мотор
теряет мощность с высотой не
только за счет падения массовой
плотности, но и за счет уменьше-
ния числа оборотов. С падением
оборотов винта уменьшится угол
атаки сечения лопасти и сила тяги
винта, а следовательно,, при той
же скорости полета уменьшится и
мощность винта.
Тяжелым называют винт, дающий большую нагрузку мотору,
вследствие чего он не может развить своих максимальных
оборотов. \
Легким называется винт, представляющий для мотора мень-
шую нагрузку, чем развиваемая им мощность Nt, вследствие
чего максимальные обороты мотора при неизменном положе-
нии дросселя увеличиваются (это явление называют раскрут-
кой винта).
Моторы, сохраняющие свою мощность неизменной или по-
вышающие ее до определенной расчетной высоты (при-
ся Н° называются высотными. К ним отно-
ни'ЛЯи/1ОТОРы с ,1еРесжатнем или с повышенными размерами
мп'111иДров И МОТОРЫ с нагнетателем. После расчетной высоты
Ппимпин? ВЫС0Т11ЫХ моторов падает так же, как у невысотных
гятркшп 1 сохРанения или повышения мощности Л’, такими дви-
П<)(4?<>яп'-МРОб,'° нзлагак>тся в теории авиадвигателей.
мотооах г>Л.ВигИ’1Н Увелнчение мощности винта на высотных
моторах объясняется следующим. С высотой мощность -V,
Рис. 113. Влияние зыссты па мощ-
ность винта Nr (невысогный мо-
тор)
0—Курс теории сжмод?гоа
129
потребная для вращения винте, уменьшается прямо пропорци
нально плотности. В то же время мощность, развиваемая м
тором, не только не уменьшается, но остается неизменно
а у двигателей с нагнетателем даже возрастает. Поэтому t
мере приближения к расчетной высоте винт высотного motoi
становится как бы легче, а обороты мотора повышаются j
максимальных, потому что на земле этих оборотов высотщ
мотор не развивал (он был задросселирован). С высотой дро
сель мотора все больше открывают; на расчетной высоте <
открыт полностью, и здесь мотор развивает полные обороты.
Повышение оборотов винта до расчетной высоты вызов'
увеличение его силы тяги. В итоге .мощность в. м. г. или ост,
нется неизменной (у моторов с пересжатием и переразмеренных
или увеличится (у' моторов с нагнетателем). После расчетно
высоты дроссель мотора остается доотказа открытым, а об<
роты в. м. г. будут уменьшаться по тем же причинам, что
у невысотного мотора.
На рис. 144 дано изменение мощности в. м. г. с высотой дл
высотного двигателя с нагнетателем. Кривая показывает, чт
на высоте Н = 2 000 м легчи
располагает большей мощность!
винта, чем у земли. После рас
четной высоты мощность винт!
падает, как у невысотного
тора, и кривые мощности пой
дут ниже.
Сделаем вывод: мощность
та у моторов различных типо!
с подъемом на высоту изме
няется неодинаково. У невысот
ных моторов она падает, начи-
ная от земли; у моторов пере-
размеренных или с пересжан
тием до расчетной высоты
остается неизменной; у моторов с нагнетателем до расчетной
высоты Nu растет. После расчетной высоты N* уменьшается
у всех моторов.
Возможность снять большую мощность на высоте н объ-
ясняет широкое распространение двигателей с нагнетателем,
Рис 144. Влияние высоты на мощ-
ность винта <V„ (иысотиый мотор
с нагнетателем)
м
ВИЦ
Тыновые jaefatu
18. Определить мощность винта, если самолет летит со скоростью 350 кМ/'чш
а силл тяги Ф = 500 кг.
Ио формуле (28) имеем:
д, Ф-V 500-350 .лл
- — 649 л. с.
75 75-3,0 •]
19. Найти силу тяги Ф, если .VB — 520 л. с., а скорости полета V 320 км/ча
Преобразуем формулу (28):
75-.V, 75- 525.3,6
*~ V~ “ ЗЗо 439 ”•
130
20 С какой скоростью летит самолет, если Л', = 600
15-Л’. 75-600
V = —ф-' = -705- = 6М.м;сех
л. е., а сила тяги
1'ЛИ
V — 64,4-3,6 - 231 км/час.
J 29. КОЭФИЦИЕНТ ПОЛЕЗНОГО ДЕЙСТВИЯ ВИНТЛ
При любом преобразовании энергии одного вида в другой
какая-то ее часть теряется. По величине потери энергии судят
о том. как хорошо работает та или другая машина. Такая
оценка производится по коэфициенту полезного действия.
Понятие о коэфициенте полезного действия винта. Коэфи-
циЛнт полезного действия (к. п. д.) винта д (эта) равен отношению
полезной мощности, затраченной винтом на движение само-
лета, к эффективной мощности мотора, затраченной им на вра-
щение винта.
N, _ Ф-V
Г,г=7г~ =15TNt'
(29)
Физический смысл к. п. д. винта заключается в том, что он
показывает, какую часть мощности мотора винт полезно из-
расходовал на движение. Одновременно к. п. д. винта показы-
вает, какая часть мощности мотора израсходована на различ-
ные потерн. Потерн мощности происходят вследствие трения
воздуха о поверхность лопастей и за счет вихрей, образую-
щихся при вращении винта.
Величина к. п. д. лучших винтов доходит до значений
0,83 — 0,85. Средняя величина его находится в пределах
0,70 — 0,75. Эти значения говорят о том, что винт является
довольно выгодным преобразователем энергии.
Рассмотрим, от чего зависит к. п. д. винта.
Факторы, влияющие на коэфициент полезного действия
винта. В основном на к. п. д. винта влияют следующие факторы:
скорость полета, число оборотов и форма профиля элементов.
Скорость полета влияет на угол атаки элемента лопасти,
который обусловливает величину аэродинамических сил винта.
Гак как угол атаки элемента является переменной величиной,
зависящей от соотношения между скоростью полета и числом
оборотов, па к. п. д. винта в очень сильной степени влияет
скорость полета.
vn3aBlC^0CTb к’ п> А- кинта °т скорости полета изображена
Р*'в°й (Юг «а рис. |45 прн СКОрОСти, равной пулю, к. п. д.
же ранен пулю, так как здесь и мощность винта Лг, равна
уветичи^ЧКа При увеличении скорости к. п. д. начинает
« яТЬСя ,У Д°с™гает своего наибольшего значения
наионр т * n'v? км!час. Дальше к. п. д. уменьшается, и,
, ри еще большей скорости V, снова становится
9*
131
равным нулю, так как мощность пинта при этой скоро<ц
тоже равна нулю (точка г).
Как показывает кривая, наибольший к. п. д. у данного вин
получается только при определенной скорости полета, на вс
остальных скоростях он меньше. Эго очень невыгодно, так к
скорости самолета в полете непостоянны. Потерн мощности j
за счет падения к. п. д. винта при полете с разными си
ростями можно иллюстрировать следующим примером. Ed
наибольший к. п. д. винта т}м1кс = 0,75, а мощность мотор
V — 500 л. с., то мощность винта Л' = т • Л' = 0,75-500 J
- 375 л. с.
Если при тех же оборотах мотора самолет будет летет
с другой скоростью, при которой т( = 0,65, то винт полезно
использует только мощность
'll
Nb = ij • /\'t = 0,65 • 500 «= 325 л. с.
Рис. 145. Влияние скорости полета
на коэфиц|1с1гт полезного дей-
ствия впита
Наиболее благоприятными
или па 13J.e меньше.
За последнее время широко применяются винты изменяемого,
в полете шага (ВИШ), которые устраняют этот недостаток
обычных винтов фиксированного
шага (ВФШ) и имеют наибольший
к. п. д. винта при различных ско-
ростях полета.
Обороты винта влияют на к. п. д.
потому, что они меняют углы атаки
сечений винта, от которых зави-
сит соотношение его воздушных
сил.
Кроме того с увеличением обо-
ротов растут скорости вращения и
концов лопастей, доходящие иногда
до скоростей звука (320—350.м сен).
Обтекание лопастей при этом резко
ухудшается, а к. п. д. падает.
оборотами для большинства вин-
тов являются 1 300—1 600 об/мин.
Уменьшение к. п. д. винта из-за больших скоростей вращения
устраняется применением редукторов, которые дают возмож-
ность винту вращаться с малыми оборотами, в то время как
коленчатый вал мотора развивает большие обороты.
От формы профиля зависит сила тяги (и полезная мощность
винта) и силы сопротивления вращению (и необходимая для
вращения винта мощность мотора).
Тонкие профили имеют больший к. п. д., но их применение
у деревянных винтон ограничено вследствие недостаточной
прочности тонких лопастей. Металлические винты имеют тон-
кую лопасть без ущерба для прочности, поэтому их к. п. д
больше, чем у деревянных винтов.
132
Факторов, влияющих на к. и. д., практически он за-
Из всеХ % оТ скорости полета и числа оборотов винта и от
кисит тольк я уГЛов атаки элементов лопасти, какое они могут
того измен 0ДНЯКО пе всегда .можно получить наибольший
провзвсст НЗМСнения скорости полета и оборотов винта,
к. п. Д 3!J.KOnocTb и обороты в свою очередь зависят от тре-
так как ж|(ма полета. Поэтому большие значения к. п. д. на
6уеМ°пежимах получают другим путем, изменяя в полете углы
вСеХ| сечений винта. Для этого обычные винты заменяют вин-
ЗТа1'и лопасти которых можно повернуть во время работы
винта так называемыми винтами изменяемого в полете шага.
«
$ 30. ВИНТЫ ИЗМЕНЯЕМОГО ШАГА
Для лучшего уяснения принципа работы ВИШ, рассмотрим
вначале, как происходит работа винтов фиксированного шага.
Винты, у которых в полете изменить теоретический шаг
нельзя, называются винтами фиксированного шага. К ним отно-
сятся все деревянные и те металлические винты, у которых
лопасти можно повернуть только на земле.
Винт фиксированного шага подбирается к самолету так, чтобы
он мог снять полную мощность мотора в наиболее важном
режиме полета данного самолета (горизонтальный полет, набор
высоты и т. д.) и имел на этом режиме максимальный к. п. д.
Кроме того при подборе винта учитывают окружные скорости
концов лопастей винта, которые не должны достигать скоро-
стей звука.
Подобранные таким образом ВФШ делятся на скоростные,
высотные и компромиссные, отличающиеся один от другого
диаметром и шагом. •
Скоростным называется винт, имеющий наибольший к. п. д.
на расчетной высоте при максимальной скорости горизонталь-
ного полета. Он имеет большой шаг и малый диаметр.
Высотным или скороподъемным называют винт, имеющий наи-
больший к. п. д. на режиме подъема или взлета. С таким вин-
том самолет может очень быстро набирать высоту. Высотные
винты имеют больший диаметр и меньший, уем скоростные
винты, шаг.
Если самолет со скоростным винтом, не снижая оборотов
мотора, перевести на подъем, винт окажется тяжелым, так как
он будет представлять для мотора более значительную на-
грузку, чем в горизонтальном полете Это приведет к непроиз-
вольному и нежелательному снижению оборотов, помимо воли
пплЧИКа’ ПРН взлетс на 15—20’/о от максимальных и при
до О’ 15%. Примерно настолько же упадет мощность
МОТОрЗ, J
nijftC п<ЛамОЛет с в“сотным винтом перевести в горизонталь-
легким тт’ ПРИ пе,1ЭМС,|Пых оборотах мотора, винт окажется
’ пт, как Дпаг высотного винта небольшой, и мотору его
. е е рашать. Это приведет к увеличению оборотов мотора
/33
Рис. 146. Припаи 1
работы ВИШ
свыше тех, на которые он рассчитан (раскрутка винта). Чтобы
не допустить разрушения мотора вследствие увеличения оборо*
ток коленчатого вала сверх максимальных, летчик должен снн.
зить обороты мотора дросселированием; последнее уменьшит
мощность мотора.
Мы видим, что и скоростной и высотный винты при переводе
их на другой режим, для которого они не предназначены, умень-
шают мощность мотора, причем скоростной винт хорошо рабо-
тает на максимальной скорости горизонтального полета, а вы-
сотный— при подъеме или взлете.
На практике чаще всего применяют так называемые компро-
миссные винты, по своим свойствам средние между скоростными
и высотными. Компромиссный винт подбирают так, что он дает
большую скорость горизонтального полета (но меньшую, чем
скоростной) и большую скороподъемность (но меньшую, чем
высотный). Его диаметр больше, чем у скоростного, но меньше,
че.м у высотного винта; шаг меньше, чем у скоростного, но
больше, чем у высотного винта. Однако и этот винт не является
наилучшим для всех режимов полета.
Основным недостатком всех ВФШ является то, что они
хорошо работают только на одном режиме полета. На всех
остальных режимах применение их приводит
к большим потерям мощности, которые мо-
гут быть устранены только применением вин-
тов с изменяемым шагом.
Принцип работы винтов изменяемого
шага. Винты, у которых можно в пслете по-
вернуть лопасти (в матрице) и тем изменить
теоретический шаг, называются винтами из-
меняемого шага.
Винты изменяемого шага при любом ре-
жиме полета снимают с мотора необходимую
для движения мощность с наибольшим коэ-
фицнентом полезного действия.
Изменение шага винта в полете дости-
гается поворотом его лопастей вокруг про-
дольной оси винта таким образом, что углы
наклона ? сечений лопастей меняются. При
этом изменится и теоретический шаг винта.
Наибольший к. п. д. винта соответствует
такому углу атаки, где качество профиля
будет наибольшее. Таким углом является
ол атаки х|;1. Если винт заставить работать
>лега на ат, к. п. д. его будет максимальным-
На рис. 14f> изображен винт, подобранный для максимальной
скорости горизонтального полета; сечение лопасти (пеэаштрн-
ховаиное) данного винта расположено к плоскости вращения
винтя под углом наклона Угол выбран с тем расчетом,
чтобы при горизонтального полета н максимальных оборо-
наивыгоднейший у
н любом режиме п
134
пинта элементы его во всех сечениях работали в наиболее
/'агоприятных условиях, то есть на \в. На этом угле атаки
' рмецты лопасти винта во всех его сечениях имеют наиболь-
качество и максимальный коэфицнент полезного действия,
^при взлете или подъеме на тех же оборотах мотора, но
новой скоростью Увм> у ВФШ угол наклона лопасти ер, не
С ценится. Тогда новая суммарная скорость И/2 составит с хор-
*oft элемента лопасти другой угол атаки больший, чем амв,
что и уменьшит к. п. д. винта.
Очевидно, что для сохранения к. п. д. нужно оставить неиз-
менным наивыгбднейший угол атаки анв элемента лопасти. Этого
можно достигнуть за счет поворота лопасти на угол Д? таким
образом, чтобы угол наклона уменьшился до значения <?9, при
котором новая суммарная скорость 1ГЯ составит с хордой сече-
ния в новом положении (заштрихованном) нанвыгоднейшнй угол
атаки. Тогда винт и при взлетной скорости даст наибольший
коэфицнент полезного действия.
Отсюда вывод: для сохранения максимального к. п. д. винта
при изменении скорости от до скорости подъема (или
взлета) угол наклона лопастей ВИШ нужно уменьшать.
Рассуждая таким же образом, можно сделать вывод, что при
переходе от режима подъема или взлета к VM„t горизонталь-
ного полета угол наклона ® следует увеличивать.
Появлению винтов с изменяемым в полете шагом предшество-
вали так называемые винты с регулируемым на земле шагом,
лопасти которых можно было повернуть только на земле, при
неработающем моторе.
Лопасти этих винтов устанавливают па земле под таким углом
наклона, чтобы на определенном режиме, наиболее важном для
предстоящего полета, углы атаки элементов лопастей были
наивыгоднейшими. При изменении режима полета такие вннты
не отличаются от винтов с неподвижными лопастями.
Преимущества и недостатки винтов изменяемого шага.
Основные преимущества ВИШ заключаются в следующем:
1. При повороте лопасти винта в полете на определенный угол
можно добиться того, чтобы с изменением оборотов мощности
винта и мотора менялись одинаково. Это сократит потери мощ-
ности за счет различие го изменения Л’в и А’, по оборотам и
увеличит к. п. д. винта.
2. В полете можно снять с мотора его наибольшую мощность
на любых режимах, скорости и высоте полета, а пе только
в одних условиях, как с винтом фиксированного шага.
3. У мотора с ВФШ наиболее благоприятный режим работы
мотора может быть установлен только с помощью дросселя,
путем изменения оборотов Имея ВИШ, летчик может регули-
ровать режим работы мотора не только дросселем, но и пово-
ротом лопастей винта.
роме того можно сделать такой винт реверсивным, то есть
дающим отрицательную тягу. Реверсивный винт дает возмож-
/39
ность уменьшить площадку, необходимую для прсадки, уста-J
ловкой лопастей после приземления на такой угол, чтобы винт!
дал обратную тягу.
Одним из недостатков ВИШ является то, что при повороте
нсей лопасти винта на одинаковый угол А? теоретический шаг
углы атаки в разных сечениях винта меняются неодинаково—.1
больше на концах лопастей и меньше у ступицы. Распределен
ние шага вдоль лопасти в этом случае не будет самым выгод-^
ным, так как не нее сечения винта будут работать при наивы-
годнейших углах атаки.
Другим недостатком ВИШ является сравнительно большой'
вес, доходящий до 10—15®/0 от веса мотора.
Недочеты ВИШ полностью окупаются их преимуществами,
что и объясняет применение этих винтов на большинстве со-'
временных самолетов.
Применение ВИШ значительно улучшает летные данные
самолета.
1. Уменьшаются примерно на 20е/, длина и время разбега.
2. Увеличивается до 30" „ скороподъемность, то есть скорость
и время, необходимые самолету для подъема на определенную
высоту. У высотных моторов это преимущество может быть
еще больше.
3. Увеличивается на 1000—1500 м (10—15%) потолок само-
летов.
4. Возрастают в пределах 5—5% максимальные скорости гори-
зонтального полета на расчетной высоте. Небольшой рост
объясняется тем, что обычно ВФШ подбирают именно к макси-
мальной скорости горизонтального, полета. Поэтому здесь пре-
имущества ВИШ сказываются значительно меньше.
5. Уменьшается расход горючего на 1 нм пути, и увеличи-
вается дальность полета до 20%.
6. Полетный вес самолета может быть увеличен на 10—15%
за счет увеличения полезной нагрузки.
----☆------
I
Глава Р
УСТАНОВИВШЕЕ^ ДВИЖЕНИЕ САМОЛЕТА
Движение самолета в воздухе можно разделить на устано-
вившееся и неустановившееся*.
Установившимся называется такое движение самолета, при
котором скорость полета постоянна по величине и направлению.
Вследствие постоянной скорости, движение происходит равно-
мерно,-без ускорений в направлении полета, а вследствие неиз-
менного направления скорости движение происходит по прямо-
линейной траектории, без ускорений в направлении, перпенди-
кулярном, к пей.
136
v установившемуся движению самолета относятся горизон-
1,йыЙ полет, подъем и планирование.
та’1^гГ,иДяовияш«.1«,я называется такое движение самолета, когда
.„рость полета меняется или по величине, или по направле-
Chi() или по обоим этим факторам одновременно. К неустано-
НИ0Шемуся движению самолета относятся взлет, посадка, вираж,
в"тОдор и различные фигурные полеты.
Ш ^.установившееся движение самолета происходит более
стожно, в нем участвуют инерционные силы, соотношение дей-
ствующих сил и скоростей непрерывно меняется. Поэтому
вначале рассмотрим, как происходит установившийся полет,
а затем перейдем к не} становившемуся движению.
$ 31. ГОРИЗОНТАЛЬНЫЙ ПОЛЕТ
Горизонтальным полетом называется прямолинейное движе-
ние самолета в горизонтальной плоскости с постоянной ско-
ростью. Это определение горизонтального полета нужно пони-
мать так, что каждая точка самолета движется горизонтально,
но положение _оси фюзеляжа по отношению к горизонту может
быть и наклонным.
Ркс. 147. Горизонтальный полет самолета с раз-
личным наклоном фюзеляжа к горизонту и раз-
ными углами атаки
На рис. 147 изображен один и тот же самолет в горизонталь-
ном полете, но с различным наклоном оси фюзеляжа к горизонту.
В обоих случаях самолет совершает горизонтальный полет.
что наклон фюзеляжа не-
Ркс.
UUIX
148 Схема сил. дейетвую-
на самолет в горизонталь-
ном полете
каждая точка самолета движется поступательно и в горизон-
тальной плоскости, несмотря на то,
одинаков. Различны при этом и углы
атаки крыльев: крыло левого само-
лета движется под углом а — 0°; угол
атаки крыла правого самолета равен
примерно 8— КА
Схема сил. На рис. 148 изображена
схема сил, действующих на самолет
в горизонтальном полете. Угол атаки
крыла обозначен а. Самолет нахо-
дится под действием четырех сил:
веса самолета, подъемной силы крыла,
лобового сопротивления самолета и
эти силы и их соотношения.
Сила О - полетный вес самолета, направлена всегда верти-
кально вниз. В полете вес самолета меняется, так как выгореет
тягя винта. Рассмотрим
137
горючее и смазка, могут быть сброшены бомбы и т. д.; не учи-
тывая пока этих изменений, будем считать в дальнейшем вес
самолета G постоянным.
Подъемная сила Р крыла всегда перпендикулярна потоку
воздуха.
Лобовое сопротивление самолета QC1M всегда направлено про-
тив движения.
Сила тяги Ф направлена всегда по оси вращения винта; это
направление не всегда совпадает с направлением скорости дви-
жения V, но разница в углах между направлением тяги и ско-
рости невелика, поэтому обычно принимают, что тяга Ф напра-
влена по движению.
Точка приложения сил. Сила веса G приложена в центре
тяжести (ц. т.) самолета, положение которого зависит только
от расположения грузов на самолете.
Аэродинамические силы Р и Qприложены в центре давления,
положение которого зависит от углов атаки крыла.
Сила тяги Ф приложена в центре ступицы винта.
Из сказанного видно, что все силы приложены фактически
в различных точках; тем не менее для удобства изучения при-
нято считать, что эти силы приложены в центре тяжести само-
лета.
Уравнения сил. Связь между указанными выше силами удоб-
нее рассматривать, беря их попарно по плоскостям, в которых
они действуют.
В вертикальной плоскости, перпендикулярной направлению
полета, действуют подъемная сила Р и вес самолета G. Оче-
видно, что между ними может быть только одна зависимость:
подъемная сила крыла должна равняться весу самолета или
P=G. Если это равенство нарушится и сила Р окажется больше
или меньше веса G, самолет, вместо прямолинейного движения
в горизонтальной плоскости, будет перемещаться по криво-
линейной траектории вверх или вниз,так как перпендикулярно
движению появилась сила, равная разности енл Р и G.
Таким образом, равенство P=(J обеспечивает прямолиней-
ный полет в горизонтальной плоскости.
В горизонтальной плоскости действуют сила тяги Ф и сила
сопротивления QC1M. Очевидно, что и эти силы должны быть
равны друг другу, то есть Qr(!M = Ф. Если сила Ф станет больше
силы то в направлении движения появится сила, равная
разности Ф — которая вызовет ускорение движения; равно-
мерность полета нарушится, так как скорость его увеличится.
Вместе с этим изменится и подъемная сила крыла, зависящая
от скорости полета; стало быть, движение не будет и прямо-
линейным Если тяга ф уменьшится, появится ускорение, на-
правленное против движения, скорость полета уменьшится, и
равномерность его снова нарушится. Одновременно нару-
шится н прямолинейность движения, так как сила Р станет
меньше.
138
Таким образам, равенство обеспечивает равномер-
сп1Ь горизонтального полета. Уравнениями горизонтального
* чета, устанавливающими зависимость между силами, действу-
ющими на самолет, будут:
условие прямолинейности движения Р=О; 1 _ <
условие равномерности движения /
Так как все действующие на самолет силы взаимно уравно-
вешены, полет самолета происходит по инерции.
Типовые ,'адачи
21. НзПти тяг)' винта и вес самолета, если в горизонтальном полете Су-0,15,
q 0,025, высота полета /7=3 000м, площадь крыльев 5=30 м1 и У = 10и м/сек.
".Находим подъемную силу крыла (р = 0,093):
P=Q>SV'a=0,15 0,093 30 1О(Г=4 180 кг,
так как P~G, то и 0=4 180 кг.
Силу тяги найдем пл формулам:
Ф=0=С,р$У>= 0.025 0,093 30-100=^-697 кг.
Я 32. СКОРОСТЬ. ТЯГА И МОЩНОСТЬ, ПОТРЕБНЫЕ ДЛЯ
ГОРИЗОНТАЛЬНОГО ПОЛЕТА
Горизонтальный полет характеризуется скоростью, тягой и
мощностью, необходимыми (потребными) для его выполнения.
Рассмотрим эти величины и факторы, влияющие на них.
Потребная скорость. Одним из условий горизонтального по-
лета является равенство сил:
P = G.
Подставим в это условие значение подъемной силы, тогда
Р = C^SV» = G.
Отсюда находим:
Vi— &
~C»S
или ___
К = V£s м'сек> (31)
где 1'п—потребная для горизонтального полета скорость.
Голько при наличии такой скорости может быть создана
подъемная сила крыла, равная весу самолета.
К факторам, влияющим на потребную скорость, относятся:
I. Бес самолета.
J13 формулы (31) видно, что потребная скорость увеличи- ъ
• ется и уменьшается одновременно с весом G. Так как вели-
чина ! находится под корнем, то Vn изменяется менее резко,
чем вес (если вес вырастет в 4 раза, то V увеличится только
в 2 раза). * " ?
139
Физический смысл зависимости потребной скорости от вес^'
самолета заключается в том, что для большего (или меньшего)
полетного веса нужна большая (или меньшая) подъемная сила7
которую, при прочих равных условиях, можно создать только-
за счет большей (или меньшей) скорости.
2. Площадь крыльев.
Если взять два самолета, отличающихся только площадьи
крыльев, и заставить их лететь в одинаковых условиях (О, Су и р)J
то самолет с меньшей площадью крыльев должен лететь бы!
стрее самолета, имеющего большую несущую площадь, чтобм
создать ту же самую подъемную силу. Иначе говоря, чем больше
площадь крыльев, тем с меньшей скоростью может самолет
лететь горизонтально; чем меньше площадь крыльев, тем больше
потребная скорость.
3. Массовая плотность.
В формулу (31) плотность воздуха входит в знаменатель; по-
этому с увеличением плотности воздуха потребная скорость
уменьшается, а с уменьшением — возрастает.
Массовая плотность с высотой уменьшается. Поэтому при
горизонтальном полете па одном и том же угле атаки на боль-
шей высоте потребная скорость будет больше; наоборот, чем
ближе к земле, тем медленнее может лететь самолет, чтобы на
его крыльях создалась необходимая подъемная сила.
4. Коэфициент С ..
Формула (31) показывает, что н Су связаны обратной зави-
симостью. Связь между ними очень важна потому, что в полете
летчик может менять и ту и другую величину по своему жела-
нию движением ручки управления (меняется угол атаки и Су)
или сектором газа ^меняется тяга и скорость полета).
Из формулы видно, что с увеличением коэфициента Су по-
требная скорость уменьшается, и, наоборот, при малых значе-
ниях Су скорость Vn больше.
Коэфицнент Су для данного профиля зависит только от углов
атаки крыла; поэтому с их изменением должна изменяться и
потребная скорость. .-Л как с увеличением углов атаки Су уве-
личивается,— скорость полета будет уменьшаться. Большие ско-
рости горизонтального полета будут на малых углах атаки
с малыми значениями Су.
При увеличении угла атаки за критический, когда Су начи-
нает уменьшаться, потребная скорость будет увеличиваться.
Отсюда вывод: при горизонтальном полете на одной высоте —
чем больше угол атаки, тем меньше потребная скорость, если
полет происходит на углах атаки, меньших критического. После
аври1 — чсм больше угол атаки, тем больше потребная скорость.
Следовательно, наименьшая скорость горизонтального полета
будет на критическом угле атаки.
Из схемы управления’ рулем высоты видно, что его положе-
ние зависит от степени отклонения ручки управления (см. рис. 36).
Одновременно при каждом положении руля высоты крыло имеет
140
(,,1Не определенный угол атаки и коэфициент С Так же как
р'! бому значению С* соответствует своя потребная скорость
л1° !(3онтального полета, так и каждому положению ручки упра-
Гдени« будет соответствовать определенная потребная скорость.
в' цотреоная тяга. Для вывода формулы потребной тяги исполк-
ом второе уравнение горизонтального полета:
Подставим в него значение QlJM по формуле (14).
Тогда получим:
Но так как Ф=(? = СжР5И!. у»= - С—
то
так как Сх 1 *
С ,. ~ К '
Таким образом, потребная тяга может быть найдена по
формуле
ф,—(32)
где Фп—потребная для горизонтального полета тяга;
G— вес самолета;
К—качество самолета.
Чем больше загружен самолет, тем большую силу тяги он
потребует (при полете с неизменным углом атаки). Чем больше
качество самолета, тем меньше^ тяга, потребная для горизон-
тального полета самолета (при постоянном весе). Так как каче-
ство самолета зависит от углов атаки, то с их изменением
будет меняться и потребная сила тяги.
Наименьшая потребная сила тяги будет при полете на наи-
выгоднейшем угле атаки самолета с максимальным качеством.
Наименьшей будет здесь и сила Q<aM. Потребная скорость гори-
зонтального полета, при которой качество самолета максималь-
ное, а потребная тяга — минимальная, называется наивыгодней-
шей—VH1. Тяга, потребная для горизонтального полета на
одном и том же угле атаки на разных высотах, изменяться не
будет, так как ни вес самолета, ни его качество от высоты по-
лета не зависят.
Потребная мощность. Чтобы найти мощность, потребную для
горизонтального полета, нужно потребную для полета силу тяги
(производящую работу) умножить на потребную скорость (путь,
/#/ J
пройденный самолетом в 1 сек.) и разделить на 75. Тогда нелЛ
чина потребной мощности может быть найдена по формуле !
Ф . V v
^=^5— 4
где Nn— потребная для горизонтального полета мощность; 1 f
Фп и Vn — потребные для горизонтального полета тяга и скЛ
рость. |
Потребная мощность зависит от тех же факторов, что и пЛ
требная скорость и тяга.
1. Вес самолета.
Чем больше О, тем больше потребная мощность, причем .моща
ность растет быстрее веса. С уменьшением веса мощность ivl
уменьшается и также быстрее веса.
2. Качество самолета.
С увеличением качества самолета Л/п уменьшается, с умснь-1
шением его — увеличивается, причем изменение потребном
мощности происходит менее резко, чем изменение качества!
По этой причине минимальная потребная мощность не совпав
дает с наивыгоднейшим углом атаки, где качество самолета!
максимальное.
3. Массовая плотность.
С подъемом на высоту р падает, а потребная мощность воз-1
растает, при этом меняется менее резко, чем плотность.
Большая мощность Л’я нужна при полете с большой скоростью
на малых углах атаки (при малых значениях С*) или при полете
с большой потребной тягой па больших углах атаки (с малым!
качеством).
Типовые задачи
22. Найти потр ' 1ую скорость горизонтального полета для самолета весом
G = 4 000 иг, площадью крыльев S = 30 м3, если р = 0,113 . а С^=0,14.
По формуле (31) имеем:
я " I C.pS ~ V 0,14 • 0,113-3U ~ 92 '1,Сек
и дм
92 3,6 — 331 км/час.
23. Как изменится потребная скорость, полученная в предыдущей задаче,
если*, а) уменьшить вес самолета вдвое, б) увелнчшь вес самолета вдвое,
в) увеличить коэфициент С, в 3 раза, г) если уменьшится массовая плотность
в 3 раза.
Ответы;
а) v“= / о.иПм?зТа> ~63мсек~224 **
Скорость уменьшилась не в 2, а только в 1,4 раза.
•) v. = V 7ГГ. ГО00» д-r ® 125,7 м/сек ж 467 км час.
' • Т 0,14 • 0,113 • 3J ’ '
142
») VB =
v увеличилась ” 1.4 Рмв-
Г^Г о,пзТзо ® 53 Mj“K ~191
Потребная скорость уменьшилась менее резко, чем Су.
401»
6,14 • 0,0377 30 ~158•*'«*-~570<.К члс.
Потребная скорость увеличилась в 2,4 раза, менее резко, чем р.
24 Найти наименьшую потоебную тягу для самолета весом G = 3 т, если
его максимальное качество ДИ1ЖС = 12.
По формуле (32) имеем:
л G 3000 „<п
Фмп» ~ к ~ io ~ 25®кг"
"макс
25. Какая мощность потребуется самолету для горизонтального полета,
если Ф„ = 400 кг, a /п = 360 км, час.
Находим скорость в м/сек:
360 1ЛЛ .
V,, = = 100л,сел.
Тогда
Ф„ . V' 400 • 100
.V. « —=--------------yv- = 534 .1. с.
75
| 33. КРИВЫЕ ПЕНО
потребной скорости. Эту зави-
от
Рис. 149. Кривая потребны* мощностей
Зависимость между потребными скоростью и мощностью для
разных углов атаки может быть наглядно выражена кривыми
Пено, которые состоят из кривых располагаемой и потребной
мощностей.
Кривая потребных мощностей. Выше было установлено, что
потребная мощность зависит
снмость удобно изо-
бразить в виде так
называемой кривой по-
требных мощностей
(рис. 149).
Но оси абсцисс от-
кладывают значения
потребных скоростей
V в км час, по оси
ординат—значения вы-
численной погребной
мощности JVn в л. с.
Кривая строится для
определенной высоты _______,_____ ________
кривой Лилиенталя, значения углов атаки отмечаются на самой
кривой. Пользуясь этой конвой, можно узнать, какая мощность
нужна для горизонтального полета самолета с определенной
скоростью при данном угле атаки.
заданного полетного веса. Как и на
и
143
Из графика видно, что для полета со скоростью V «= 300 кмГ\
самолет должен иметь мощность 2Vn = 4OO л. с. При этом уг
атаки а = 3е.
Построение кривой потребных мощностей. Чтобы построить кривую ц
гребных мощностей, нужно иметь следующие исходные данные: 1) вес сам
лета О, 2) высоту полета Н, 3) площадь крыльев S и 4) кривую Лнлиен
для самолета (см." рис. 120).
Имея эти данные, строят кривую потребных мощностей в следующем п
рядке:
1. Снимают с кривой Лилиенталя самолета необходимые значения коэф
ниентов Cv и Сх ио углам атаки, беря примерно 10—12 различных значе
углов а.
С
2. Находят качество самолета по формуле ЛГсам = -tv — для всех взяты
С«'С4М
углов атаки.
3. Для тех же значений а находят потребную силу тяги по формуле
G
ф"“ К.
4. Подсчитывают потребную скорость по формуле
,, а/~о
V°~V c,tS мсек'
беря значения р для заданной высоты полета Н по таблице стандартной атмо-1
сферы.
5. Зная потребные тягу и скорость, вычисляют потребную мощность по I
формуле
V Ф
4-е- I
6. Так как скорость иа кривой потребных мощностей для большего удоб-
ства берут в км/час, найденные ранее значения скорости в .м сек превращают
в ллт,'' J (умиожая их на 3,6).
Все результаты вычислений сводят в общую таблицу, пользуясь которой I
строят кривую потребных мощностей.
Кривая располагаемых мощностей. Кривая потребных мощ- I
ностей показывает только мощность, которую нужно затра- 1
тить для горизонтального полета. Чтобы судить о том, |
может ди самолет лететь горизонтально на данном угле атаки I
или на заданной скорости, нужно иметь сведения о той мощ- I
ности, которой он будет при этом располагать. Самые I
понятия о потребной и располагаемой мощности являются I
совершенно различными, и разницу эту следует усвоить очень I
хорошо. I
Мощность, которой располагает самолет, показана кривой
располагаемых мощностей/V, винтомоторной группы при работе 1
мотора на полном газе (см. рнс. 141,6). В дальнейшем распола- i
гасмая мощность сокращенно обозначается /Vp.
Кривая располагаемых мощностей показывает изменение ма-
ксимальной мощности в. м. г. в зависимости от скорости гори-
зонтального полета.
144
I -читать значения располагаемых мощностей для построе-
П°‘'.,вОй Л\, как для кривой Af„, нельзя. Проще всего ее полу-
|,яЯ ' ' полете, проведенном специально для этой цели.
Ч,!1Л 1Bbie Псно- Если совместить обе кривые потребной и рас-
юмой мощностей на одном графике, можно определить
п°Лгн все летные характеристики самолетов. График, на котором
П°Ч <стены кривые потребных и располагаемых мощностей,
С^но называют кривыми Пен о (рис. 150).
Рис. 150. Кривые Пено. Характерные углы атаки и скорости
полета
Рис. 151. Изменение мощно-
сти яросселированием
Кривые Пено показывают предельные углы атаки н скорости,
на которых еще возможен горизонтальный полет. Эти углы
атаки находят на пересечении кривых потребной и располагаемой
мощностей. На рис. 150 такими углами атаки являются а = — 1°
(точка а) и а — 20" (точка б). Горизонтальный полет возможен
только на углах атаки, расположенных ниже точек пересече-
ния а и б, т. е. от угла атаки
<х = — 1° и до з » 20°, так как на всех
остальных углах атаки располагаемая
мощность Лр, полученная при пол-
ностью открытом дросселе, меньше по-
требной для горизонтального полета.
Условием горизонтального полета
на любом угле атаки является ра-
венство Nn - Л’р, так как только при
этом равенстве будут соблюдены ус-
ловия горизонтального полета: P—G
и р = Ф.
Равенство потребных и располагаемых мощностей можно
получить дросселированием мотора, уменьшая его обороты
11 мощность. Тогда кривая Л'(| опустится ниже, и на данном угле
атаки равенство Л/р = .V.будет достигнуто. Это изображено на
Вначалс полет происходил на максимальной скорости
‘ ' д, ПР” полном газе. Для меньшей скорости нужна
. ньшая лп. Летчик, дросселируя мотор, уменьшает его обо-
10-Куре теории самолотоп
145
роты и тем самым опускает кривую располагаемых мощностЯ
в положение Л’р; до совпадения ее с кривой потребил
.мощности па заданном угле атаки и па новой скоросЯ
(точка б).
Анализ кривых Пено. Кривые показывают, что каждому угЛ
атаки соответствуют определенные значения потребной скорЛ
сти и мощности. Самые большие потребные скорости получЛ
ются на малых углгх атаки и, следовательно, при малых значЛ
ннях Су. Это объясняется формулой (31), так как чем меньше сЛ
тем больше должна быть потребная скорость.
С увеличением углов атаки Су растет, а потребная скоросЛ
уменьшается. Так происходит до критического угла атаки (Л
рис. 150 амрхг = 18°), которому соответствует вначение С
После а с увеличением уг-10В атаки потребная скорость сновЛ
начинает увеличиваться за счет уменьшения С,,; поэтому кривая
потребных мощностей загибает слегка вправо, в сторону боль!
шнх скоростей.
По кривой потребных мощностей можно также проследить!
как изменяется потребная мощность по углам атаки. Наиболь!
шая потребная мощность будет при малых углах атаки. С увс-|
личением углов атаки потребная мощность становится меньше,]
Дак за счет уменьшения потребной скорости, так и за счет!
потребной тяги, которая уменьшается вследствие роста качества
самолета до наивыгоднейшего угла атаки.
Падение потребной мощности происходит до так называемого]
экономического угла атаки (по рис. 150 до а - 10°), где А7П ста-
новится минимальной. С увеличением углов атаки сверх эконо-]
.мического потребная мощность снова начинает увеличиваться,
несмотря на то, что потребная скорость продолжает умень-
шаться. Это объясняется уменьшением качества самолета и
ростом вследствие этого потребной тяги.
По кривым Пено можно найти ряд характерных скоростей
горизонтального полета, каждая из которых обладает своими
особенностями. К числу этих скоростей относятся максимальная,
наивыгоднейшая, крейсерская, экономическая и минимальная
скорости горизонтального полета.
1. Максимальная скорость V .
Максимальной называется скорость горизонтального полета
на полной мощности мотора. Опа находится в правой точке
пересечения кривых потребной и располагаемой мощностей
(точка а на рис. 150). Горизонтальный полет на скорости боль-
шей ^мвже невозможен, так как потребная для этого мощность
будет больше располагаемой. Горизонтальный полет с макси-
мальной скоростью производится на малых углах атаки с неболь-
шими значениями Су и Ct. По рис. 150 этот угол а — —1°. Значе-
ния V'M.K современных самолетов находятся в пределах
450—600 км/час.
146
о Цаиоыгоднейшая скорость Ve.
. выгоднейшей называется скорость горизонтального полета
.минимальной, потребной для полета тяге. Эту скорость
проведением касательной Оа из начала координат
11,1 Оой потребной мощности. Точка касания г (см. рис. 150)
h называет наивыгоднейший угол атаки %, = 6° и наивыгодней-
П сю скорость полета Уив = 220 км, час. В горизонтальном по-
1Сте на наивыгоднейшем угле атаки с наименьшей тягой ФВ1Ш
/прН максимальном качестве самолета) можно теоретически
ролучить наибольшую дальность полета /.ИВкС.
3 Крейсерская скорость V
В действительности наибольшая дальность получается не на
наивыгоднейшей, а на так называемой крейсерской скорости,
которой соответствует минимальный километровый расход
горючего (на I км воздушного пути). Несовпадение на практике
наибольшей дальности полета с наивыгодпейшей скоростью
объясняется двумя причинами:
— коэфицнент полезного действия винта подбирается для Ужже,
и потому при работе его на VllB винт менее эффективно исполь-
зует мощность мотора; поэтому наибольшая дальность полета
получается на скоростях, больших чем Уиа, на которых к. п.д.
винта больше;
— минимальный удельный расход горючего С,. нс соответ-
ствует оборотам мотора, необходимым для наивыгодпейшей
скорости.
Вследствие этих причин, наибольшая дальность получается
при скоростях больших, чем Увв, и на меньших, чем ан1, углах
атаки, приближаясь к VutKC горизонтального полета.
Крейсерская скорость составляет примерно 85—90’,'о от ма-
ксимальной скорости полета самолета.
4. Экономическая скорость 1/>к.
Экономической называется скорость горизонтального полета
на минима.4&<ых оборотах .мотора. Ей соответствует мини-
мальная .мощность, потребная для горизонтального полета.
Мотор при этом сильно задросселирован.
Экономическую скорость находят проведением горизонтальной
касательной дд и кривой потребной мощности. Точка касания е
дает экономический угол атаки аз<в10э (рис. 150).' В данном
случае «вк = 160 км/час.
Экономической скорости соответствует минимальный расход
орючего на один час полета, так как мощность мотора здесь
именыпая. Расходуя минимальное количество горючего в час,
пчибпя "р,< опРе<елениох| его запасе, продержаться в воздухе
водит<-яШее оремя- Поэтому на экономической скорости произ-
' п г?р,130,1тальный полет на продолжительность (в ожи*
частей в в^здухе”^ тМе^)"°СТЬЮ' закрытой тУмаиом; ПРН сборе
10»
147
5. Минимальная скорость УНИ1,.
Минимальной называется скорость, соответствующая критя*
ческому углу атаки при Суы1)И.. Она является наименьшей ckoJ
ростью горизонтального полета и поэтому близка к скоростям
на которой производят посадку самолета. Значения VMitM со в ре.
пенных самолетов находятся в пределах 90—130 нм час.
На кривых Пено Умцн находят проведением вертикальной
касательной кж к кривой потребной мощности (рис. 150). Точка
касания ж даст миннмалгпую скорость УМ1|И = 105 нмчае
И %н,г " 18°-
Минимальную скорость горизонтального полета можно найти
по формуле (31), заменив в ней величину Су его наибольшим
значением С>и.Л.. Тогда
О'
;------- м сек.
у кажс^
(31-j
В дальнейшем мы увидим, что па скорости, близкой к
мяльной, производят посадку самолета, которая требует
того опыта от летного состава. Чтобы сделать посадку
безопасной, стараются уменьшить скорость V,
значение С
крылья с различными щитками, которые были рассмотрены выше.
Интервал скоростей от И,а<(. до VMm называется диапазоном
скоростей. Чем больше диапазон скоростей, тем лучше само-
лет, так как он, имея большие скорости горизонтального по-
лета, может совершать посадку с малыми скоростями. У со-
временных самолетов диапазон скоростей У„,кс lzMI,H = 3,5 — 4,5,
достигая у отдельных хороших самолетов значений 5—6.
Режимы горизо 1тального полета. В зависимости от углов
атаки горизонтальный полет можно разделить на два режима —
первый и второй, границей между кото-
рыми является экономический^1 гол атаки
(рис. 152).
Первый режим горизонтального поле-
та— это горизонтальный полет па ско-
ростях от экономической до максималь-
ной. Полет на первом режиме характери-
зуется большими скоростями и малыми
углами атаки. В практике полетов пер-
вый режим является наиболее употреби-
тельным, так как его характеризует ряд
положительных свойств.
Во-первых, мощность в. м. г. расходуется здесь более рацио-
нально. Это видно по рис. 152, где одна и та же мощность
(точки а л б) дает разные скорости полета: на первом режиме
скорость V\ и на втором—скорость Vt, причем V, намного
больше V,
мини-
боль-
болсе
МН|), увеличивая
у ма«г крыла. С этой целью и делают разрезные крылья и
Рис. 152. Режимы гори-
зонтального полети
14Я
По-вторых, вследствие больших скоростей самолет хорошо
оголяем, он быстро реагйрует ш отклонение рулей.
У1 ’Д‘/ретьих, самолет более устс йчлв.
Наконец, на первом режиме имеет место так называемая
он-лая управляемость рулем высоты, которая сводится к сле-
дящему.
'При взятии ручки на себя угол атаки увеличивается, потреб-
ая ‘ мощность уменьшается и появляется излишек мощности,
'-верх необходимой для горизонтального полета. Если не тро-
ить сектор газа,— самолет перейдет на подъем.
Если летчик даст ручку от себя, угол атаки уменьшится,
потребная мощность увеличится и образуется не излишек мощ-
ности, а ее недостаток. Самолет перейдет на снижение, кото-
рое летчик может остановить только обратным увеличением
угла атаки, так как располагаемая мощность использована пол-
ностью и увеличить ее больше нельзя.
Таким образом, самолет следует за движением ручки: ручка
на себя —самолет переходит на подъем, ручка от себя—само-
лет переходит на снижение (сектор газа неподвижен).
Это и есть прямая управляемость, по инстинкту летчика,
удобная тем, что летчику не нужно задумываться, куда откло-
нять ручку в том или другом случае полета. Он инстинктивно
тянет ее на себя, если хочет подниматься, и также автомати-
чески отжимает от себя, если хочет снижаться. Прямая упра-
вляемость сохраняется на всем нервом режиме от VH1KC и
до V .
Второй режим горизонтального полета — это горизонталь-
ный полет па малых скоростях и углах атаки, больших
В практике полет на втором режиме применяется при посадке
и для тренировки летчиков в технике пилотирования.
Мощность здесь расходуется нерационально, так как при
большой ее затрате скорости полета получаются небольшие.
Вследствие малых скоростей, самолет на втором режиме
плохо управляем, хуже реагирует на движение рулей и менее
устойчив, чем на первом режиме.
Наконец, на втором режиме имеет место так называемая
обратная управляемость рулем высоты.
Пусть летчик в полете на втором режиме взял ручку на
себя. Угол атаки при этом вырастает; вырастает и потребная
мощность. Так как Мв стала больше, чем мощность Д' само-
лет с горизонтального полета перейдет на снижение, хеггя руль
высоты поднят и фюзеляж наклонен кверху. В таком положе-
нии, с приподнятым кверху носом, самолет будет снижаться.
Если летчик даст ручку от себя, угол атаки и потребная мощ-
ность уменьшатся, а так как располагаемая мощность осталась
без изменения, появившийся избыток мощности переведет само-
лет па подъем.
нопл°бОИХ слУчаях самолет реагирует на движение рулей (при
сподвижном секторе газа) нс так, как на первом режиме:
149
ручка на себя — самолет снижается, ручка от себя—самоде
переходит на подъем.
Обратная управляемость относится не к углам атаки, а к ц
правлению полета самолета. При взятии ручки на себя yrfi
атаки крыла увеличивается на обоих режимах, только на пе|
во.м режиме самолет от такого движения ручки пойдет ввер;
а на втором — вниз.
Особенность управления на а9К, являющемся границей межд.
обоими режимами, сводится к следующему: куда бы летчик
ни взял ручку — на себя или от себя, если не трогать сектор1
газа, самолет переходит на снижение (в обоих случаях нем
хватает располагаемой мощности).
Избыток мощности. Избытком мощности AN называется раз^
ность между располагаемой и потребной мощностями при
одной и той же скорости полета.
Избыток мощности является одной из важных характеристик
самолета, так как он определяет возможность совершения по-
летов, требующих для своего
осуществления больших мощно-
стей, чем в горизонтальном но--
лете.
Рис. 153. Избыток мощности 4.V
Чтобы найти избыток мощ-
ности при заданном угле атаки а,
(или скорости VJ, нужно взять
циркулем расстояние по верти-
кали .между располагаемой и
потребной мощностями по кри-
вым Пено для угла атаки а(
(рис. 153) и, перенеся этот отре-
зок в начало координат, опреде-
лить там его числовое значение.
В точках пересечения кривых Np и Nn избыток мощности
отсутствует (точки а и б на рис. 153). •
На всех промежуточных углах атаки между точками пересе-
чения а и б, включая и углы атаки больше критического, из-
быток мощности имеется, причем его наибольшие значения на-
ходятся примерно на углах атаки между аэж и аи|) (на рнс. 153
этот участок заштрихован).
Избыточные мощности на углах атаки больших критического
показаны участком бед с двойной штриховкой.
« 34. ГОРИЗОНТАЛЬНЫЙ ПОЛЕТ В РАЗЛИЧНЫХ УСЛОВИЯХ
Горизонтальный полет может происходить в различных усло-
виях: на разных высотах, с неодинаковым полетным весом и
при неодинаковом влиянии ветра.
Влияние высоты.х Характеристики горизонтального полета
на различных высотах будут меняться, так как потребная и
располагаемая мощности зависят от высоты.
ISO i
Потр^ная мощность изменяется с высотой вследствие из-
/ потребной скорости, которая зависит от массовой
*<еИт11ости воздуха. При горизонтальном полете на большей
П'1 *’оТе, пр» неизменном угле атаки, потребная скорость ра-
так как уменьшается плотность. Это видно и из фор-
С/Лы (3D-
Объясняется это тем, что в среде с меньшей плотностью
-амолет должен лететь быстрее, чтобы на его крыльях созда-
лась такая же подъемная сила, равная весу, как и на меньшей
высоте, где массовая плотность больше.
Потребная тяга, как известно, от высоты полета не зависит;
значит, па любой высоте она остается неизменной.
Так как потребная скорость на высоте увеличивается, то
согласно формуле (33) увеличивается и потребная мощность,
причем и та и другая вырастут в одинаковой степени.
и та и другая вырастут в одинаковом степени.
Рис. 154. Кривые Пено самолета с невысотным мотором
по формуле (31) подсчитать потребную скорость t
и на высоте Н — 5000 м, то окажется, что она увели-’
Если
у земли
чится на 29°/0. Так же увеличится и потребная мощность.
На кривой потребных мощностей это отразится следующим
образом. На рис. 154 изображены две примерные кривые по-
требных мощностей для полета у земли (Н = 0) и на вы-
соте Н—2ООО.и. Кривая потребных мощностей для большей
высоты вся переместилась вправо за счет увеличения Vn. Кроме
того кривая NB поднялась вверх за счет увеличения потребной
мощности. »
Таким образом, каждому углу атаки (например, со-
ответствует унелинейная скорость (вместо 145 км/час— 180) н
мощность (вместо 275 л. с. —310).
Располагаемая мощность изменяется с высотой в зависимо-
сти от типа мотора. Соответствующие кривые показаны на
Р**с‘ *43 и 144. Совмещая кривые располагаемых мощностей •
1рис. ИЗ) с потребными (рис. 154), получим кривые Пено для
151
невысотного двигателя; совмещая кривые располагаемых моЛ
ностей (рис. 144) с теми же кривыми потребных мощностей
получим кривые Пепо для высотного двигателя с нагнстатеД
(рис. 155).
Кривые Пено для невысотного мотора. По данным крины
можно сделать следующие выводы (рис. 154):
1. Максимальная скорость на высоте стала меньше, так kJ
точка пересечения а кривых Nn и Д' переместилась левее!
ниже (в точку б). Все остальные потребные скорости увеличй
ваются.
2. VMxt на высоте /7 = 2000 м получается на угле атаки болЛ
шем, чем у земли.
3. Избыток мощности с подъемом на высоту резко умень
шается вследствие уменьшения располагаемой и увеличений
потребной мощностей.
Кривые Пено для высотнсго мотора с нагнетателем (рис. 155).|
Основным отличием такого мотора является увеличение за счет
наддува располагаемой мощности на высоте по сравнению с ЛУ
у земли.
По кривым, приведенным на рис. 155, можно сделать следую-
щие выводы:
1. до расчетной высоты увеличивается.
2. Новый угол атаки, соответствующий Умихс, меньше, чем
у самолета с певысотным мотором, в зависимости от того, как
выросла располагаемая мощность.
3. Избыток мощности на высоте не только не уменьшился,
а, наоборот, несколько увеличился.
Избыток мощности вырос исключительно за счет увеличения
располагаемой мощности.
Кривые Пено, приведенные на рис. 154 и 155, показывают зна-
чение высотных моторов в сохранении больших скоростей не
152
-ько Д° расчетной высоты, но и после нее, так как, при прочих
Т°нных условиях, возможности псвысотного мотора на одной
же высоте всегда меньше, чем высотного. Роль высот*
11 |Х моторов и их избытка мощности не менее важна и для
nrvrux видов полета (подъем, вираж и т. д).
Л итак, ио случаях изменения высоты горизонтального
пи1ета условия его меняются вследствие влияния плотности р.
при этом потребные скорости и мощности растут с высотой
всегда, а располагаемые — изменяются в зависимости от того,
какой мотор стоит на самолете: при невысотном моторе умень-
шаются, а при высотном растут.
Влияние веса на горизонтальный полет. Изменение полетного
веса самолета сильно сказывается на характеристиках горизон-
тального полета. Такое изменение в действительности проис-
ходит очень часто, так как одному и тому же самолету прихо-
дится летать для выполнения различных боевых заданий с самыми
разнообразными вариантами нагрузки.
Рис. 156. Кривые Пено для самолета с различ-
ным полетным весом
Чем больше полетный вес самолета, тем больше должна быть-
подъемная сила его крыла, тем с большей скоростью должен
лететь самолет. С увеличением веса растет и потребная тяга
для полета на том же самом угле атаки; это ясно из формулы
(32). Так как скорость н тяга увеличиваются, должна увели-
читься и потребная мощность — за счет обеих величин, следо-
вательно, значительно ' ^трее их. Таким образом, самолет
с увеличенным весом может лететь горизонтально (с постоян-
ным а) только с большей скоростью, большей тягой и при уве-
личенной мощности.
На ряс. 156 изображены кривые Пено для одного и того же
самолета, но с разными полетными весами; высота полета 1^
изменяется. Кривая располагаемых мощностей не изменится, так
как от веса нс зависит. Кривая потребных мощностей для
153.
большого веса перемешается вправо (за счет роста Vn) и знпц^
гельно больше вверх (за счет роста AQ, так как последим
увеличиваем я гораздо быстрее скорости.
По данным кривых можно сделать следующие выводы:
1. С увеличением полетного веса VZMU1C уменьшается, так на
первоначальная точка а пересечения кривых переместилась вле
(точка б); все осталь <ые потребные скорости растут.
2. Новая, уменьшенная VM1„ будет на большем угле атак
<точка б).
3. Избыток мощности уменьшается; его уменьшение проис*
ходит за счет увеличения потребной мощности.
4. Минимальная потребная мощность (на \к) увеличивается]
увеличивается и часовой расход горючего. Вследствие этог
уменьшатся продолжительность полета.
5, Т iK как с увеличением веса потребная тяга увеличивается,
то дальность полета при том же запасе горючего уменьшается,-
Влияние ветра на горизонтальный полет. У движущегося
з воздухе самолета различают две скорости — техническую и нуте!
вую.
Технической или воздушной (V) называется скорость движе-
ния самолета относительно воздуха. Потребная скорость гори-
зонтального полета является технической скоростью.
Путевой или земной называется скорость движения само-
лета относительно земли. Эта
скорость определяет время и рас-
стояние, пройденное самолетом
по отношению каких-либо мест-
ных предметов на земле.
Нели ветра в течение полета
не было, путевая и техническая
скорости совпадают (УЯ=\Т).
На рис. 157 показано соотно-
шение указанных скоростей при
горизонтальном полете с попут-
ным (а) и встречным (б) ветром,
скорость которого обозначим че-
рез W. В обоих случаях самолет
летит с одинаковой технической скоростью V. Затрачивая одну
и ту же мощность, самолет при попутном ветре имеет путевую
скорость большую, чем при встречном, так как в первом слу- J
чае скорость ветра UZ увеличивает скорость движения относи-
тельно земли, а в другом — уменьшает ее. Поэтому путевую
скорость самолета находят по следующим формулам:
v
.* Т
*r~
6 :
к,
IV yt
’Рис. 157. Техническая (И) и путе-
вая (И, ) скорости самолета’
для попутного ветра V, = V + UZ ]
(34)
и для встречного ветра Уя — V— W. I
Техническая скорость не зависит от ветра, и его влияние ска-
зывается только на величине земной скорости. Наиболее просто
м0}кно объяснить следующим образом. Скорость движения
9Т°овека, проходящего с задней площадки трамвая на персд-
<,еЛю не зависят от того, движе/ся трамвай или стоит па месте.
ярость движения человека относительно трамвая и время,
обходимое ему для перехода через вагон, остаются неиэмен-
И'1МИ, независимо от изменения скорости трамвая. Точно так же
В скорость самолета относительно воздуха не зависит от того,
Нвнжется воздух или нет. И в подвижной и в неподвижной
массе воздуха самолет будет лететь относительно воздуха
с одинаковой скоростью.
с При попутном ветре земная скорость (стрелка вд на рис. 157)
больше земной скорости самолета при встречном ветре
(стрелка еж) на величину 21Г (отрезки гд и кж). Это и объясняет
невыгоды полета при встречном ветре: затрачивая одну и ту
жс мощность, самолет относительно земли движется медленнее;
следовательно, встречный ветер уменьшает дальность полета.
Очевидно, что попутный ветер увеличит ее, так как он увели-
чивает путевую скорость самолета.
Продолжительность полета не зависит от ветра. Наибольшую
продолжительность дает полет на аж с наименьшей потребной
мощностью. Но так как последняя зависит от технической ско-
рости (а не от земной), на кото-
рую ветер не влияет, то и по-
требная мощность при налички
ветра не изменится. Поэтому
расход горючего в час оста-
нется постоянным, и продолжи-
тельность полета не изменится.
Если направление ветра не
совпадает с направлением по-
лета самолета, его называют бо-
ковым. Боковой ветер изменяет
Рис. 15?. Влияние бокового ветра
ня гори^ин.яльньЛ полет
путевую скорость не только по величине, но и по направлению,
снося самолет в сторону (рис. 158). Самолет движется под дей-
ствием силы тяги по направлению технической скорости; боко-
вой ветер UZ сносит его вправо. В результате самолет дви-
жется с земной скоростью по диагонали прямоугольника, соста-
вляющей с техническою скоростью V угол сноса у.
Чтобы выдержать заданный курс (по скорости V)< летчик
должен вести самолет не в направлении скорости V, а левее,
с таким расчетом, чтобы направление его земной скоростиV,
совпало с требуемым направлением полета. Сказанное изобра-
жено на рис. 158 треуго»>ником скоростей абв.
й 35. ПОДЪЕМ САМОЛЕТА
Подъемом самолета называется его прямолинейное движение
вверх с постоянной скоростью по траектории, наклонной к гори-
зонту. От горизонтального полета подъем отличается наклоном
траектории (линии движения) и другим соотношением сил, дей-
15.5
стнующих на самолет. Угол, составленный траекторией под
и линией горизонта, называется углом подъема 6 (рис. 159).
У большинства самолетов угол подъема невелик и находи.
в пределах 10—15э; только у истребителей он имеет ббльц
значения, доходящие до 20 —2ос.
Схема сил и уравнения подъема. Как и в горизонталы
полете, на самолет действуют четыре силы: подъемная ci
крыла, лобовое сопротивление самолета, вес самолета и т
винта. Принимаем, что все эти силы приложены к це»
тяжести самолета.
Подъемная сила Р крыла направлена перпендикулярно кti
ектории полета, лобовое сопротивление — по траектории, пг
тнв движения. Вес самолета G направлен вертикально bhi
Чтобы в дальнейшем Г>ы4
удобнее установить евм
между силами при подъем
раскладываем силу G на д|
составляющие: О„ напр
вленную перпендику. ри
движению, и G*, направле!
ную параллельно Tpac-KTi
рии. Тяга винта Ф наир
Рис. 159. Схеме сил при подъеме влена параллельно траеп
тории полета (возможный
отклонения от этого, как н в горизонтальном полете, не учи!
тывасм).
Перпендикулярно движению действуют силы Ри ОР Очевидно!
что при прямолинейном и равномерном движении между ними
может быть только одна зависимость: P=GP При нарушения!
этого равенства движение самолета не будет прямолинейным,
так как появится сила, перпендикулярная движению, что вызо-
вет искривление траектории вверх или вниз, в зависимости от(
того, какая нз этих сил будет больше.
Таким образом, условием прямолинейности движения при
подъеме является равенство Р = Gt.
В плоскости движения действуют три силы: тяга Ф, лобовое
сопротивление Q и сила Gs, причем сила Ф направлена по
направлению движения, а силы Q и G2—против него. Оче-
видно, что н между этими силами возможна только одна за-
висимость: Ф = Q 4- G,,. При нарушении этого равенства дви-
жение самолета не будет равномерным, так как появится сил»,,
направленная вдоль движения, которая будет ускорять или за-
медлять его. При этом нарушится и прямолинейность движения.
Таким образом, услови: мравномерности движения при подъеме
является равенство Ф — Q -| Ge.
Оба этих равенства записывают вместе н называют уравне-
ниями сил при подъеме:
условие прямолинейности движения: Р — О\;
условие равномерности движения: Ф -Q + G:.
I (35)
156
I tn ф0РмУлы (35) можно сделать следующие выводы:
| 1 Подъемная сила ПРИ подъеме меньше, чем в горизонтальной
L 1ете, так как О, меньше G. Обя.ясняется это тем, что часть
самолета—сила С/8—уравновешивается силой тяги Ф.
^2 Тяга винта больше, чем в горизонтальном полете, так как
' должна уравновесить не только лобовое сопротивление
°амолета, но и силу G2. Поэтому мощность, необходимая для
подъема, должна быть больше, чем для горизонтального полета.
цтобы получить большую мощность мотора, увеличивают его
обороты.
Таким образом, для подъема самолета нужны мощность и тяга
большие, чем в горизонтальном полете, но зато ему достаточно
Мсиьшей подъемной силы. Чем больше угол подъема, тем
меньше составляющая силы веса Gx и тем меньшая подъем-
ная сила нужна самолету. Вместе с этим увеличивается сила Gt,
з с ней и тяга, потребная для подъема. .
Мощность, потребная для подъема. Так как для подъема
нужна меньшая подъемная сила, чем для горизонтального по-
лёта, то при полете па одном и том же угле атаки скорость
подъема (по траектории) всегда меньше потребной скорости
горизонтального полета. Разница между этими скоростями не-
велика, особенно при малых углах подъема — в пределах 10—15°,
когда скорость подъема всего лш-ь на 1,5 — 2J/e меньше го-
ризонтального полета. Поэтому без больших погрешностей
принимают скорость подъема равной потребной скорости Ип .
Исключением являются» истребительные самолеты, имеющие
углы подъема до 20 — 25°. В этих
случаях разность скоростей может
доходить до 4 — 6'/0, и пренебрегать
ею нельзя.
Так как скорости примерно равны,
то на одном и том же угле атаки и
лобовое сопротивление самолета бу-
дет одинаковым. Поэтому мощность
Агп, необходимая для преодоления
лобового сопротивления как при
п <дъеме, так и в горизонтальном полете, примерно одна. Кроме
этой мощности, при подъеме приходится затрачивать дополни-
тельную мощность для подъема самолета вверх. Это объясняется
тем, что самолет пР..’подъеме перемещается относительно земли
по горизонтали и вверх.
Скорости самолета при подъеме можно изобразить треуголь-
ником скоростей АБВ (рис. 160), состоящим из скорости полета
по горизонтали АВ, вертикальной скорости и (ВБ) и скорости
по траектории АБ.
Дополнительную мощность ДА', необходимую для подъема
самолета с вертикальной скоростью «, можно найти по формуле
(36>
Рис. 160. Скорости самолета
при подъеме
157
Следовательно, полная мощность, потребная для подъем 1
слагается из двух частей:
— мощности дли преодоления лобового сопротивления само.,
лета при подъеме, примерно равной мощности, потребной дЗ
горизонтального полета, и
— мощности, необходимой для подъема самолета (для прв.
одоления силы G) с вертикальной скоростью и.
Поэтому для подъема необходима мощность большая, Чеу
для горизонтального полета, причем увеличение ее происходи
за счет большей силы тяги, потребной для подъема.
Подъем возможен только на тех углах атаки, где есть избы-
ток мощности, то есть на всех а между точками пересечения
кривых потребных и располагаемых мощностей (точки а, б на
рис. 153).
Па угле атаки, соответствующем максимальной скорости го«-
ризонтального полета, подъем самолета невозможен, так как
на этом угле атаки отсутствует избыток мощности.
Полная мощность Л'ПС1, затрачиваемая на подъем, может быть
найдена по формуле
+д^ л. с., (37)
где Na — мощность, необходимая для преодоления лобового
сопротивления при подъеме;
A.V— избыточная мощность, используемая для подъема само-
лета (для преодоления его силы веса).
Вертикальная скорость подъема. Вертикальной скоростью
называется высота, набираемая самолетом в 1 сек.; <1на является
вертикальной составляющей скорости подъема. О г вертикаль-
ной скорости зависит так называемая скороподъемность само-
лета, то есть время,в течение которого самолет может набрать
определенную высоту. Числозое ее значение находится в пре-
делах 10— 15 м/сек-, хорошие истребители могут взлетать вверх
еще быстрее, набирая в 1 сек. до 20 — 25 м.
Вертикальную скорость и можно определить по формуле (3G),
из которой находим
« = м/сек, (38)
где ДА’ —избыток мощности, найденный по кривым Пено.
Вертикальная скорость обратно пропорциональна полетному
весу самолета и прямо пропорциональна избытку мощности A.V.
Наибольшая вертикальная скорость будет на тех углах а гаки,
где избыток мощности наибольший и достигает значений
A.V
ызке*
Влияние веса на вертикальную скорость подъема заключается
в следующем. С увеличением веса самолета вертикальная ско-
рость подъема становится меньше, так как вес входит в зна-
менатель формулы (38). Это объясняется тем, что, расходуя
определенный избыток мощности на подъем, можно поднимать
158
1Ь1пой вес с малой скоростью или меныинй вес, но затс ^
/большей скоростью.
с в действительности вертикальная скорость с увеличением'
са падает еще и потому, что уменьшается избыток мощности
яа счет увеличения, погребной для горизонтального полета
’(.щности. Таким образом если увеличить полетный вес само-
летз» вертикальная скорость снизится очень резко, так как н
,еС самолета стал больше и избыток мощности стал меньше.
q увеличением веса уменьшается угол 0 подъема самолета,-
так' как уменьшается вертикальная скорость, а скорость по
траектории должна возрасти.
Влияние избытка мощности на вертикальную скорость за-
ключается в следующем. На разных углах атаки избыток мощ-
ности неодинаков. Наибольшее его значение у земли будет
примерно на а„в; поэтому наиболее быстрый подъем осуще-
ствляется обычно на этом угле атаки. По мере подъема на вы-
соту наибольший избыток сдвигается к экономическому углу
атаки я,ч. Это и определяет те углы атаки (от до iJt), па
которых выгоднее всего производить подъем, так как они
обеспечивают наибольшую скороподъемность.
Изменение ДА< до расчетной высоты для различных двигате-
лей происходит неодинаково. Вследствие различного измене-
ния Ж, вертикальная скорость меняется с высотой также не-
одинаково.
У невысотного двигателя избыток мощности с подъемом нэ
высоту уменьшается; поэтому, начиная от земли, вертикальная
скорость самолета с таким мотором будет уменьшаться, пока
па какой-то высоте опа окажется равной нулю.
У самолета, снабженного высотным мотором с нагнетателем.
A.V и вертикальная скорость до расчетной высоты увеличиваются.
После расчетной высоты избыточная мощность высотных мо-
торов уменьшается так же, как н у невысотных, поэтому их
вертикальная скорость также будет уменьшаться до тех пор,
пока на какой-то высоте Н она окажется равной нулю.
Таким образом, выгоды самолетов с высотными моторами,
кроме всего прочего, сводятся к тому, что они на больших
высотах располагают бдльшимн вертикальными скоростями.
Общим выводом является то, что с увеличением высоты по-
лета за расче дую -скороподъемность самолетов становится
меньше, так как вертикальные скорости падают, пока на какой-
то высоте, определенной для каждого мотора и самолета, они
окажутся равными нулю.
Потолок самолета. Высота, где вертикальная скорость само-
лета равна нулю, называется его теоретическим потолком.
На теоретическом поюлке избыток мощности равен нулю, и
самолет подниматься вверх больше не может.
Кривые Пено на теоретическом потолке для самолета с мо-
тором любого типа приведены на рис. 161. Кривая потребной
мощности поднялась так высоко, а кривая располагаемой мощ-
/5Р
«ости опустилась так низко, что они не пересекаются, а
соприкасаются. Касание происходит на угле атаки, близк^
к экономическому (несколько большем его). Поэтому на теоре
ческой потолке возможен только горизонтальный полет
только с одним углом атаки «««„.
В действительности самолет не может достигнуть своег
теоретического потолка, так как вблизи него избыток мощна
сти настолько незначителен, что вертикальная скорость
чается слишком малой. Чтобы преодолеть
Рис. 161. Кривые Пенс на теорети-
ческом потолке
рости подъема у земли, то есть
полу.
оставшуюся до те>
еретического потолка высоту,
пришлось бы затратить очень
большое' время, причем чем
ближе к потолку, тем большее
время понадобилось бы для
подъема на одинаковый отре-
зок высоты. Поэтому пользу-
ются понятием о так называе-
мом практическом потолке.
За практический потолок при-
нимают высоту, на которой
вертикальная скорость подъема
равна 5’,'э от вертикальной ско-
где «я= О,О5«0. Иногда
практическим потолком считают высоту, равную 95‘* „ теорети-
ческого потолка, то есть //прамт = 0,95/7геор.
Потолок самолета зависит в основном от трех величин:
1. Ог избытка мощности: чем он больше, тем выше потолок.
2. От удельной нагрузки на крыло : чем она меньше, тем
больше потолок.
3. От качества самолета: чем оно выше, тем больше потолок.
Типовые задави
26. Найти избыток мощности, необходимый для самолета песом G = 1 20Э кг,
если его вертикальная скорость должна быть равна 15 м/сек. Какова полная
мощность, затраченная из подъем, если мощность на этом угле атаки
.равна 290 л. с.?
Из формулы (36) найдем;
a.v = “ ’Cl = 15 • 1200 = 240 л. с.
75 75
По формуле (37) находим мощность, необходимую для подъема:
= No + Д-V = 290 + 240 = 530 л. с.
27. Какую вертикальную скорость может иметь самолет, если избыток мощ-
ности, которым он располагает, равен 200 л. с., я нес самолета G — 2000 кг?
и = в = 7,5 м/сек.
2000
6
160
I 36. 'планирование самолета
л лавированием называется прямолинейное движение самолета
йэ с постоянной скоростью по траектории, наклонной к гори-
о11Ту. Планирование отличается от подъема наклоном траекто-
,(И (нс вверх, а вниз), другим соотношением сил, действующих
самолет, и отсутствием тяги винта, так как полет происхо-
дит или с неработающим мотором, или на малых оборотах;
последнее наблюдается чаще всего.
1 Малые обороты мотора поддерживаются не для получения
силы тяги, а лишь в целях уменьшения лобового сопротивле-
ния остановленного винта. Кроме того работающий мотор дает
летчику возможность в любой момент перевести самолет на
другой режим полета, при котором тяга винта может пона-
добиться (например, на подъем, в горизонтальный полет).
Угол,составленный траек-
торией полета и линией го-
ризонта, называется углом
планирования 6 (рис. 162).
Схема сил и уравнения
планирования. При плани-
ровании тяга винта отсут-
ствует и на самолет дей-
ствуют не четыре силы, как
при подъеме или в горизон-
тальном полете, а только
три: подъемная сила крыла, р,1С Схема сил ври планировании
лобовое сопротивление са-
молета и вес самолета (рис. 162). Приложены они в центре тя-
жести самолета.
Подъемная сила Р крыла направлена перпендикулярно траек-
тории, а лобовое сопротивление самолета — параллельно
траектории, против движения.
Сила веса G направлена вертикально вниз. Разложим силу
веса G на дре составляющие G, и Ga. Сила Gj перпендикулярна
траектории и действует в одной плоскости с подъемной силой
крыла. Сила G2 направлена по движению и является, таким
образом, силой, как бы заменяющей силу тяги в. м. г. Она
действует в одной плоскости с лобовым сопротивлением. Вели-
чина сил Gt и G, непостоянна и зависит от угла планирования.
Чем больше угол О, тем больше сила G, и тем меньше сила G,.
Связь между перечисленными силами, обеспечивающая прямо-
линейность и равномерность движения самолета по траектории,
заключается в следующем.
Чтобы полет был прямолинейным, между подъемной силой
крыла и нормальной составляющей силы веса может быть
только одна зависимость: P~GV В противном случае появится
сила, перпендикулярная траектории, равная разности между
данными силами, и вместо полета по прямой самолет будет
Двигаться по кривой вверх (если Р> G,) илц вниз (если P<Gt).
16!
И-Курс ««pi'll С1МОЛСГО11
Следовательно, условием прямолинейности планирова,М
является равенство Р = 0v
В плоскости движения действуют две силы: лобовое сопЛ
тивление Q самолета и сила Gr Чтобы движение было равЗ
мерным, нужно равенство этих сил между собой, то есть Q
В противном случае вдоль движения появится сила, равная |Я
разности, которая увеличит скорость планирования (если С3>Я
или уменьшит ее (если G3<Q).
Таким образом, условием равномерности планировали
является равенство Q = О3. При его нарушении прямолинеЗ
ность траектории также нарушается.
Оба условия установившегося движения записывают обычм
вместе,' называя их уравнениями сил при планировании:
условие прямолинейности движения: P=Gt; )
условие равномерности движения: Q — Ga. )
Одновременно по рис. 162 легко обнаружить, что сила поД
него сопротивления /? равна весу самолета G, так как их со]
ставляющие соответственно равны. Тогда
R = G кг. (401
На основании формул (39) и (40) можно сделать следующие!
выводы:
1. Так как вес самолета в полете считается неизменны»
сила R при планировании, независимо от того, в каких уело!
виях оно происходит, также нечменяется ни по величине (всегда
равна G), ни по направлению (всегда вертикальна вверх).
2. Подъемная сила крыла меньше, чем в горизонтальном
полете, так как она уравновешивает составляющую Gu а не
полный вес. Ее величина непостоянна и зависит от углов пла-
нирования.
По мере увеличения угла 0 сил.т Gx и подъемная сила крыла
P = C,pSV’J становятся меньше Это может быть осуществлено
только за счет изменения угла атаки (и С) и скорости полета V,
так как величины р и 5 от угла планирования не зависят.
Одновременно будут расти сила Gt и лобовое сопротивление
самолета.
3. Угол атаки крыла, угол 0 и скорость планирования само-
лета тесно связаны между собой, так что каждому значению
одной из трех этих величин соответствует вполне определен-
ное значение двух других.
Основными характеристиками планирования являются ско-
рость, угол и дальность планирования.
Скорость планирования по траектории. Скорость планиро-
вания самолета зависит от углов атаки крыла. Это можно про-
следить по формуле (40), если подставить в нее значение
силы R. Тогда /? — G= Cp5V-.
При постоянных значениях G, р и 5 квадрат скорости плани-
рования и коэфициент С связаны между собой обратной про-
162
порцией. Во сколько раз увеличится коэфициент С, во столько же
‘|3 уменьшится значение V2, и, наоборот, с уменьшением С—во
’только же раз вырастет Vм. Так как по мере увеличения я
/и пределах летных углов атаки) коэфициент С увеличивается,
сьорость планирования должна уменьшаться.
Поэтому на малых углах атаки, где С невелик, самолет пла-
нирует с большими скоростями, а на больших я, наоборот,
с малыми скоростями. В пределах летных углов атаки наимень-
шая скорость планирования получается на критическом угле
атаки, где значение С наибольшее. Наибольшая скорость пла-
нирования получается на угле атаки, близком к первому лет-
ному. Она примерно в 1,5—2 раза больше горизонтального
полета.
Если сравнить планирование и горизонтальный полет на
одинаковых углах атаки, то скорость планирования будет
всегда меньше 1/п. Это объясняется тем, что коэфициент Су
всегда меньше, чем С, и чтобы создать одинаковую (равную
весу О) подъемную силу P = Cyf>SVi, самолет должен лететь
в горизонтальном полете быстрее, чем при планировании,
когда вес самолета уравновешивается силой полного сопроти-
вления /? = CpSV3.
Угол планирования. Выше было установлено, что угол пла-
нирования 0 заключается между траекторией полета и линией
горизонта. По рис. 162 видно, что угол между силами Р и /?
равен углу планирования, так как они оба составлены взаимно
перпендикулярными сторонами. В то же время этот угол
является углом качества 0. Поэтому можно сделать вывод, что
угол планирования и угол качества являются одной и той же
величиной и что при данном угле атаки, с определенным каче-
ством, самолет будет планировать под углом 0 к горизонту,
равным углу качества 0.
На основании этого свойства угла планирования угол 6 легко
найти по кривой Лилиенталя, построенной в одинаковых мас-
штабах (рис. 163).
Чтобы найти угол качества (и угол планирования) по такой
кривой для заданного угла атаки, нужно провести иа начала
координат прямую линию Оа до искомого угла атаки а,. Угол
между линией Оа и осью Cf даст угол качества и равный ему
угол планирования Числовую его величину можно найти
с помощью транспортира. Если продолжить линию Оа до пере-
сечения с кривой Лилиенталя в точке б, соответствующей дру-
гому углу атаки х,,, мы получим два угла атаки с одинаковым
качеством и с одинаковым углом планирования 6,.
Практически это значит, что самолет может планировать
с одним и тем же углом планирования 9,, но на двух углах
атаки: малом а, с большой скоростью и большом а2, но
с малой скоростью.
Исключением явится только наивыгоднейший угол атаки *
(точка д), полученный проведением касательной Од к кривой
11*
J63
Лилиенталя. На этом угле атаки будем иметь самый мад^
угол планирования вавн> возможный для данного самолета, .
самое пологое планирование.
Отсюда видно, что угол планирования самолета зависит о>
его качества. Чем больше качество самолета, тем меньше его
Рис. 163 Углы планирования
самолета
Угол планирования не
угол планирования, тем положе пЛа.
нирует самолет. Чем меньше качество®
самолета, тем круче проходит его
траектория, тем больше угол плани-
рования.
С увеличением или уменьшением
углов атаки от наивыгоднейшего ка-
чество уменьшается, а угол качеств»
(и планирования) увеличивается.
Качество данного самолета зави.
сит от его сопротивления. Если уве-
личить число деталей самолета, рас-
положенных в воздушном потоке, ка-
чество уменьшится, угол планирова-
ния станет больше, планирование —
более крутым. Наоборот, с уменьше-
нием сопротивления качество увели-
чивается, угол планирования умень-
шается и снижение становится более-
пологим.
зависит от полетного веса самолета,
хотя на первый взгляд кажется, что более тяжелый самолет
должен планировать круче (рис. 164).
Первоначально самолет имел полетный вес и двигался по.
траектории АВ со скоростью на угле атаки а. Угол плани-
Ц >Уг
Н - const
и
самолета на его угол
Рис. 164. Влияние веса
и скорость планирования
рования был равен 0.
С уменьшением полет-
ного веса до значе-
ния Gt уменьшаются
сила /? и скорость пла-
нирования (до значе-
ния Vs), н самолет,
двигаясь по той же
траектории АВ, доль-
ше продержится в воз-
духе. Так как угол атаки и качество самолета остались постоян-
з
ными, — угол планирования не изменяется.
Это положение оправдывается только в том случае, если вес
увеличен путем размещения грузов внутри самолета, без изме-
нения его лобового сопротивления. В противном случае (на-
пример, при подвеске бомб снаружи под крылом или при их
сбрасывании) изменятся лобовое сопротивление и качество
самолета, и угол планирования 6 будет другим.
Дальность планирования. Дальностью планирования (Z.) на-
зывается горизонтальное расстояние, пройденное самолетом за
164
Рремя от начала и до конца планирования. Дальность планиро-
рлния можно определить следующим образом. Пусть самолет
начал планировать с высоты И (точка А рис. 165) с определен-
ным углом 0. Двигаясь по траектории 45, самолет пройдет
относительно земли путь БВ, являющийся дальностью планиро-
рания. Найдем ее величину. Прямоугольный треугольник АБВ
подобен треугольнику, составленному из аэродинамических сил
Р, R и Q (так как они имеют по одинаковому углу 6). На осно-
L Р Р
вании подобия найдем, что = но так как = К, то
и = Откуда
L — HK, (41)
где L — дальность планирования;
Н — высота над землей, с которой начато планирование;
К—качество самолета, соответствующее тому углу атаки,
с которым он планирует.
Формула (41) показывает, что дальность планирования прямо
пропорциональна высоте полета и качеству самолета.
При заданном угле атаки
с большей высоты самолет
спланирует дальше, чем
с меньшей высоты.
С увеличением качества
угол б уменьшается, и пла-
нирование происходит бо-
лее полого,вследствие чего
дальность планирования
увеличится (рис. 165). Наи-
большая дальность полу-
чится при планировании на
паи выгоднейшем угле атаки,
где качество максимальное.
Рис. 165. Дальность плаяирования
Таким образом, особенностью пла-
нирования на анв является наименьший угол и наибольшая даль-
ность планирования. Особенностью планирования па экономи-
ческом угле атаки является наименьшая скорость снижения
и наибольшее время, в течение которого самолет может плани-
ровать.
Приведем пример использования этих свойств ам и «н„ для
планирования. Если в полете вышел из строя мотор, летчик
должен найти площадку для вынужденной посадки. Выгоднее
всего это делать на аэя,"так как при таком планировании потеря
высоты будет минимальной (за то время, пока летчик найдет
площадку). Выбрав место для приземления, летчик заинтересо-
ван в том, чтобы дотянуть до него, и в этот момент ему нужна
наибольшая дальность планирования, для чего необходимо
уменьшить угол атаки от до %,.
Кроме перечисленных факторов, дальность планирования
зависит еще от ветра, изменяющего путевую скорость са.мо-
165
лета. Начав планировать с заданной высоты АБ (рис. 166) по
углом 9 к горизонту на угле атаки а, самолет в безветрие про{
дет относительно земли расстояние БГ. Это и будет его дал»
ностью планирования. В случае встречного ветра IF самолет ц
том же а пройдет относительно земли меньшее расстояние Б[
вследствие чего угол планирования увеличится до значе
ния 9,. В случае же попутного ветра V/ самолет на угле атаки
пройдет относительно земли большее расстояние БД, что вызс
вет уменьшение и угла планирования до значения бп.
Таким образом, при встречном ветре дальность планироЦ_
ния 1
меньше, угол 6 больше, а траектория планирования круче/
чем в безветрие; при попутном ветре
дальность планирования больше,
угол 9 меньше, а траектория плани-:
рования проходит более полого, чем
в безветрие.
Дальность планирования от веса
самолета не зависит, и более нагру- 1
женный самолет имеет такую же
дальность, как и менее нагруженный,
что видно по рис. 164. При меньшем
весе G3 самолет планирует также
далеко (Z. = ББ) и с тем же углом
планирования 0, что и самолет с ббль- I
шим весом G,; различны при этом
только скорость и время планирова-
**ния.
Таким образом, дальность плани-
рования зависит от трех факторов: •
высоты полета, качества самолета
(изменяясь прямо пропорционально
им) и ветра — при встречном ветре ।
дальность уменьшается, при попут-
ном — увеличивается.
полет, планирование имеет два режима: ,
6titan put
У
Рис. 166. Влияние ветра ня
дальность и угол планиро-
вания
Как и горизонтальный
первый и второй.
К первому режиму относят планирование на углах атаки,
меньших наивыгоднейшего, дающего наиболее пологую траек-
торию планирования. Планирование на первом режиме, про-
исходящее на малых углах атаки с большими скоростями,
является наиболее распространенным.
Снижение самолета на скоростях, больших Ум1ке горизонталь-
ного полета, называют пикированием, которое относится к кру-
тому планированию на малых углах атаки.
Пикирование применяется в бою для атаки противника, в слу-
чае необходимости быстро потерять высоту или при фигурных
полетах.
Ко второму режиму планирования относят снижение само-
летов на углах атаки, больших наивыгоднейшего.
1Ь6
Снижение самолета на углах атаки от наивыгоднейшего и до
критического называется пологим планированием — с малыми
скоростями на больших углах атаки. Такой полет требует боль-
шого внимания и осторожности, так как самолет легко теряет
скорость, сваливается на нос или на крыло и может совсем
перестать слушаться рулей; это явление называется потеря
скорости.
Особенно опасна потеря скорости при планировании на малых
высотах. Поэтому планирование на больших углах атаки и осо-
бенно возле критического применяется очень редко, так как
его можно осуществить только на хорошо устойчивых и упра-
вляемых самолетах.
Планирование самолета на углах атаки, бблыпих критического,
называется парашютированием или крутым планированием с ма-
лыми скоростями и очень большими углами атаки. Самолет
при этом проваливается вниз почти плашмя.
Нормальное парашютирование, как установившееся движение,
не всегда возможно, так как самолет очень неустойчив и легко
срывается в штопор. Парашютирование применяется только
в исключительных случаях, например, при вынужденных по-
садках на неудобную площадку и при выполнении некоторых
фигур.
Типовые влг)ани
23. Найти дальность планирования самолета с высоты Н — 4 км, если наи-
большее качество самолета Кшкс = 11.
По формуле имеем;
/7-Л'-4-11 - 44 км,
то есть с высоты в 4 км летчик может спланировать я любом направлении
на расстоянии L — 44 км.
Отсюда ясна практическая роль большой высоты перед началом планиро-
вания и большого качества самолета.
---- ☆ ------
Глава VI
^УСТАНОВИВШЕЕСЯ ДВИЖЕНИЕ САМОЛЕТА
Неустановившимся считается движение самолета со скоростью,
переменной по величине или направлению или одновременно
по величине и направлению.
Изменение скорости и направления движения объясняется
тем, что силы, действующие на самолет, неуравновешены и
равнодействующая их действует в каком-либо направлении,
вызывая ускорение движения самолета. Вследствие наличия
ускорения появляются инерционные силы, равнодействующая
которых приложена в центре тяжести самолета.
К неустановившимся движениям самолета относятся взлет
и посадка, так как скорость движения в этом случае
167
непостоянна но величине и направлению; вираж, потому Чт_
направление скорости все время меняется; штопор, в начал»
которого скорости меняются по величине и направлению, а затем
только по направлению, и, наконец, ряд фигурных поле*
то в, выполнение которых также связано с изменением ско^
ростн по величине и направлению.
f 37. ВЗЛЕТ
Прежде чем подняться в воздух, самолет должен развить
необходимую для создания подъемной силы скорость, т. е. со-
вершить взлет. Обычно взлет производят против ветра, по
прямой линии, на номинальной мощности мотора, и только
в случае перегруженности самолета или малых размеров взлет-
ной площадки допускается взлет на максимальной мощности
мотора.
Нормальный взлет состоит
бега по земле, отрыва от нее
духе (рнс. 167).
Разбег. Начальный период
чтобы создать такую скорость
из трех основных периодов: раз-
и выдерживания самолета в воз-
взлета, необходимый для того,
движения' самолета, при которой
Рис. 168. С гема сил во время
разбега
на его крыльях возникает подъемная
сила, способная оторвать самолет от
земли, называется разбегом.
Во время разбега на самолет дей-
ствуют следующие силы (рис. 168):
тяга винта Ф, лобовое сопротивле-
ние самолета Q, трение колес F, вес
самолета G, подъемная сила крыла Р
и реакция земли N.
Первые три силы (Ф, Q и F) дей-
ствуют в горизонтальной плоскости.
До начала движения самолета тяга Ф
была максимальной, лобовое сопротивление Q = 0 (так как ско-
рость его движения равна нулю), сила трения максимальная.
Ручка управления взята на себя, /руль высоты поднят кверху,
а хвост самолета прижат к земле.
163
Разбег начинается с опушенным хвостом. Затем хвост до*
вольно быстро отрывается от земли, под влиянием воздушного
потока, созданного движением струи от винта и под дей-
ствием момента от силы трения F. Летчик способствует этому,
давая ручку слегка от себя,
С появлением скорости движения сила тяги Ф становится
меньше, сила Q растет, а сила F трения колес о землю стано-
вится меньше, так как одновременно с лобовым сопротивле-
нием Q появляется и подъемная сила Р, уменьшающая давление
колес на землю. При этом тяга винта Ф больше суммы сил Q + F.
Таким образом, в направлении движения создается сила, равная
разности Ф — iQ + F), вызывающая ускорение, вследствие чего
скорость самолета постепенно нарастает. Очевидно, что нара-
стание скорости будет тем быстрее, чем больше разность между
силой тяги и суммой лобового сопротивления и трения колес.
Следовательно, разбег является ускоренным движением само-
лета, сопровождающимся силой инерции, направленной против
движения, на преодоление которой „и затрачивается разность
сил Ф - (Q + F).
В вертикальной плоскости действуют остальные три силы:
вес О, подъемная сила Р и реакция земли N на колеса шасси.
Перед разбегом подъемная сила крыла равнялась нулю, а ре-
акция земли на колеса и костыль была равна полному весу
самолета. С началом движения на крыле возникает подъемная
силаР, которая уравновешивает часть веса G. Поэтому ,.еакция
з*мли N и сила трения F становятся меньше- По мере нараста-
ния скорости движения подъемная сила крыла увеличивается
до тех пор, пока она не станет равной весу самолета. Одновре-
менно с этим реакция земли уменьшается. В течение всего раз-
бега соблюдается равенство сил-.P+jV — G; поэтому насколько
увеличится одна из сил (Р), настолько же уменьшится другая (Л},
сумма же их (G) останется постоянной.
После подъема хвоста разбег производится в линии полета
на средних (меныпнх aiK) и малых углах атаки, в зависимости
от типа самолета. Разбег на малых а уменьшает лобовое сопро-
тивление самолета и позволяет быстрее набрать необходимую
скорость. Такой разбег с поднятым хвостом осуществляют при
взлете с хорошего аэродрома.
В исключительных случаях (малая взлетная площадка, вязкий
или топкий аэродром, площадка с лужами воды, взлет в отте-
пель, с рыхлого снега на лыжах) разрешается разбегаться
с полуопущенным хвостом, причем угол атаки не должен быть
больше <*м.
Отрыв. Момент отделения самолета от земли (точка а на
рис. 167) в конце разбега называется отрывом.
Отрыв происходит следующим образом: когда в конце раз-
бега подъемная сила станет равной весу, летчик слегка уве- *
личивает угол атаки (и значение Су) по сравнению с углом
атаки, на котором происходил разбег. При скорости, достигну-
169
той самолетом к концу разбега, крыло развивает подъемную
силу, превышающую вес G, и самолет отрывается от земли.
Таким образом,во время разбега за счет роста скорости со*
здавалась подъемная сила крыла Р — G. Увеличение же силы Р,
необходимое для отрыва самолета от земли, достигается уве*
личением угла атаки в момент отрыва. Для увеличения подъ-
емной силы могут быть использованы также закрылки и щитки.
Скорость самолета в этот момент называется скоростью от-
рыва; она на 10—15°/0 больше посадочной. Скорость отрыва
зависит от угла атаки а и удельной нагрузки на крыю. Чем
больше угол атаки, тем больше коэфицнент Су крыла и тем
меньше скорость при отрыве. Однако, вследствие большого
сопротивления на больших а, разбег производят обычно на
а < х .
эк
Чем больше удельная нагрузка 0/5 на крыло, тем большей
должна быть скорость отрыва.
Таким образом, отрыв самолета получается в результате
плавного нарастания скорости до необходимой при постоянном,
небольшом угле атаки. В конце разбега достаточно слегка взять
ручку на себя, и самолет взлетает за счет создающейся при
этом большей подъемной силы.
Выдерживание. Полет над землей после отрыва, необходимый
для набора скорости, допускающей нормальный, устойчивый
подъем самолета (на 15—26% больше скорости отрыва), назы-
вается выдерживанием.
После того как самолет оторвался от земли, летчик посте-
пенно отжимает ручку от себя, и самолет летит на таком угле
атаки, при котором е:л подъемная сила равна весу, а скорость
постепенно увеличивается. Набрав в процессе выдерживания
достаточную скорость, летчик от выдерживания переходит на
подъем (точка б на рис, 167).
Факторы, влияющие на длину разбега. Длина разбега
является важной его характеристикой, так как оиа определяет
размеры аэродрома, необходимые для безопасного взлета са-
молета.
На длину разбега влияют следующие факторы:
1. Скорость отрыва.
Чем больше скорость отрыва, необходимая для создания
достаточной подъемной силы, тем больше длина разбега, и на-
оборот. Так как скорость отрыва зависит от удельной на-
грузки 0/5, то с увеличением последней будут расти скорость
отрыва и длина разбега.
2. Нагрузка на лошадиную силу мощности мотора.
Чем меньше нагрузка ОН, тем меньше загружен мотор; по-
этому разность между силой тяги Ф, движущей самолет, и си-
лами Q -f- F, сопротивляющимися движению, будет больше, и
самолет быстрее оторвется от земли. Длина и время разбега
при этом уменьшаются.
Практически это значит, что легкие самолеты с очень мощ-
ными моторами (напрймер, истребители) должны иметь неболь-
J70
тую длину н время разбега. Такое явление в действительно-
сти и наблюдается.
3. Трение колес и костыля.
Чем меньше сила трения, тем меньше длина разбега. Ве-
личина самого трения зависит от характера и состояния грунта
аэродрома (на твердом — трение меньше, на мягком или топ-
ком— оно больше) и от удельной нагрузки на колеса. Послед-
няя величина зависит от веса самолета и размеров колес
шасси. Для уменьшения трения при разбеге хвост самолета
отрывают от земли. На современных самолетах стой же целью
вместо костылей ставят колеса.
4. Ветер.
Когда самолет находится в воздухе, ветер не влияет на тех-
ническую скорость, создающую подъемную силу. При движе-
нии самолета по земле скорость ветра приходится учитывать.
В этом случае техническая скорость складывается из скорости
движения самолета по земле и скорости ветра IF. Поэтому,
чтобы быстрее оторвать самолет от земли, взлет производят
против ветра, так как в этом случае скорость воздуха отно-
сительно крыла будет больше. Взлет по ветру увеличивает
и длину и время разбега, так как техническая скорость само-
лета будет равна разности между его путевой скоростью И,
и скоростью ветра UZ.
Взлет нередко производят также и с боковым ветром (на-
пример, со вспаханного поля вдоль его борозд, на полевых
аэродромах и т. п.). При этом летчик должен удерживать са-
молет от разворота против ветра отклонением руля поворота
в обратную сторону (если ветер слева — дать правую ногу)
и не давать ему крениться, для чего ручку дают в наветрен-
ную сторону. Длина разбега с боковым ветром несколько
больше, чем в безветрие.
U 38. ПОСАДКА
Всякий полет заканчивается посадкой самолета на землю.
Посадку производят по прямой, обычно против ветра, с за-
дросселированным мотором, имея конечной целью приземлить
самолет в указанном месте — у посадочного Т.
Различают посадки нормальную, парашютирующую и на боль-
шой скорости полета.
Нормальная посадка самолета складывается из следующих
пяти основных периодов: планирование, выравнивание, выдер-
живание, приземление и пробег (рис. 169).
Планирование (расчет на посадку) летчик производит, рас-
считав место предстоящего приземления самолета.
Во время плакирования разрешается уточнять расчет путем
подтягивания самолета мотором (не допуская этого во время
выравнивания) и производить скольжение, но не ниже 25 м
от земли. Расчетное планирование заканчивается на высоте
171
примерно 6 — 8 м от земли (точка а на рис. 169). Для разных
самолетов эта высота неодинакова.
Выравнивание — это перевод самолета, наклоненного к гори-
зонту под углом планирования, в горизонтальное положение.
Выравнивание производят плавным движением ручки.
Различные самолеты начинают выравнивать на разных вы-
сотах; примерной является высота 6—8 м. Кончается выравни-
вание у легких самолетов на высоте 0,75 — 1,5 м, а у тяжелых
на высоте 1—2 м. Увеличение этой высоты вызовет увеличе-
ние вертикальной скорости при последующем снижении и боль-
шие ударные нагрузки на шасси и другие части самолета.
Во время выравнивания самолет постепенно теряет скорость,
полученную им за время расчетного планирования, причем
в конце выравнивания (точка б) скорость ни в коем случае
не должна быть меньше посадочной, чтобы в момент призем-
ления самолет не ударился сильно о землю. * Но эта скорость
не должна быть и намного больше посадочной, чтобы не уве-
личилась длина пробега.
Рис. 169. Нормальная посадка самолета
Выдерживание — его цель двойная: потерять скорость перед
приземлением самолета до посадочной и придать ему трехто-
чечное положение. Поэтому в процессе выдерживания летчик
постепенно выбирает ручку на себя, придавая самолету поса-
дочный угол атаки; скорость полета уменьшается, но подъем-
ная сила не должна становиться меньше веса. Последнее до-
стигается увеличением угла атаки а примерно до акрит, а коэ-
фициента Су ДоСУМ1ХС (в точке в).
Горизонтальное движение самолета в этом случае происхо-
дит за счет запаса энергии, накопленной им при планиро-
вании.
Время, затраченное на выдерживание, зависит от того, с ка-
кой скоростью закончено планирование. Чем больше скорость
конца планирования, тем большее время понадобится для того,
чтобы ее потерять.
Приземление (парашютирование), как правило, должно про-
изводиться одновременно на три точки: два колеса и костыль.
В конце выдерживания скорость и угол атаки приобретут
значение посадочных, затем подъемная сила крыла станет
меньше веса, самолет слегка спарашютирует и приземлится
(точка г). При небольшой высоте, на которой происходит вы-
держивание, удар о землю будет невелик.
Во время парашютирования самолет продолжает терять го-
ризонтальную скорость, что сокращает длину пробега, следую-
щего за приземлением. /
Пробег является последним этапом посадки. При его прове-
дении нужно следить за прямолинейностью движения. Длина
пробега при посадке, как и разбега при взлете, является важ-
ной характеристикой самолета, определяющей его требова-
тельность к размерам аэродрома. Длина пробега зависит от
следующих факторов:
1. Посадочная спорость
Чем меньше ее величина, тем, очевидно, меньше длина про-
бега. Посадка требует от каждого летчика опыта, осторож-
ности и внимания. Вследствие этого посадочная скорость
должна быть как можно меньше. Уменьшение посадочной ско-
рости увеличивает безопасность посадки и уменьшает пробег
самолета после приземления (и размеры посадочной площадки).
Посадку производят на углах атаки, несколько меньших
акрит, так как полет на критическом угле атаки отличается ря-
дом неудобств (плохая устойчивость самолета, неэффективное
действие- элеронов, большая опасность потерн скорости). Не-
смотря на это, посадочная скорость на 4—6% меньше го-
ризонтального полета, что объясняется влиянием земли на
обтекание крыла (под крылом самолета как бы создается неко-
торая воздушная „подушка*).
Посадочная скорость зависит от удельной нагрузки CIS, ко-
торую можно уменьшить за счет уменьшения веса самолета
(что связано с его грузоподъемностью и боевым назначением)
или за счет увеличения площади крыльев (что ухудшает дру-
гие летные свойства самолета).
Кроме того на Vn5>(. влияет массовая плотность. Чем больше
высота, на которой происходит посадка (например, на пло-
щадке, расположенной где-либо в горах), тем меньше р и тем
больше посадочная скорость.
Для уменьшения посадочной скорости на современных само-
летах применяют разрезные крылья и щитки (рассмотренные
выше), значительно увеличивающие %М|ХС и уменьшающие Vl)oe
на 20 — 30%.
2. Средства торможения.
Движение самолета по земле тормозится трением его колес
и костыля о землю. Величина трения зависит от состояния аэро-
дрома. Чтобы увеличить трение при пробеге за счет костыля,
посадку обычно производят на три точки. При посадке на г>н
точки увеличивается и лобовое сопротивление самолета, так как
на больших углах атаки коэфициенты Сх также больше.
Кроме того на современных самолетах применяют тормозные
колеса, которые летчик может затормозить при движении по
земле, благодаря чему длина пробега уменьшается на 40—50%.
173
Наконец, торможение самолета увеличивается еще различными
воздушными тормозами! например, одновременным опусканием
элеронов, щитков.
При этом не только сокращается длина пробега, но и увеличи-
вается угол расчетного планирования (за счет увеличения Сх
крыла) при неизменной скорости полета. Это необходимо при
наличии препятствий большой высоты, расположенных на гра-
нице аэродрома (точка е на рис. 169).
3. Ветер.
Как правило, посадку производят против ветра, так как встреч-
ный ветер уменьшает путевую скорость самолета, а следова-
тельно, и путь, пройденный им по земле. Кроме того во время
пробега встречный ветер тормозит движение самолета. Действие
рулей при этом более эффективно.
Допускается посадка с боковым или даже попутным ветром,
если самолет, например, садится в направлении к месту своей
стоянки или при вынужденной посадке на малую площадку.
Посадка с боковиком требует большого внимания. Летчик в воз-
духе удерживает самолет от сноса в сторону и крена рулем
поворота и элеронами, а на земле —от стремления машины раз-
вернуться носом против ветра.
Посадка по ветру аналогична нормальной и отличается от нее
только увеличенным пробегом. Поэтому ее нужно очень точно
рассчитывать. ,
Парашютирующая посадка производится для того, чтобы
уменьшить длину пробега при плохом аэродроме (рыхлая почва,
кочки и др.).
Парашютирующая посадка может получиться и в случае ошибки
пилотирован^ летчика, когда скорость движения стала равна
посадочной, а самолет еще не коснулся колесами земли.
При посадке с парашютированием планирование кончают на
меньшей высоте, чем обычно, а затем выравнивают самолет.
Выдерживание производят на высоте до 1 м. Когда скорость
уменьшится до посадочной,
летчик берет ручку резко
на себя, увеличивает угол
атаки выше посадочного,
что увеличивает сопроти-
вление Q (так как вырос С,)
и уменьшает подъемную
силу (так как при этом
одновременно уменьшается
и Су и скорость полета V). Самолет начинает парашютировать
с .зависшим* хвостом.
Самолет касается земли или сразу тремя точками, или одним
костылем. Такая посадка создает большие нагрузки на шасси,
поэтому парашютирование не допускается с высоты, большей
1 .и. Траектория парашютирующей посадки изображена на рис. 170.
Посадка на большой скорости производится при сильном
ветре, превышающем 12—18 Mjcen. Иначе ее называют посадкой
174
>77/77.-.:--’-------—— ------
Pre. 170. Траектория парашютирующей
посадки
на колеса. Такая посадка может получиться и в результате
ошибки летчика, когда самолет коснется земли при скорости
больше посадочной.
В этом случае скорость планирования увеличивается, а вы-
равнивание начинается на меныисй высоте. Кончается выравни-
вание на высоте около 0,5 .и (точка а на рис. 171). При выдержи-
Рис. 17!. Траектория посадив на колеса
вании угол атаки увеличивается, причем самолет, двигаясь по
траектории, постепенно снижается, вплоть до момента приземле-
ния (точка б).
Самолет касается земли с поднятым хвостом. Летчик должен
задержать рулем высоты увеличение угла атаки и лишь по мере
уменьшения скорости пробега постепенно опускать хвост, выби-
рая плавным движением ручку на себя. В противпом случае
самолет может после при-
земления снова взмыть
(подняться) в воздух на
5—10 м. Траектория дви- ---
жения в этом случае по- ъЗр**
казана на рис. 172. У."VZWZZ.1 /’z’Z’T WWW»»»
Длина пробега при по- 1
садке на скорости увели- Рис. 172. Траектория посалки со взмыванием
чнвается. Таким образом,
период выдерживания над землей становится меньше, а длина
пробега больше.
Неправильная посадка на колеса может закончиться „капо-
том* самолета, то есть опрокидыванием его на нос, а затем и па
спину. Этого можно избежать, если в момент приземлении не
держать хвост самолета слишком поднятым вверх.
Типо»ы.<- задачи
29. Найти разницу " посадочной скорости у самолета, приземляющегося на
ровно меря и в горах — на 5С00 м над уровнем моря, если вес О — 3 000 лг,.
I = 50 м3, а мис = О.€5.
Применив формулу (31'), найдем для посадки на уровне меря:
У,ив = У Г ° aS = = 27>2 М С'К = 5718 *И'
При посадке в горах на высоте // = 5 ОСО .к, получим: *
Уиин и - « 1/,. а Д = 35>’ •*<«* = 126
"“иыию р U,v5-0,tW<>-50
175
Разница равна примерно 30 км/час или 29%.
Посаючная скорость будет на 5—6 кч меньше
Зв. На сколько уменьшится посадочная скорость у самолета со щитками
«три О = 1 000 кг, S = 10 .и’ и f = % если щиток увеличил Суи,кс от 0,7 до 1,2?
Обычное крыло:
- _ 1 / О _./ 10Й>-8
““"“Г C^^S-K 0,7-1-10
= 33,8 м/сек = 121,6 км час.
Крыло со щитками:
V’mmh = / -J.M/IQ- = 2S’8 = 93 KMj“aC-
Минимальная и посадочная скорости понизились примерно на ЗО'7о-
Й 39. ВИРАЖ
Из механики известно, что криволинейное движение может'
совершаться только при наличии центростремительной силы,
могущей уравновесить центробежную силу, возникающую при
движении по кривой и препятствующей криволинейному дви-
жению. Центробежная сила стремится превратить такое движе-
ние в прямолинейное.
Центростремительная сила связана с ускорением движения,
направленным к центру вращения; последнее означает, что ско-
рость полета должна меняться по направлению, величина же
ее может и не меняться. Вираж является именно таким криво-
линейный движением.
Виражем называется криволинейное движение самолета по за-
мкнутой траектории в горизонтальной плоскости с постоянной
скоростью. Часть виража называется разворотом.
Вираж может быть правильным и неправильным. Правильным
называется вираж самолета с постоянным углом крена р (бэта)
и радиусом г.
Углом крена 3 называется угол между линией горизонта и
поперечной осью самолета Z.
Рис. 173 изображает правильный вираж самолета вокруг вер-
тикальной оси ОО на постоянном расстоянии от нее г. При этом
крылья самолета составляют с горизонтом также постоянный
угол крена 3- Отличительной особенностью правильного виража,
кроме постоянства значений радиуса и угла крена, является то,
что продольная ось самолета X всегда перпендикулярна радиусу
окружности, по которой движется самолет, или направлена по
касательной к траектории движения в любой ее точке.
Если продольная ось самолета пересекает траекторию полета,
вираж называют неправильным (вираж со скольжением).
По углу крена виражи разделяются на глубокие (угол крена
больше 45°) и мелкие (угол крена меньше 45°).
Применяются виражи очень широко как для поворотов
в обычном полете, так и в бою.
176
Схема сил и уравнения виража. По рис. 173 видно, что при
ппавичьном вираже на самолет действуют следующие силы: вес
самолета тяга винта, лобовое сопротивление самолета и подъем-
ная сила крыла, расположенная в плоскости симметрии самолета
отклоненная от вертикали на угол крена р. Подъемная сила
крыла разложена на две составляющих: вертикальную Рг и горн-
Рис. 173. Схема сил на вираже
Рис. 174. Силы на вираже с различными
углами крена
«октальную Рг. Кроме того в горизонтальной плоскости действует
центробежная сила Рц.
Для того чтобы вираж проходил в горизонтальной плоскости
без снижения или подъема, нужно, чтобы вертикальная соста-
вляющая Р, подъемной силы крыла равнялась весу самолета,
то есть Р, — О. Так как мы вес принимаем постоянным, то и сила
Р1 останется неизменной.
Чтобы радиус виража г
был постоянным, необхо-
димо равенство горизон-
тальной составляющей Pt
подъемной силы крыла
и центробежной силы Fa,
то есть Pt = Fu. Отсюда
видно, что сила Р2 яв-
ляется центростреми-
тельной, которая заста-
вляет самолет двигаться
криволинейно. Чтобы по-
лучить силу Pt, нужно ’
с помощью элеронов на-
кренить самолет.
При нарушении обоих приведенных равенств (Р,— О и Р^/7,,)
вираж не будет правильным, так как нарушится горизонталь-
ность полета и изменится радиус виража.
Схема сил для двух углов крена (рис. 174) показывает, чго
при увеличении угла [4 сила Pt остается неизменной (так как G
И—Курс теории симилвгоп
177
не меняется), а сила Р8 растет. Это значит, что при большем
крене центробежная сила увеличивается, и чтобы ее уравно-
весить, нужна большая центростремительная сила Рг Вследств ие
этого подъемная сила крыла должна увеличиться, причем ее
рост вызывается только увеличением горизонтальной составляю-
щей Р2 при постоянном значении силы
Увеличение подъемной силы крыла Р, необходимое для ви-
ража с большим креном, может быть достигнуто увеличением
скорости полета или угла атаки. С этой же целью могут быть
использованы щитки и закрылки.
Сложив силу веса G с центробежной силой F, мы получим
силу GH, которая должна быть равна подъемной силе крыла
(P=Gj, так как их составляющие попарно равны.
Наконгц, последние две силы Ф и Q, действующие в гори-
зонтальной плоскости (рис. 173), также должны быть равны ме-
жду собой, то есть Ф—Q; это равенство обеспечивает неиз-
менность скорости виража по величине, что является обяза-
тельным при постоянных значениях гири полете на одном
угле атаки а.
Объединив указанные равенства, получим уравнения сил пра-
вильного виража:
условие горизонтальности виража P^—G,
условие постоянного радиуса виража PtsaFa,
условие неизменности скорости по величине 0=Q,
(42)
где Р, — вертикальная составляющая подъемной силы крыла;
Рг — горизонтальная составляющая силы Р, являющаяся
центростремительной силой;
GmQ — вес и лобовое сопротивление самолета;
Ф — сила тяги;
Fu— центробежная сила, стремящаяся превратить криволи-
нейную траекторию полета в прямолинейную.
Подъемная сила на вираже всегда больше., чем в горизон-
тальном полете, потому что она, кроме веса самолета, должна
уравновесить еще его центробежную силу. Поэтому на одном и
том же угле атаки скорость виража должна быть больше, чем
в горизонтальном полете. Так как с увеличением угла крена
растет центробежная сила, то уравновешивающая ее сила Pit
а с ней и подъемная сила крыла Р должны становиться больше.
Вследствие увеличения скорости увеличится лобовое сопро-
тивление, а с ним и тяга, необходимая для виража. Рост ско-
рости и тяги вызовет значительное увеличение мощности, по-
требной для виража; при этом, чем больше угол крепа, тем
больше должна быть мощность виража по сравнению с мощ-
ностью, расходуемой в горизонтальном полете.
Отсюда вывод: для виража необходим избыток мощно-
сти, тем больший, чем больше угол крена. Следовательно,
вираж возможно осуществить только на тех углах атаки,
где есть избыток мощности. Поэтому на угле атаки при V
178
горизонтального полета вираж сделать нельзя, а скорость ви-
ража всегда будет меньше V-a(BC горизонтального полета. Точно
так же нельзя выполнить правильный вираж на потолке, так
как избыток мощности отсутствует. На потолке возможен только
прямолинейный полет или разворот со снижением.
Отсюда ясно значение высотных моторов, сохраняющих избы-
ток мощности до больших высот. Самолет с высотным мотором
может на большей высоте делать вираж с большим углом крена
и вследствие этого с меньшим радиусом виража.
Радиус виража. Из механики известно, что центробежная сила
прямо пропорциональна квадрату скорости движения и обратно
пропорциональна радиусу криволинейной траектории, в данном
случае радиусу виража.
Чем быстрее летит самолет, тем больше его сила инерции и
тем труднее его развернуть; в результате радиус виража уве-
личивается. При полете с малыми скоростями самолет развер-
нуть легче: радиус виража уменьшается. Поэтому при одном
и том же угле крена радиус виража у скоростных самолетов
всегда больше, чем у тихоходных.
Связь между радиусом виража и углом крена состоит в том,
что вираж малого радиуса можно сделать только при большом
крене, а вираж с большим радиусом можно сделать и при ма-
лом крене. Объясняется это тем, что при вираже малого
радиуса центробежная сила получается очень большой и для
ее уравновешивания требуется такая центростремительная сила
Л, —составляющая подъемной силы (см. рис. 173), которую можно
получить лишь в случае большого угла крена самолета. При
виражах большого радиуса силы центробежная и равная ей по
величине центростремительная незначительны. При небольших
значениях центростремительной силы Ps се можно получить
и при малом угле крена. Поэтому для виража с малым радиусом
нужно увеличить угол крена, подъемную силу и скорость по-
лета. С увеличением же скорости радиус виража должен воз-
расти. Чтобы не допустить этого, вираж производят на боль-
ших а, когда сила Р растет за счет Су.
С подъемом на высоту массовая плотность воздуха р умень-
шается, а скорость виража возрастает. Поэтому радиус виража
на большей высоте обычно бывает больше, чем у земли. Это,
конечно, невыгодно, потому что как раз там, где необходима
большая .маневренность самолета, она становится хуже. У само-
летов с высотным мотором до расчетной высоты радиус виража
не увеличивается.
В зависимости от величины избыточных .мощностей каждый
самолет имеет свой наибольший, предельный угол крена и наи-
меньший радиус виража; в соответствии с изменением ДА7 ме-
няются и обе эти величины. Для уменьшения радиуса виража
обычно увеличивают подъемную силу крыльев — за счет увели-
чения углов атаки (коэфициентов Cv). На углах атаки, больших
аэк> вследствие неустойчивости самолета, вираж не производят.
12»
179
Современные самолеты имеют следующие примерные значения
наименьшего радиуса виража: гоночные от 435 до 485 м, истре-
бители от 160 до 240 и разведчики от 110 до 185 м.
g 40. ШТОПОР
Штопором называется быстрое снижение самолета по крутой
спирали с одновременным вращением. Основным назначением
штопора является тренировка летного состава, необходимая по-
тому, что любой вид полета при неправильном его выполнении
может закончиться штонором, из которого летчик должен уметь
вывести самолет^
По наклону оси самолета к горизонту штопор может быть
крутым и плоским, по направлению вращения — правым и
левым.
Физическая картина штопора. На рис. 175 изображен крутой
левый штопор. При штопоре самолет движется по крутой спи-
рали (стрелка с) радиуса г со скоростью И,
вращаясь одновременно вокруг вертикаль-
ной оси штопора 00 с угловой скоростью ш
(омега) и вокруг своей продольной оси X.
Самолет наклонен к горизонту под постоян-
ным углом &. За один полный оборот (виток)
самолет снижается на определенную высоту Л.
Полет происходит на углах атаки а, боль-
ших
Особенностью штопора является то, что
углы атаки крыла по его размаху неодина-
ковы. Это объясняется следующим образом.
При штопоре самолет движется криволи-
нейно, вращаясь вокруг оси 00 (рис. 176),
на расстоянии г от нее. За счет такого вра-
щения крайнее сечение б наружного крыла
имеет большую скорость (УД чем крайнее
сечение а внутреннего крыла (УД
Кроме вращения вокруг оси 00, самолет
при штопоре вращается еще вокруг про-
дольной оси X (на рис. 176 ось X проекти-
руется в точку X, так как она перпендику-
лярна плоскости рисунка); за счет этого вра-
щения наружное крыло приобретает долол-
вый мопор Ле нительную скорость и, направленную вверх,
а внутреннее—такую же скорость и, напра-
вленную вниз.
Найдя суммарную скорость движения наружного крыла У
и внутреннего Ув||, замечаем, что скорость V больше Увн и
кроме того направлена к хорде крыла под меньшим углом атаки,
т. е. а <" а .
кар шы
то
Таким образом, угол атаки а, который был вначале одинако-
вым на обоих концах крыла, стал на наружном крыле меньше,
а на внутреннем — больше.
Основную роль в изменении углов атаки играет вращение
самолета вокруг продольной оси X и возникающие при этом
дополнительные скорости и. Разница в углах атаки может быть
Гис. 176. Углы «.таки наружного и внутреннего (вви) крыла
очень большой. У внутреннего крыла они доходят до значений
яеи «=50—65°, в то время как наружное крыло имеет угол атаки
Эта разница в углах атаки, а следовательно, и разница
в аэродинамических силах, является причиной того, что само-
лет, введенный летчиком в штопор, продолжает автоматически
вращаться дальше, а иногда и сам,
помимо летчика, благодаря особому
свойству крыльев начинает непроиз-
вольно штопорить.
Выясним причины такого непроиз-
вольного вращения самолета, назы-
ваемого авторотацией.
Авторотация крыла. Авторотацией
крыла ^называется стремление его
к самовращению на углах атаки, боль-
ших критического.
Зная, что при штопоре углы атаки
наружного крыла меньше, чем вну-
треннего, обратимся к кривой Ли-
лиенталя (рис. 177). Здесь мы заме- •
чаем, что при* полете на углах атаки, ' рИс. 177. Коэфнциепты аэроди-
бОЛЬШНХ КрИТИЧеСКОГО, С увеличе- мимических сил наружного и
ннем а коэфицнент подъемной снлыС, внутреннего крыла
падает. Для рассматриваемого нами
случая окажется, что С внутреннего крыла, несмотря на боль-
ший угол атаки ahl), меньше, чем С,. наружного крыла, хотя
его угол атаки я и .меньше. Таким образом, С>1Мр больше,
чем Суы-
Очевидно, что при полете на углах атаки, меньших критиче-
ского, такое явление возникнуть не могло, так как с ростом
углов атаки здесь растет и коэфицнент С„.
181
Одновременно изменился и коэфициент лобового сопротивле-
ния С„ причем на наружном криле, где угол атаки меньше, и
Сг будет меньше. Кривая Лилиенталя показывает, что разность
между коэфициентамн С, обоих крыльев очень велика и СА
внутреннего крыла раза в два больше СХм, наружного крыла.
Таким образом, СЖиар меньше, чем САвя.
Так как коэфициент подъемной силы наружного крыла больше,
чем внутреннего, то и подъемная сила наружного крыла будет
больше, чем внутреннего. За счет разности'подъемных сил воз-
никает непроизвольное вращение крыла и самолета вокруг про-
дольной оси X. Вращение это направлено в сторону што-
пора.
Рис. 178. Плоский
левый штопор
Так как коэфициент лобового сопротивления наружного крыла
меньше, чем внутреннего, лобовое сопротивление правого крыла
будет меньше, чем левого. За счет разности
лобовых сопротивлений возникает непроизволь-
ное вращение крыла и самолета вокруг верти-
кальной оси 00. И это вращение, направлен-
ное в сторону штопора, способствует ему (см.
рис. 176).
Таким образом, авторотация возникает
только на углах атаки, больших критического,
вследствие различных углов атаки крыльев
(на наружном больше, чем на внутреннем), не-
одинаковых подъемных сил (на наружном
больше, чем на внутреннем) и разных лобовых
сопротивлений (на наружном меньше, чем на
внутреннем).
Крутой и плоский штопор. Внешним отли-
чием крутого и плоского штопоров является
наклон самолета к горизонту. При крутом што-
поре (см. рис. 175) угол наклона 6 находится
в пределах от 50 до 75°, при плоском штопоре
(рис. 178) тот же угол б равен всего лишь 25—35°.
Помимо наклона к горизонту, крутой и пло-
ский штопоры отличаются рядом других осо-
бенностей, приведенных ниже.
Характеристика штопора Крутой Плоский
Наклон самолет! к горизонту 0 Угол втаки крыла а Радиус ирашения центра тяжести г Потеря высоты аа 1 виток Л Скорость движения ио траектории V Время на один виток Запазшвапие самолета при выводе .. 50—73° 20—25° До полураамзха крыла 80—150 м (!,6-1,7) V„ee гЗ сек. от 0 до 1 витка - 25-35° до 65° 0,5—0.7 м 50—50 .ч (1,1-1,15) Vnoc 1,5 сек. 4—6 яитков
132
По этим данным видно, что скорость движения V по спирали
при крутом штопоре больше (за счет большей крутизны на-
клона самолета). Зато скорость вращения вокруг вертикальной
осн штопора 00 при плоском штопоре примерно вдвое больше,
чем при крутом. Таким образом, при крутом штопоре самолет бы-
стрее снижается, а при плоском — быстрее вращается. Вслед-
ствие большого запаздывания при выходе (4—6 витков), плоский
штопор гораздо опаснее крутого.
Запаздывание самолета при выходе из плоского штопора
объясняется большими углами атаки рулей, что уменьшает их
эффективность, и главным
образом так называемым
затенением рулей (рис. 179).
Оно заключается в том, на-
пример, что при левом што-
поре поток воздуха V на-
бегает на левую поверх-
ность фюзеляжа и поэтому
не имеет доступа к правой
половине горизонтального
Рис. 179. Затенение рулей при штопоре
оперения, заштрихованная часть которого оказывается нерабо-
тающей.
Аналогично неполностью используется и вертикальное опере-
ние, частично закрытое горизонтальным оперением от потока воз-
духа V, набегающего снизу. При отклонении руля поворота за-
штрихованный участок вертикального оперения работать не будет
Управление па штопоре. Из сказяяного должны быть понятными движения,
которыми летчик- вводит и выводит самолет из штопора. Задросселировая
мотор, летчпк плавно выбирает ручку на себя, переводя самолет на большие
углы атаки. Одновременно теряется скорость полета. Когда скорость упадет
до значения посадочной, летчик резко, доотказа, выбирает ручку на себя и
одновременно лает доотказа ногу в сторону штопора. Этим он вводит само-
лет в область углов атаки, где возникает авторотация, и дает первоначальное
закручивание. Нес самолета начинает опускаться, и он входит в штопор.
Однако самолет может войти в штопор и помимо воли летчика, например,
на малых скоростях полета с большими углами атаки, когда самолет плохо
слушается рулей, особенно элеронов. В такой момент достаточно какого-либо
небольшого толчка извне, и крылья начнут самовращаться.
В этом отношении опасны крутой подъем с малой скоростью, парашюти-
рование, вираж или разворот с потерей скорости и другие виды полета, так
или иначе связанные с вращением самолета, малой скоростью и большими
углами атаки.
Для вывода самолета из штопора летчик даст доотказа обратную вращению
ноту, устраняя этим вращающий момент, и затем отжимает ручку от себя до
нейтрального положения при плоском штопоре и ие доходя до него — при
крутом. Далее, пе трогля рулей, нужно ждать выхода самолета яз штопора.
После штопора самолет перейдет в пикирование, вывод нз которого в гори-
зонтальный полет производится взятием ручки на себя.
Число витков штопора должно быть рассчитано так, чтобы самолет оконча-
тельно вышел в горизонтальный полет на высоте не менее 600 м. На меньшей
высоте производить штопор воспрещается.
Влияние положения центра тяжести на штопор. Основным
фактором, влияющим на штопор, является расположение гру-
зов на самолете.
183
На рис. 180 изображен самолет в правом штопоре с двумя
различными положениями центра тяжести: 1) ближе к ребру
атаки крыла, так, что сила полного сопротивления /? находится
сзади центра тяжести, и 2) дальше от ребра атаки, так, что
сила 7? находится впереди центра тяжести. В центре тяжести
приложена сила веса самолета О', его центробежная сила Ри н
их равнодействующая сила Ge.
Силы, приложенные в центре тяжести, момента относительно
него дать не могут, так как их плечо равно нулю.
При расположении силы 7? сзади центра тяжести она дает
момент, направленный по стрелке а. Нос самолета при этом
опустится, а
угол
Ряе. 180. Влияние положения
центра тяжести на штопор
атаки крыла уменьшится. Таким образом,
при переднем положении центра
тяжести самолет имеет стремление
перейти к пикированию, то есть
выйти из штопора.
При расположении центра тя-
жести сзади силы 7? наблюдается
обратное явление. Момент от
силы 7?, направленный по стрелке б,
стремится уменьшить наклон само-
лета к горизонту, увеличивая этим
углы атаки, то есть переводит
самолет в плоский штопор, более
опасный и трудный для выхода.
Отсюда вывод:
— при переднем положении центра тяжести самолет легко вы-
ходит из штопора, а входит в него труднее;
— при среднем положении центра тяжести самолет легко входит
и легко выходит из штопора с небольшим запаздыванием
в 1—2 витка;
— при заднем положении центра тяжести самолет легче войдет
в штопор, но вывести его будет труднее.
Последнее следует иметь в виду при размещении грузов на
самолете и располагать их таким образом, чтобы центр тяжести
самолета не находился от ребра атаки дальше, чем на 33—34%
длины средней хорды крыла (см. § 49). Если центр тяжести
находится от ребра атаки на большем расстоянии, штопор на
самолете производить воспрещается.
? 41. ФИГУРНЫЕ ПОЛЕТЫ
К фигурным полетам относится большое количество различ-
ных фигур. Рассмотрим из них только петлю, иммельман, пере-
вороты и боевой разворот. Эти фигуры относятся к неустано-
вившемуся движению, то есть к такому, при котором скорость
полета меняется по величине и направлению, так как соотно-
шение сил, действующих на самолет (воздушных, инерционных
и веса), беспрерывно меняется.
Производство всех указанных фигур разрешается на высоте
не менее 300 м (на этой высоте самолет после фигуры должен
быть выведен в горизонтальный полет).
Петля. Петлей называется полет по замкнутой траектории
в вертикальной плоскости (рис. 181).
Форма петли не совпадает с окружностью. Опа проводится
на номинальной мощности мотора и повышенной начальной
скорости. В зависимости от мощности мотора скорость зта
колеблется в пределах от
1,6 до 2,3 VnM. Чем больше
мощность и тяга винта, тем
меньшей может быть на-
чальная скорость петли.
Петля выполняется сле-
дующим образом. Вначале
летчик дает полный газ,
чтобы разогнать самолет
и получить скорость, не-
обходимую для совершения
петли. Затем плавным, но
энергичным движением лет-
чик выбирает ручку на
себя (точка а), увеличивая этим угол атаки и подъемную силу
крыла; траектория полета начинает искривляться, а скорость,
приобретенная во время разгона, постепенно теряется. Само-
лет опрокидывается вверх колесами. Перейдя верхнюю точку
петли б, летчик убирает газ, оставляя ручку взятой доотказа
на себя. Самолет проходит вторую часть петли, постепенно
опуская нос под действием
самолета. Выходя из петли
Рис 181. Траектория петли
а
Рнс. 182. Ординарный переворот
отклоненного руля высоты и веса
в горизонтальный полет (точка а),
летчик ставит ручку нейтрально
и увеличивает обороты мотора.
Перевороты через крыло. Так
называют фигуры, при которых
самолет поворачивается вокруг
свое^продольной оси на 180е или г
бо-ibWL Они могут быть ординар-
ные и двойные.
Ординарным называется перево-
рот самолета через крыло с после-
дующим выходом его в пикирова-
ние в направлении, обратном вводу
(рис. 182).
Чтобы выполнить ординарный переворот, летчик энергич-
ным движением выбирает ручку на себя и в сторону намечен-
ного вращения и дает ногу также в сторону вращения. При
этом увеличивается угол атаки крыла за \рн-, крыло попадает t
в область авторотации, и начинается самовращение его, очень
похожее на штопор.
/85
Крыло, введенное в область авторотации, вращается до тех
пор, пока летчик не поставит рулей tf обратное положение,
необходимое для выхода. При ординарном перевороте самолет
успевает сделать полвитка штопора с осью вращения, напра-
вленной вверх.
Находясь в верхней точке а траектории, летчик дает обрат-
ную ногу (при правом перевороте — левую, и наоборот),
оставляя ручку взятой на себя. Когда самолет начнет выходить
в горизонтальный полет, ручка отдается вперед.
Таким образом, самолет быстро развернется на 180’, поте-
ряв при этом небольшую высоту. Потеря высоты должна быть
Рис. 183. Двойной переворот — «бочка*
как .можно .меньше. Преимуществом ординарного переворота
является более быстрый поворот самолета на 180°, чем, напри-
мер, при вираже.
Двойной переворот, в отличие от ординарного, представляет
собою полный (на 360’) виток горизонтального штопора
(рис. 183).
Обычно его выполняют на скорости, несколько большей
крейсерской и на номинальной .мощности мотора. Помимо этого
техника выполнения двойного переворота ничем не отличается
ют ординарного. Если начальная скорость будет недостаточ-
ной, самолет правильного двойного
переворота не сделает и па втором
полувитке перейдет на снижение.
Двойной переворот считается пра-
вильно выполненным, если самолет
не потерял ни высоты, ни направле-
ния и при выводе самолета не было
крейа и опускания носа.
Переворот Иммельмана. Иммель-
маном называется переворот через
крыло, произведенный в верхней
точке петли (рис. 184).
Начало переворота Иммельмана
Рис. 184. Переворот Иммель-
мана
ничем не отличается от петли, за
исключением того, что для него требуется начальная ско-
рость большая, чем для петли (в 2,5—2,8 раза больше посадоч-
ной).
В верхней точке а петли, когда самолет находится вверх
колесами, летчик дает ногу и ручку в сторону требуемого
вращения и одновременно выбирает ручку на себя; самолет,
•сделав переворот, выйдет из петли в горизонтальный полет.
186
В воздушном бою переворот Иммельмана дает следующие
преимущества:
1. Он позволяет набрать высоту до 100—150 м.
2. При выходе из фигуры самолет имеет скорость, доста-
точную для того, чтобы немедленно перейти на другую фигуру,
например на новую петлю.
Таким образом, при Иммельмане самолет разворачивается на
180"* с набором высоты и при выходе из него обладает ско-
ростью, позволяющей выполнение очередной фигуры.
Боевой разворот. Боевой разворот является одним из спосо-
бов быстро развернуть самолет на 180° с одновременным на-
бором высоты и потому применяется в воздушном бою до-
вольно часто. По окончании разворота самолет имеет скорость,
допускающую повторную атаку противника.
Рис. 185. Левый боевпй разворот
На рис. 185 изображен левый боепой разворот. Самолет из
положения 1 вводится в глубокий вираж на крейсерской ско-
рости (на 60—70 /fl больше посадочной). Одновременно с кре-
ном (положение 2) задирают нос самолета, беря ручку на себя
Стрелка а показывает направление первоначального крена
самолета (влево).
По мере подъема носа и увеличения крена примерно до 60'
число оборотов мотора увеличивают до номинальных. В поло-
жении 3 самолет летит, имея крен около 60:. Развернувшись
в горизонтальной плоскости на 130—150° с одновременным
подъемом (положение 4), летчик начинает выводить самолет из
боевого разворота, выправляя данный прежде левый крен.
Самолет при этом кренится обратно (вправо) по стрелке б,
вращаясь вокруг своей продольной оси, до горизонтального
положения крыльев. Нос самолета опускается также до гори-
зонтального положения 5 при тех же номинальных оборотах
мотора. После вывода из разворота обороты мотора снова
уменьшают. При недостаточной начальной скорости самолет
в указанной точке боевого разворота (положение 4) может легко
потерять скорость и перейти в штопор.
187
Для большей наглядности на рис. 185 показан вид сверху
того же боевого разворота, так как вид сбоку не показывает
разворота самолета в горизонтальной плоскости.
---- ★ ----
Глава VJI
ПОНЯТИЕ О НАГРУЗКАХ И ДЕФОРМАЦИЯХ ЧАСТЕЙ
САМОЛЕТА
8 42. ПОНЯТИЕ О РАСЧЕТНЫХ НАГРУЗКАХ КРЫЛЬЕВ
Изучив основные части самолета и силы, действующие на
него, рассмотрим, как загружаются основные детали самолета
в различных случаях полета и каким деформациям они наибо-
лее часто подвергаются.
При установившемся горизонтальном полете на самолет
действуют подъемная сила Р, вес самолета О, тяга винта Ф
и сила лобового сопротивления Q (рис. 186). В этом случае
Рис. 186. Силы, действующие на самолет в горизонтальном
и криволинейном полете
отношение подъемной силы к весу самолета будет равно еди-
нице, так как Р= G.
Если угол атаки увеличить, то подъемная сила возрастет
ы станет больше веса самолета. Самолет начнет двигаться
криволинейно, появится центробежная сила Рм, которая вместе
с составляющей Gx веса уравновесит увеличивающуюся подъем-
ную силу Pv В этом случае крылья самолета и все его детали
будут испытывать большую, чем вхгоризонтальном полете, на-
грузку, то есть самолет будет испытывать перегрузку.
Понятие о перегрузке. Разделив подъемную силу Рх на вес
самолета G, получим число, выражающее перегрузку:
Это число п показывает, во сколько раз нагрузка, испыты-
ваемая крылом в криволинейном полете, больше нагрузки, испы-
тываемой им при установившемся горизонтальном полете.
J88
Величина перегрузки зависит от того, как резко меняется
траектория полета. Чем меньше радиус траектории, тем больше
сила /ц, тем большую подъемную силу должно создать крыло
л тем больше будет перегрузка.
Полетная перегрузка. Нагрузка на части самолета меняется
в зависимости от характера его полета. Наибольший интерес
представляет максимальная нагрузка, которая может появиться
в чксплоатации самолета. Эту м а к с и м ал ь н у ю «нагрузку на-
зоаем полетной, обозначив ее Ргол. Нагрузку, испытываемую
частями самолета в горизонтальном полете, обозначим Р
и будем называть нормальной.
Тогда полетной перегрузкой будет отношение максималь-
ной нагрузки, действующей на какую-либо часть самолета
в данном криволинейном полете, к нормальной нагрузке на ту
же деталь в горизонтальном полете (при одинаковых углах атаки).
Перегрузка крыльев связана с величиной подъемной силы,
создаваемой ими и загружающей их в первую очередь. По-
этому полетную перегрузку крыльев находят по формуле:
^с.ал
П=р------Q-,
'корм
где п — полетная перегрузка крыла (отвлеченная величина);
Рп<м — максимально возможная (полетная) нагрузка крыла;
G — вес самолета, подставленный вместо нормальной на-
грузки Р, так как в горизонтальном полете Рмори — G.
Теоретически наибольшая возможная перегрузка при резком
изменении угла атаки в горизонтальном полете равна квадрату
диапазона скоростей (примерно п =16—25). Практически таких
перегрузок достичь нельзя, потому что их величина зависит
еще и от того, как резко можно изменить угол атаки. Так как
мгновенно изменить угол атаки в полете нельзя, то действи-
тельная полетная перегрузка значительно меньше и достигает
значений 5—9.
Не следует смешивать полетной нагрузки крыла Роал с его
перегрузкой л. Ртл — наибольшая сила в килограммах, кото-
рая может в полете загрузить крыло; п — безразмерная вели-
чина, показывающая, во сколько раз сила Рпол, возникающая
в криволинейном полете, больше подъемной силы Раори гори-
зонтального полета.
Перегрузки при посадке и в ветер. Перегрузки возникают
не только в полете. Так, при посадке, в момент удара само-
лета о землю, части его также испытывают повышенную на-
грузку, только сравнивают ее не с нагрузкой в полете, а с
усилиями в частях при стоянке самолета на земле.
Отношение усилий, возникающих в деталях самолета при
посадке, к усилиям при стоянке его на земле и дает в этом
случае величину перегрузки.
189
Наконец, перегрузки возникают в полете за счет ветра. Са-
молет летел горизонтально со скоростью V (рис. 187, я). Верти-
кальный поток ветра IF увеличил угол атаки крыла до значе-
ния вследствие чего подъемная сила крыла возросла; это
и вызовет перегрузку. Такая же перегрузка может возникнуть
при пикировании самолета (рис. J87,0), когда он попадает
в горизонтальный поток воздуха 1Г.
Чем больше скорости полета V и ветра 1Г, тем больше
перегрузка. С увеличением удельной нагрузки G S перегрузки
за счет ветра уменьшаются.
Зная перегрузки частей самолета, выясним, на какие силы
их рассчитывают.
Расчетные (разрушающие) нагрузки. Части самолета загру-
жаются в криволинейном полете больше, чем в горизонталь-
ном, и естественно, что это требует
увеличения их прочности по сравне-
нию с нормальным горизонтальным по-
летом. Поэтому рассчитывать проч-
ность, например, крыла на подъемную
силу Р,„рм, создаваемую им в горизон-
тальном полете, нельзя, так как полет-
ная нагрузка Р11о) в криволинейном по-
лете будет всегда больше.
Прочность крыла рассчитывают на
так называемую разрушающую на-
грузку Ррмр, которая в 1,5 — 2 раза
полетной, могущей в действительности
загрузить крыло. Если же нагрузить крыло силой Р11Ир, оно раз-
рушится.
Это необходимо для предохранения крыла от всяких слу-
чайностей в воздухе, для того, чтобы в деталях крыла ни
в каком случае полета не появились остаточные деформации,
изменяющие размеры деталей самолета, их прочность и регу-
лировку самолета в целом.
Таким образом, размеры каждой детали рассчитываются на
большую, чем в действительности, нагрузку, которой она ни-
когда в полете не испытывает, и потому деталь оказывается
более прочной, чем это нужно для полетной нагрузки Р . Это
делает полет более безопасным и характеризуется так назы-
ваемым коэфипиентом безопасности.
Коэфициент безопасности. Коэфипиентом безопасности f
называется отвлеченное число, показывающее во сколько раз
разрушающая нагрузка больше максимальной полетной. Таким
образом,
Рис. 187. Возникновение
перегрузок год влиянием
ветра
больше максимальной
Величина коэфициента безопасности берется в пределах от
1,5 до 2,5, в зависимости от характера нагрузки, условий по-
190
лета и свойств материалов, использованных при постройке
самолета.
Из сказанного выше видно, что разрушающая нагрузка
больше максимальной полетной в / paat т. е. Рр1зр = Ром •/.
Но в то же время максимальная полетная нагрузка больше
нормальной (в горизонтальном полете) в п раз, то есть Pav^ —
- пР .
• мзрм
Тогда разрушающая нагрузка окажется больше нормальной
в f-n раз, то есть
р = f-P = fn.P .
1 разр > пол J • норм
Произведение f-n дает величину так называемого коэфи-
циента статической перегрузки (лст).
Коэфициент статической перегрузки. Он показывает, во
сколько раз нужно увеличить нагрузку данной детали в гори-
зонтальном полете, чтобы получить разрушающую.
Числовое значение коэфициента колеблется у современ-
ных самолетов в пределах 9—13 и зависит от типа самолета
н условий его полета.
Приведем небольшой пример, который наглядно показывает
соотношение между разрушающей, полетной и нормальной
нагрузкой крыла самолета.
Пусть самолет весом G — 3000 кг делает вираж с углом крена
Р = 70°, при котором полетная перегрузка п = 3. Тогда полетная
нагрузка крыльев самолета будет:
Р„„л —п• Рнорч — п-0 = 3- 3000 -9000 кг.
Если принять коэфициент безопасности f — 2, то разруша-
ющая нагрузка окажется равной
^p»p=/A» =2-9000 = 18000 кг.
Таким образом, при весе самолета G-Зт его крылья должны
быть рассчитаны для виража на 18 т, то есть на нагрузку,
в 6 раз большую нормальной.
II это еще не предел, так как бывают случаи полета, когда
коэфициент статической перегрузки доходит даже до значений
= 13. Тогда для взятого выше случая РНй = 3 гп разруша-
ющая нагрузка крыльев самолета будет:
Рв:м = пст'Р,.^г — 13*3 = 39 т
р*’-зр ст норм
Из всего сказанного о перегрузках ясно, что от них в большой
степени зависит прочность самолета. Поэтому приходится учи-
191
тыеать условия работы самолетов различных типов (полетный
нес, максимальная скорость, маневренность и т. д.) и те пере-
грузки, какие могут появиться у них в полете.
Прочность самолетов различных типов. Сравним требова-
ния, предъявляемые к истребителю и тяжелому бомбардиров-
щику с точки зрения их прочности.
Истребитель летает с большими скоростями, он должен
делать все фигуры и быть особо маневренным. Поэтому его
полетные нагрузки Рпо1 и перегрузки п очень большие, а коэфи-
циент статической перегрузки доходит до значений п = 10—13.
Тяжелый бомбардировщик, имеющий меньшую скорость
и маневренность, не делающий фигур, не может иметь таких
больших полетных перегрузок, как истребитель. Поэтому его
коэфицнент статической перегрузки доходит до значений
пст=6—7. Поэтому истребители всегда прочнее тяжелых бом-
бардировщиков.
Этот вывод применим лишь к относительной, но не абсолютной
прочности. Так, если крыло истребителя с полетным весом
<7 = 2 m загрузить весом в 30 т, оно такой нагрузки не внлер-
жит и, конечно, разрушится. В то нее время для крыла тяжелого
самолета с полетным весом (7 — 30 т такая нагрузка будет
нормальной, пе вызывающей в нем даже остаточных деформа-
ций.
Когда говорят, что истребитель прочнее тяжелого бомбарди-
ровщика, это значит, что крыло истребителя рассчитано на раз-
рушающую нагрузку, в 10—13 раз большую полетного веса
истребителя, тогда как крыло тяжелого самолета может выдер-
жать нагрузку, только в 6- 7 раз большую полетного веса само-
лета. Это же относится и к другим частям самолета.
Поэтому нагрузка отдельных деталей самолета определяется
условиями их работы, зависящими от типа самолета и харак-
тера его движения.
§ 43. РАСЧЕТНЫЕ СЛУЧАИ
Самолет состоит из отдельных деталей, каждая из которых
имеет определенное назначение и нагрузку. Нагрузка частей
самолета зависит от скорости и характера его движения, от
атмосферных условий полета и резкости движения рулями.
Если взять самолет, находящийся в определенном положении
в воздухе, и найти нагрузки каждой его детали, то окажется,
что эт нагрузки имеют самый различный характер. В один и
тот же момент некоторые части могут совсем не работать,
другие, наоборот, будут загружены очень сильно. В качестве
примера можно привести шасси: в полете оно совершенно не
работает, если пе считать лобового сопротивления и небольших
jpfcpunoHHWX сил, зато в момент посадки стержни шасси испы-
тывают полную нагрузку. Это относится и к любой другой
детали самолета, каждая из которых работает с максимальной
192
. только в определенном случае полета, не со-
нагрузкон времени с максимальной загрузкой других
впадают*-м г
вывод, что рассчитывать самолет на одно какое-либо
о кение его в воздухе нельзя, так как для одних частей
нагрузки в этом положении будут наибольшими, а для других
час"й —ИХ может не быть совсем.
Иля общей прочности самолета нужно, чтобы любая, самая
незначительная его деталь выдержала во всех случаях полета
наибольшую нагрузку, приходящуюся на нее.
Особо тяжелые условия работы каждой детали самолета
(крылья, шасси, оперение и т. д.) даются в так называемых
нормах прочности в виде расчетных случаев. Рассмотрим
расчетные случаи наиболее важной части самолета — его
крыльев.
Расчетные случаи для крыльев. Нормы прочности (1934 г.)
дают для крыла пять основных расчетных случаев: Вк, Сл,
Рис. 188. Расчетный
случай Ак
DK и Ек. Выясним их особенности.
1. Случай А к — к р и в о л и и е й н ы й и о;
лет на угле атаки наибольшей
подъемной силы (на Су Н1КС). На прак-
тике такой случай будет иметь место при
резком выводе самолета из пикирования
(рис. 188, а), когда угол атаки крыли
быстро изменяется от очень малого или
отрицательного до критического.
На случай рассчитывают все само-
леты, даже не пикирующие, так как и у
них угол атаки и перегрузки □ полете мо-
гут резко изменяться. Особенно важен
этот случай для пикирующих самолетов,
полетная перегрузка которых может дойти
до больших величин. Согласно нормам
прочности, коэфицнент статической пере-
грузки пстЛ случая /1К может изменяться
в зависимости от полетного веса и макси-
мальной скорости полета от 4 до 13.
На рис. 188 показано крыло в случае
случай взят потому, что полет на критическом угле атаки
отличается наибольшей величиной силы полного сопротивле-
ния R и самым передним ее положением (см. рис. 125), вслед-
ствие чего наибольшую часть силы R воспринимает передний
лонжерон, а меньшую часГь — задним.
На рис. 189 изображена кривая Лилиенталя, на которой по-
казаны расчетные случаи крыла, в том числе и случай Ак (угол
атаки »мрит). Гак как при полете на «йр|П. сила R имеет наи-
больший наклон вперед (примерно 97—98° к хорде), она изги-
бает и крыло вперед.
А . Расчетным этот
13—Куре теория с,ио лет »
193
2. Случай В* — криволинейный полет на малых
углах атаки. Коэфициент подъемной силы случая Як прини-
мают равным 20% от CZMm, т. е. С% = 0,2 %М1К1.. Соответству-
ющий угол атаки указан на рис. 189 (угол а^).
На практике такой случай встречается при плавном выводе
самолета из пикирования, когда угол атаки увеличивается
не до критического, а до меньших значений ' (рис. 190, а),
траектория "полета получается более плавном, чем в слу-
чае
Коэфициент статической перегрузки примерно вдвое меньше,
чем в случае и в зависимости от полетного веса и мане-
вренности самолета колеблется в пределах п(тВ — 3 — 7,5.
Рис. 190. Расчетный случай Вя
Рис. 189. Расчетные
случаи крыльев на
кривой Лилиенталя
Центр давления крыла находится примерно по середине про-
филя (рис. 190), ближе к заднему лонжерону, почему он загру-
жается больше переднего. Крыло изгибается вверх и назад.
3. Случай Сл — пикирование на угле атаки нуле-
вой подъемной силы (Cz —0) или отвесное пикирование.
Распределение нагрузки по хорде крыла дано на рис. 127,
а угол атаки указан на рис. 189 (угол ас).
На крыло действует сила лобового сопротивления Q, причем
Q = G. Тогда полетная перегрузка л = 1, так как отношение
Случай С* взят как расчетный, потому что крыло при этом
закручивается моментом пары сил М — Р-а (рис. 191), который
как бы опрокидывает самолет вверх колесами по стрелке /.
Равновесие самолета сохраняется за счет момента подъемной
силы хвостового оперения, противодействующего моменту крыла-
194
. чивающиМ момент в одинаковой степени загружает оба
лонжерона крыла силой К = 4“ При постоянной вели-
момента .И нагрузка на лонжероны зависит от расстоя-
чинс ми больше, тем меньше сила К.
D*~~ криволинейный полет с нагруже-
нием крыльев сверху. Этому случаю соответствует наи-
бопьшая отрицательная подъемная сила крыла (см. рис. 111),
наплавленная от верхней поверхности крыла к нижней на угле
атаки «р (рис. 189).
к нижней на угле
Рис. J91. Расчет-
ный случай Ск
Рис. 193. Расчетный
случай Ек
Возможные положения самолета показаны на рис. 192.
Рис. 192,а относится к криволинейному полету на спине. Такой
случай встречается только у истребителей или специальных само-
летов, приспособленных для перевернутых полетов. Рис. 192, б
изображает резкий переход самолета из обычного горизонталь-
ного полета на крутое планирование. Такой случай встречается
у всех самолетов.
Коэфициент статической перегрузки колеблется в пре-
делах 2—3.
Наибольшая нагрузка в случае DK, как и в случае Ак, при-
ходится на передний лонжерон (рис. 192, а), но сила R напра-
влена в обратную сторону, почему и крыло изгибается в про-
тивоположную сторону (по сравнению со случаем ЛД
Вследствие обратного направления нагрузки на крыло, этот
случай и взят как расчетный.
о. Случай £, — резкая посадка. В момент посадки крыло
загружается инерционными силами С, возникающими за счет
удара о землю, и аэродинамическими силами R (рис. 193). Там
же показана реакция земли А.
Инерционные силы, действующие вниз, зависят от веса крыла
и тех агрегатов, которые в нем расположены. Кроме того силы
С зависят от амортизации шасси. Чем мягче амортизация, тем
13*
195
меньшие толчки испытывают детали самолета при посадке, тем
.меньше инерционные силы крыла и его перегрузки.
Числовое значение перегрузки крыла и шасси при посадке
одно и то же и находится в пределах лст£ —3—5.
Что касается аэродинамических сил, то в момент приземле-
ния обе силы /?, действующие рверх, несколько меньше полет-
ного веса самолета G.
Таким образом, изгиб крыла вниз под действием инерционных
сил уменьшается воздушной нагрузкой, изгибающей крыло вверх.
Соотношение между действующими силами зависит от того,
как распределен вес самолета. Если в крыльях размещена
большая часть веса самолета (моторы, бензобаки, бомбы и т. п.),
как это часто бывает у тяжелых самолетов, то нагрузка на
крыло вниз будет значительной.
Если же крылья не загружены, их инерционные силы будут
значительно меньше, и тогда действие силы/? может оказаться
сильнее.
Разрушающую нагрузку крыла находят, умножая его вес (со
всеми агрегатами, расположенными в крыле) на коэфициент
§ 44. ПОНЯТИЕ О РАБОТЕ ЧАСТЕЙ САМОЛЕТА
В полете, на стоянке, при движении по земле различные
части самолета подвергаются действию различных аэродинами-
ческих, инерционных сил, сил веса и т. д. Все эти силы загру-
жают детали самолета, изменяют их форму и размеры, так или
иначе деформируют их.
Изменение под действием нагрузки размеров и формы частей
н деталей самолета называется деформацией.
В зависимости от того, как действуют силы на детали,
деформации делятся на растяжение, сжатие, сдвиг, кручение,
поперечный и продольный изгиб.
Например, трос, котором трактор тянет за собой самолет
при движении по земле, работает на растяжение. Ножки стула
под действием веса человека, сидящего на нем, испытывают
сжатие. Заклепки различных баков работают на срез (сдвиг).
Хобот автостартера, запускающего мотор, работает на круче-
ние. Верхний стержень турника под действием силы веса гим-
наста испытывает изгиб, называемый поперечным. Длинная и
узкая чертежная линейка, нагруженная силами, направленными
вдоль ее продольной оси, испытывает изгиб, называемый про-
дольным.
Указанные деформации, в зависимости от расчетных случаев,
испытывают также и различные детали самолета. Рассмотрим
деформации основных его частей.
Понятие о работе крыльев. Работа отдельных элементов
крыла зависит от его конструкции и направления действу-
ющих сил.
Саободнонесущее крыло. В зависимости от того, куда напра-
влена относительна крыла сила /?—вверх или вниз, крылья
1D6
изгибаются н вертикальной плоскости в сторону ее
самолета из1 к 1а в вертикальной плоскости вверх, н за-
дейсгвия. изг е]-о к0НСТрукцИи, воспринимается лонжеронами,
висимости стрингерами крыла; нижняя полка лонжерона
сбшивк растягивается, верхняя— сжимается. При обрат-
но7направлении силы/? (вниз) верхняя полка лонжерона будет
пагтянутз, а нижняя—сжата»
Р Косме того в том случае, когда сила R имеет небольшой
наклон вперед относительно горизонтальной плоскости крыла
(почет на больших углах атаки), она изгибает крыло вперед;
при этом будут растягиваться инерционные расчалки 7 (см-
рис. 18) горизонтальной фермы крыла. Аналогично в случаях,
когда сила R наклонена назад, горизонтальная ферма крыла
изгибается назад; при этом растягиваются лобовые расчалки
крыла 6 (см. рис. 18).
Нервюры крыла в полете обычно сжаты, а концы их (от
лонжеронов) изогнуты вверх.
Помимо изгиба в вертикальной и горизонтальной плоскостях,
крыло еще закручивается, причем наибольшее кручение оно
испытывает при отвесном пикировании.
Полотняное покрытие передает воздушную нагрузку на лон-
жероны и нервюры крыла. Металлическое н деревянное по-
крытие участвует кроме того во всех деформациях крыла, раз-
гружая его основные силовые элементы. Поэтому, в отличие
от полотняной, называемой неработающей, такую обшивку
называют работающей.
Однако это не значит, что она совсем не работает. Переда-
вая нагрузку нервюрам крыла, полотняная обшивка прижимается
к нижней поверхности крыла и отрывается от его верхней
поверхности. В обоих случаях полотно работает на разрыв.
Так как большая часть подъемной силы создается за счет
пониженного давления над крылом, то верхняя часть обшивки
крыла загружается сильнее нижней.
Влияние размещения грузов в крыле сказывается следующим
образом. В случаях, когда сила R направлена вверх, вес
крыла G,p и расположенных на нем агрегатов действует в сто-
рону, противоположную силе R. Поэтому изгиб крыла вверх
уменьшается, так как вес грузов в крыле лает момент, изгиба-
ющий крыло в сторону, обратную аэродинамическим силам.
В случае С, вес крыла уменьшает изгиб назад горизонталь-
ной фермы под действием лобового сопротивления Q.
Такны образом, при отвесном пикировании и выходе из него
на большой или малый угол атаки для нормального' горизон-
тального полета выгодно размещать грузы в крыльях, так как
это разгружает их.
Что касается случая DK, то здесь может быть две возмож-
ности. Одна — когда самолет летит на спине (рис. 192, а). Тогда
изгиб крыла вверх силой R уменьшается за счет веса G , из-
гибающего крыло вниз. Другая возможность — когда самолет
197
переходит из горизонтального пвлета на крутое планирование.
Тогда и вес крыльев, и воздушные силы изгибают крыло в одну
и ту же сторону, обратную обычному направлению. В этом
случае располагать грузы в крыле невыгодно.
Для крыльев монопланов, внутри которых расположена боль»!
шая доля веса самолета, может быть опасным и случай посадки,
так как инерционные силы, развивающиеся при посадке, могу-f
сильно загруженное крыло отклонить вниз и разрушить его.
Чем резче удар при посадке, чем больше вес крыла, тем опас-
нее посадка. Для самолетов с нормально загруженным крылом
такой случай не опасен, так как их крылья под действием
своей подъемной силы изгибаются при посадке вверх.
Деформации деталей бипланной коробки. Рассмотрим осо-
бенности деформации деталей бипланной коробки, так как ее
горизонтальные фермы, нервюры и покрытие крыльев работают,
как и у моноплана.
Благодаря наличию несущих и поддерживающих лент-расча-
лок в вертикальной ферме с наклонной стойкой, лонжероны
крыльев, кроме изгиба от воздушных нагрузок, испытывают еще
и сжатие (когда сила R направлена вверх). Несущие ленты-рас-
чалки при этом растягиваются, поддерживающие не работают.
В том случае, когда сила R направлена вниз, лонжерон
верхнего крыла, кроме изгиба, еще и растягивается; несущие
лепты разгружаются, а поддерживающие растягиваются.
Поперечная ферма БВЕН бипланной коробки (см. рис. 16) слу-
жит для придания жесткости коробке и связи между вертикаль-
ными и горизонтальными фермами биплана.
Кроме того поперечная ферма перераспределяет воздушную
нагрузку между передней и задней вертикальной фермами при
полете на разных углах атаки, когда из-за крайнего переднего
или заднего положения центра давления должна была бы рабо-
тать только одна из вертикальных ферм коробки.
Стойки БВ и Е11 (см. рис. 16) работают всегда на сжатие,
стойка BE на растяжение или сжатие, в зависимости от поло-
жения центра давления и от того, с какой фермы стойка BE
передает нагрузку—с передней на заднюю, или наоборот.
Следующей особенностью бипланной коробки является пред-
варительная затяжка ее лент-расчалок, которая заключается
в том, что лентам при сборке самолета дают такое предвари-
тельное натяжение, что даже при стоянке на земле во всех его
лептах имеются растягивающие усилия.
Это делают для увеличения жесткости коробки и для того,
чтобы ленты в полете не вибрировали. Кроме того при пере-
мене режимов полета, когда, например, вместо несущей лрнты
начинает работать поддерживающая (или наоборот), в лентах,
благодаря предварительной затяжке, не возникают ударные
нагрузки, намного снижающие их прочность. Ленты затягивают
так, чтобы ни одна из них в полете не могла полностью раз-
грузиться и ослабнуть. Величина предварительной затяжки
равна 20 — 25% от нагрузки, которая может разрушить ленту.
193
Рис. 194. Нагрузки па фермы
фюзеляжа
ятие о работе фюзеляжа. Нагрузки на ферменный фюзе-
". воспринимаются его вертикальными, горизонтальными и
Перечными фермами.
П А'отикальные фермы фюзеляжа работают при отклонении
мя высоты вверх или вниз, от воздушной нагрузки на гори-
Р йтпы’ое оперение и сил веса, сосредоточенных в отсеках
Люзетяжа. Эти же фермы работают и при посадке.
("р момент посадки нижние лонжероны вертикальных ферм
пастягиваются, а верхние сжимаются (рис. 194, а); вертикальные
стойки сжаты. Такие же деформации возникают в этих дета-
лях при отклонении руля высоты вниз, только величина растя-
гивающих или сжимающих усилий в отдельных стержнях
фермы будет другая.
Горизонтальные фермы фюзеляжа загружаются воздушной
нагрузкой, возникающей на вертикальном оперении при откло-
нении руля поворота. Так, при
отклонении руля поворота вправо
(рис. 194, б) воздушные силы будут
направлены влево, поэтому правые
лоржеропы горизонтальной фермы
растянутся, левые сожмутся; рас-
порки будут также сжаты.
Поперечные фермы работают
при скручивании фюзеляжа, воз-
никающем, например, при откло-
нении руля новорота, особенно
высоко расположенного. Это объ-
ясняется тем, что при отклонении
руля поворота появляется скру-
чивающий момент, вызванный не-
совпадением продольной оси фю-
зеляжа и центра давления руля.
Во всех этих случаях детали ферменного фюзеляжа работают
только на растяжение или сжатие, кроме лент-расчалок. По-
следние работают всегда только на растяжение и только по
одной в каждом отсеке, в зависимости от направления дей-
ствующих сил.
Понятие о работе оперения. Стабилизатор загружается при
своем отклонении вверх или вниз или во время* отклонения
руля высоты.
При отклонении руля высоты вниз нагрузка, действующая
на лонжероны свободнонесущего стабилизатора, деформирует
их так же, как и свободнонесущее крыло. • Кроме того задний
лонжерон стабилизатора дополнительно загружается силами,
передающимися от руля высоты через узлы крепления послед-
него. Передний лонжерон стабилизатора особенно сильно загру-
жается в случае отвесного пикирования.
Основной деформацией элерона является кручение воздуш-
ными силами, возникающими на нем при его отклонении. Круче-
ние объясняется следующим образом. Когда летчик отклоняет
199
элерон, например кверху, трос от ручки управления, идущий
к кабанчику элерона, поднимает его вверх, а воздушная на-
грузка скручивает элерон, поворачивая его поперечные сече-
ния вниз. При отклонении элерона вниз, его поперечные сече-
ния закручиваются вверх. Чем больше число кабанчиков и чем
меньше расстояние между ними, тем меньше скручивание элерона.
Изгиб элеронов большой роли не играет, так как они подве-
шены в нескольких точках и потому имеют много опор,
близко расположенных друг к другу.
Работа деталей рулей высоты и направления в основном
аналогична работе элеронов.
Понятие о работе деталей управления. Работа тросов
сводится к растяжению. В .местах перегибов тросы становятся
хрупкими, что приводит к обрыву отдельных нитей. Чтобы
уменьшить излом троса, его изготовляют из мягких сортов
стали. Обрыв нитей троса появляется также в результате исти-
рания у роликов и направляющих втулок. Тросы требуют тща-
тельного наблюдения и ухода; при обрыве 1—2 нитей трос дол-
жен сниматься с самолета.
Работа жестких тлг сводится к растяжению и сжатию.
Ввиду большой длины тяг, их сжатие часто приводит к про-
дольному изгибу, который опасен как с точки зрения наруше-
ния прочности, так и вследствие нарушения регулировки орга-
нов управления и отклонения рулей.
Работа остальных деталей управления (ручка управления,
рычаг ножных педалей, кабанчики на рулях) однообразна и
сводится к изгибу. У ручки управления и рычага ножных педа-
лей самое опасное сечение получается в шарнирах, на которых
они вращаются; у кабанчиков наиболее опасным местом будст-
крепление их к лонжеронам рулей.
Понятие о работе деталей шасси. Не рассматривая сил, дей-
ствующих на отдельные элементы шасси при посадке, укажем
на наиболее характерные деформации деталей шасси, загружае-
мых инерционными силами в момент посадки и весом самолета
на стоянке.
Оси и полуоси шасси работают на изгиб при любой посадке
и кроме того растягиваются или сжимаются и зависимости от
конструкции шасси и от того, как произведена посадка.
Боковые подкосы (передний амортизационный и задний) рабо-
тают только на сжатие.
Внутренние подкосы полуосного шасси могут растягиваться
или сжиматься в зависимости от характера посадки.
Для лыжи наиболее тяжелым случаем будет, когда она во
время рулежки или в момент приземления попадает на неров-
ности аэродрома (рис. 195, а).
В этом случае лыжа работает на изгиб, загружаясь силой G —
частью веса самолета. Особенно загружается передняя часть
лыжи, так как на нее передается нагрузка от силы Р, с кото-
рой ось шасси тянет лыжу вперед. В изгибе участвует весь
силовой каркас лыжи.
200
инерции, возникающими за
Рис. 195. Работа лыжи
Козелок лыжи работает на сжатие, передавая лыже вес
молета, и на кручение. Последняя нагрузка особенно велика
СЭопасна*в том случае, если одна из лыж примерзла на стоянке,
И самолет трактором трогают с места. Самолет, разворачиваясь
Lirnvr примерзшей лыжи, скрутит при этом козелок по
стрелке f (Рис- 195, б).
Этот случай опасен не только для лыжи, но и для узлов
крепления подкосов шасси. В особенности вредно такая на-
грузка отражается на шасси консольного или пирамидального
типа, колеса которых ничем не связаны между собой.
Понятие о работе деталей моторамы. Детали моторамы за-
гружаются весом мотора, силами
счет криволинейного движения
самолета, и силой тяги винта.
Инерционные силы достигают
наибольшего значения при резком
выходе самолета из пикирования.
Особенностью сил инерции яв-
ляется изменение их направления
в различных случаях полета; по-
этому мотоустановки должны вы-
держивать нагрузку, имеющую
различные направления.
Сила-тяги винта Ф по сравне-
нию с силами инерции невелика
и большой нагрузки деталям моторамы не дает; некоторые
детали моторамы сила Ф даже разгружает от инерционных
сил. При мощности мотора в 500 л. с. наибольшая сила тяги Ф
будет равна 1000—1200 иг.
От всех этих сил подкосы рамы (см. рис. 73, а) в нормаль-
ном полете работают на растяжение (верхние и средние) и на
сжатие (нижние). У длинных подкосов может возникнуть про-
дольный изгиб. На поперечный изгиб подкосы работать не
должны, так как они на эту нагрузку не рассчитаны. Поэтому
в эксплоатации не следует становиться на подкосы, а в случае
необходимости их нужно нагружать в узлах, а не посредине.
Кроме того моторамы дополнительно загружаются в случае
несбалансированного винта, тряски мотора и других причин, от
которых мотоустановкн начинают вибрировать.
Опасность вибраций заключается в том. что они загружают
не только мотораму, но и весь самолет, что может привести
даже к аварии. Чтобы не допустить вибраций мотоустановки,
нужно следить за состоянием винта и мотора и своевременно
устранять люфты в болтовых соединениях моторамы.
★
ЧАСТЬ ТРЕТЬЯ
РАВНОВЕСИЕ, УПРАВЛЯЕМОСТЬ И УСТОЙЧИВОСТЬ
САМОЛЕТА
---★— Н
Глава VIII
РАВНОВЕСИЕ САМОЛЕТА
В теории полета при изучении сил, действующих на самолет,
мы считали, что все силы приложены в центре тяжести само-
лета. В действительности же в центре тяжести приложены
только сила веса самолета и инерционная сила Гв,а аэродина-
мические силы, действующие на самолет в полете, приложены
в его центре давления.
Типа винта Ф также не обязательно должна проходить через
центр тяжести самолета, она может быть смещена вверх (рис. 196)
или вниз от него.
Из механики известно, что если сила, действующая на тело,
не проходит через его центр тяжести, то обязательно нозни-
Рис. 196. Моменты сил, действу-
ющих на самолет
кает момент, заставляющий тело
вращаться.
Моментом силы относительно
точки называется произведение
этой силы на кратчайшее расстоя-
ние до нее отданной точки. Таким
кратчайшим расстоянием является
перпендикуляр, опущенный из дан-
ной точки на силу. Более коротко
момент определяют как произве-
дение силы на ее плечо.
Так как силы R и Ф не проходят через центр тяжести само-
лета (рис. 19G), то возникший при этом момент R-a вращает
самолет по часовой стрелке, а момент силы тяги Ф-с — про-
тив часовой стрелки, противодействуя в данном случае моменту
крыла R-a.
Кроме того на самолет действует еще и момент от хвосто-
вого оперения Ры-Ь, вращающий самолет также против часо-
вой стрелки.
Таким образом, хотя бы силы, действующие на самолет
и находились в равновесии, то есть P = G и Ф = Q, как это
было в рассмотренном выше случае горизонтального полета,
моменты этих сил могут оказаться неуравновешенными, и тогда
самолет будет вращаться в какую-либо сторону.
202
$ 45. ПОНЯТИЕ О РАВНОВЕСИИ
Поя равновесием самолета принято понимать такое его
' < яние в полете, при котором все действующие на него
СОСР' моменты не нарушают прямолинейного и равномерного
Движения самолета и не вызывают вращения его вокруг своих
оС0Си и центр вращения самолета. Самолет перемещается
пространстве, поэтому он может вращаться относительно
трех взаимно перпендикулярных осей (рис. 15), проходящих
через его центр тяжести.
Оси вращения самолета на рис. 15 обозначаются следующим
образом:
ось X —продольная ось самолета, направленная назад, против
движения, параллельно продольной оси фюзеляжа;
ось Z — поперечная ось самолета, направленная влево, вдоль
размаха крыльев;
ось Y—вертикальная ось самолета, направленная вертикально
вверх. Стрелки на осях показывают принятое положительное
направление их.
Продольная ось X и вертикальная ось К расположены в пло-
скости симметрии самолета, поэтому у правильно собранного
и отрегулированного самолета каждой точке, расположенной
вправо от этих осей, будет соответствовать такая же точка,
по расположенная влево от них.
Моменты, действующие на самолет, в зависимости от того,
вокруг какой оси они его вращают, делятся на продольные,
поперечные и путевые.
Продольным называется момепт, вращающий самолет отно-
сительно поперечной оси Z. Продольный момент, заставляющий
подниматься нос самолета кверху, называется кабрирующнм.
Продольный момент, заставляющий нос самолета опускаться
вниз, называется пикирующим.
На рис. 196 моменты силы тягн Ф-с и силы, возникающей
на хвостовом оперении, Ржа-Ь будут пикирующими, так как они
опускают нос самолета. Момент силы полного сопротивле-
ния R-а является моментом кабрирующнм, потому что он под-
нимает нос самолета.
Поперечным или кренящим называется момент, вращающий
самолет относительно продольной оси А'. Поперечный момент
заставляет самолет крепиться на левое или правое крыло.
Путевым или заворачивающим называется момент, враща-
ющий самолет относительно вертикальной оси Y. Путевой
момент заставляет самолет разворачиваться вправо или влево.
Виды равновесия самолета. Моменты, действующие на са-
молет в различных условиях полета, могут быть связаны мокду
собой следующим образом:
1. Моменты, стремящиеся вращать са‘молет в разных напра-
влениях вокруг одной какой-либо его оси, взаимно не уравно-
вешиваются, и тогда остается момент, который повернет само-
203
лет по направлению своего действия. Такое состояние самолета
называют неуравновешенным. Пример такого состояния дан на
рис. 196 Если суммарный “пикирующий момент хвостового опе-
рения и тяги винта окажется больше кабрирующего момента
силы R, то самолет начнет вращаться вокруг поперечной оси 21
опуская нос. Если такое вращение нежелательно, летчик иэме-;
няет положение руля высоты, выбирая ручку на себя до тех!
пор, пока момент хвостового оперения настолько уменьшится,!
что вращение самолета прекратится.
2. Моменты, стремящиеся вращать самолет вокруг какой-либо
оси, взаимно друг друга уравновешивают. Тогда вращения
самолета не будет, и самолет будет находиться в равновесии.
3. На самолет не действуют никакие моменты. Такой случай
произойдет, если силы R и Ф проходят через центр тяжести,
а руль высоты стоит нейтрально и подъемная сила на нем
отсутствует. Такое состояние также называют равновесием
самолета.
Таким образом, равновесием самолета называется такое его
состояние, когда сумма моментов всех сил, действующих на
него, равна нулю. В этом случае самолет движется, не имея
стремления вращаться вокруг любой своей оси.
Так как осей вращения у самолета три, то различают и три
вида равновесия: продольное, поперечное и путевое.
S 46. ПРОДОЛЬНОЕ РАВНОВЕСИЕ
Рис. 197. Продольное равновесие
самолета
Продольным равновесием называется такое состояние само-*
лета, когда сумма моментов, вращающих его вокруг попереч-
ной оси Z, равна нулю.
Этот вид равновесия является наиболее важным, так как
относительно поперечной осн самолет не симметричен. Кроме
того при изменении углов атаки крыла, что часто происходит
в полете, меняется положение
центра давления крыла, сила R
передвигается вперед или назад
по крылу и меняет таким образом
соотношение моментов.
Условие продольного равнове-
сия. Па продольное равновесие
самолета влияют моменты аэроди-
намических сил крыла и хвосто-
вого оперения и момент силы тяги
винта.
На рис. 197 показан самолет с действующими на него силами.
Кабрнрующих моментов здесь два (R-a и Ф-с), а пикиру-
ющий— только один Для равновесия нужно, чтобы
сумма кабрирующих моментов равнялась пикирующему, то есть
R а + Ф с=^Рул-Ь,
(46)
о - сила полного сопротивления крыла; а — ее плечо отно-
гДе к сительно центра тяжести;
ф —сила тяги; с—ее плечо;
р —сила, возникающая на горизонтальном хвостовом опе-
рении; b— ее плечо.
Эта формула выражает собою условие продольного равнове-
г|«я самолета.
В случае, если тяга Ф проходит через центр тяжести, фор-
мула 06) примет вид:
J R-a=>P„b, (47)
так как момент тяги, проходящей через центр тяжести, будет
равен нулю.
Влияние момента крыла на продольное равновесие. Вели-
чина силы полного сопротивления и ее плеча а зависит от
углов атаки а. С увеличением их до хврят растут обе эти вели-
чины, так как у большинства профилей при этом центр давле-
ния уходит вперед, увеличивая плечо а. Увеличение момента
крыла в этом случае вызовет- кабрирование самолета. С умень-
шением угла атаки момент крыла становится меньше, может
стать равным нулю (сила R проходит через центр тяжести)
и, наконец, на малых а, когда сила R уйдет назад, может ока-
заться Пикирующим.
Изменение момента крыла нарушит состояние равновесия
и потребует нового положения руля высоты для создания
момента, обратного моменту крыла.
Влияние момента тяги винта. На продольное равновесие
влияет, во-перных, направление момента, создаваемого винтом,
что видно по формуле (46). Во-вторых, работа мотора влияет
на равновесие действием дополнительной струи воздуха, посы-
лаемой винтом на оперение и тем увеличивающей его подъем-
ную силу.
На рис. 196 показан случай прохождения тяги винта Ф выше
центра тяжести. Такое положение называют верхней децентра-
цней винта, а его момент пикирующим.
На рис. 197 показан случай нижней децентрации винта, когда
тяга проходит ниже центра тяжести, давая набрирующий. момент.
Верхняя доцентрация винта больше всего встречается на
морских самолетах, нижняя — на сухопутных.
Влияние момента хвостового оперения. Продольное равно-
весие достигается с помощью горизонтального оперения, созда-
ющего момент Рчя &. Основную роль в изменении этого момента
играет сила Р^, а не плечо Ь, так как последнее при отклоне-
нии руля высоты почти не меняется. х
Силу создает вся площадь горизонтального оперения,
то есть и стабилизатора и руля высоты, но изменение величины
и направления силы Р1п происходит вследствие отклонения руля
высоты — подвижной части горизонтального оперения. Величина
205
I
I
I'
I
I
I
I
I
I
1
I
I I
I ]
I ••
I
I- •
I .
I
I
)
I
7.
i ;
।
।
i.
।
I,.
i
i,
।
।
।
।
i
।
i
i
i
Рис. 198. Регулируемый в полете стабили-
затор:
а — ручка уврлалаиаа; в — штургы габилиэатора:
— трос; а—аатушаа пелмакикл стаОвлизатора;
Л — чераачный 1и1гт
силы Pn зависит от формы профиля, угла атаки и скора
воздуха.
Оперение делают обычно симметричного профиля, так i
оно должно одинаково работать в обе стороны.
Угол атаки горизонтального оперения зависит от величи
отклонения руля высоты, которое может доходить до 25—;
в каждую сторону (вверх и вниз); большее отклонение ру
высоты эффекта не дает. Так как отклонение руля высо
вызывается ручкой управления, то каждому ее положен,
будет соответствовать определенный угол атаки горизонта;
кого оперения и определенный его момент..
Изменение силы Рхв может быть достигнуто не только откл>
нением руля высоты. На ряде самолетов встречаются стабил!
заторы, угол атаки которых в полете может быть измене
(рис. 198)’; это дает возможность сохранять продольное равно
весне самолета без отклонения руля высоты.
Регулируемый в полете стабилизатор. В случае необходи
мости создать пикирующий момент летчик дает ручку от себ*
(стрелка а на рис. 198), руль высоты опускается в положение 2
на нем возникает сила PMf
и созданный таким путем
пикирующий момент опу
стит нос самолета. Стаби-
лизатор при этом остается
нейтральным в положе-1
ним 3.
Чтобы не утомлять лет-1
чнка при длительном сни-
жении, когда он все время
должен удерживать ручку
отклоненной вперед, ребро
атаки стабилизатора поднимают до положения 4, возвращая
по мере подъема стабилизатора руль высоты в нейтраль-
ное положение 1. Тогда сила Рхв и момент хвостового опере-
ния создадутся отклоненным стабилизатором, и летчик уже не
будет испытывать давления на ручку.
Таким образом, стабилизатор отклонится, а руль высоты
в потоке воздуха будет расположен нейтрально.
Такой подвижный стабилизатор позволяет уничтожать давле-
ние на ручку на многих углах атаки, что особенно важно для
самолетов с переменной в полете нагрузкой, вызывающей
изменение положения центра тяжести (выгорание горючего,
сбрасывание бомб и т. д.).
Когда ребро атаки стабилизатора поднято, как на рис. 198,
его называют положительным или несущим; при опущенном
ребре атаки стабилизатор называют отрицательным.
Очевидно, что увеличение оборотов мотора и обдувки хво-
стового оперения скажется и на продольном равновесии, в зави-
симости от положения стабилизатора.
I
i
i
206
•тельных режимах полета управление производится
При Подвижным стабилизатором, а руль высоты исполь-
обы,'»° 1ЛЬКо для быстрых изменений режимов (взлет, вираж,
зуется ба с П0рЫвами ветра и т. д.). Во время посадки
фигур0» -рлсТвуют и рулем высоты и стабилизатором (все на
о6Л еЛи последний подвижный.
Сн многих современных самолетах для уточнения продоль-
о равновесия применяется триммер руля высоты.
Н°Триммеры руля высоты. Триммер (рис. 15, деталь 14) пред-
ав'.яет собою небольшой руль, врезанный в заднюю кромку
пуля высоты и имеющий свое особое управление (рис. 199).
управление триммером осуществляется отдельным штурвалом
нз кабины летчика, независимо от ручки управления; при отклоне-
нии триммера в одну сторону руль
высоты отклоняется в другую.
Принцип работы триммера сво-
дится к следующему. Дав ручку
от себя, летчик движением тяги
по стрелке 1 опускает руль вы-
соты вниз вместе с триммером,
изображенным пунктиром. При
этом летчик преодолевает момент
относительно оси вращения руля
высоты, равный произведению
силы Р.^ на ее плечо I до шар-
нира ш. Момент Р •/ направлен
против часовой стрелки.
Чтобы не чувствовать этого момента, выражающегося в давле-
нии ручки на ладонь, летчик вращением штурвала триммера
ставит его в положение 2. Тогда -на триммере возникает
сила Р с плечом к до шарнира ш, дающая момент по часо-
вой стрелке. Хотя сила Рт> и невелика, плечо ее довс^тьно
большое, поэтому она может создать момент, равный моЛнту
Р^.1-
Таким образом, моменты руля высоты и триммера относи-
тельно шарнира ш взаимно уничтожаются, и, несмотря на
отклоненный вниз руль высоты, летчик не испытывает никакого
давления на ручку.
Применение триммера выгодно тем, что, облегчая создание
момента хвостоного оперения, уравновешивающего самолет,
он одновременно разгружает летчика от давления на ручку,
причем летчик может сам регулировать степень разгрузки,
ставя триммер в нужное ему положение.
< 47. ПОПЕРЕЧНОЕ РАВНОВЕСИЕ
Поперечным равновесием называется такое состояние само-
лета, когда сумма моментов, вращающих его вокруг продольной
осн X, равна нулю. В этом случае самолет летит, не имея
стремления крениться.
fpoce- я ШП/рвсяу прьнлгро
Ttte • р/члг {прмяеяЛ
Рис. 199. Триммер руля высоты
207
Основными причинами, вызывающими нарушение поперечном
равновесия, является весовая и геометрическая (а с ней и аэро!
динамическая) несимметричность самолета и вертикальны!
порывы ветра. Кроме того поперечное равновесие нарушаю!
силы сопротивления вращению винта, о чем будет сказано нижа
Условие поперечного равновесия. Условием поперечного
равновесия является следующее (рис. 200).
Подъемная сила одного крыла Р, должна давать момент!
относительно продольной осн X, равный моменту подъемной
силы Р2 другого крыла, то есть
Р = Рааг, (48)|
где Pi и Р4 — подъемные силы кры-|
льев самолета;
и а2 — рассеяния от точек
их приложения до про?
дольной оси X.
Рис. 2СС. Поперечное равновс- Первое условие сохранения поле-
сие самолета речного равновесия заключаете»
в равенстве подъемных сил (Р^РЛ
Это значит, что крылья должны быть полностью симметричны,
то есть выполнены совершенно одинаково и расположены на
самолете с одинаковым установочным углом.
Установочным углом крыла называется угол р между хордой
крыла и продольной осью самолета X (рис. 201). Однако не па
всех самолетах установочные углы крыльев одинаковы, и иногда
их со специальной целью располагают под разными углами,
что может привести к нарушению поперечного равновесия,
если первоначальная причина неодно-
образной установки крыльев измени-
лась.
Второе условие поперечного равно-
весия заключается в равенстве плеч
подъемных сил крыльев, т. е. а, = аа.
Это требует размещения центра тя-
жести самолета строго в плоскости
симметрии. В противном случае, даже
при одинаковых подъемных силах
крыльев, моменты их будут неодина-
ковы, что вызовет крен самолета. Поэтому вес самолета G
.может повлиять на поперечное равновесие только тогда, если
грузы расположены на самолете несимметрично.
Таким образом, основным условием, обеспечивающим попе-
речное равновесие, является весовая и геом*рическая сим-
метрия самолета. Поэтому на практике поперечное равновесие
самолета легче всего обеспечить симметричным расположением
грузов.на самолете и правильной регулировкой его в соответ-
ствии с указаниями для каждого данного самолета. Кроме этих
причин, поперечное равновесие может быть нарушено отклоне-
нием руля поворота, вызывающим разворот самолета.
Рнс. 201. Установочный угол
крыла
208
Полеречное равновесие самолета сохраняется с помощью
эдеронов, дающих возможность выправить положение самолета
Гри его случайном крене. «жилета
« 49 РАВНОВЕСИЕ ПУТИ
Рлвнонесием пути называется такое состояние самолета,
ла сумма моментов, вращающих его вокруг вертикальной
К°ГД}' равна нулю. В этом случае самолет выдерживает задан-
ный курс, не сворачивая с него.
Основными причинами, могущими вызвать
нарушение равновесия пути, является геоме-
трическая и весовая несимметричность само-
лета, боковые порывы ветра и силы сопроти-
вления винта. Кроме того на многомоторных
самолетах равновесие пути может нарушиться
при остановке одного из моторов.
Условие равновесия пути. Условие рав-
новесия пути (рис. 202) заключается в том,
что сила лобового сопротивления Q, одного
крыл'а должна давать момент относительно вер-
тикальной оси, равный моменту силы лобового
сопротивления Q3 другого крыла. Это условие
выражается формулой
<?г«, = <?» а.,
Рис. 202. Равнове-
сие пути самолета
(49)
где Q; и Qt— лобовые сопротивления обоих крыльев;
а, н о,— плечи сил Q, и Q, до центра тяжести самолета.
Для сохранения путевого равновесия лобовые сопротивления
обоих крыльев должны быть равны (Q^QJ, что требует гео-
I
Рис. 2<13. Равновесие пути
двухмоторного самолета
метрической симметрии самолета.
Также должны быть равны расстоя-
ния at и а4, что требует весовой сим-
метрии самолета.
Равновесие пути многомоторного
самолета. На многомоторных само-
летах равновесие пути может быть
нарушено в том случае, если один из
моторов не додает оборотов или со-
вершенно выходит нз строя.
Ио рис. 203 видно, что при нор-
мальном полете двухмоторного само-
лета равновесие пути обеспечивается
следующим условием:
+ Ф. bt = Qi-Of 4- Ф,&х.
^50)
Левая часть
ворачивающий
влево.
формулы показывает суммарный момент, раз-
самолет вправо, а правая часть, наоборот,—
1-Курс георц;, с»М1Мг,и,
209
Из формулы видно, что летчик в полете должен поддерз^И
вать обороты .моторов совершенно одинаковыми, чтобы не на^Н
шить равспства тяг и вместе с этим равновесия пути.
При остановке одного мотора, например правого (Ф1
момент, вращающий самолет влево, уменьшается, и само^Ж
начинает разворачиваться вправо под действием нсуравно^В
шейного момента Ф2-Ьл, так как моменты сил Qt и Q, взаимЯ!
уравновешены. Г|
Чтобы не допустить разворота вправо,, летчик отклоняй
руль поворота влево, создавая таким образом момент хвосте
вого оперения Р^-l, равный моменту Фг-Ь2, и задержит этиЯ
вращение самолета. Тогда условие равновесия пути будет выглЛ
деть так: у
Ql‘ai +Ф2-Ьл = (5<|
Полет на одном моторе у двухмоторных самолетов вполне
возможен, но требует от летчика больших усилий. Чтобы раз!
грузить его в этом случае, на современных многомоторный
самолетах применяются триммеры рулей поворотов (см. рис. 151
деталь 17).
При случайном отклонении самолета от заданного курса
летчик возвращает его на прежнее направление с помощью!
руля поворотов, при отклонении которого создается восстанаЧ
вливающий момент вертикального хвостового оперения.
Влияние кренов. Равновесие пути может быть нарушено,
также при отклонении элеронов или при нарушении попсреч-!
ного равновесия. Когда летчик дает ручку вправо или влево,
чтобы вызвать крен, у самолета одновременно с креном возни-
кает стремление к развороту в сторону крена. Доказательство
этого приведено ниже (§ 52).
Из сказанного о поперечном и путевом равновесии можно
сделать следующие выводы:
1. Поперечное и путевое равновесие тесно связаны между
собой и нарушение одного влечет за собой нарушение другого.
2. Оба эти вида равновесия зависят от весовой и геометри-
ческой симметрии, что в свою очередь определяется правильной
загрузкой самолета и его регулировкой.
Разбирая вопросы равновесия, .мы видели, что оно в значи-
тельной степени определяется положением центра тяжести
самолета, через который проходят все стр оси вращения и отно-
сительно которого рассматривают условия равновесия само-
лета.
В связи с этим возникает необходимость точного обозначения
положения центра тяжести самолета, которое давало бы воз-
можность наглядно сравнивать летные свойства различных
самолетов, предугадывать заранее их изменение и давало бы
однообразный подход к их оценке.
Глава IX
ЦЕНТРОВКА САМОЛЕТА
# 49. СРЕДНЯЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ ХОРДА
л ожение центра тяжести самолета указывается обычно по
^шению к хорде воображаемого эквивалентного (рявноцен-
°тК ) крыла прямоугольного очертания в плане, обладающего
в0Г°.г свойствами и качествами действительных крыльев само-
всеми
эквивалентному крылу предъявляются следующие требо-
вав"несущая поверхность эквивалентного крыла S и его удли-
ирние X не должны отличаться от таковых для крыльев исход-
ного самолета.
2. Моменты эквивалентного крыла относительно поперечной
осн Z при расположении его на самолете должны равняться
действительным моментам исходных крыльев.
Эквивалентным крылом называется прямоугольное крыло
моноплана с определенной площадью и удлинением, которое
при* соответствующем расположении его на самолете в пределах
плавного обтекания дает такой же .момент вокруг поперечной
оси Z, как и исходное крыло.
Хорда такого эквивалентного крыла по размаху не меняется,
поэтому ее условились принять за среднюю аэродинамическую
хорду крыла bcv.
Средней аэродинамической хордой b моноплана (полутора-
плана или биплана) с любым очертанием крыльев в плане назы-
вают хорду эквивалентного моноплана с прямоугольным крылом.
По средней аэродинамической хорде крыла и указывается поло-
жение центра тяжести самолета. Иногда среднюю
ческую хорду обозначают сокращенно САХ.
Средняя аэродинамическая хорда моноплана,
работы в частях определять САХ не приходится
чине, что в описании каждого самолета всегда
величина средней аэродинамической хорды его крыла и точное
ее положение относительно корневой хорды крыла или хорды
разъема крыла у i елтроплапа. Поэтому нужно только уметь
найти, правильно прочесть и твердо представлять себе физи-
ческий смысл и необходимость средней аэродинамической хорды.
Пусть дано трапецевидное крыло с постоянным профилем по
размаху (рис. 204, а). Требуется найти длину и положение Ьср
этого крыла.
Продолжив вверх линию крайней хорды bit отложим на ней
величину хорды bi крыла в плоскости симметрии (точка а).
Продолжив линию хорды вниз, отложим на ее продольник
хорду ь., (точка б). Соединим точки а и б прямой. Прямая аб
пересекает среднюю линию крыла гд в точке с. Хорда крыла
в точке с и будет САХ моноплана как по величине, так и по
положению.
аэродинами-
В практике
по той при-
указывается
14*
211
Рис. 204,6 показывает положение САХ крыла сбоку. Пример
так же указывается ее положение в описаниях самолеД
Величина е показывает расстояние от передней кромки Q
до ребра атаки хорды крыла в плоскости симметрии самол<
или от корневой хорды (на стыке крыла и фюзеляжа).
Средняя аэродинамическая хорда биплана. Основным т; е(
ванием к средней
хорде биплана является то, чтобы миме!
эквивалентного крыла от ном
тельно оси Z на всех угла
атаки был такой же, как и]
исходного биплана. Это тр,
бование выполнимо толый
после целого ряда упропц
ний (одинаковый профиль]
установочные углы обои
крыльев), несмотря на коте
рые результат получается1
достаточной для практик
Рис. 204. Определение средней аэроди- ТОЧНОСТЬЮ.
комической хорды ион о плана „
Определение средней хорд
биплана производится следук
щнм образом (рис. 205, а). Предварительно находят величин
и положение САХ отдельно верхнего (6fp в) и нижнего (6ip ,
крыльев, отстоящих друг от друга на расстоянии к. Зате:
соединяют передние и задние кромки найденных средних xopj
Средняя хорда биплана будет параллельна средним хорда:
Рис. 205 Определение средней аэро-
динамической хорды биплана
Средняя хорда биплана будет
крыльев и по длине ограничи-
вается проведенными пунктир-
ными линиями.
Найдем положение средней
хорды биплана по высоте.
Для этого нужно найти точку
приложения подъемной силы Р
всего биплана, развиваемой
эквивалентным крылом. По
рис. 205, б видно, что .мы имеем
здесь как бы рычаг Од, на
концах которого действуют
подъемные силы верхнего Р
и нижнего Ря крыльев. Их рав-
нодействующая Р, равная сумме Рв + Ри, расположена ближе
к большей силе Р; в точке г, которая разбивает отрезок Од на
части, обратно пропорциональные силам Рл и Ря. Заменив отно-
гд к — у
шение отрезков равным отношением отрезков -—полу-
чим, что
Р, _ к—у
Рл~ У
212
находим величину —расстояние от средней хорды
°тС о биплана до средней хорды верхнего крыла.
Откуда найдем, что
Р„-к
(52)
физический смысл такого определения положения Ь<р заклю-
чается в том, что мы как бы находим крыло, которое разви-
вало бы такую же подъемную силу, как и взятый биплан, и,
давая одинаковый продольный момент, заменило бы таким
образом крылья исходного биплана.
Из приведенного построения видно, что САХ биплана является
довольно условным понятием. Очевидно, что нельзя заменить
два крыла биплана одним крылом так, чтобы их площадь
и удлинение были одинаковыми, а % имела промежуточное
значение между средними хордами верхнего и нижнего крыльев.
Однако, несмотря на условность такого понятия, к нему все же
приходится прибегать, так как это облегчает проведение всяких
расчетов и сравнение свойств бипланов.
я 50. ЦЕНТРОВКА САМОЛЕТА
Перед тем как перейти к определению центровки, рассмотрим,
как найти положение центра тяжести самолета.
Положение центра тяжести самолета, особенно вдоль про-
дольной оси X, должно быть известно с очень большой точ-
ностью, не меньшей, чем 0,2—0,3% полной длины самолета. Иначе
в полете может возникнуть ряд ненормальностей, а ошибка в 2%
длины самолета может привести даже к катастрофе. Чтобы физи-
чески ощутить эти цифры, можно сказать, что для истребителя
длиной 8 м 0,5% составит всего лишь 2,4 см, а 2% длины—16 см.
Нужно тщательно следить за размещением грузов в самолете,
ни в коем случае не нарушая указаний, имеющихся для данного
типа самолета.
Определение положения центра тяжести взвешиванием.
Для того, чтобы найти центр тяжести самолета, нужно иметь
трое весов (под колеса и костыль) и рулетку. Взвешивание
производят обычно 2 раза. Первый раз самолет взвешивают
в обычном положении, так, как он стоит (рис. 206, а). Самолет
должен быть полностью загружен, как для полета (экиоеж,
горючее, бомбы и т. д.).
Измерив расстояние £, между опорами от оси колес до
костыля, весы уравновешивают. При этом получают вес О.—
213
суммарный вес от обоих колес —и gt— вес по^ костылем,
правилу рычага центр тяжести самолета должен находт
на вертикали I — I, отстоящей от оси колес на расстоянии
Тогда
21 _ h~xt '
Л *1 ’
Откуда
и окончательно
G»-*i+ &•*!= Л
. . — gt'L' — gtL'
Xi 0,+gt- G ’
где G — полный вес самолета, равный Oi+<t;
%!—расстояние от центра тяжести до оси колес.
Прочертив линию /—/ на чертеже самолета, ставим самол*
в линию полета и взвешиваем вторично. По той же формуле (5!
но для нового положения самолет
найдем значение
(рис. 206, б).
Очевидно, что полный вес само-
лета не изменился и только вес Gt
и gi и расстояние Lt будут другими.
Проведя на чертеже линию II — II, на
которой должен находиться центр
тяжести самолета, отмечаем точку
пересечения линий / — / и // — //.
Эго и будет центр тяжести самолета,
так как точка пересечения одновре-
менно находится на обеих вертика-
лях. Этот способ очень удобен, по-
тому что он дает положение центра
тяжести как вдоль оси X, так и по
Рис. 206. Нахождение центра высоте самолета.
тяжести самолета озиешква- Для поверки МОЖНО ПОДНЯТЬ ХВОСТ
яием самолета еще выше и проделать все
в третий раз. Третья вертикаль должна
пройти через ранее найденный центр тяжести, что покажет
правильность его определения.
Интересно отмстить, что можно найти центр тяжести само-
лета с помощью одних весов, при том условии, что полный
вес самолета заранее известен, что бывает довольно часто.^Из
второй дроби формулы (53) видно, что, зная вес G, нужно найти
только вес хвостовой части самолета g, а это можно опреде-
лить с помощью одних весов.
214
Рис. 207. Схема ценгровки
моноплана
'Sw.wwmwMum
Рнс. 208. Схема центрован биплана
положение центра тяжести
вариантах нагрузки.
Производить взвешивание и измерение расстояний L нужно
можно тщательнее, помня, что небольшая ошибка в опреде-
® нии положения центра тяжести может привести к тяжелым
последствия"-
11 иецтровка моноплана и биплана. Зная положение центра
«жести самолета и средней аэродинамической хорды его
1оыла, можно определить центровку
Полега. Центровкой, самолета на-
%0ается расположение его центра
тяжести относительно САХ в процен-
тах от нее, считая от ребра атаки.
рис. 207 изображает схему цен-
тровки моноплана в таком виде, как
она дается обычно в описаниях само-
летов. Положение &ср указывается по
корневой хорде крыла расстояниями е
и а. Положение центра тяжести по
высоте обычно дается расстоянием Л
до оси колес. Здесь же указан угол
выноса шасси ? —угол между верти-
калью и линией, соединяющей центр
тяжести самолета с осью колеса.
У большинства самолетов угол 3 колеблется в пределах 12—20°
(самолет в линии полета).
Положение центра тяжести самолета относительно средней
хорды показано двумя отрезками: с — вдоль продольной оси X
и d— вдоль вертикальной оси Y.
При таких обозначениях центров-
кой самолета согласно данному
выше определению будет:
х . -£-.100%; у = 100% (54)
ср ср
где х и у — центровка продольная
и по высоте в процен-
тах САХ;
cud—расстояния от центра
тяжести до САХ в мм.
На рис. 208 изображена обычная
схема центровки биплана. Поло-
жение САХ в этом случае указы-
вается по корневой хорде нижнего
крыла расстояниями а и е. Все
остальные обозначения те же, что
и на рис. 207. Кроме того на этих
же схемах обычно указывается
самолета при различных допускаемых
„ ,ПР°Д°ЛЬНЭя йснтровка является наиболее важной. Ее величина
ременных самолетах колеблется в пределах от 25 до 32%,
215
хотя у отдельных самолетов она может выходить за эти пыИ
делы. ?
В зависимости от своей числовой величины центровка делитД
на переднюю (х = 25— 30*/»). среднюю (х = 30— 33%) и заднцЯ
(выше 33%). Эти цифры не являются обязательными для всЛ
типов самолетов и даются как примерные. В действительное^
каждый тип самолета имеет свои пределы центровки, указЯ
ваемые в инструкции по его эксплоатации.
Продольная центровка самолета играет очень большую роЯ
с точки зрения сохранения равновесия и устойчивости сам<3
лета. Центровка самолета вдоль вертикальной оси играет меня
шую роль, чем продольная.
Факторы, влияющие на центровку. Как видно из самом
определения центровки, на нее влияют размещение rpyl
зов в самолете н положение средней аэродинамическом
хорды.
Размещение грузов при загрузке самолета может очень сильна]
изменить его центровку, сделав ее более передней или более
задней.
Чтобы сделать центровку более передней, нужно положить]
новый груз впереди центра тяжести, снять какой-либо груз,!
расположенный сзади центра тяжести, или передвинуть груз!
вперед, к мотору. Наоборот, более заднюю центровку можно
получить, если положить груз сзади центра тяжести, снять его
впереди центра тяжести или передвинуть какой-либо груз на-
зад, к хвосту самолета.
Чтобы выразить в процентах, насколько изменится центровка
самолета, можно воспользоваться приближенной формулой,
дающей достаточно точный для практических надобностей
результат:
V A*г--100»/., (55)
и ср
где Дх— изменение центровки в ту или другую сторону, кото-
рое нужно добавлять к имеющейся центровке самолета, если
груз делает центровку более задней, или
вычитать, если груз делает центровку бо-
лее передней;
G — первоначальный вес самолета;
g — дополнительно положенный или
снятый груз;
а—расстояние от дополнительного
Ркс. 209. Приближенный
пересчет центровки груза g до центра тяжести самолета
(рис. 209).
Пользуясь рис. 209, решим небольшой пример. Пусть пер-
воначальная центровка самолета х = 30%, вес 0 = 3000 «г.
ftcp=l,5 м. Самолет загружен дополнительным грузом g=100 кг,
положенным сзади центра тяжести на расстоянии от него
а = 1,2 м.
216
По формуле (55) найдем:
.^.100^^.^.100=2,6Ге
Тогда новая центровка самолета будет:
х Ц Ах 30 + 2,67 « 32,67*,',.
При размещении грузов нужно переменную нагрузку (бомбы,
баки с горючим и т. д.) располагать вблизи центра тяжести.
Тогда по мере расходования горючего или
при сбрасывании бомб центровка самолета не
изменится, следовательно, останутся неизмен-
ными и летные свойства самолета.
Положение средней аэродинамической хорды
и крыла моноплана изменить практически не-
возможно. Что касается бипланов, то при их
регулировке н сборке, в случае неправильной
установки центроплана и крыльев, положение
средней хорды может измениться, что отра-
зится и на центровке самолета (рис. 210).
Если при сборке самолета вынос крыла был
Рис. 210. Влияние
выноса крыльев на
центровку
Рис. 211. Влияпке
установочных углов
на центровку
увеличен перемещением верхнего крыла впе-
ред, то вместе с ним переместится вперед н САХ (новое поло-
жение их’ заштриховано). Тогда величина г, увеличится до зна-
чения q, так как положение центра тяжести от перемещения
крыла вперед практически не изменится. За счет увеличения
расстояния q центровка станет более задней. То же самое
произойдет при движении вперед нижнего крыла. Таким обра-
зом, при движении вперед одного из крыльев биплана или
обоих сразу центровка самолета становится-
более задней.
Очевидно, при движении крыльев назад
САХ также переместится назад, и цен-
тровка окажется более передней.
Кроме того центровку можно нарушить w
при изменении установочного угла одного
из крыльев. Допустим, что при сборке само-
лета, вместо указанного в инструкции уста-
новочного угла Я, (рис. 211) верхнего крыла
между его хордой и продольной осью само-
лета X, крыло будет установлено под боль-
шим углом Тогда в полете угол атаки и
подъемная сила верхнего крыла будут больше, чем нижнего,
следствие этого САХ расположится ближе к верхнему крылу,
то есть поднимется выше и переместится вперед (новое поло-
САХИе заи1тРИХ0ван°)- Тогда расстояние q от передней кромки
ь. „„„До центРа тяжести также увеличится до величины q,
и центровка станет более задней.
217
Тикоаые. аадачи
31. Подсчитать полую центровку, если вес самолета 0=4 000 кг. bcf =120е
старая центровка *=32%, а новый груз £=150 кг положен впереди цент
тяжести ня расстоянии а =0,5 м. ’
Ответ. 30,44%.
32. Найти новую центровку, если G=2500 «я, 5ср=1,1 м, старая центров
х=31% и спят груз £=100 кг, который был расположен сзади цент|
тяжести на расстоянии а=1 м.
Ответ. 27,4%.
--------------------------★------
Глава X
УПРАВЛЯЕМОСТЬ САМОЛЕТА
Летчик в полете должен иметь возможность не только со
хранить равновесие, но и в любой момент заставить самоле*
двигаться в нужном направлении. Иначе говоря, самолет дол-
жен быть управляемым.
Управляемостью называется способность самолета изменять
свое положение в воздухе относительно любой оси пожеланию
летчика. Это значит, что летчик может вывести самолет из его
состояния равновесия в одних условиях полета и уравновесить
его снова, по уже в других условиях, заставив самолет повер-
нуться вокруг его осей вращения.
Управляемость самолета достигается при помощи рулей.
Быстрота, с которой самолет меняет свое положение под дей-
ствием рулей, определяет степень управляемости самолета. Чем
быстрее самолет реагирует па движение рулей, тем управля-
емость лучше. Кроме того для управления самолетом очень
важным фактором является давление на ручку, то есть то
усилие, которое затрачивает летчик для перевода самолета
в новый режим.
Как и равновесие, управляемость делится на три вила: про-
дольную— относительно поперечной осн Z, поперечную — отно-
сительно продольной оси X и путевую относительно верти-
кальной оси У. В действительности все виды управляемости,
особенно поперечная и путевая, тесно связаны между собой,
поэтому такое деление их является в известной степени услов-
ным и "служит лишь для облегчения изучения их.
# 51. ПРОДОЛЬНАЯ УПРАВЛЯЕМОСТЬ САМОЛЕТА
Продольной управляемостью называется способность самолета
изменять угол атаки и траекторию под действием руля высоты.
Кроме того для продольной управляемости летчик изменяет
обороты и располагаемую мощность мотора.
Рассмотрим, как происходит управление самолетом вокруг
оси Z. Пусть самолет летит горизонтально со скоростью
I - 212), а его нужно перевести на подъем. Для этого летчик
(pH.gT ручку на себя, уменьшая этим угол атаки руля высоты
6е! значения Поток воздуха заставит хвост самолета
Пуститься, и самолет перейдет на подъем, двигаясь по траек-
°',6ии ТТ. Угол атаки при этом станет больше, а так как оперение
вязано с самолетом, то одновременно увеличится и угол атаки
с .Ля высоты до значения в, (угол между хордой аб и направле-
нием скорости УД Увеличение угла атаки руля высоты задер-
ясит дальнейший рзст угла атаки крыла. Так как угол атаки
крыла стал больше, то увеличится и момент крыла (за счет
перемещения вперед центра давления), и летчик движением
рУля высоты должен будет уравновесить самолет на новом
режиме подъема.
к Таким образом, летчик рулем высоты нарушил равновесие
самолета в горизонтальном’ полете и снова восстановил его,
но уже при подъеме.
Так как ручка управления остается взятой на себя, летчик
испытывает давление ,на пальцы*, которое характеризует со-
Ргс. 212. Продольная управляемость самолета
противление воздуха отклоненному рулю высоты. При даче
ручки от себя она будет давить „на ладонь* летчика.
У каждого самолета есть такой угол атаки, когда самолет
находится в равновесии и летчик не испытывает при этом ни-
какого давления ручки, вследствие чего самолет .может лететь
с брошенной ручкой. Такой угол атаки называется балансиро-
вочным. ч
Балансировочный угол атаки приблизительно равен устано-
вочному углу крыла.
Самолеты с регулируемым в полете стабилизатором или
с триммером на руле высоты могут иметь продольную балан-
сировку (продольное равновесие без давления на ручку) на
большинстве летных ^глов атаки. В этом и заключается их
основное преимущество.
Факторы, влияющие на продольную управляемость. На про-
дольную управляемость влияют следующие факторы: скорость
полета, размеры руля высоты и его расстояние до ^центра тй\
жести самолета и вес самолета.
1. Скорость воздуха относительно рулей.
Чем больше скорость воздуха у хвостового оперения, тем
лучше управляемость, рули работают более эффективно, так
как сила Рхп прямо пропорциональна квадрату скорости.
2/9
Поэтому управляемость лучше в моторном полете, чем в беД
моторном, и в полете на большой скорости, чем на малой.
малых скоростях полета (второй режим горизонтального полет»
парашютирование и т. д.) возможна полная потеря управляя
мости или значительное ее снижение. Практически это означает!
что самолет очень плохо слушается рулей.
2. Площадь руля высоты.
Чем больше площадь руля высоты, тем лучше управляемости
самолета, тем быстрее он выполняет нужный маневр.
Чем дальше расположен руль высоты от центра тяжести, теш
хуже управляемость, так как с увеличением расстояния b (с*Д
рис. 196), увеличивается время, необходимое для поворота само!
лета вокруг оси Z, и тормозящее действие самого горизонталь-1
ного оперения, возникающее при его движении вверх и вниз. 1
3. Вес самолета.
Чем больше вес самолета, тем больше его инертность и теш
труднее нарушить равновесие самолета, то есть управлять им?
Поэтому тяжелые самолеты имеют худшую управляемость, чем
легкие.
Кроме того на продольную управляемость влияет еще и раз-
мещение грузов. Чем они ближе к центру тяжести, тем легче
отклонить самолет в ту или другую сторону, тем лучше упра-
вляемость самолета.
$> 52. ПОПЕРЕЧНАЯ УПРАВЛЯЕМОСТЬ САМОЛЕТА
Поперечной управляемостью называется способность самолета
крениться под действием элеронов, которые могут быть про-
стыми и диференциальными.
Работа простых элеронов на малых углах атаки. Предста-
вим себе самолет в полете с небольшим углом атаки а. Летчик
Рис.213.Углы атаки крыльев
с опушенным и поднятым
элеронами
дал ручку влево, опустив этим правый
элерон и подняв левый на один и тот
же угол. От этого изменятся и углы
атаки крыла.
Элероны, отклоняющиеся на одина-
ковую величину вверх и вниз, называ-
ются простыми элеронами.
По рис. 213 мы видим, что у крыла
с опущенным элероном угол атаки уве-
личился (аоп вместо а), так как новая
хорда крыла аа образует с направле-
нием потока воздуха больший угол аоп|
чем хорда крыла с неотклоненным эле-
роном. Кроме того профиль этого крыла стал более вогнутым.
Наоборот, у крыла с поднятым элероном новая хорда бб обра-
зует с направлением потока воздуха меньший угол атаки %,
причем его профиль становится менее вогнутым.
220
Обратимся теперь к кривой Лилиенталя (рис. 214). Крыло
с опущенным элероном, имеющим больший угол атаки аоп,
,меет Су и подъемную силу большую, чем крыло с поднятым
Цероном. Большая подъемная сила на правом крыле с опущен*
'им элероном заставит самолет накрениться влево (рис. 214,7).
р этом случае самолет идет за ручкой а, что совпадает с на-
мерением летчика. Кроме того увеличение Су достигается за
счет большей вогнутости профиля у крыла с опущенным элеро-
ном, что совпадает с явлением, возникающим при опускании
закрылка (см. § 22).
Отметим, что вместе с коэфициентом Су изменится и коэфи-
циент лобового сопротивления Сл. У крыла с опущенным эле-
роном Сх немного больше, чем у крыла с поднятым элероном.
Значит, и лобовое сопротивление правого крыла больше, чем
левого. Поэтому правое крыло несколько подтормаживается, и <•
самолет начинает разворачиваться
вправо. При развороте вправо левое
крыло имеет большую скорость,
поэтому его подъемная сила начинает
возрастать, противодействуя этим
основному кренящему моменту, по-
лученному за счет коэфициента Су.
При полете на средних углах атаки
этот противодействующий .момент
невелик и-практичсскн не ощущается.
Однако вывод можно сделать: кре-
нящий момент за счет разворота
самолета, вследствие разности Сх,
противодействует основному крену
за счет разности С., ухудшая этим
поперечную управляемость.
Работа простых элеронов на боль-
ших углах атаки. На малых и сред-
них углах атаки кренящий момент
от С, был практически больше, чем от Сл, и самолет кренился
в сторону ручки.
Совсем пе так будет в полете на больших углах атаки. Пусть
самолет летел на aRWt. Дав ручку влево, летчик обнаружит,
что самолет кренится не влево, как раньше, а вправо (рис. 214, 2).
Объясняется это следующим. Угол атаки а011 правого крыла
с опущенным элероном попрежнему больше угла атаки aj, левого
Рис. 214. Работа простых эле-
ронов на малых и больших
углах атаки
крыла с поднятым элероном, но, как видно из кривой Лилиен-
таля, коэфициенты Су крыльев мало отличаются один от дру-
гого, причем — в зависимости от того, как резко падает Су за
критическим углом атаки,— может оказаться, что Су на крыле
с поднятым элероном будет больше, чем на крыле с опу-
щенным элероном, хотя его угол атаки и меньше («п<яоП)-
Таким образом, основной кренящий момент за счет Cv будет
мал, а в худшем случае даже направлен « обратную сторону.
221
Что касается момента сил лобовых сопротивлений крыльев (,
коэфициентов С_), то здесь разность сил оказывается доводу
значительной. Лобовое сопротивление правого крыла знач
тельно больше, чем у левого, и самолет получит сильное стре
лепие к развороту вправо. За счет этого разворота на его л
вом крыле возникнет бдлыпая подъемная сила Рв, чем на пр
вом (Роп), которая и накренит самолет вправо.
Таким образом, при отклоненной влево ручке самолет накр
нится вправо. Ч
Это явление называется обратной поперечной упр
вляемостью. Чем резче падает Су за критическим утло
атаки, тем сильнее проявляется обратная управляемость. Осс
бенно это опасно при посадке, когда случайный порыв ветр
накренит самолет в одну сторону, а летчик, с целью выправит
крен, даст ручку в другую сторону, забыв об обратной попе
речной управляемости на критическом угле атаки. На самолете
с простыми элеронами при посадке ручку пришлось бы давая
в ту же сторону, куда накренился самолет, иначе неизбежна
авария.
Рис. 215. Разворот самолета при крене:
а — пил гллдн, б — вид сверху
Отсюда ясно, почему затруднены полеты на больших углах
атаки; здесь имеет место обратная продольная (второй режим
горизонтального полета) и поперечная управляемость.
Крен и разворот. Мы установили, что как только летчик
нарушит поперечное равновесие самолета, так нарушаете»^ его
равновесие пути. Рассмотрим это явление более подробно,
так как во время полета оно встречается очень часто.
На рис. 215,а изображен самолет, накрененный элеронами
вправо. При таком положении самолета подъемная сила его
крыльев отклонится от вертикали вправо. Если силу Р
сложить с силой веса самолета О, можно определить новую
силу К, равнодействующую сил Р и О, под действием которой
самолет будет скользить вправо. При этом на боковую поверх-
ность фюзеляжа и .вертикальное оперение самолета будет на-
. бегать поток воздуха (рис. 215,6', который отклонит хвост
самолета влево, по стрелке /; следовательно, самолет развер-
нется вправо.
222
Таким образом, правый крен самолета вызывает н разворот
г0 вправо- При левом крене самолет будет разворачиваться
влево.
Чтобы устранить нежелательный разворот, летчик дает ле-
ю ногу, отклоняя руль поворота влево. На руле поворота
возникает сила А, х, которая и удержит самолет от разворота.
Самолет будет скользить по прямой вправо (по стрелке 2).
Такой полет самолета называют скольжением на крыло. Его
применяют во время посадки для уточнения места приземле-
ния самолета, причем скольжение увеличивает лобовое сопро-
тивление, а с ним и угол планирования самолета, без увеличе-
ния скорости полета. Это позволяет преодолевать высокие
препятствия в полосе подходов к аэродрому без увеличения
длины пробега.
Способы улучшения поперечной управляемости. Для того*
чтобы устранить обратную поперечную управляемость на боль-
ших углах атаки, применяют элероны: диферен-
циальные, щелевые и типа Фрайз. Рассмотрим их
работу.
Диференциальными. элеронами называются такие
элероны, отклонение которых вверх и вниз неоди-
наково: обычно вниз на 10—12°, а вверх на 25—30°.
Вследствие этого сопротивление крыла с под-
нятым элероном становится больше, приближаясь
к сопротивлению крыла с опущенным элероном,
чем уменьшается заворачивающий, момент, возни-
кающий у простых элеронов за счет Ся. Кроме
того за счет большего подъема элерона вверх угол
атаки па этом крыле уменьшается более резко, чем
с простыми элеронами, вследствие чего увеличи-
вается и основной кренящий момент за счет Сг. Это видно на
рис. 216, где крыло с опущенным элероном при угле атаки
имеет больший Су, чем крыло с поднятым элероном, угол атаки
которого равен *п.
Таким образом, улучшается поперечная управляемость на
больших углах атаки, и при ручке, отклоненной вправо, само-
лет также накренится вправо. За критическим углом атаки
дпференциальные элероны все же не дают нужного эффекта.
Конструктивно диференцнальное (различное) отклонение эле-
ронов достигается так (см. рнс. 37): главные ролики А и Б при
даче ручки вправо поворачиваются на одинаковый угол (Z сос =
= Z еоё), так как их приводит в движение од>1н и тот же трос.
Концы тяг элеронов, укрепленные на главных роликах в точ-
ках 1, перемешаются вместе с ними, причем тяга опускающе-
гося элерона переместится из положения 1 в положение 2, а
тяга поднимающегося элерона—из точки 1 в точку 3. При
одинаковом угловом перемещении концов тяг 1 их поступа-
тельное движение оказывается неодинаковым: на опускающемся
элероне — меньше (расстояние а), а на поднимающемся — больше
223
Рнс. 216. Дм-
ференииаль
ниеэлероны
на большие
углах атаки
Рис. 217. Работа ще-
левых элеронов
(расстояние 6). Вследствие этого элероны получают неод
ковое угловое отклонение — вверх больше (SJ, вниз — мен
<v
Дифереициальное управление применяется на больши
самолетов, причем конструктивно оно может выполняться
лично, но принцип действия остается один —тот, который
изложен выше.
Щелевые элероны (рис. 217, а) по своей конструкции и при
ципу работы имеют много общего с закрылком.
Крыло с опущенным элероном (рис. 217, в) на больших угл
атаки имеет увеличенное значение коэфициента Су по тем
причинам, что и крыло с закрылком. Поэто!
подъемная сила и основной кренящий м
мент крыла от опускания элерона воз
стают. Кроме того такой элерон, буду
поднятым (рис. 217, б), увеличивает лобово<
сопротивление крыла, так как поток возду
набегает на ребро атаки опущенного вин
элерона. Этим в известной степени уравняв
вается лобовое сопротивление обоих крыльев,
и противодействующий момент от разницы
коэфициентов Сх становится меньше. Для
усиления действия щелевые элероны делают
еще и днференциальными.
Недостатком щелевых элеронов является повышенное лобо-
вое сопротивление крыла при нейтральных элеронах.
На некоторых самолетах щелевые элероны имеют специаль-
ное устройство для одновременного опускания обоих элеронов!
вниз. Тогда они работают, как обычные закрылки, уменьшая J
посадочную скорость самолета. Интересно то, что поперечная ’
управляемость при этом не нарушается/Лет-
чик, опустив при помощи специального меха-
низма оба элерона вниз, может в случае
необходимости кренить самолет, действуя
ручкой управления.
Элероны типа Фрайз изображены на
рис. 218, а. Основное их назначение — урав-
нять лобовые сопротивления крыльев с под-
нятым и опущенным элеронами.
Так как носок g поднятого элерона
(рис. 218,6) сильно выступает вниз, под
крыло, он резко унелкчнвает лобовое сопро-
Рис. 218. Работа эле-
ронов типа ФраЛз
тивление этого крыла и уничтожает этим
заворачивающий момент от разности коэфициентов Сг. Обте-
кание опущенного элерона ничем особенным не отличается
(рис. 218, tf).
Преимуществом элеронов Фрайз перед щелевыми является
меньшее лобовое сопротивление крыла при неотклоненных
элеронах. Поэтому их применяют сейчас очень широко, осо-
224
1(> ла скоростных самолетах, на которых они вытесняют
етгвыс элероны. Элероны Фрайз делают одновременно и ди-
*£рен анальным и.
4 Ось вращения элеронов расположена почти в центре давле-
1ня элерона, поэтому управление ими легче, чем управление
простыми элеронами.
31з рассмотренного видно, что основной целью всех способов
улучшения поперечной управляемости на больших углах атаки
является увеличение подъемной силы крыла с опущенным эле-
роном и увеличение лобового сопротивления крыла с подня-
тым элероном.
Поперечная управляемость улучшается при: 1) увеличении
скорости полета и площади элеронов, 2) уменьшении размаха
крыльев самолета, 3) уменьшении веса самолета и расположе-
нии грузов вблизи его центра тяжести.
g 53. УПРАВЛЯЕМОСТЬ ПУТИ
Управляемостью пути называется способность самолета по-
ворачиваться вокруг вертикальной оси под действием руля по-
воротов. Особенностью руля поворотов, как органа управления,
является то, что его отклонение приводит первоначально не
к изменению траектории движения самолета в горизонтальной
плоскости, а к тому, что самолет начинает двигаться со сколь-
жением.
Если летчик в полете дал левую ногу (рис. 219, а), то от-
клоненный влево руль поворота развернет самолет влево
(рис. 219,6). Однако траекто- 0
рчя движения изменится не $ . . V
сразу, так как центр тяжести 0 ’ I \ у (
самолета будет по инерции
двигаться в прежнем напра-
влении. Возникает скольже-
ние с углом у, так как про-
дольная ось самолета не со-
впадает с направлением дви-
жения.
За счет скольжения на фю-
на®?гаег поток воздуха рис, ^19. Д?Л<<вие откяомеипого руля
. .редки С), у самолета появ- направления
ляется боковая сила Z, ме-
няющая траекторию движения из прямолинейной в криволиней-
ную (ЬЬ). Сила Z является в данном случае центростремитель-
ной, отклоняющей траекторию полета (Ф влево, то есть в ту
сторону, куда отклонен руль поворота.
затем самолет начинает крениться в сторону руля (влево),
если такой крен нежелателен, летчик даст ручку в обратную
iорону (вправо). Крен появляется вследствие перемещения
-игра давления из плоскости симметрии вправо, в сторону
15 —куПГ
теопип самллгга*.
225
крыла, движущегося впереди. В итоге получается правой
скольжение самолета без крена.
Таким образом, отклонение одного руля направления эаста-х
вляет самолет вначале скользить и лишь затем менять траекто-
рию полета.
На управляемость пути, подобно поперечной управляемости,
влияют скорость полета и площадь руля поворота, расстояние от
центра тяжести самолета до центра давления вертикального
оперения, вес самолета и расположение на нем грузов.
Из всего сказанного выше видно, насколько тесно связаны
между собой поперечная и путевая управляемость. Отклонение
элеронов вызывает не только крен, но и разворот; движение
рулем поворота, кроме разворота, вызывает крен.
Поэтому об этих видах управляемости говорят обычно, не
разделяя их, как это было сделано для большей наглядности.
§ 54. КОМПЕНСАТОРЫ РУЛЕЙ И ЭЛЕРОНОВ
Рис. 220. Руль выссты без ком-
пенсации
Рис. 221. Руль высоты с рого-
вой комоенсациой
Управление самолетом требует от летчика больших усилий.
Так, если нужно перевести самолет на пикирование, летчик
дает ручку от себя, опуская руль высоты вниз (рис. 220). При
этом на руле возникает сила Р, которая создает момент отно-
сительно оси вращения руля высоты
(точка ш). Этот момент называют
шарнирным; в данном случае он ра-
вен Р • а.
Для отклонения ручки вперед лет-
чик должен приложить к ней опреде-
ленную силу по направлению стрел-,
кн л (рис. 198). Усилие на ручку лет-
чик должен прикладывать не только
для того, чтобы перевести самолет
на новый режим полета, но и для
того, чтобы удержать его длительное
время на новом режиме подъема,
планирования и т. и. Это еще больше
затрудняет работу летчика в полете.
Чем больше подъемная сила опере-
ния Р (рис. 220) и ее расстояние до
шарнира, тем больше усилие, затра-
чиваемое летчиком, и тем труднее
управление самолетом. Чтобы облег-
чить управление самолетом, применяют целый ряд так назы-
ваемых компенсаторов, общее назначение которых разгрузить
летчика от давления на ручку.
Роговая компенсация. Одним из средств, облегчающих упра-
вление самолетом, является роговая компенсация рулей.
На рис. 221 изображен руль высоты с роговой или наружной
компенсацией (на рис. заштрихована). Работа рогового компен-
сатора сводится к тому, что на конце руля, впереди его оси
226
рдщепия, помещается дополнительная площадь руля — рог. При
гк юнеиии руля высоты, например кверху,, на него набегает
^р-геж воздуха, вследствие чего на руле возникает сила Р, ко-
' 1рая состоит из двух частей Рх rF Рг, причем Р = Р)+Р4.
Сила Pi получается па площади руля высоты, расположенной
сзади оси вращения. Она создает шарнирный момент вокруг
с‘н вращения руля, равпый Рх • а и направленный по часовой
стрелке.
Сила Р2, получается на заштрихованной, компенсирующей
п.юшадя руля. Она дает момент относительно точки ш, равный
р„ б, но направленный против часовой стрелки.
'По отношению к центру тяжести самолета обе силы и Р2
дают моменты, действующие в одну сторону, но по отношению
к шарниру их моменты направлены в разные стороны.
Когда впереди оси вращения руля не было площади рогат
(рис. 220), летчик должен был преодолевать момент Р а. Теперь
же ему приходится преодолевать меньший момент, равный
разности (Pt а) — (Р2 • б). Очевидно, что и отклонить руль и
удержать его в отклоненном положении будет намного легче.
Недочетом ротовой компенсации является то, что степень
компенсации зависит от угла отклонения руля, и поэтому она
„'л непостоянна. При малых отклонениях руля роговая компенсация
работает хорошо, при больших — плохо, так как выступающая
наружу площадь руля при этом плохо обтекается. Кроме того
щель, образующаяся при отклонении руля, увеличивает сопро-
тивление оперения.
Роговая компенсация чаще всего применяется на рулях по-
ворота и высоты. На элеронах она встречается реже.
Осевая компенсация. Осевая или внутренняя компенсация
изображена на рис. 222, где площадь, облегчающая управление,
расположена впереди осн враще-
ния (на рисунке заштрихована).
Таким образом, ось вращения руля
не совпадает с его ребром атаки,
в противоположность роговому
компенсатору.
Принцип работы осевой компен-
. сацнн пе отличается от принципа
работы роговой компенсации: и
здесь отклонение руля облегчается
тем, что моменты Р^-а и Р*б на-
правлены в разные стороны.
Осевая компенсация, в отличие от роговой, хорошо работает
при больших отклонениях руля высоты и плохо — при малых,
так как в последнем случае компенсирующая площадь ока-
зывается затененной стабилизатором.
На первый взгляд кажется, что выгодно расположить ось
вращения руля в его центре давления, и тогда давление ручки
летчик совершенно не будет испытывать. Но это практически
невозможно, так как центр давления является подвижной
co ft
Lu
с осевой
It
Рис. 22?. Руль высоты
компенсацией
15*
227
I
I
I
I
I
I
I
I
I
I
I
I
I
I
»
I
I
I
I
точкой, положение которой меняется в зависимости от углом
атаки руля высоты. Кроме того полное устранение давления!
ручки нежелательно, так как по нему летчик чувствует само-Ч
лет и может своевременно реагировать на его поведение. Пол
этому обычно полной компенсации и не добиваются.
Осевая компенсация применяется очень широко на всех ор-'И
ганах управления, в том числе и на элеронах.
Чтобы устранить недостатки роговой и осевой компенсаций,
их применяют вместе, и тогда рули хорошо компенсируются!
и при малых и при больших отклоне-j
ниях (смешанная компенсация).
Руль со смешанной компенсацией изо- 1
Сражен на рис. 223.
Компенсатор Флеттнера. Рис. 224 изо- 1
Сражает компенсатор типа Флеттнера. От I
триммера (рис. 199) он отличается тем, 1
Рис. 223. Руль высоты чт0 в воздухе летчик может управлять I
со смешанной компенса- только основным рулем. Отклонение до- I
ниеЯ лолнительного руля, врезанного в основ- 1
ной (см. детали 14 и 17 на рис. 15), осуще- ’
ствляется благодаря тяге аб, шарнирно связанной с неподвиж- 1
ним стабилизатором и самим компенсатором. Длину тяги аб |
можно регулировать на земле.
Облегчение управления получается за счет того, что момент
руля высоты, равный Р • I, относительно точки ш погашается
моментом компенсатора Флеттнера РФ1 • k.
Отличием этого компенсатора от триммера является то, что
он не дает полного уничтожения давления ручки при всех углах
отклонения рулей, а только на
тех углах атаки, для которых от-
регулирована тяга аб.
Так как основной руль и ком-
пенсатор Флеттнера отклоняются
всегда в разные стороны, возни-
кающие па них воздушные силы
никогда не бывают направлены
в одну сторону, поэтому сила Рк,
создаваемая всем хвостовым опе-
рением, раина не сумме сил Р
и Рфл, как при осевой компенса-
ции, а их разности. По этой при-
чине рули с компенсатором Флеттнера должны иметь большую
площадь, чем, например, с осевой компенсацией.
Применяются компенсаторы Флеттнера на всех рулях. Они
дают возможность уменьшить давление ручки как в момент ее
отклонения, так и в дальнейшем, при сохранении нового режима
полета.
Если сделать тягу аб регулируемой в полете, получится
так называемый управляемый флеттнер, который может рабо-
Рис. 224. Компенсатор Флеттнера
на руле высоты
к руим уП90»/'’'я-
СИП
тать как обычный флеттнер и как триммер, работа которого
была подробно разобрана выше.
Кроме перечисленных способов, давление на ручку можно
уменьшить применением подвижного стабилизатора и триммера,
^ак это было разобрано выше. Разница между ними и разо-
бранными в данном параграфе средствами компенсации заклю-
чается в том, что в момент отклонения руля триммер и стаби-
лизатор давления с ручки не снимают, если одновременно с ручкой
не вращать штурвал стабилизатора или триммера. Они уравно-
вешивают давление на ручку уже после отклонения руля.
Что касается других видов компенсации, то они облегчают
работу летчика как в самый момент отклонения руля, так и
после его отклонения.
Весовая компенсация. В последнее время часто применяется
весовая компенсация рулей. Она заключается в том, что в пе-
редней части руля жестко укрепляется груз, благодаря которому
центр тяжести руля передвигается ближе к его оси вращения.
Весовая компенсация может применяться на всех без исключения
рулях.
Основным назначением весовой компенсации рулей является
борьба с вибрацией (частыми колебаниями) рулей.
На рис. 218 показано (зачернено) обычное расположение ве-
совой компенсации на элеронах. На руле высоты весовая ком-
пенсация укрепляется на специальном стержне, входящем
внутрь фюзеляжа, что позволяет уравновесить руль высоты
меньшим дополнительным весом (за счет большего плеча).
----★------
Глава XI
УСТОЙЧИВОСТЬ САМОЛЕТА
§ 55. ВИДЫ УСТОЙЧИВОСТИ
Выше были разобраны условия равновесия самолета и фак-
торы, нарушающие его. При этом был опущен вопрос о том,
каким является равновесие — устойчивым или неустойчивым,
то есть стремится ли самолет сохранить состояние равновесия,
в котором ок находится, или нет.
Устойчивым называется такое равновесие, при котором тело,
будучи выведено из него какой-либо внешней силой, сопро-
тивляясь ее действию, само стремится вернуться в прежнее
состояние. Примером такого равновесия может служить маят-
ник обычных стенных часов (рнс. 225, «). Если отвести рукой
маятник вправо и затем отпустить его, он под действием своего
веса G будет стремиться вернуться в первоначальное положе-
ние, причем вернется в него не сразу, а после ряда постепенно
уменьшающихся колебаний в обе стороны.
229
Неустойчивым называется такое равновесие, когда тело, буЛ
дучи выведена из него какой-либо внешней силой, к исходному
состоянию не возвращается. Примером неустойчивого равновёл
сия может служить тот же маятник, но поставленный тяжелом
частью вверх (рис. 225, б). Если в этом случае отвести маятник,
в сторону, например влево, то он под действием своего веса (?'
в первоначальное положение пе вернется, а, наоборот, еще]
больше удалится от него.
Есть промежуточное состояние, когда тело, выведенное из
равновесия, остается в новом положении, не возвращаясь обратно*
и не удаляясь от того положения, в какое его поставила
внешняя сила (рис. 225, в). Такое равновесие называют безраз?
личным. Другим примером его может служить воздушный винт,
сбалансированный на эквилибраторе.
Вопрос об устойчивости для всякого самолета играет очень
большую роль, так как устойчивый самолет при случайном на-
рушении равновесия сам вер-
нётся в первоначальное положе-
ние, не требуя от летчика ни-
каких движений рулями. Это
освобождает летчика от лишней
работы в полете и дает ему воз-
можность заниматься другими
функциями (стрельба, бомбо-
метание, фотографирование и
т. д.).
Рис. 225 Виды равновесия Таким образом,устойчивостью
называется способность само-
лета самостоятельно восстанавливать нарушенное равновесие.
Устойчивость бывает трех видов: продольная, — вокруг
оси Z, поперечная — вокруг оси X и путевая — вокруг
оси У.
Все виды устойчивости зависят от аэродинамической схемы
самолета, то есть от расположения его крыльев и оперения, и
достигаются правильной регулировкой и центровкой самолета.
Каждый самолет должен быть устойчив па всех скоростях — от
посадочной до максимальной. При скоростях, меньших посадоч-
ной, все виды устойчивости нарушаются.
Рассмотрим требования, которым должен удовлетворять
самолет для того, чтобы он был устойчивым.
| 56. ПРОДОЛЬНАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ
Продольной устойчивостью называется способность самолета
самостоятельно восстанавливать нарушенное продольное равно-
весие (вокруг оси Z).
Этот вид устойчивости очень важен, поскольку нарушение
продольного равновесия в полете происходит очень часто,
а симметрия самолета этот вид равновесия не обеспечивает.
230
устойчивость различных крыльев. Продольная устойчивость
ио многом определяется свойствами самого крыла.
Возьмем крыло обычного несимметричного профиля с обрат-
ным перемещением центра давления, движущееся в воздухе
е углом атаки а (рис. 226, а). Пусть при этом сила полного со-
противления R проходит через центр тяжести самолета и, сле-
довательно, не дает относительно него никакого момента. Ста-
билизатор и руль высоты стоят нейтрально. Самолет находится
в равновесии. •
В таком положении какая-либо случайная причина (например,
вертикальный поток воздуха W) увеличила угол атаки крыла
до значения я,. Вследствие увеличения угла атаки, сила /? вы-
растет до значения /?., а точка ее приложения переместится
вперед. Появится момент /?,•«„ действующий по стрелке 1.
Момент Ri-Ui стремится как бы опрокинуть крыло вокруг его
ребра обтекания, действуя в ту жесторону, что внешняя сила.
Это и есть случай неустойчивого равновесия крыла, аналогич-
ный разобранному выше случаю с маятником (рис. 225,6).
Возникший вслед-
ствие обратного пере-
мещения центра давле-
ния момент называется
дестабилизирующим
(невосстаиавливаю-
щнм) моментом.
Легко видеть, что
то же самое явление
получится при случай-
ном уменьшении угла
атаки крыла вертикаль-
ным потоком W (рис. 226,6). С уменьшением угла атаки л до
значения сила R уйдет назад я даст момент Rt'ait направлен-
ный против часовой стрелки (стрелка 2). Этот момент стре-
мится опрокинуть крыло вокруг его ребра атаки, усиливая
действие момента внешней силы. Крыло снова не вер-
нется в прежнее положение, к прежнему углу атаки я. Этот
случай также дает пример продольной неустойчивости крыла.
Таким образом, обычное несимметричное’крыло само по себе
не обладает устойчивостью, то есть оно не в состоянии восста-
новить продольное равновесие*в случае непроизвольного нару-
шения его какой-либо внешней причиной.
Совсем не так будет у крыла симметричного профиля с пря-
мым перемещением центра давления, когда с увеличением углов
атаки центр давления крыла перемещается назад, а с умень-
шением— вперед.
По рис. 227 видно, что если порыв ветра U7 увеличил угол атаки
симметричного крыла от значения а до аи то центр давления
крыла переместится назад, и сила /?t даст момент Ri-au действую-
щий по стрелке 1 в направлении, обратном моменту
от ветра. Очевидно, что такое крыло является устойчивым.
Рис. 223. Неустойчивость обычного крыла не-
симметричного профиля
231
Момент относительно центра тяжести, возникающий при этом
у симметричного крыла, называется стабилизирующим.
Так как в крыльях современных самолетов в большинстве
случаев применяются как раз несимметричные профили, то
самолет с одним таким крылом будет неустойчивым.
Рис. 227. Устойчивость сим-
метричного крыла
Для сохранения устойчивости самолета одновременно с основ-
ным крылом несимметричного профиля применяют стабилиза-
тор — дополнительное небольшое крыло
симметричного профиля, — который
не только обеспечивает продольное рав-
новесие, но и помогает восстанавливать
его в случае нарушения внешней силой.
Таким образом, стабилизатор обес-
печивает продольнуюустойчи-
вость самолета, и именно вэтом
заключается основное назначе-
ние всякого стабилизатора —
подвижного или неподвижного.
Основное условие продольной устой-
чивости. Совместив на самолете крыло
и стабилизатор, еще нельзя быть уверенным в том, что само-
лет будет устойчивым.
Продольную устойчивость самолета мы получим только при
условии, что при непроизвольном изменении углов атаки крыла
между моментами крыла и горизон-
тального оперения будет опреде-
ленная зависимость. Установим эту
зависимость.
Пусть самолет летел с углом атаки а
(рис. 228, а). Возьмем для простоты
случай, когда тяга Ф проходит через
центр тяжести самолета. Сила пол-
ного сопротивления крыла R через
центр тяжести не проходит и дает
кабрирующий момент М — Ra. Мо-
мент крыла М уравновешивается пи-
кирующим моментом горизонтального
оперения т—Р-Ь. Таким образом,
самолет находится в продольном
равновесии, что можно записать ра-
венством
М = т. (I) L ь, , i
К -
Пусть ПОД действием внешней при- Рис. 228. Условие продольной
чины произошло опускание хвоста устойчивости
самолета по стрелке 1 (рис. 228, б).
Так как самолет продолжает двигаться в прежнем направлении
и с прежней скоростью V, угол атаки крыла вырастет до значе-
ния а,. Вследствие этого центр давления уйдет вперед, сила R
вырастет до значения Rlt а момент крыла увеличится и станет
232
равным A^ — Rx-ai. Одновременно увеличится угол атаки гори-
зонтального оперения, поэтому его сила Р также возрастет до
значения РР Момент горизонтального оперения т увеличится
до значения тх — Рх-Ьх в основном за счет силы Plt так как
плечо Ьх мало отличается от плеча Ь.
Из сказанного видно, что при случайном увеличении угла
атаки крыла увеличиваются моменты и крыла и оперения. Из-
менением (увеличением или уменьшением) этих моментов и.
обусловливается продольная устойчивость самолета.
Здесь могут быть три случая.
1. Момент крыла больше момента хвостового оперения, то есть
Тогда кабрирующий момент крыла, способствующий моменту
внешней силы, будет увеличивать угол атаки, а момент опере-
ния тх окажется не в силах преодолеть его, и самолет еще
больше начнет кабрнровать.
Очевидно, что в первоначальное положение самолет не вер-
нется, то есть он окажется неустойчивым. Это будет соответ-
ствовать случаю неустойчивого равновесия, приведенному на
рис. 225,6.
Следовательно, первое соотношение для устойчиво-
сти самолета не годится.
2. Момент горизонтального оперения равен моменту крыла,
то есть mt = Л1Х.
В этом случае самолет окажется в состоянии безразличного
равновесия и останется в том положении, в какое его поставит
внешняя сила. Очевидно, что н в этом случае самолет устой-
чивым не будет.
3. Момент горизонтального оперения больше момента крыла,.
то есть тх > М-
Так как пикирующий момент оперения т, больше момента
крыла, то хвостовое оперение преодолеет кабрирующий момент
крыла, и самолет вернется в исходное положение после несколь-
ких колебаний вокруг него. Это и будет случаем устойчивого
равновесия самолета.
Следовательно, для продольной устойчивости нужно, чтобы
при увеличении угла атаки крыла момент горизонтального опе-
рения оказался больше момента крцла, то есть
mt>Mv (П>
Чтобы найти изменение моментов горизонтального опере-
ния и крыла, вычтем из выражения (II) равенство (I). Тогда
получим, что
mt — т>Мх— М или Д/га > ДМ (III)
где ДА/—приращение момента крыла за счет увеличения его
угла атаки;
Д/га — приращение момента оперения, возникшее по той
же причине.
233
Выражение (III) показывает, что для продольной устоя. 1
чивости самолета при случайном увеличении у г л м
•атаки нужно, чтобы прирост момента г о р и з о Д
тального оперения был больше, чем прирост м о J
мента крыла.
Приведем небольшой пример. Пусть в состоянии равновесие
было т—М = 250 нгм. Если при увеличении угла атаки момеЛ
крыла М вырастет до значения Мх = 300 нгм (Д.И = 50 нгм), то1
момент хвоста должен вырасти на большую величину — до
значения mt = 350 нгм (Ат = 100 нгм). Иначе самолет в прежнее
положение не вернется.
Если произойдет непроизвольное уменьшение угла атаки
крыла до значения х» (рис. 228, а) под действием внешнего пц-J
кирующего момента (стрелка 2), сила R переместится назад, и
момент крыла Л12ч=/?2 а2 станет меньше первоначального мо-й
мента M=R-a. Одновременно уменьшится и момент хвосто!
вого оперения до величины mi = Pi-b1, причем в соотношении’
моментов крыла и оперения также различаются три случая:
1. — неустойчивое равновесие.
2. mt = M.t— безразличное равновесие.
3. — устойчивое равновесие.
Очевидно, что первое выражение дает неустойчивое равно-
весие, так как пикирующий момент mi оперения заставит само-
лет еще больше опустить пос.
Второе выражение дает безразличное равновесие, и самолет
останется в том положении, в какое его поставит внешняя сила
Только в том случае, если момент оперения окажется меньше
момента крыла, самолет под действием кабрирующего момента
крыла вернется в прежнее положение, то есть окажется устой-
чивым.
Сравнивая выражение т — М, соответствующее состоянию
равновесия, и тя < Ма, необходимое для того, чтобы восстановить
нарушенное равновесие, приходим к выводу, что для продоль-
ной устойчивости самолета ири уменьшении угла атаки крыла
нужно, чтобы т — > М — М2 или
Ат > Д.И, (IV)
то есть такое же соотношение, что и в выражении (III), только
в данном случае величины Ат и AM обозначают не прирост,
а уменьшение моментов оперения и крыла.
Таким образом, можно сказать, что для продольной
устойчивости при уменьшении угла атаки крыла
а нужно, чтобы момент хвостового оперения
уменьшился на большую величину, чем момент
крыла. *
Приведем пример. Если до нарушения равновесия т = М =
= 250 him, то при уменьшении момента крыла до значения
Мг = 200 нгм (AM = 50 нгм) момент хвоста должен уменьшиться
до значения = 150 нгм (Ат = 100 нгм).
234
Объединяя вырам:ения (III) и (IV), можно сказать, что основным
условием продольной устойчивости является следующее: при
любом изменении углов атаки момент хвостового
оперения должен меняться более резко, чем мо-
мент крыла, то есть момент хвостового оперения должен и
увеличиваться и уменьшаться на большую величину, чем момент
крыла.
Математически это можно выразить так:
Дт > ДЛ1,
(56)
где АЛ!— изменение (увеличение или уменьшение) момента
крыла при непроизвольном изменении его угла атаки;
Д/п —соответствующее изменение момента хвостового опе-
рения.
Только тот самолет, у которого имеется такое соотношение
в изменении моментов крыла и оперения, может быть назван
устойчивым в продольном отношении. В противном случае,
если с изменением а момент крыла изменяется более резко,
чем момент хвоста, самолет будет неустойчивым.
Факторы, влияющие на продольную устойчивость. К основ-
ным факторам, влияющим на продольную устойчивость, отно-
Рнс. 229. Влияние центровки на продольную устойчивость
сятся: центровка самолета, площадь стабилизатора, длина фюзе-
ляжа и обдувка нинта.
Центровка самолета практически является одной из наиболее
важных величин, влияющих на продольную устойчивость. В за-
висимости от центровки бо.Ле или менее резко меняется момент
крыла, вернее та величина А2И, которая приведена в формуле (56).
Проследим связь между центровкой и изменением момента
крыла ДЛ>.
Пусть самолет с передней центровкой движется в воздухе
(рис. 229, а) на критическом угле атаки. Центр давления при этом
находится в крайнем переднем положении (точка О). На крыле
возникает сила /?, дающая момент Л1=/?-а вокруг центра тя-
жести самолета, направленный против часовой стрелки.
Если теперь какая-либо внешняя причина уменьшит угол
атаки крыла до значения at (новое положение крыла заштри-
ховано), то новая сила будет меньше прежней /?, а ее точка
235
I
I
I
I
I
I
I
I
I
I
I
I
I
I
I
I
приложения отодвинется назад (Ot). Новый момент крыла
будет равен R2-at.
Изменение момента крыла при изменении его угла атаки ок/fl
жется равным
ДЛТ = М — 4fj = Ra — Ri-a^
Очевидно, что в данном случае, при переходе центра тяжестЛ
крыла из крайнего переднего положения назад, изменение моЯ]
мента крыла окажется небольшим, так как там, где сила /?
велика, плечо а меньше, и, наоборот, где плечо а, больше, там!
сила Ri меньше. Поэтому и разница между прежним и новым!
моментами крыла будет невелика.
Разберем случай задней центровки (рис. 229,6) при таком же я
изменении углов атаки крыла от критического до Сила /? )
уменьшится и станет равна Rlt а центр давления переместится!
по хорде крыла в более заднее положение (точка О,). Новый
момент крыла будет равен Ri-at. М
Вследствие этого момент крыла Afs = /?1-aJ на угле атаки а,
станет значительно меньше первоначального за счет уменьшения I
силы R и плеча а2.
Их разность Д/Wj окажется значительно больше разности Д.И И
при передней центровке, так как на критическом угле атаки 1
и сила R больше Rt и ее плечо а2 больше величины as, со- I
ответствующей углу атаки яР
Таким образом, приращение момента крыла при задней цен- V
тровке окажется большим, чем при передней центровке, то есть 1
Д/И, > АЛТ
Зная, что для продольной устойчивости нужно, чтобы момент 1
крыла менялся менее резко, чем момент хвостового оперения,
можпо сделать вывод, что с этой точки зрения передняя цен- '
тровка более выгодна, так как при ней изменение момента
крыла происходит на меньшую величину, чем при задней цен-
тровке.
Это следует помнить при размещении грузов в самолете и
его регулировке, потому что, сделав центровку более задней,
чем это положено, можно ухудшить, кроме других летных ¥j
свойств (штопорные и другие), еще и продольную устойчивость
самолета.
Площадь стабилизатора и длина фюзеляжа в одинаковой
степени влияют на продольную устойчивость, так как от них
зависит величина момента, создаваемого хвостовым оперением.
Момент хвоста можно найти (рис. 197) по формуле
/п=Рхв6. (в)
Если площадь горизонтального оперения небольшая, то
во время непроизвольного поворота самолета вокруг оси Z
момент хвостового оперения будет невелик и его изменение
окажется менее резким, чем при большей площади стабилиза-
тора. Точно так же скажется на устойчивости расстояние b
236
uT центра тяжести самолета до центра давления горизонталь-
но оперения, где приложена сила Ри. Чем оно больше, тем
более резко будет изменяться момент хвостового оперения,
тем устойчивее будет самолет в продольном отношении; чем
меньше расстояние Ь, тем устойчивость самолета будет хуже.
Следовательно, самолеты с большей длиной фюзеляжа более
устойчивы.
Объясняется это тем, что с увеличением длины фюзеляжа и
расстояния Ь растет, согласно выражению (а), величина как
самого момента хвостового оперения, так и степень его изме-
нения. Это и улучшает устойчивость.
Обдувка винта влияет на продольную устойчивость сле-
дующим образом. Чем больше скорость воздуха у хвоста, тем
больше сила РХВ( тем больше момент хвоста и тем лучше обес-
печивается продольная устойчивость.
Так как при работе мотора скорость воздуха у хвоста больше,
чем в безмоторном полете, что объясняется дополнительной
струей воздуха от винта, то продольная устойчивость в мотор-
ном полете больше, чем в безмоторном; при полете с большими
скоростями (первый режим горизонтального полета) больше,
чем с малыми (второй режим горизонтального полета).
Чтобы самолет был устойчив в любом полете — с мотором
или без него, продольную устойчивость самолета рассчитывают
па безмоторный полет. Тогда при полете с мотором продольная
устойчивость будет еще лучше.
§ 57. УСТОЙЧИВОСТЬ ПОПЕРЕЧНАЯ И ПУТИ
Равновесие поперечное и пути, как мы видели выше, тесно
связаны между собой, и при нарушении одного из них нару-
шается и другое. Такая же связь существует и .между попе-
речной и путевой устойчивостью. Поэтому разграничить их
можно только для более удобного изучения.
Поперечной устойчивостью называется способность самолета
самостоятельно восстанавливать нарушенное поперечное равно-
весие. Это определение означает, что при случайном крене
самолета он должен сам, помимо летчика, вернуться в перво-
начальное положение.
Поперечная устойчивость самолета, в отличие от продольной,
обеспечена намного хуже, и в случае непроизвольного крена
самолет в первоначальное положение обычно не возвращается,
особенно при сильных возмущениях. Поэтому летчик должен
действовать рулями (элероны, руль поворота) для того, чтобы
восстановить нарушенное поперечное равновесие самолета.
Факторы, влияющие на поперечную устойчивость. Попереч-
ной устойчивости способствуют свойства самого крыла и ряд
конструктивных особенностей, применяемых на самолетах. Рас-
смотрим их более подробно.
1. Сопротивление крыла крену можно проследить на таком при-
мере. Пусть самолет летит со скоростью V и углом атаки х
237
и находится при этом и поперечном равновесии (рис. 230),«
Затем внешняя причина накренила его влево, по стрелке 1. 1
В момент накренения правое, поднимающееся крыло, кроме!
скорости полета V, приобретет счет вращения вокруг оси А” I
дополнительную скорость UZ, направленную вверх. Истинной I
скоростью движения правого крыла будет скорость Уп, сосга- 1
вляющая с хордой поднятого крыла новый угол атаки <*п, мень- 1
ший первоначального а.
У левого, опускающегося крыла дополнительная скорость W 1
направлена вниз. Истинной скоростью движения левого крыла |
будет скорость Уя, составляющая с хордой крыла новый угол
атаки кл, больший прежнего а.
Из рис. 230 видно, что ял>ал. Вследствие этого подъемная
сила левого крыла окажется несколько больше, чем у правого
крыла, и это слегка затормозит крен самолета влево. Такой же
тормозящий эффект возникает у крыла, когда летчик сам с по-
мощью элеронов кренит
самолет. В конце концов,
, £ к. самолет уравновеши-
Ъ вается вокруг оси X под
действием момента эле-
« ронов и тормозящего
момента крыла, и при
отклоненных элеронах
Рис. 23Э. Сопротивление крыла креку самолет не имеет стре-
мления продолжать кре-
ниться.
Это свойство крыла очень важно для управляемости, так как
иначе при отклонении ручки вправо или влево самолет, не
испытывая торможения, вращался бы вокруг продольной оси
все время, пока отклонена ручка.
Однако естественного тормозящего свойства крыла недоста-
точно для устойчивости и возвращения самолета в прежнее
положение, даже при полете на углах атаки, меньших крити-
ческого.
По мере приближения к * и за ним изменение углов атаки
опускающегося и поднимающегося крыла не только не дает
тормозящего момента, а, наоборот, еще сильнее увеличивает
крен и вращение самолета, потому что ня опускающемся крыле,
где угол атаки увеличивается, подъемная сила оказывается
меньше, чем на поднимающемся крыле с меньшим а. Это явле-
ние, называемое авторотацией, рассматривалось при изучении
штопора.
Таким образом, при полете на а>«,рнг поперечная устойчи-
вость самолета не сохраняется.
Чтобы усилить тормозящее действие крыла при нарушении
поперечного равновесия, применяют предкрылки. Влияние пред-
крылков на поперечную устойчивость сводится главным обра-
238
зсм к тому, что они значительно (на 10—12°) увеличивают кри-
тический угол атаки и, следовательно, отдаляют начало авто-
ротании.
2. Восстанавливающий момент крыла возникает при крене
самолета и способствует возвращению его в исходное поло-
жение. Причиной возникновения восстанавливающего момента
является скольжение.
Если самолет накренился влево (рис. 231, а), отклонившаяся
подъемная сила Р крыла вместе с весом самолета G дадут
равнодействующую силу К, заставляющую самолет скользить
влево. При этом у самолета возникает стремление к развороту
по стрелке 1 (рис. 231, б). За счет разворота на внешнем крыле,
в данном случае — правом, движущемся с большей скоростью,
подъемная сила увеличится, а на внутреннем—уменьшится,.
вследствие чего возникает момент вокруг
продольной осн, еще более усиливающий
крен.
Однако одновременно, благодаря сколь-
жению, образуется косое обтекание крыла;
его левая (заштрихованная) кромка явится
как бы передней кромкой, а правая — зад-
ней или ребром обтекания. За счет косого
обтекания центр давления сместится влево,
в сторону крыла, выдвинутого вперед. При
этом появится момент P-z, направленный
против крена и способствующий попе-
речной устойчивости.
Таким’ образом, восстанавливающий мо-
мент появляется не за счет самого крена—
Рис. 231. Восстанл»ли-
бйюший момент крыл»
при скольжении
первоначального движения крыла, а за счет следующего движе-
ния - скольжения, вызванного креном.
Из сказанного ясно, что за счет поворота самолета возникает
момент, ухудшающий поперечную устойчивость, а за счет сколь-
жения— улучшающий ее. От того, какой момент — заворачива-
ющий или кренящий — окажет большее влияние, и будет зави-
сеть устойчивость самолета. На этом примере хорошо видна
связь между поперечной и путевой устойчивостью.
При неглубоких кренах'самолет возвращается в начальное
положение самостоятельно; при больших отклонениях летчик
усиливает действие восстанавливающего момента крыла работой
влеронов.
3. Поперечное V крыльев также увеличивает восстанавливаю-
щий момент крыла (рис. 232, вид крыла сзади). Поперечным V
называют угол <? между передней или задней кромкой крыла
и поперечной осью самолета Z, когда концы крыльев несколько
приподняты над его серединой.
При возникновении крена со скольжением у самолета с кры-
лом, имеющим поперечное V, кроме эффекта косого обте-
кания, появляется дополнительный восстанавливающий мо-
мент.
23»
Его возникновение объясняется тем, что угол атаки опущен-
ного крыла, на которое скользит самолет (на рис. 232 —левого),
будет больше, чем у правого, поднятого крыла, так как один
и тот же поток воздуха составляет с половинами крыльев
разные углы атаки: на опущенной половине большие, чем на
поднятой. Вследствие больших углов атаки у левого, опущен-
ного крыла, его подъемная сила Р. окажется большей, чем
Рис. 232. Влияние поперечного V
«рыльев на поперечную устойчивость
у поднятого, правого крыла. Это
и создаст восстанавливающий
момент.
Поперечное V крыльев яв-
ляется наиболее эффективным
средством для улучшения попе-
речной устойчивости самолета.
Устойчивость пути. Устойчи-
востью пути называется способ-
ность самолета самостоятельно
сохранять приданное ему напра-
вление полета.
Практически это означает, что если самолет случайно раз-
вернулся, он должен сам, без участия летчика, вернуться
в первоначальное положение.
Устойчивости пути способствуют киль и особые свойства
крыла.
Киль является наиболее важным элементом, обеспечивающим
устойчивость пути. Вместе с килем устойчивости пути способ-
ствует руль поворота, при условии, что
летчик удерживает его педалями.
Если самолет под влиянием внешних
сил развернется вправо (стрелка 1 на
рис. 233), то ои по инерции будет дви-
гаться в прежнем направлении со ско-
ростью V, вследствие чего возникает
скольжение влево. Тогда за счет давле-
ния воздуха на киль создается момент
Р-х, направленный против первоначаль-
ного разворота (стрелка 2), который и
Рнс. 233. Сохранение
устойчивости пути
восстановит нарушенное равновесие.
Очевидно, что с увеличением площади киля и его расстояния
до центра тяжести самолета устойчивость пути улучшится.
Однако излишнее увеличение площади киля нежелательно, так
как это .может ухудшить поперечную устойчивость.
При скольжении самолета возникают два момента: заворачи-
вающий— вокруг оси Y, за счет обтекания воздухом боковых
поверхностей фюзеляжа и киля, и крепящий — вокруг оси X,
за счет разворота самолета. Чем больше площадь киля, тем
больше будет момент, вращающий самолет вокруг вертикальной
оси, и тем большую скорость приобретает наружное крыло
самолета, движущегося по кривой. Это усилит крепящий мо-
П4Л
мант вокруг оси X, который, как мы уже выяснили, ухудшает
попеоечную устойчивость.
потому вертикальное оперение выгодно увеличивать лишь
до тех пор, пока от этого не начнет нарушаться поперечная
yCC-o«p” крыла развороту зависит от скорости при раз-
вороте. В момент разворота самолета вправо (см. рис. 233) за счет
вращения вокруг оси Y на его левое крыло, набегает спереди
дополнительный поток воздуха. Скорость воздуха у левого
крыла слегка увеличивается, у правого — уменьшается. Лобо-
вое сопротивление Q левого крыла оказывается большим, чем
О правого крыла, и это создаст некоторый момент, тормозящий
разворот. Иначе это же явление можно рассматривать так, как
будто центр давления всего крыла сместился влево за счет
движения самолета со скольжением.
Значение торможения крыла на устойчивость пути невелико,
и оно может только слегка задержать разворот, не восстана-
вливая нарушенного равновесия пути.
Из всех способов улучшения устойчивости пути основное
значение имеет вертикальное оперение. Кроме того на устой-
чивость пути сильно влияет поперечная устойчивость самолета,
т. к как если самолет поперечно неустойчив, то он чаще всего
оказывается неустойчив и относительно вертикальной оси.
У 58. РАВНОВЕСИЕ, УПРАВЛЯЕМОСТЬ И УСТОЙЧИВОСТЬ
Понятия равновесие, управляемость и устойчи-
вость самолета очень важны. Поэтому, закончив их изучение,
напомним вкратце их основные отличия.
Равновесие — это такое состояние самолета, когда он летит,
ие имея стремления вращаться вокруг своих осей, когда ничто
не нарушает его состояния, так как моменты сил, действующих на
самолет, взаимно друг друга уравновешивают. Иногда равно-
весие достигается без участия летчика, иногда, для его под-
держания, он приводит в действие рули высоты, поворота
и элероны.
Управляемость — это такое свойство самолета, которое позво-
ляет летчику в любой момент нарушить состояние равновесия
самолета на одном режиме и уравновесить его на любом дру-
гом, Если для равновесия требовалось, чтобы самолет не вра-
щался вокруг своих осей, то для управляемости, наоборот,
нужно, чтобы его можно было легко повернуть вокруг этих
осей. Достигается управляемость посредством тех же рулей,
облегчается с помощью различных компенсаторов.
Устойчивость— это такое свойство самолета, которое не дает
внешним силам нарушать его состояние равновесия, а в случае
нарушения равновесия возвращает самолет в исходное положе-
ние. Обеспечивается устойчивость неподвижными частями опе-
рения и особыми свойствами крыльев.
16—Кур€ теирми гамэлето»
241
Иначе говоря, самолет в равновесии, если он не врач
щается; самолет управляем, если летчик может его поверх
нуть; самолет устойчив, если, будучи повернут внешней си4
лой, он сам возвращается в исходное положение.
Различные состояния самолета предъявляют к нему неодина-
ковые требования. Особенно это сказывается на требованиях,'
предъявляемых к самолету устойчивостью и управляемостью.
Для устойчивого самолета нужно, чтобы он обладал боль-
шой инертностью (большие размеры и вес, грузы разнесены
далеко от центра тяжести) и большими тормозящими момен-
тами, возникающими при отклонении самолета в любую сто-
рону. Тогда труднее вывести самолет из равновесия, значит,
он более устойчив.
Между тем для управляемости нужно как раз обратное: ма-
лая инертность и небольшое торможение в случае действия
рулями.
Отсюда противоречие между требованиями к самолету с точки
зрения устойчивости и управляемости.
Поэтому хорошо устойчивые самолеты имеют худшую упра-
вляемость, и, наоборот, самолеты, легко управляемые, менее
устойчивы. Эти свойства самолетов подбираются в зависимости
от их боевого назначения.
Для истребителя основным свойством является управляемость
и маневренность, для тяжелых самолетов — устойчивость. Это
значит, что решающую роль в свойствах истребителя играет
его управляемость, но он обладает и достаточной устойчи-
востью, хотя и меньшей, чем у тяжелого самолета. Наоборот,
тяжелый самолет очень устойчив, но вместе с тем он и упра-
вляем, хотя управляемость его хуже, чем у истребителя.
Такой вывод можно сделать об устойчивости и управляемости
относительно всех осей вращения самолетов.
---- ★ ------
Глава XII
РЕАКЦИЯ ВИНТОМОТОРНОЙ ГРУППЫ
| 50. ВЕЛИЧИНА РЕАКТИВНОГО МОМЕНТА
При изучении работы воздушного винта мы видели, что Щ)
его лопастях возникают силы сопротивления вращению Q, и
Q, (см. рис. 138,6), направленные в разные стороны и образу-
ющие пару сил с моментом М = 2Qr.
Мотор, затрачивающий свою мощность на вращение винта
по стрелке / (рис. 234), преодолевает при этом момент пары
сил, также равный 2Qr.
Из механики известно, что всякое действие на тело вызы-
вает с его стороны равное действию, но противоположно на-
правленное, противодействие Поэтому действие мотора на винт
242
л противодействие винта, который, сопротивляясь вра-
вЫЗЫ®^ действует на мотор, а через него и на самолет в обрат-
щеннкх . заставляя самолет крениться по стрелкам 2.
^Момент лары сил 2Qr винта, кренящий самолет в сторону,
обратную своему вращению, называется реакцией винтомотор-
ной гоуипы, иля реактивный моментом. Таким образом, реакция
□ и г действует всегда в сторону, обратную вращению винта
(винт правого вращения — самолет кренится влево, и наоборот).
1 С увеличением числа оборотов возрастают аэродинамические
силы винта, и его реактивный момент увеличится. Таким
образом, с увеличением числа оборотов мотора реакция в. м.г.
растет. Когда летчик дает полный газ, реакция в. м.г. наиболь-
шая; при планировании или в момент посадки реакция в.м.г.
практически отсутствует, так
как мотор работает на малых >
оборотах. . '
У двигателей с редуктором, ________________‘
уменьшающим обороты винта ,L*" ЦСН " "" I
по сравнению с оборотами ко- [НМ,
ленчатого вала мотора, реакция
В. м. Г. всегда больше, чем У Рис. 234. Реакция винтомоторной
мотора, где обороты винта и ко- rpyi.nu
ленчатого вала совпадают.
Поэтому, если взять два двигателя: один с редуктором,
другой без пего, имеющих одинаковые обороты коленчатого
вала и мощность мотора, но разные обороты винта, и замерить
их реактивный момент, то окажется, что у мотора с редукто-
ром он больше, так как его винт вращается медленнее. Мощ-
ность же моторов одна потому, что она зависит от числа
оборотов коленчатого вала, а не винта.
Это объясняется тем, что мощность мотора расходуется на
преодоление определенного реактивного момента винта при
определенных его оборотах. Вращай винт с малыми оборотами,
мотор создает большой крутящий момент; с увеличением обо-
ротов винта его реактивный момент уменьшается. При посто-
янной мощности реактивный момент и обороты винта обратно
пропорциональны.
Можно привести подобный пример из другой области. По
гладкому ровному шоссе автомобиль движется с большой ско-
ростью, расходуя полную мощность. Для движения по плохой
дороге или на подъеме нужно, не меняя оборотов мотора,
переключить на другую, меньшую скорость. Тогда при тех же
оборотах и мощности на валу мотора обороты колес умень-
шатся, а крутящий момент возрастет. Это даст возможность
преодолеть трудный участок пути.
Направлена реакция в. м.г. редукторных моторов также
всегда против вращения винта, независимо от того, совпадает ли
направление вращения винта и коленчатого вала или нет (как
известно, редуктор не всегда меняет направление вращения
винта по отношению к валу мотора)
16*
243
| 80. ВЛИЯНИЕ РЕАКЦИИ ВИНТОМОТОРНОЙ ГРУППЫ
Реакция в. м.г. нарушает в первую очередь поперечное равпо-1
весне самолета, а затем и равновесие пути.
Способы сохранения поперечного равновесия. Крен само-1
лета в полете, вызываемый реакцией в. м. г., является нежела-1
тельным. Чтобы устранить его, применяют один из следующих
способов.
1. Различные установочные углы крыльев, смысл применения*
которых заключается в том, чтобы, увеличив подъемную силу]
крыла (по рис. 234 — правого), опускающегося вниз под дей-1
ствием реакции в.м.г., сохранить таким путем поперечное
равновесие.
Увеличение подъемной силы одного крыла достигается тем,
что крыло устанавливается под ббльшим установочным углом р.
Вследствие этого и угол атаки и подъемная сила данного крыла
в полете окажутся больше, чем у противоположного крыла,
что создаст кренящий момент,
противодействующий реакции
в, м. г.
Пусть на самолете установлен
винт правого вращения (рис. 235).
Тогда реакция в. м. г. будет кре-
нить его на левое крыло по
стрелке 1. Установив левое
крыло под ббльшим установоч-
ным углом, мы получим здесь
подъемную силу РЛ, большую,
Рл>Лп. Вследствие этого центр
Рис. 235. Уравновешивание реакции
винтомоторной группы различными
устаиовоннь:мн углами крыльев
чем на правом крыле, то есть
давления крыла сместится влево на величину z, и создастся
момент P-z, действующий против стрелки 1 и уравновешиваю-
щий реактивный момент винтомоторной группы.
Очевидно, что изменением установочных углов крыльев
можно уравновесить реакцию в. м. г. только на каких-то опре-
деленных оборотах. Поэтому при изменении числа оборотов
мотора реакция в. м.г. будет чувствоваться, и летчик должен
будет устранить ее влияние отклонением элеронов. Это является
недостатком описанного способа сохранения поперечного рав-
новесия.» Так, например, при планировании тот же самолет
будет крениться вправо.
2. Отклонение элеронов — назначение этого способа увеличить
подъемную силу опускающегося крыла и сохранить этим попе-
речное равновесие.
Если при том же винте правого вращения (рис. 236) летчик
даст ручку вправо, поднимая этим правый элерон и опуская
левый, то подъемная сила всего крыла переместится влево и
даст момент P-z, который и уравновесит реактивный момент,
дейстЬующий по стрелке /.
Этот способ удобен тем, что чожет быть применен на всех
самолетах; кроме того соответствующим отклонением элеронов
244
полностью уравновесить реакцию в. м. г. при любом числе
оборотов мотора.
Недостатком этого способа является то, что при отклонении
. 1СРонов летчик испытывает давление на ручку. От давления'
на РУЧКУ -ч0ЖН0 избавиться установкой на одном из элеронов
триммера (рис. 15, деталь 19), который дает возможность
удержать отклоненные элероны и уравновесить ими реакцию-
в м. г. при любом числе оборотов
мотора без давления на ручку.
Различные установочные углы
крыльев и • отклонение элеронов
являются основными способами
сохранения поперечного равнове-
сия, нарушенного реакцией винто-
моторной группы.
Способы сохранения равновесия
пути. Установкой крыльев под раз-
ными углами к продольной осн
ими реакцию-
ре-
от-
Рис. ?3б. Уравновешивание
акции винтомоторной группы
клонением элеронов
самолета или отклонением элеронов устраняют стремление само-
лета крениться под действием реакции в. ы. г., поэтому полет
должен происходить без крена.
Однако при этом возникает повое затруднение вследствие
того, что углы атаки, а следовательно, и лобоное сопротивле-
ние, одного крыла <^али больше. Так, по рис. 235 и 236 видно,
что па левом крыле Т большим установочным углом или с опу-
щенным элероном вместе с подъемной силой Рл увеличивается
Рис. 237.Сохранение равновесия пути
смешением киля
и лобовое сопротивление QA.
Иначе говоря, (?л окажется боль-
ше Q„ (рис. 237, а).
Разница лобовых сопротивле-
ний создает момент, заворачи-
вающий самолет в сторону кры-
ла с'ббльшим установочным уг-
лом или с опущенным элероном.
При этом нарушается равновесие
пути самолета, причем наруше-
ние его вызывается не самой
реакцией в. м. г., а теми мерами,
которые были приняты для
уравновешивания крена под влиянием реакции винтомоторной
группы.
Для сохранения равновесия пути, нарушенного различ-
ными установочными углами крыльев илн отклонением эле-
ронов, применяют смещение киля и отклонение руля пово-
рота.
Смещение ниля применяется, ч^обы не допустить разворота
самолета, при этом киль располагают несимметрично, то есть
не по продольной оси самолета а под некоторым углом у
к ней (рис. 237,6).
245
Так, если винт вращается вправо и установочный угол левого'
крыла больше, то самолет разворачивается влево (стрелка /)1
Для устранения разворота смещают переднюю кромку киля,
влево. В полете на киле создастся сила г*к, дающая момент not
стрелке 2, который и удержит самолет в равновесии.
При остановке мотора, когда реакция в. м. г. перестанет
действовать, самолет накренится вправо — в ту сторону, куда
вращался винт, так как на противоположном крыле подъемная
сила понрежнему больше.
Чтобы задержать этот крен, летчик опустит правый элерон
и уравняет этим не только подъемные силы, но и лобовые
сопротивления обоих крыльев. Самолет будет находиться в по-
перечном и путевом равновесии помимо киля, атак как послед-
ний смещен влево, то он создаст разворот самолета вправо.
Устранить этот разворот можно силой Рр п, отклонив руль
поворота влево.
Отклонение рули поворота — простое и удобное средство
удержать самолет от разворота.
Способ сохранения равновесия пути посредством отклонения
руля поворота удобен тем, что им можно уравновесить само-
лет при любых оборотах мотора, когда меняется соотношение
моментов крыла и реакции винтомоторной группы.
Недостатком такого способа является давление педалей на
ногу летчика, которое он испытывает при их отклонении. От
давления педалей можно избавиться постановкой триммера на
руле поворота (рис. 15, деталь 17).
Реакция винтомоторной группы многомоторного самолета.
В случае многомоторного самолета полная реакция в. м. г.
равна сумме реакций от каждого мотора в отдельности. Так,
для самолета с двумя моторами (рис. 203) реактивный момент
будет равен удвоенной реакции одного мотора.
Если на крыльях установлепы моторы с винтами разного
вращения, то реакция в. м. г. такого самолета будет равна
нулю, потому что реактивные моменты, равные друг другу, но
противоположно направленные, взаимно уравновесятся. Однако
этот способ не применяют, так как он вызывает большие не-
удобства в эксплоатации (невзаимозаменяемость моторов и раз-
личных агрегатов к ним).
У тяжелых многомоторных самолетов влияние реакции в. м. г.
незначительно и устраняется небольшим отклонением элеронов,
почти без давления на ручку. Это объясняется, во-первых, тем,
что разница в установочных углах крыльев, необходимая для
устранения реакции в. м. г., невелика, и можно практически
к этому способу не прибегать, и, во-вторых, большим размахом I
тяжелых самолетов, вследствие чего даже небольшая разница
в подъемных силах крыльев, возникающая при малых отклонениях
элеронов, дает достаточно большой уравновешивающий момент.
Таким образом, влияние реакции в. м. г. на тяжелом много-
моторном самолете менее заметно, чем на легких самолетах;
246
поэтому на тяжелых самолетах никаких специальных мер для
авнонешиваиия реакции в. м. г. обычно не применяют.
Влияние реакции винтомоторной группы на разбег. Для
лучшего взлета используют номинальную, а иногда н полную
мощность в. и. г., поэтому ее реакция оказывается очень большой.
Если на самолете установлен винт левого вращения, реакция
в. м. г. кренит самолет вправо, и правое колесо с большей
силой давит на землю. До вращения винта колеса были загру-
жены весом самолета одинаково. Вследствие реакции в. м. г.,
правое колесо дополнительно нагружается, а левое, наоборот,
разгружается. Вследствие этого трение правого колеса увели-
чится, и самолет будет разворачиваться вправо. Это явление
наблюдается даже в том случае, если установочный угол пра-
вого крыла больше, чем левого, так как подъемная сила крыла,
особенно в начале разбега, еще мала и практически не
ощущается.
Давление колес на землю во время разбега непостоянно:
в начале разбега, когда подъемная сила Р равна нулю, оно
равно весу самолета G; с увеличением силы Р давление умень-
шается; в момент отрыва, когда P = G, давление колес на
землю равно нулю. Поэтому и стремление самолета к развороту
во время разбега меняется: больше всего оно и начале раз-
бега, особенно если резко дать газ, и меньше всего — в его конце.
Таким образом, при винте левого вращения самолет при раз-
беге разворачивается вправо, и наоборот. Особенно это сказы-
вается на разбеге истребителей, располагающих моторами боль-
шой мощности н имеющих малый вес.
Стремление к развороту зависит от угла р выноса шасси
(рис. 207 и 208). Чем дальше ось колес отнесена вперед от центра
тяжести, тем сильнее разворачивается самолет под действием
реакции винтомоторной группы. Кроме того стремление к раз-
вороту зависит еще от трепня колес о землю. Чем оно больше,
тем сильнее стремление к развороту. Поэтому на аэродромах
с мягким грунтом разворот чувствуется больше, чем на твер-
дой, укатанной площадке; при слабо накачанных пневматнках
самолет разворачивается легче, чем при хорошей их накачке и т. д.
Регулировкой шасси этот недостаток устранить не удастся,
поэтому летчик во вреЛ разбега исправляет его соответствую-
щим движением рулей.
Реакция в. м. г. на пробег не влияет, потому что при посадке
мотор работает на малых оборотах, когда реактивный момент
винта невелик.
Глава XIII
РЕГУЛИРОВКА САМОЛЕТА И ЕЕ ДЕФЕКТЫ
Создавая самолет, конструктор старается разместить его
основные детали так, чтобы их взаимное расположение обеспе-
чило наилучшие летные качества самолета. Очевидно, что и
247
в эксплоатании для получения определенных наилучших лет-
ных данных все детали самолета должны быть установлены на
нем в строгом соответствии с расчетами конструктора.
Придание всем деталям самолета такого положения, при кото-
ром можно получить от него наилучшие летние данные, назы-
вается регулировкой самолета.
Положение различных частей самолета определяется его
регулировочными данными, указываемыми в описаниях само-
лета.
К регулировочным данным относятся установочные углы
крыльев и стабилизатора, поперечное V крыльев, вынос
крыльев у бипланов и полуторапланов, расположение шасси и
углы отклонения рулей и элеронов.
0 61. РЕГУЛИРОВКА САМОЛЕТА
Первоначальная регулировка самолета производится при его
сборке на заводе, откуда он выходит в окончательно собран-
ном и отрегулированном виде.
В процессе эксплоатации регулировка самолета постепенно
нарушается в ту или другую сторону, — самолет разрегулиро-
вывается. Это вызывает ряд ненормальностей во время полета,
которые называют летными дефектами самолета. Чтобы не иметь
летных дефектов, нужно непрерывно наблюдать за регулировкой
самолета и своевременно устранять все отклонения от завод-
ских регулировочных данных.
Регулировать самолет приходится через определенные про-
межутки времени, во время каждой сборки (например, после
ремонта) и при замене отдельных его деталей: крыльев, опере-
ния и др', причем регулировочные данные отдельного самолета
не всегда совпадают с общим описанием этого типа самолета.
В этом отпошепии каждый самолет имеет свои особенности,
которые указываются в его формуляре.
Регулировочные данные из формуляра являются обязатель-
ными, и при регулировке самолета техник должен руководство-
ваться только ими. На практике регулировочные данные фор-
муляра иногда приходится изменять, так как с течением времени
части самолета деформируются, и для сохранения хороших лет-
ных качеств приходится слегка изменять взаимное их положе-
ние. Однако при этом нужно быть очень осторожным и ни
в коем случае не выходить за пределы допусков, вследствие
того, что деформация частей могла произойти с значительной
потерей прочности этих частей. В каждом таком отдельном слу-
чае вопрос окончательно решается инженером части.
Влияние регулировки на полет. Равновесие, управляемость и
устойчивость самолета в значительной степени определяются тем,
как он отрегулирован. При регулировке нужно в первую очередь
добиваться весовой и геометрической симметрии самолета, по-
тому что их нарушение очень сильно сказывается на его лет-
ных" свойствах. Нарушение симметрии самолета может быть до-
248
пущсно только в том случае, если об этом есть указания в фор-
муляре, например, изменение установочного угла одного крыла
ijii устранения реакции в. м. г. Это в одинаковой степени
относится и к изменению остальных регулировочных вели-
чин. * л л
Рассмотрим более подробно, как влияет на движение самолета
в воздухе изменение некоторых регулировочных данных: уста-
новочных углов крыла и стабилизатора, выноса крыльев и поло-
жения центра тяжести самолета.
1. Влияние установочных углов.
Установочный угол крыла заключается между хордой крыла
и продольной осью самолета, а угол атаки крыла — между его
хордой и направлением движения самолета. Вследствие этого
возникает одна важная особенность, которую следует хорошо
усвоить. Она заключается в следующем.
Можно оба крыла самолета расположить относительно его
продольной оси под любым установочным углом, и углы атаки
крыльев в полете при этом не изменятся, так как от наклона
фюзеляжа и положения крыла на нем углы атаки совершенно
не зависят.
Иначе будет при изменении установочного угла только од-
ного крыла. В этом случае один и тот же поток воздуха обра-
зует с хордами обоих крыльев различные углы атаки, так как
хорды расположены неодинаково. Именно поэтому и увеличи-
вается подъемная сила одного крыла при увеличении его уста-
новочного угла.
Установочный угол крыла выбирается с таким расчетом, чтобы
на определенном режиме полета сопротивление фюзеляжа
и других частей самолета было' наименьшим. Таким режимом
обычно является горизонтальный полет на крейсерской скорости
и соответствующем ей угле атаки, когда продольная ось само-
лета совпадает с направлением движения, а угол атаки крыльев
равняется их установочному углу.
Если придать крыльям угол атаки, на котором самолет урав-
новешен или сбалансирован, то летчик не должен испытывать
давления на ручку. На этом угле атаки, называемом баланси-
ровочным, самолет можцт лететь с брошенной ручкой.
Однако так бывает не всегда. Может случиться, что при по-
лете на нормальном угле атаки самолет стремится опустить
нос (пикировать) или поднять нос (кабрировать). Это означает,
что самолет разрегулировался, что в нем появился какой-то
дефект. Такое же явление наблюдается при полете с брошенной
ручкой на угле атаки, большем или меньшем нормального, даже
при правильной регулировке самолета.
Разберем случай, когда самолет стремится опустить нос
(стрелка с на рис. 238). Чтобы задержать пикирование, летчик
должен взять ручку управления на себя, при этом он испытывает
давление ручки на пальцы, которое будет тем сильнее, чем больше
стремление самолета пикировать и чем больше взята ручка на
себя. Освободиться от давления ручки на пальцы в полете можно
24»
с помощью управляемого стабилизатора, уменьшив его устало-
вочный угол.
При опускании ребра атаки стабилизатора из положения /
в положение 3 (рис. 238) его угол атаки в полете уменьшается.
Создавшийся при этом кабрирующий момент (за счет силы Р j
остановит пикирование самолета: крыло остается неподвижным
в положении 2.
На земле того же результата можно добиться увеличением
установочного угла крыла (из положения 2 в положение 4) при
неподвижном стабилизаторе 1. Так как угол атаки крыла в по*
лете не изменится, то самолет будет лететь с слегка припо-
днятым вверх хвостом. Угол атаки стабилизатора при этом
уменьшится, так же как при уменьшении его установочного
угла.
Возникающая в итоге сила Рст дает кабрирующий момент, ко-
рне. 238. Влияние установочным
углов на полет
торый вернет самолет к нормальному углу атаки и устранит
стремление его к Тшкнрованию.
Таким образом, стремление само-
лета к пикированию устраняется
уменьшением установочного угла
стабилизатора или увеличением
установочного угла крыла. И то
и другое ведет к уменьшению угла
атаки стабилизатора и к возникно-
вению кабрирующего момента.
При полете с брошенной ручкой
на угле атаки, меньшем нормаль-
ного, когда самолет имеет стре-
мление задирать нос (стрелка д на
рис. 238), летчик отжимает ручку
от себя, а она давит ему на ладонь.
Увеличив установочный угол стабилизатора из положения 1
в положение 5, летчик устраняет стремление самолета кабри-
ровать, так как стабилизатор, благодаря большему углу атаки,
создает пикирующий момент (силой Рст). Одновременно устра-
няется и давление ручки на ладонь.
На земле можно уменьшить установочный угол крыла (из по-
ложения 2 в положение 6), что даст в полете такой же пики-
рующий момент. Направление полета в обоих случаях взято
одинаковым.
Таким образом, стремление самолета к кабрированию устра-
няется увеличением установочного угла стабилизатора или умень-
шением установочного угла крыла, то есть увеличением угла
атаки стабилизатора.
На практике удобнее всего изменять установочные углы ста-
билизатора, который на многих самолетах можно переставить
в воздухе или на земле.
Что касается изменения установочных углов крыльев, то это
осуществить во всех отношениях труднее. На монопланах это
250
практически совсем невозможно, а на бипланах хотя и возможно,*'
но связано с рядом неудобств. У бипланов приходится изменять
установочные углы сразу у обоих крыльев (верхнего и нижнего).
Если же изменить установочный угол только одного верхнего
или нижнего крыла, то изменит свое положение и средняя аэро-
динамическая хорда (см. рис. 211), что изменит центровку само-
лета и его продольную устойчивость.
2. Влияние выноса крыльев.
Стремление самолета к пикированию на углах атаки, больших
балансировочного, и к кабрированию на углах атаки, меньших
балансировочного, можно устранить не только изменением уста-
новочных углов крыльев стабилизатора, но и изменением их
выноса (у бипланов).
Стремление самолета к пикированию в полете на углах атаки,
больших нормального, устраняется увеличением выноса, для
чего верхнее крыло перемещают вперед. При этом САХ уйдет
вперед (см. рис. 210), центровка станет более задней, увеличится
кабрирующий момент крыла, и пикирование самолета на боль-
ших углах атаки задержится. Одновременно усилится стре-
мление самолета кадрировать при полете на малых углах
атаки.
В случае склонности самолета кабрировать (ручка давит на
ладонь, полет на а, меньших нормального) вынос крыльев при-
ходится уменьшать, перемещая верхнее крыло назад. Тогда СЛХ
тоже уйдет назад, центровка окажется более передней, появится
пикирующий момент крыла, который и уничтожит стремление
самолета кабрировать на малых углах атаки. Одновременно уси-
лится стремление самолета к пикированию на больших углах
атаки.
Изменение выноса крыльев действует сильнее, чем изменение
установочных углов крыльев; этим способом легче устранить
тенденцию самолета кабрировать или пикировать, по на прак-
тике его применяют реже, так как одновременно с выносом ме-
няется и продольная устойчивость, вследствие изменения цен-
тровки, вызванного перемещением средней аэродинамической
хорды.
Изменение выноса йПжним крылом обычно не производится.
Таким образом, изменение выноса крыла влияет как на равно-
весие самолета (возникают пикирующие или кабрирующие мо-
менты крыла), так и на его продольную устойчивость.
3. Влияние положения центра тяжести самолета.
Положение центра тяжести самолета может быть изменено рас-
положением грузов.
Очевидно, что, располагая грузы сзади центра тяжести, мы
делаем центровку самолета более задней, а это вызывает, во-
первых, появление кабрирующих моментов крыла и, во-вторых,
ухудшение продольной устойчивости. Размещая грузы впереди
центра тяжести, мы делаем центровку более передней, улучшаем
этим продольную устойчивость и способствуем появлению пи-
кирующих моментов-
251
Разбирая различные виды движения самолета, мы принимала
его вес в полете неизменным. Однако это не соответствует дей-
ствительности, так как в течение одного и того же полета вес
самолета меняется не только за счет расхода горючего и смазки,
а еще и за счет расхода патронов, сбрасывания бомб и других
грузов. При этом может меняться и центровка самолета, а стало
быть, и его продольная устойчивость.
Влияние регулировки на штопор. Изменяя регулировку само-
лета, можно ухудшить его штопорные свойства. Основную роль
в этом случае играет правильная центровка самолета, геометри-
ческая и весовая его симметрия и углы отклонения рулей.
Задняя центровка способствует переходу самолета в плоский
штопор, выход из которого более затруднен, чем из крутого.
Поэтому при загружении самолета нужно следить за тем, чтобы
ни в коем случае не перейти за пределы центровки, указанные
для данного самолета, помня при этом, что изменить центровку
самолета на 3—4% можно очень небольшим перемещением
центра тяжести самолета — на 5—8 см. Так же влияет и увели-
чение выноса верхнего крыла, так как оно делает центровку
более задней. Наоборот, передней центровкой и перемещением
назад верхнего крыла можно затруднить вход самолета в штопор
и облегчить выход из него.
Кроме того при расположении грузов не надо разносить их
далеко от центра тяжести, особенно вдоль продольной оси, по-
тому что это увеличивает инерционные силы этих грузов, затруд-
няющие выход самолета из штопора.
При регулировке нужно тщательно сохранять весовую и гео-
метрическую симметрию самолета, так как нарушение их вызо-
вет крен и разворот самолета, особенно опасные в случае оста-
новки мотора на небольшой высоте (планирование, посадка).
Если такой полет происходил с большим углом атаки, само-
лет, помимо воли летчика, легко входит в штопор.
Этим и невыгодны все средства, применяемые для устранения
реакции в. м.г., которые связаны именно с нарушением симмет-
рии самолета. С этой точки зрения хорошо применять триммер
на элероне. Тогда при планировании элерон можно поставить
нейтрально, а разворачивающий момент киля устранить откло-
нением руля поворота. Еще лучше, если установлен триммер и
па руле поворота. Тогда при нейтральных элеронах и руле по-
ворота самолет окажется в равновесии.
Регулируя углы отклонения рулей и ход ручки управления
на себя и от себя, нужно помнить о том, что большой ход
ручки на себя (руль высоты поднимается) и малый от себя спо-
собствуют входу самолета в штопор, так как это облегчает
увеличение углов атаки крыла. Наоборот, большой ход ручки
от себя (руль высоты опускается) и малый на себя облегчают
выход самолета из штопора. Однако при этом нельзя сильно
уменьшать ход ручки на себя, так как может оказаться, что
отклонение руля высоты для совершения нормальной посадки
будет недостаточным.
252
$ 62. ДЕФЕКТЫ РЕГУЛИРОВКИ
Из сказанного выше ясно, что нарушение тех или иных регу-
лировочных данных отражается на полете самолета. Рассмотрим
наиболее характерные дефекты регулировки, встречающиеся
и эксплоатации, и те результаты, которые они вызывают в по-
ведении самолета на земле и в воздухе.
Перенос крыльев в плане. На рис. 239 изображен самолет
с перекошенным в горизонтальной плоскости крылом. Такой
случай может произойти при неправильной установке самого
крыла или за счет неточной сборки центроплана. Для большей
наглядности перекос показан сильно преувеличенным.
Хотя самолет движется вдоль своей продольной оси по на-
правлению силы тяги Ф, движение перекошенного крыла не
является симметричным. Возникает косая обдувка крыла, в итоге
которой его центр давления перемещается в сто-
рону выдвинутого вперед крыла.
При смещении центра давления крыла влево
самолет накренится вправо, что вызовет пра-
вое скольжение самолета в направлении стрел-
ки 1. Возникающее при этом давление на бо-
ковую поверхность фюзеляжа и вертикальное
оперение заставит самолет развернуться вправо.
Таким образом, при перекосе крыла в гори-
зонтальной плоскости самолет кренится, сколь-
зит и разворачивается в сторону отошедшего
•назад крыла.
Удержать самолет от разворота летчик может
рулем поворота; для этого он дает левую ногу,
чем заставляет самолет двигаться по направле-
нию стрелки /, вдоль оси симметрии крыла. Так
как воздух при этом будет набегать перпендикулярно ребру
атаки крыла, косое обтекание крыла исчезнет, и центр давления
вернется к плоскости симметрии самолета. Но тепе|• движение
самолета пе совпадает с его продольной осью; поэтому заво-
рачивающий момент, за счет давления на правую боковую* по-
верхность фюзеляжа --и вертикального оперения, полностью
остается. Этот момент и уравновешивается отклоненным влево
Рис. 239. Перекос
крыла в горизон-
тальней плоскости
рулем поворота.
Очевидно, что перекос не может быть большим. Поэтому
и скольжение самолета оказывается небольшим, и летчик может
его даже не заметить. Чувствовать он будет только давление
на ногу, находящуюся на стороне выдвинутого вперед крыла.
При наличии такого дефекта летчик обычно жалуется на
давление на ногу.
Нарушение установочного угла одного крыла. Этот дефект
может возникнуть в результате больших нагрузок в по-
лете, закручивающих крылья так, что их установочные углы
оказываются неодинаковыми. У деревянных самолетов этот де-
фект может появиться в результате атмосферных влияний.
253