/
Текст
H.B. Лебедев
' 1.1
|j
JI
'
3b,» t
' i
БОРЬБА
С ОБЛЕДЕ HE ИИЕ M
САМОЛЕТОВ
> '
:A
»i
I
41
н. в. ЛЕБЕДЕВ
Читальный зз£ J
Л-5Г
БОРЬБА
ОБЛЕДЕНЕНИЕМ САМОЛЕТ
I
нкм1 «СР прОмЫШЛВННОСТИ
ГОСУДАРСТВЕННОЕ ИЗДАТЕЛЬСТВО О ------- ,1С„внМ
__ 1939
МОСКВА
В книге изложены результаты исследовательских работ, посвященных изуче-
нию процессов обледенения, и рассмотрены метеорологические условия, вызываю*
щие обледенение самолетов. Значительное внимание уделено мероприятиям по
борьбе с обледенением самолетов и описанию существующих конструкций противо-
обледенителей.
Книга предназначается для инженерно-технических работников; некоторые
разделы могут представлять интерес для летного состава.
ОГЛАВЛЕНИЕ
Стр.
От автора.. .......................- ............ б
Часть 1
Процессы обледенения самолета и методы их изучения
Глава 1
Метеорологические условия, способствующие обледенению самолетов, и виды
обледенения
Условия обледенения и виды льдообразований по взглядам иностранных
авторов.............................. ... ............... 8
Виды обледенения по Шебанову. ................................... 18
Выводы ............................................................ 19
Глава 2
Влияние различных факторов иа обледенение самолета
Температура воздуха ... 22
Годовой ход обледенения ........................................... 28
Относительная влажность .......................................... 30
Виды облаков, вызывающих обледенение ............................. 31
Высота основания облаков и их толщина ............................. 35
Климатические и местные условия ................................... 38
Скорость самолета, его конструкция и состояние поверхности .... 40
Глава 3
Характер обледенения различных частей самолета
Обледенение крыльев и оперения .................................... 43
Обледенение винта ................'................................ 45
Обледенение карбюратора ......................................... 46
Выводы ............................................................ 47
Глава 4
Методы экспериментального изучения процессов обледенения
Наблюдение за обледенением в полете . . . . . . . .... 48
Эксперименты в аэродинамических трубах .......................... 55
1*
3
Экспериментальное изучение процессов обледенения при помощи воздушных
змеев, радиозондов, наземных средств передвижения и на высокогор-
ных станциях ......................................................... 69
Глава 5
Пассивный метод борьбы с обледенением самолета . ................. . 73
Часть 11
Активные методы борьбы с обледенением крыльев и оперения
самолета
Глава 1
Физико-химические методы
Покрытия из веществ, уменьшающих смачиваемость поверхности самолета 79
Покрытия из веществ, понижающих температуру замерзания воды .... Хэ
Метод Денлоп ................................................... ч7
Глава 2
Термические методы
Теплоотдача крыла ................................................ 9-
Приспособление для отвода воды с передней кромки крьии........... 9<j
Явление нагрева крыла в потоке ................................. 9s
Электрообогрев .................................................. 101
Электрообогрев по методу Риде и Дюкре ........................... 103
Опыты Брюна ................................................- - 106
Обогрев крыльев и оперения выхлопными газами..................... 1 Ю
Обогрев горячим воздухом......................................... 111
Жидкостная система обогрева ..................................... 113
Паровая система обогрева ....................................... 114
\
Глава 3
Механические методы
Противообледенитель системы Гудрич......'........................ 118
Другие механические системы..................................... 137
Результаты испытания противообледенителя Гудрич на лобовое сопротив-
ление ...................................................... 140
Часть III
Борьба с обледенением винтов и карбюраторов
Глава 1
Борьба с обледенением винтов
Методы борьбы с обледенением винтов .................................. 143
Жидкостный противообледенитель........................................ 147
t
Г л а в a 2
Борьба с обледенением карбюраторов
Условия обледенения карбюратора .................................. 161
Способ -зашиты карбюраторов от обледенения ........ ...... 166
Борьба с обледенением карбюраторов при помощи антифриза.............. 174
Глава 3
Защита от обледенения стоек, тросов и деталей оборудования самолета
Защита стоек и тросов ........................................ ... 177
Защита атмосферных трубок баков .................................. 178
Защита трубок Пито и Вентури..................... ...... ...... 180
Защита радиоантенн.............................................. 185
Защита стекол кабин .... ... ...................... 186
Приложения
1. Результаты наблюдений за обледенением самолета, классифицирован-
ные по виду и толщине образований (по Самуэльсу)........
2. Инструкция по применению пассивных методов борьбы с обледенением
(составлена по Пиветти).................................
3. Анкета по обледенению самолета ......................
Библиография .................... .. .........
ОТ АВТОРА
Обледенение представляет очень большую опасность для самолета
и является серьезной помехой для регулярной работы воздушного
транспорта. Между тем явление обледенения еще очень мало изучено,
а существующие методы борьбы с ним далеки от совершенства. В об-
ласти изучения этого явления, а также и в изыскании эффективных
мер для борьбы с ним предстоит еще большая работа. Литература по
обледенению освещает лишь частично отдельные вопросы и разбро-
сана по разным источникам Ч Автор поставил своей задачей суммиро-
вать этот материал и дать краткий критический обзор представлений
различных исследователей о природе обледенения и о существующих
методах борьбы с ним.
Судя по огромному количеству предложений систем для борьбы
с обледенением, которые поступают от многих изобретателей, инте-
рес к вопросу обледенения самолета очень велик. Большинство пред-
ложений изобретателей как у нас, так и за границей или повторяв
существующие способы защиты самолета от обледенения или выдви-
гает необоснованные новые идеи, которые на практике не могут быть
осуществлены.
Если эта книга поможет конструкторам правильнее подойти к ре-
шению поставленной задачи, а летно-техническому составу окажет
помощь в их практической работе, автор будет считать свою задачу
выполненной.
1 Ссылки на литературу указаны в тексте в квадратных скобках цифрами,
соответствующими порядковому номеру списка, который помещен в конце книги
ЧАСТЬ /.
ПРОЦЕССЫ ОБЛЕДЕНЕНИЯ САМОЛЕТА И МЕТОДЫ
ИХ ИЗУЧЕНИЯ
ГЛАВА 1
МЕТЕОРОЛОГИЧЕСКИЕ УСЛОВИЯ, СПОСОБСТВУЮЩИЕ
ОБЛЕДЕНЕНИЮ САМОЛЕТОВ, И ВИДЫ ОБЛЕДЕНЕНИЯ
Обледенением называется образование ледяного нароста на теле
при воздействии на него некоторых метеорологических условий. Под
обледенением самолета подразумевается образование ледяных наро-
стов на поверхностях различных частей самолета во время его полета.
Образование ледяных или снеговых отложений на этих поверхностях
во время стоянки самолета на земле под открытым небом называют
обмерзанием самолета. В этой книге освещены вопросы обледенения
самолета и не рассматриваются вопросы, связанные с его обмерзанием.
Совершенство современных самолетов и аэронавигационного обо-
рудования. при помощи которого самолет можно вести вслепую,
а также наличие высококвалифицированного летного состава позво-
ляют выполнять полеты почти при любых метеорологических усло-
виях. Однако возможность обледенения самолета очень часто выну-
ждает летчика откладывать намеченный полет или вызывает необхо-
димость лететь по кривой, обходя опасный в отношении образования
льда район. Это в значительной мере снижает регулярность работы
пассажирских воздушных линий.
Вопрос о мерах борьбы с обледенением самолета все же не являлся
бы таким важным в настоящий момент, если бы можно было всегда
заранее по полученным метеорологическим сводкам определить зоны,
в которых это обледенение угрожает.
Условия, при которых происходит обледенение самолета, еще
очень мало изучены. Также недостаточно изучены и те различные
формы ледяных наростов, которые покрывают части самолета при раз-
личной метеорологической обстановке полета. По свидетельству очень
многих летчиков, как иностранных, так и наших, обледенение насту-
пало даже в тех случаях, когда по метеорологическим сводкам никак
нельзя было этого ожидать, и наоборот, обледенение не происходило
тогда, когда возможность его вытекала из сводки.
Можно было бы привести много примеров, когда вследствие на-
чинавшегося обледенения летчики были вынуждены прекращать
7
полеты и садиться тотчас же в совершенно не оборудованном для по-
садки месте или в лучшем случае (а это далеко не всегда бывает воз-
можно) «дотягивать» до ближайшей годной для посадки площадки
Если на самолете нет приспособлений для борьбы с обледенением,
а метеорологическая обстановка благоприятна для интенсивного
льдообразования, быстро выйти из зоны которого не удается, то в
большинстве случаев единственное, что остается сделать летчику,
это итти на посадку. Иначе через несколько минут ему все равно при-
дется садиться, но уже на самолете, потерявшем если не в полной мере,
то во всяком случае частично свою управляемость.
В инструкциях для летчиков воздушных линий некоторых стран
говорится, что в тех случаях, когда метеорологические сводки ука-
зывают на возможность обледенения самолета в районе предстоящего
полета, последний следует отложить. Если же во время полета нача-
лось обледенение самолета и при изменении высоты полета процесс
льдообразования не прекратится, необходимо немедленно садиться
на первой подходящей для посадки площадке.
В ряде случев высота, наиболее опасная в смысле возмож-
ности обледенения самолета, является в то же время и наиболее
выгодной при выполнении летчиком какого-либо задания. Например
бомбардировщики, совершая в целях маскировки полет в облаках,
могут в известные периоды года легко подвергнуться обледенению.
Вероятность обледенения особенно велика при полете в слоисто-
кучевых облаках на высоте 700—1500 м, а между тем такие облака
являются хорошей маскировкой для самолета, так как они тянутся
иногда на несколько сот километров в длину.
Физические и метеорологические явления и условия, способствую-
щие льдообразованию на самолете, так же как вид и форма ледяного
покрова, образующегося при различных метеорологических условиях,
до сего времени еще не вполне изучены. Однако это не значит, что
нельзя указать, хотя бы приблизительно, те метеорологические ус-
ловия, при которых наиболее вероятно обледенение самолета, и опре-
делить виды ледяной корки, образующейся при этих условиях.
Работы по вопросам устранения опасности обледенения самолета
интенсивно ведутся в настоящее время во всех странах в двух направ-
лениях: 1) изучение физико-метеорологических условий, способствую-
щих образованию льда, изучение форм льдообразования на самолете
при различных метеорологических условиях и 2) изучение и разра-
ботка различных способов борьбы с обледенением самолета.
Работы, проводимые в первом направлении, имеют целью разра-
ботку методики составления прогнозов метеорологических условий,
вызывающих обледенение.
УСЛОВИЯ ОБЛЕДЕНЕНИЯ И ВИДЫ ЛЬДООБРАЗОВАНИЙ ПО ВЗГЛЯДАМ
ИНОСТРАННЫХ АВТОРОВ
Наиболее крупные работы по вопросам обледенения были прове-
дены в США, Англии и Германии.
К сожалению, приходится отметить, что представления авторовэт их
работ подчас весьма противоречивы и трудно поддаются обобщению.
s
Американцы первые начали изучать обледенение самолетов. Вы-
разителем американских взглядов на процесс обледенения является
Самюэльс (Samuels), собравший и проанализировавший в своей ра-
боте [ 194] наиболее полный в мировой литературе материал, получен-
ный из проведенных в полетах экспериментов. Самюэльс все случаи
обледенения делит по виду льдообразования на три вида: 1) чистый
прозрачный лед (clear ice), 2) кристаллическое матовое льдообразо-
вание, называемое изморозью (rime), и 3) иней (frost) — легкий кри-
сталлической структуры ледяной налет такого типа, какой иногда
наблюдается на земле в ранние утренние часы.
Первый вид — чистый лед — образуется в результате замерзания
сравнительно больших капель воды и имеет неправильную форму.
Второй вид — изморозь — образуется в тех случаях, когда капли
дождя гораздо мельче и сильнее переохлаждены, чем капли, образую-
щие чистый лед; ударяясь о крыло, они мгновенно замерзают и обра-
зуют массу молочного цвета. Нарастание ледяной корки в этом втором
случае происходит медленнее, чем в первом, благодаря чему само
льдообразование приобретает сравнительно обтекаемую форму, да-
леко не столь опасную для самолета, как форма ледяных наростов
первого вида обледенения.
Третий вид обледенения — иней — Самюэльс считает мало опас-
ным для самолета. Ледяная корка этого вида непрочна; при воздей-
ствии воздушного потока и особенно от вибраций, даже самых незна-
чительных, она легко отстает от поверхности самолета.
В своей работе Самюэльс приводит обширный статистический
материал, относящийся к рассматриваемым видам обледенения (см.
приложение 1). Перечисленные им случаи обледененения сведены
в табл. 1.
Как видно из этой таблицы, наиболее часто встречающимся видом
льдообразования по наблюдениям Самюэльса является изморозь
(вкл'ючая сюда и пней). Число случаев образования чистого льда
составляет 28% от общего числа зарегистрированных случаев льдо-
образования.
Ниже приводится процентное соотношение числа случаев обледе-
нения того или иного вида, вызвавших необходимость прекращения
полетов, к общему числу случаев образования льда данного вида.
Таблица составлена по данным, приведенным в приложении 1.
Вид льдообразования Количество полетов, прекращенных вслед- ствие льдообразова ния о Толщина лыа и.ч
Чистый ic i о 31 >
» »> 12
Изморозь 4 <6
►> 0 > 6
Самюэльс приходит к выводу, что одни температурные условия не
определяют видов льдообразования, которые главным образом зависят
от состояния элементов облаков. Он считает, что явление обледене-
ния, при котором поверхность передних кромок крыльев и оперения
покрывается сплошной коркой чистого льда, происходит при наличии
9
Таблица I
Сводная таблица случаев обледенения, наблюденных Самюэльсом
-- X С । >» . 1 о?
Вид льдообразова- ния Толщина ле- дяного на- роста ЛЕИ е о л температура, пр произошло образ да, °C температура за ток времени, в т торого происход: )бразование, °C относительная гь, при которой ло льдообразова- ие относительно; ти за промежуто , в течение котор ходило льдообра •/о длительность пр леденения в мин высота, на кото- пошло льдообра м толщина слоя о котором произош, in л ванне, л1
2 e.s £ = е.о Средняя промеж у пение ко ЛО ЛЬДО( в я 2 Я Е со змепен 1 а ясное )емсни. пропс ванне, с «« Е о Е с-а Ее х с К “г я -*с
S о ь К р. 2 ° £ со о х —
О К С Q а Я я oSg О
Чистый лед > 6 19 —5.8 3,5 92 + 2* 7,5 2476 576
6 19 —5,9 2.4 90 + з 3,7 1943 499
Не известна 5 —3,1 3.8 86 + 2 8.4 2272 696
43 -5,5 3.1 90 + 2 6,3 2245 562
Изморозь > 6 50 —6,3 3,3 92 + з 6,6 2151 522
С 6 52 —8,6 2,7 89 + 2 4.8 2482 395
Не известна 6 —5,2 5,3 93 — 2 13,7 3764 828
108 —7,3 3,1 91 + 2 6.1 2399 479
Чистый лед и изморозь, наблюдав- шиеся в те- чение одно- Не известна 4 —6,6 4,8 87 +10 9,5 2891 718
го и того же полета
в атмосфере падающих в виде дождя крупных капель. При столкно-
вении крупных капель с поверхностью самолета скрытая теплота вы-
деляется медленнее, чем при столкновении мелких капель; поэтому
капли большого размера обледеневают сравнительно медленно и об-
разуют очень опасную сплошную корку. Наоборот, мелкие капли
быстро кристаллизуются, в результате чего получается хрупкая
корка льда.
Другой американский ученый Эдуард Минзер (Edward Minser)
в своей работе [ 161] подразделяет льдообразование на самолете также
натри вида: 1)чистый или стекловидный лед (glaze), 2) изморозь (rime)
и 3) иней (frost).
По существу «иней» и «изморозь» далеко не всегда различимы между
собой; очень часто каждым из этих слов rime и frost обозначают и то
и другое.
* (+) обозначает, что процесс льдообразования протекач при наростающей
влажности, а знак (—) — при убывающей влажности.
10
Для того чтобы внести ясность в понятия слов «изморозь» и «иней»,
приведем некоторые из существующих в литературе определений
этих слов.
В Большой советской энциклопедии дается следующее определение
слов «изморозь» и «иней»:
Изморозь — один из видов твердых атмосферных осадков, обра-
зующийся в морозные дни при туманной погоде или при сильных
морозах, когда в воздухе носятся ледяные иглы. Изморозь оседает
главным образом на вертикальных предметах, на ветвях деревьев,
на телеграфных столбах, проводах и т. п. Особенно велико образо-
вание изморози на горах, что объясняется отчасти тем, что скорость
нарастания изморози обратно пропорциональна атмосферному дав-
лению.
Иней — твердый осадок, оседающий в холодные ясные и тихие
ночи на поверхности земли и земных предметов. Охлаждение земной
поверхности в результате теплового излучения вызывает понижение
температуры в соприкасающихся с землей нижних слоях воздуха,
которые при известной степени влажности могут дойти до состояния
насыщения; продуктом конденсации находящегося в воздухе водяного
пара является роса, а при температуре ниже 0°—иней. Иней осаждается
преимущественно на шероховатых поверхностях предметов, обладаю-
щих малой теплоемкостью и хорошей теплопроводностью (например,
травяной покров). По строению частицы инея представляют собой
шестиугольные пластинки, звездочки, призмочки или пирамидки
и напоминают строение снежинок, отличаясь, однако, от снежинок
меньшей геометрической правильностью.
В фундаментальном словаре Вебстера 1 дается следующее опреде-
ление слов «rime» и «frost».
«Rime — скопление зернистых образований на наветренной сто-
роне предметов, несколько напоминает разновидность hoarfrost, но
образуется только от переохлажденного тумана или облаков. На-
росты ориентированы всегда против-ветра...»
«Frost — переводится как мороз. Вид обледенения, обозначаемый
словом hoarfrost, — серебряный белый осадок ледяных игл, образуе-
мый путем конденсации воды при температуре ниже 0э вследствие
излучения телом тепла (ночью). ...Образование hoarfrost имеет место
в небольшом количестве в тихие и ясные ночи. Игольчатой структуры
льдинки направлены приблизительно перпендикулярно поверхности
тела и в наибольшем количестве образуются по кромкам тела. Hoar-
frost иногда смешивается с термином rime».
Минзер приходит к выводу, что чистый лед чрезвычайно крепок
и трудно разбивается. Он образуется из переохлажденных дождевых
капель, сталкивающихся с поверхностью самолета. Когда лед обра-
зуется во время дождя, смешанного со снегом, поверхность его стано-
вится шероховатой. Во время снегопада толщина ледяного нароста
может увеличиваться на 25 мм в минуту. При дожде, состоящем из
1 We bst е r's new international dictionery.
II
сильно переохлажденных дождевых капель, появление такого льда
неизбежно.
Изморозь представляет собой белый непрозрачный лед, образую-
щийся вдоль передних кромок и собирающийся в массы неправильной
формы с несколько заостренными передними краями. Благодаря
зернистому и кристаллическому строению этот ледяной нарост легко
отпадает от самолета при вибрациях и толчках. Тем не менее при очень
низких температурах прочность этого вида льдообразования увели-
чивается, а при продолжительном обледенении оно становится
опасным.
Иней Минзер определяет как легкое кристаллическое образование,
никогда не достигающее значительных размеров и быстро исчезаю-
щее, как только температура самого самолета сравняется с темпера-
турой окружающего воздуха.
Чистый лед, по его мнению, образуется в облаках, состоящих из
масс теплового воздуха, тогда как изморозь образуется обычно в обла-
ках. состоящих из масс холодного воздуха.
Образование различных видов обледенения Минзер объясняет
главным образом различной скоростью замерзания водяных капель.
Если атмосфера содержит сильно охлажденные мелкие водяные
капли, то каждая из них при столкновении с самолетом замерзнет
раньше, чем она встретится с другой каплей; вследствие этого на крыле
самолета образуется зернистая непрозрачная масса — изморозь. Если
же содержание влаги в облаках очень высоко и выпадают крупные
водяные капли, то, сталкиваясь с поверхностью самолета, они охла-
ждаются медленно и смерзаются в плотную массу. Образующийся
в этом случае чистый лед часто распространяется по всему крылу до
его задней кромки, где появляются маленькие льдинки, указывающие
на медленный темп льдообразования в этом месте.
В Англии большую работу по изысканию мер борьбы с обледене-
нием самолета провел Локспайзер (Lockspeiser). Он подразделяет
ледяные отложения на самолете на два вида: 1) чистый прозрачный
стекловидный лед и 2) белый непрозрачный зернистого строения ле-
дяной нарост (изморозь).
В результате своих исследований Локспайзер приходит к выводу
1158], что самое значительное и самое опасное скопление льда наблю-
дается на поверхности крыльев. Лед появляется на передней кромке,
откуда он распространяется дальше по поверхности крыла. В неко-
торых случаях возможно покрытие всей поверхности крыла легкой
изморозью или прозрачным льдом. Частицы льда могут появляться
даже и на задней кромке крыла.
Обледенение, опасное для дальнейшего продолжения полета, по
мнению Локспайзера, происходит только при наличии влажности в
виде дождя, тумана или облаков.
Сильное отложение льда происходит в тех случаях, когда на са-
молет, летящий в холодном слое воздуха (обычно 2—3° ниже нуля),
падает дождь из более теплого слоя воздуха. В этих условиях на по-
верхности самолета всегда образуется чистый, твердый и прозрачный
лед.
12
Фиг. 1. Виды льдообразования по Нот
и Польте.
а—чистый прозрачный лед: б—шероховатый
ледяной нарост; в—кристаллическое снего-
образное наслоение.
Далее Локспайзер утверждает, что мелкие переохлажденные ка-
пельки воды могут содержаться в облаках, в густом или легком ту-
мане (дымке) при температурах до —20° и даже ниже; сталкиваясь
с передними кромками крыльев, переохлажденные капли воды мгно-
венно замерзают.
Так как содержание влаги в воздушных массах уменьшается с по-
нижением температуры, то температура воздуха немного ниже
точки замерзания более всего способствует быстрому льдообразова-
нию. При таких условиях обычно образуется зернистый белый ледя-
ной нарост, но не исключена возможность образования и чистого
льда. Оба вида льдообразова-
ния, как чистый прозрачный
лед, так и непрозрачный, плот-
но прилегают к поверхности
передней кромки крыла самоле-
та, на которой они отлагаются
во время полета. Вообще же
прилипание чистого льда обычно
сильнее, чем непрозрачного.
Отложение чистого льда ча-
сто способствует значительному
увеличению лобового сопротив-
ления самолета за счет увели-
чения лобовой поверхности пе-
редней кромки и за счет обра-
зования неправильных, необте-
каемой формы, ледяных наростов.
Образование белой непрозрач-
ной ледяной корки, несмотря на
интенсивность этого образования, все же вначале обычно менее
опасно, чем образование чистого льда. Однако Локспайзер огова-
ривает, что непрозрачный ледяной нарост также может принять
неправильные очертания и вызвать вследствие увеличения лобового
сопротивления и потери управляемости самолета вынужденную
посадку.
В трудах немецких исследователей Нот и Польте (Н. Noth и
W. Polte) говорится, что имеющиеся данные о возникновении льда,
его видах, форме и цвете весьма различны; поэтому точное разграни-
чение их является затруднительным.
Нот и Польте [ 168, 169] различают три основных вида обледенения
и дополнительные виды, которые нельзя отнести ни к одному из трех
основных.
К первому зиду обледенения они относят стекловидный почти
прозрачный лед со сравнительно гладкой поверхностью (фиг. 1,о).
благодаря чему форма очертания частей самолета искажается мало.
Этот вид обледенения образуется в тех случаях, когда самолет при
полете в облаках или под ними попадает в зону с переохлажденными
капельками воды или в переохлажденный дождь. Если на самолет по-
падают одновременно капли различной величины, что может быть,
13
например, в случае, когда из вышележащего слоя облака падает пере-
охлажденный дождь, то поверхность ледяной корки будет более не-
равномерной и шероховатой. В этом случае нарост может, в зависи-
мости от скорости падения и величины капель, распространиться от
ребра передней кромки примерно на ’/3 поверхности крыла. Стекло-
видный лед плотно прилипает к поверхности самолета и может быть
сбит только каким-либо твердым предметом.
При обледенении второго вида образуется лед молочного цвета,
менее прозрачный, с шероховатой поверхностью; часто он имеет зер-
нистое или кристаллическое строение. Отложения у передней кромки
в большинстве случаев очень быстро нарастают и образуют все утол-
щающийся валик, который по бокам увеличивается сильнее, чем по-
средине; благодаря этому ледяное утолщение спереди образует до-
вольно широкую поверхность (фиг. 1.6). Нот и Польте считают, что
этот вид обледененения сильно искажает аэродинамику самолета,
так как ледяной нарост имеет неправильную необтекаемую форму.
Этот вид обледенения самолета образуется в облаках с сильно пе-
реохлажденными водяными каплями и при одновременном наличии
твердых осадков. В зависимости от величины и вида твердых осадков
на верхней поверхности крыла могут образоваться небольшие зазуб-
ренные возвышения с остриями, направленными навстречу воздушному
потоку. Ледяной нарост такой формы увеличивается очень быстро
в тех случаях, когда температура близка к 0°. Способность прили-
пания этого вида обледенения сравнительно невелика.
Третьим видом обледенения Нот и Польте называют кристалли-
ческое снегообразное наслоение, которое образуется в сравнительно
небольших количествах у передней кромки самолета. Этот вид отли-
чается от предыдущего характером возникновения обледенения, его
толщиной и формой; наблюдается он при температурах — 10° и ниже.
По обеим сторонам ребра передней кромки ледяной нарост распро-
страняется очень мало (фиг. 1, в) и искажение формы профиля крыла
также невелико.
При условиях, аналогичных тем, которые вызывают третий вид
обледенения на крыльях, воздушные винты, наоборот, обледеневают
довольно сильно, причем ледяные наросты могут распространяться
от втулки до конца лопастей. Лед прилипает к лопастям очень сильно
и удаление его обычно возможно только оттаиванием.
Кроме этих трех случаев Нот и Польте приводят еще особый слу-
чай, с которым летчикам приходится сталкиваться довольно часто,
когда самолет летит в облаках или под ними в слое с небольшой поло-
жительной температурой. Если при этом идет большими хлопьями
снег, то он осаждается на передних кромках крыльев. Дальнейший
рост или таяние образующегося слоя зависит от температуры и степени
влажности окружающего воздуха. Вследствие испарения температура
у передней кромки может упасть настолько низко, что снеговые отло-
жения будут замерзать и при дальнейших неблагоприятных условиях
могут быстро нарастать.
обледе)СОбый’ ред|<0 встречающийся, случай Нот и Польте выделяют
некие, происходящее на больших высотах в облаках с так на-
14
зываемыми «ледяными иглами» или же в свободном от облаков простран-
стве. Если самолет, сильно охлажденный во время пребывания в хо-
лодных слоях воздуха, попадает сразу в более теплые и влажные слои,
то на нем может образоваться легкий едва видимый налет инея, по-
добно тому как это бывает с очками, когда человек входит с холода
в комнату.
Нот и Польте приводят также случаи обледенения, наблюдавшиеся
главным метеорологом метеостанции в Берлине д-ром Рейдат. Эта
станция производит дважды в день подъемы самолетов с научно-ис-
следовательской целью на высоту 5000—6000 м. Д-р Рейдат наблю-
дал, что при полете в облаках переохлажденные водяные капли часто
замерзают на самолете не сразу. Переохлажденная вода сначала рас-
текается каплями по поверхности крыла (температура воды и поверх-
ности самолета при этом, очевидно, ниже температуры воздуха).
В том случае, когда самолет при подъеме проходит сквозь облако
из теплых в более холодные слои воздуха (при температуре воздуха
около 0°), то при выходе в безоблачную зону вследствие уменьшения
влажности воздуха происходит быстрое испарение части осевших на
поверхности самолета водяных капель. Капли при этом охлаждаются
и замерзают.
При спуске самолета вниз и погружении его снова в облако с пе-
реохлажденными каплями льдообразование продолжает нарастать
даже при таких условиях, которые обычно не вызывают обледенения.
Нарастание обледенения в этом случае объясняется тем, что переохла-
жденные капли попадают на поверхность самолета, уже покрытую
льдом, способствующим ускорению процесса их замерзания.
Обледенение при температурах выше 0° д-ром Рейдат наблюда-
лось неоднократно при быстром снижении самолета, когда поверх-
ность не успевала принимать температуру окружающего воздуха
и была на несколько градусов холоднее его.
Обледенение наблюдалось также при продолжительных полетах
на одной и той же высоте в слое воздуха выше 0°. Д-р Рейдат считает,
что в этом случае обледенение может произойти в сухом слое воздуха,
на который падает дождь. При этом образовавшаяся на поверхности
самолета водяная оболочка охлаждается вследствие испарения и за-
мерзает. Водяные капли, благодаря тому что они падают и испаряют-
ся в сухом воздухе, обычно имеют температуру ниже температуры
воздуха; часто они переохлаждены. Обледенение подобного вида
мыслимо при температурах воздуха не выше -|-Зо.
Необходимо отметить, что описанный вид обледенения и объяс-
нение его происхождения вызывают некоторые сомнения; трудно пред-
ставить себе возможность обледенения самолета при /= 4-3°. Сужде-
ние автора о возможности обледенения при такой температуре, неви-
димому, ошибочно и может быть объяснено неправильным показанием
термометра, установленного на самолете. Приведенные ниже резуль-
таты опытов Брюна (см. часть II, глава 2) дают основание этому пред-
положению.
Некоторые другие немецкие авторы, в частности Гебнер (Hebner),
рассматривают три вида обледенения. Первый вид обледенения
15
(Raucheis) образуется при температуре, близкой к 0 , из больших пере-
охлажденных капель. При столкновении с самолетом капли сливаются
вместе, образуя водяную пленку, и в таком виде замерзают. Гебнер
считает, что искажение формы профиля крыла при этом виде обледе-
нения невелико, несмотря на то, что ледяной нарост может получиться
весьма значительным и достигнуть такой величины, что /дальнейшее
продолжение полета окажется опасным из-за увеличения веса, вы-
званного образованием льда.
Второй вид, рассматриваемый Гебнером, — изморозь (Rauhreif)—
образуется вследствие’ перехода частиц из газообразного состояния
непосредственно в твердое. Изморозь состоит из мелких кристаллов
с вершинами, направленными навстречу воздушному потоку; обра-
зуется она на передних кромках крыльев, стоек и пр. Этот вид отло-
жения, по мнению Гебнера, почти не влияет на способность самолета
к маневрированию и не изменяет формы профиля крыльев и винта,
а поэтому едва ли вызывает затруднения при полете. Он образуется
при наличии очень легкого тумана в виде дымки или вовсе незамет-
ного. Обычно этот вид льдообразования бывает при температуре
ниже—10°. Слой ледяного отложения на поверхности передних
кромок крыльев и на других частях самолета редко достигает
толщины, при которой увеличение веса приводит к вынужденной
посадке.
Третий вид обледенения — иней (Rauhfrost),— по Гебнеру об-
разуется в тех случаях, когда количество водяных капель в воздухе
значительно больше, чем при условиях, вызывающих образование из-
морози. Гебнер считает что видимость при тумане бывает настолько
плоха, что полеты в таких условиях совершаются редко. Однако,
говорит он, не всегда удается избежать полета через области густого
тумана. В таких случаях может образоваться значительное отложе-
ние инея, которое, хотя и увеличивает вес и искажает профиль
крыльев самолета, все же слабо отражается на его маневренности.
Изменение веса и профиля оказывает большее влияние на винты,
чем на крылья самолета; коэфициент полезного действия винтов при
этом виде обледенения уменьшается.
Сопоставление результатов рассмотренных выше работ показы-
вает, что в вопросах обледенения мнения многих авторов расходятся,
но все-таки некоторые общие для всех авторов представления в этих
работах можно найти. Так, например, все авторы сходятся на том.
что при наличии в атмосфере больших капель влаги эти капли, стал-
киваясь с самолетом, не замерзают моментально, а успевают раз-
литься по части поверхности передних кромок крыльев, стоек и пр.,
образуя сплошную гладкую корку чистого прозрачного льда.
Почти все авторы утверждают, что в тех случаях, когда наряду
с крупными каплями дождя в атмосфере самолет сталкивается с твер-
дыми осадками, прозрачный стекловидный лед может иметь и шеро-
ховатую поверхность.
Отложение чистого прозрачного льда, по общему мнению, значи-
тельно увеличивает лобовое сопротивление и утяжеляет самолет.
Температура же, при которой образуется чистый лед, обычно не бы-
16
вает очень низкой, нарастание льда происходит довольно быстро,
причем он прочно пристает к поверхности самолета.
Что касается искажения формы профиля крыла вследствие обле-
денения, то Самюэльс считает, что чистый лед настолько сильно ее
изменяет, что продолжение полета становится опасным. Нот и Польте,
а также и Гебнер этот вид льдообразования считают малоопасным.
Образование изморози (Rime, Rauhreif), по общему мнению, вы-
зывается наличием в атмосфере влаги в виде мелких капель, из кото-
рых состоят облака и туманы, причем изморозь может образоваться
только из сильно переохлажденных капель, которые, не успев раз-
литься по поверхности самолета, замерзают мгновенно, благодаря чему
получается кристаллическое льдообразование. Нарастание изморози
происходит медленнее, чем нарастание чистого льда.
Фиг. 2. Гладкий Фиг. 3- Изморозь. Фиг. 4. Зернистый Фиг. 5. Сильная
лед. лед. форма инея.
Все авторы считают, что льдообразование в виде изморози на перед-
них кромках крыльев имеет целый ряд зазубрин с остриями, направ-
ленными навстречу воздушному потоку. Однако Нот и Польте при опи-
сании вида обледенения, аналогичного изморози, указывают что эти
зазубрины появляются при одновременном наличии в атмосфере мел-
ких капель воды и твердых осадков. Самюэльс и Локспайзер считают
изморозь далеко не столь опасным видом льдообразования, как чис-
тый лед, а Минзер и Локспайзер считают, что изморозь может стать
опасной при продолжительном обледенении. По мнению Нот и Польте
аналогичный изморози вид обледенения придает крылу необтекае-
мую форму, так как ледяные наросты увеличиваются в обе стороны
вверх и вниз от крыла, сильно увеличивая лобовое сопротивление.
Гебнер, наоборот, считает обледенение в виде изморози совсем неопас-
ным. Следует заметить, что вообще представление Гебнера об обледе-
нении в виде изморози значительно отличается от представлений
других авторов. Так, например, он считает, что изморозь образуется
только при температуре —10° и ниже. Можно даже предположить,
что Гебнер словом «изморозь» (Rauhreif) обозначает понятие,
близкое к тому, которое другие авторы обозначают словом «иней»
(Rauhfrost).
В отношении инея (Frost, Rauhfrost) большинство авторов сходится
на том, что это легкое кристаллическое образование, сравнительно
небольшое и свободно отделяющееся от поверхности самолета под
влиянием вибрации и под действием воздушного потока.
На фиг. 2—5 приведены зарисовки видов льдообразования п<
Штипплеру.
1ебедев—978—2
17
I
ВИДЫ ОБЛЕДЕНЕНИЯ ПО ШЕБАНОВУ
Советский летчик Н. Шебанов [32], неоднократно наблюдавший
обледенение во время своих многочисленных полетов на линии Де-
рулуфта, указывает, что основные формы обледенения, с которыми
ему приходилось сталкиваться, имели три вида. Первый вид
(фиг. 6, о) —«...ровная пленка прозрачного льда, покрывающего
ребро атаки крыла на небольшую глубину. Обледенение такой формы
образуется чаще всего при полете в тумане или в облаках и может
появляться до температуры — 25°. Самолет сравнительно легко пере-
носит обледенение этого типа в течение нескольких часов, так как
оно не слишком деформирует профиль крыла».
Второй вид (фиг. 6, б) — «... лед налипает в виде грибообразного
нароста вдоль передней кромки крыла. Такая форма появляется чаще
всего при полете в облаках с осад-
ками или при расплывчатом фронте,
когда самолет проходит через
«паштетовидные» слои облаков.
«Грибообразное» обледенение чрез-
вычайно уродует профиль крыла.
Тип самолета играет большую
роль: если крыло разрезное или
имеет закрылки, то при управле-
нии самолетом наблюдается резкое
вырывание штурвала из рук пи-
лота. Описанный вид обледенения
встречается при температурах от
О до —6J. Структура коры —
мутный мало прозрачный лед.
иногда с пузырьками».
Третий вид (фиг. 6, в) — «...пе-
редняя кромка обмерзает бугри-
стым непрозрачным льдом, распро-
страняющимся иногда на 2/з по
хорде крыла. Кроме большой де-
формации профиля это обледене-
ние вызывает также и чрезмерное
увеличение веса самолета; замеча-
лось оно главным образом при температурах от 0 до —7°».
Тов. Шебанов указывает, что известно еще четвертое льдообразо-
вание (фиг. б, г), с которым ему, однако, не приходилось иметь дела.
«Оно возникает при очень низких температурах и является наименее
опасным из всех остальных видов: здесь нет ни большого искажения
профиля, ни серьезного увеличения веса конструкции».
Далее т. Шебанов отмечает, что «... наиболее интенсивно процесс
образования льда происходит при полете в морось. Если полет в такой
обстановке продолжается свыше 10—15 минут, шансы на благополуч-
ное продолжение полета очень невелики... Известно несколько слу-
чаев с немецкими пилотами, поплатившимися катастрофой за недо-
оценку критической обстановки полета в мороси. Мне неоднократно
18
Фиг. 6. Виды льдообразования
по Шебанову.
«—прозрачный лед; б—грибообразное ма-
лопрозрачное льдообразование; в—оугрп-
стын непрозрачный лед; а—иней.
приходилось, — говорит т. Шебанов, — проходить через морось,
и тяжелый лед на крыльях заставлял иногда на полных оборотах
возвращаться в гавань. Известны случаи, когда некоторые пилоты
даже садились с полным газом, до того плохо держались машины
в воздухе из-за испорченной аэродинамики».
Сравнивая эти четыре вида обледенения с описанными выше,
можно притти к выводу, что в отношении образования чистого льда
наблюдения т. Шебанова весьма сильно расходятся с взглядами не-
которых авторов, в частности Самюэльса, как в части оценки опас-
ности, которую представляет этот вид обледенения, так и в отношении
температурных и других условий.
В отношении оценки опасности того или иного вида обледенения
наблюдения т. Шебанова сходятся с представлениями Нот и Польте,
считающих, что большую опасность, чем чистый и прозрачный лед,
представляет образование кристаллического льда (по их определению,
второй вид).
Судя по описаниям Самюэльса, образование ледяного нароста,
подобного изображенному на фиг. 6. в, возможно только при усло-
виях, способствующих образованию чистого прозрачного льда. Од-
нако т. Шебанов называет этот ледяной нарост «непрозрачным
льдом», что трудно согласовать с наблюдениями других авторов.
Четвертый вид (фиг. 6, г) аналогичен виду, описанному другими
авторами как образование инея.
выводы
Сопоставляя взгляды различных авторов, как тех, мнения кото-
рых мы привели, так и других, например М. Скотт (М. Scott), Дон
Мак Нэаль (Don Me Neal), Гир (Gear), Дентан (Dentan) и др., можно
притти к выводу, что, пожалуй, правильнее рассматривать три вида
льдообразования: 1) чистый прозрачный лед, 2) непрозрачный молоч-
ного цвета шероховатый лед и 3) иней.
Чистый лед образуется при температурах несколько более высо-
ких. чем температуры, при которых возникает непрозрачное льдо-
образование. Однако диапазон этих температур довольно высок,
примерно от +1 до —20°.
Образуется чистый лед главным образом при полетах во время
дождя, состоящего из сравнительно крупных переохлажденных ка-
пель воды. Сталкиваясь с передними кромками крыльев и других де-
талей самолета, капли замерзают не сразу и не целиком; при этом за-
мерзающая часть капли, прежде чем превратиться в лед, как бы распол-
зается вокруг точки своего попадания на поверхности самолета;
поэтому образующийся лед имеет гладкую поверхность.
Легкая форма обледенения этого вида изображена на фиг. 6.
На фиг. 2 изображена такая же форма обледенения, однако поверх-
ность льда здесь уже несколько шероховатая.
Такие легкие формы образования чистого льда возможны при тем-
пературах значительно ниже 0° и при наличии лишь небольшого
дождя. Эти формы ледяных наростов не представляют для самолета
большой опасности, так как они не вызывают значительного искаже-
•>*
19
НИЯ профилей крыла, стоек и других частей самолета. Они могут
вызвать только увеличение веса самолета, и в этом 'случае не исклю-
чена вероятность вынужденной посадки.
При температурах воздуха, близких к 0°, и при наличии интен-
сивного переохлажденного дождя льдообразование принимает иногда
очень опасную форму, главным образом из-за значительного искаже-
ния профиля крыла, следствием чего является нарушение аэродина-
мики самолета.
Особенно опасную форму могут принять ледяные наросты, обра-
зующиеся при одновременном выпадении дождя и снега. В этом случае
внешняя поверхность ледяной
Фиг. 7. Ледяной на-
рост, получающийся
при одновременном
выпадении дождя и
снега.
Фиг. 8. Порис-
тый ледяной на-
рост (изморозь)
на деревянных
крыльях.
корки становится шероховатой
иногда с конусообразными вы-
ступами (фиг. 7).
При сильном дожде капли
могут разливаться не только по
поверхности передних кромок
крыльев, но и дальше, в некото-
рых случаях почти по всей ши-
рине крыла, доходя до задних
кромок. Естественно, что такой
вид обледенения может представ-
лять наибольшую опасность, так
как, помимо искажения формы
крыла, ледяные наросты, обра-
зующиеся в щелях между
крыльями и элеронами или меж-
ду стабилизатором и рулем,
делают самолет почти неуправ-
ляемым.
Непрозрачный молочного цвета шероховатый налет имеет зерни-
стое или кристаллическое строение. Ледяные наросты этого вида
имеют меньший удельный вес, чем чистый лед (удельный вес 0,5
и меньше).
Этот вид обледенения появляется при полете в облаках иЛи в ту-
мане, состоящем из очень сильно переохлажденных мельчайших во-
дяных капель при температуре примерно от —2 до —26°, т. е. при
температурах еще более низких, чем те, при которых образуется чи-
стый лед. Это происходит в тех случаях, когда самолет, охлажденный
до температуры ниже 0е, попадает в состоящее из водяных капель
облако с температурой также ниже 0°. Так как капли очень малы, то
при столкновении с поверхностью самолета они моментально замерзают.
Малый радиус кривизны этих капель позволяет им сохранять
при столкновении с самолетом сферическую форму, благодаря
чему внешняя поверхность этого вида льдообразования получается
шероховатой (фиг. 3 и 4).
Малый удельный вес образовавшейся корки объясняется тем, что
при падении капель и замерзании их на шероховатой поверхности
между ними попадает сравнительно большое количество воздуха.
20
Эта пористость может быть особенно значительна при обледене-
нии передних кромок деревянных крыльев (фиг. 8).
Толщина ледяного нароста может быть в некоторых случаях очень
велика. Нужно иметь в виду, что самолет пролетает в среднем 4—
6 км в минуту. Проходя через зону с дождем, он за это время встре-
чает большую массу воды, вследствие чего на передней кромке крыла
за минуту может образоваться ледяной нарост толщиной до
25 мм.
Непрозрачный шероховатый лед, помимо увеличения веса, вызы-
вает также искажение формы профиля как за счет наростов, высту-
пающих вверх и вниз от передней кромки крыла (фиг. 1, б и 6, б),
так и за счет шероховатой поверхности льдообразования, часто состоя-
щего из неправильной формы кристаллических выступов с остриями,
направленными навстречу воздушному потоку (фиг. 3 и 4).
Нарастание непрозрачного льда обычно происходит медленнее,
чем нарастание прозрачного льда. Бели капли воды, из которых со-
стоит облако или туман, переохлаждены немного, то льдообразование
имеет слегка сероватый цвет и крупнозернистое строение; при силь-
ном же переохлаждении капель лед становится снежнобелым и твер-
дым. Чем ниже температура, тем крепче лед держится на частях са-
молета. На поверхности винта обычно появляется именно такой
прочный лед.
Описанный выше вид обледенения не подходит целиком под су-
ществующее понятие «изморозь»; однако это определение более точно,
чем «иней».
Третий вид обледенения, к определению которого больше всего
подходит слово «иней», представляет собой легкое льдообразование,
совершенно не опасное для полета. Оно возникает в том случае, если
покрытый влагой самолет, попадая в слой холодного воздуха, охла-
ждается до температуры ниже 0°; при этом водяная пленка на поверх-
ности самолета замерзает в виде легкого снеговидного образования.
Такое обледенение может возникнуть также в том случае, если самолет,
охлажденный до температуры ниже 0°, попадает под дождь или в об-
лако, температура которого выше 0°.
Этот вид льдообразования изображен на фиг. 1, е и 6, г. В редких
случаях льдообразование принимает вид, показанный на фиг. 5.
ГЛАВА 2
ВЛИЯНИЕ РАЗЛИЧНЫХ ФАКТОРОВ НА ОБЛЕДЕНЕНИЕ
САМОЛЕТА
В мировой литературе по обледенению имеются данные, которые
указывают, при каких условиях возникают те или иные виды обледе-
нения. Эти данные получены в результате изучения случаев обледе-
нения, наблюдавшихся или во время подъема воздушных змеев или
на самолетах в полете. Наблюдения за обледенением самолетов произ-
водились как при полетах со специальной целью зондажа атмосферы,
так и во время обычных рейсовых полетов на самолетах, попавших
в зону обледенения.
21
ТЕМПЕРАТУРА ВОЗДУХА
Пепплер (Peppeler), проведший большую работу по изучению
образования льда на воздушных змеях и на их тросах, приводит
статистику случаев обледенения при различных температурах у ос-
нования облака, в котором произошло обледенение воздушного змея
(табл. 3).
Таблица 3
Статистика случаев обледенения воздушного змея в облаках при различных
температурах, замеренных у основания облака
Из этой таблицы видно, что чистый лед чаще всего образуется при
температуре у основания облака около —1°, а изморозь — при тем-
пературе —4°. Температура же внутри облака несколько ниже,
чем у его основания, и приблизительно может быть определена следую-
щими цифрами: при образовании чистого льда —4° и при образова-
нии изморози —6°.
Наблюдения Пепплера представлены графически* на фиг. 9, где
сплошная кривая относится к образованию чистого льда, а пунктир-
ная кривая — к образованию непрозрачных шероховатых ледяных
отложений.
Как видно из кривых, максимальное число случаев для обоих
видов обледенения имеет место при —1°.
Значительное количество наблюдений над обледенением воздуш-
ных змеев было произведено П. А. Воронцовым в Институте аэроло-
гии (г. Слуцк). Воронцов приводит повторяемость случаев обледе-
нения при различных температурах у земной поверхности (табл. 4).
Табл и ца 4
Повторяемость случаев обледенения при различных температурах
у земной поверхности
Пределы темпера- тур Выше 3,9 3,9 2,0 1,9 0.0 —0,1 —2,0 —2,1 -4,0 —4,1 -6.0 —6,1 -8,0 — 8,1 -10,0 -10,1 —12,0 —, о 7 7 । 7
Число случаев об- леденения - . 60 42 89 70 45 41 28 29 17 15 3
22
В этой таблице приводится общее количество случаев, в которое
входит образование как чистого льда, так и изморози. Из таблицы
видно, что явление, обледенения у земной поверхности наблюдается
даже при температурах 4-4°. Наибольшее количество случаев про-
изошло при температуре около 0°. При температуре же —20° и выше
обледенение наблюдается очень редко.
Наиболее опасной зоной у земли является зона с температурой
от 4-4 до —4°.
Фиг. 9. Повторяемость обледенения воздушного змея
в зависимости от температуры (по Пепплеру).
Определение температур, способствующих обледенению у земной
поверхности, может быть полезно только для изучения условий воз-
можности обледенения самолета во время его подъема или посадки.
Больший интерес представляют наблюдения температур воздуха при
обледенении у основания облака, результаты которых приведены
в таблице Пепплера.
Воронцов приводит таблицу повторяемости обледенения при
температурах, замеренных у основания облаков (см. табл. 5).
Как видно из таблицы, максимальное количество случаев наблю-
далось при температурах от 0 до —2°.
Проф. Молчанов в докладе «Физические условия обледенения са-
молетов», сделанном на заседании в Авиавнито (1937 г.), приводя эту
таблицу, указал, что ледяные наросты, наблюдаемые на воздушных
змеях при положительных температурах, можно объяснить тем, что
капли дождя, падающие из слоев с более низкой температурой, попа-
дают на змей, находящийся в слое с более высокой температурой.
Капли из слоев с температурой — 5°, попадая на самолет, имеющий
температуру + 2°, могут уже вызвать явление обледенения.
Таблица 5
Повторяемость случаев обледенения при различных температурах
у основания облаков
Пределы температур 4,0 2.0 1,9 0,0 —0,1 -2,0 сч -е 1 1 —4,1 —6,0 —6,1 —8,0 1 1 О ОС о ~ —10,1 —12,0 1 1 io о ~ —16,1 —20,0
Число слу- чаев обле- денения . 30 47 75 66 50 37 34 30. 24 9
Однако регистрация большой части случаев обледенения как
возникших при положительных температурах, повидимому, является
ошибочной. Эти ошибки могут быть объяснены тем обстоятельством,
что температуры замерялись в слое воздуха, лежащем ниже зоны,
в которой наблюдалось обледенение, причем в этой более высокой зоне
была отрицательная температура.
Пересчитывая температуры, замеренные у основания облака, на
соответствующие им температуры внутри облака, можно предполо-
жить, что наиболее опасной для обледенения является температура
около —5е.
В нижеприведенной таблице Воронцова общее число случаев обле-
денения подразделяется по видам: лед и снег (табл. 6).
Таблица 6
Повторяемость случаев обледенения при различных температурах
у основания облаков
Как видно из таблицы, образование льда чаще всего происходит
в пределах температур от 0 до —2°,а осаждение снега — при темпе-
ратурах от —2 до 4°.
24
Естественно, что больший интерес для нас имеют наблюдения,
произведенные в полетах на самолете.
Рейнбольд [ 188] на основании значительного количества (4155)
зондажей атмосферы при помощи самолета, произведенных метеоро-
логическими станциями Мюнхена, Дармштадта, Гамбурга и Кенигс-
берга, указывает, что 62% всех вынужденных посадок вследствие
обледенения самолета произошло при температурах от 0 до — 5°.
Многие авторы считают, что температура —4, —5° наиболее благо-
приятна для обледенения. Рейнбольд считает, что наиболее опасной
является температура, близкая к 0°.
Самюэльс нашел (табл. 2), что средние температуры во время об-
разования чистого льда (— 4, — 5°) несколько выше, чем средние
температуры при образовании других видов обледенения (—6, —7°).
Средняя температура воздуха за промежуток времени, в течение
которого происходило льдообразование, примерно одинакова как
при образовании чистого льда, так и при образовании изморози —
около — 3, Г.
При рассмотрении табл. 2 следует учесть, что обычно самолет про-
должал подъем и после того, как обледенение уже началось. Этим
и объясняется понижение температуры к концу льдообразования.
Минимальная температура, при которой Самюэльс наблюдал об-
разование чистого льда, — минус 17,5°, а изморози — минус 20,5°.
Максимальная температура одинакова при обоих видах льдообразо-
вания и равна 0,5°.
Фиг. 10 дает графическое представление о ходе повторяемости
явлений обледенения при различных температурах по данным
Самюэльса. На графике по оси абсцисс отложено число случаев обле-
денения, а по оси ординат — температуры, при которых происхо-
дило обледенение.
Начиная от температуры, соответствующей максимальному числу
случаев данного вида обледенения, по мере уменьшения температуры
обе кривые падают быстрее, чем по мере ее увеличения.
На фиг. 11 показан ход повторяемости обледенения (в процентах
от общего числа случаев обледенения) в зависимости от средней тем-
пературы, при которой происходил© явление.
На фиг. 12 приведены кривые повторяемости случаев обледе-
нения (также в процентах) в виде льда и изморози в зависимости
от температур, при которых льдообразование начиналось. Как видно
из графика, чаще всего образование чистого льда начиналось при
температуре 0°, а образование изморози при —2°. Скачкообразный
характер кривых объясняется малым числом наблюденных случаев.
Проведенное Биггом [63] в Англии наблюдение 217 случаев обле-
денения показало (фиг. 13), что чаще всего обледенение происходит
при температуре — 3, — 5°.
Точное установление действительных температур, при которых
происходит обледенение самолета, обычно очень затруднено. Воз-
можно, что на различие результатов наблюдений разных авторов
До некоторой степени влияет и то обстоятельство, что температуры во
время обледенения замерялись по термометрам, установленным в раз-
25
личных местах самолета. Опытами, проведенными в последнее время,
установлено, что термометр, помещенный в месте, не защищенном от
действия встречного потока воздуха, всегда показывает температуру
более высокую, чем действительная температура окружающего воз-
духа. Эта разница может доходить иногда до 2—3° и объясняется глав-
ным образом тем, что термометр, подверженный действию потока
воздуха (например, при установке его впереди стойки), так же как и
поверхность передних кромок крыльев, нагревается за счет трения
воздуха.
Возможно, что в некоторых случаях термометр, наоборот, показы-
вает более низкую температур по сравнению с действительной темпе-
ратурой воздуха. Это может произойти в том случае, когда термометр
покрыт влагой и вследствие ее испарения охлаждается.
Наблюдались случаи, когда термометр покрывался влажной плен-
кой, которая затем при попадании самолета в слои с более низкой тем-
пературой замерзала; при дальнейшем полете, удерживаясь на по-
верхности термометра, эта пленка влияла на его показания.
ГОДОВОЙ ХОД ОБЛЕДЕНЕНИЯ
В табл. 7 показан годовой ход повторяемости случаев обледенения
по данным подъемов змея, произведенных проф. Молчановым
в г. С Луцке.
Таблица 7
Годовой ход повторяемости случаев обледенения по данным подъемов змея
(в процентах от общего числа наблюденных случаев)
Пределы ^Хтемператур Месяцы —30 -15 -15 -10 -10 — 5 —5 0 0 5 5 10 Повторяе- мость по от- дельным ме- сяцам
Январь 9 16 29 36 10 20
Февраль .... 3 13 34 37 12 — 18
Март 1 8 17 48 26 — 13
Апрель — — 2 25 71 2 6
Май — — — 22 66 12 1
Сентябрь .... — — — — 100 — 0
Октябрь — — —. 35 62 3 5
Ноябрь . . — 1 13 51 35 —. 13
Декабрь 1 11 14 50 14 — 24
В этой таблице приведена повторяемость обледенения воздушных
змеев при различных температурах в разные месяцы года. Из таблицы
видно, что в зимние месяцы (ноябрь, декабрь, январь) наибольшее
число случаев обледенения происходит при температурах от 0 до —5°.
Это обстоятельство дает основание проф. Молчанову притти к выводу,
2S
что в эти месяцы явление обледенения происходит при наступлении
теплых воздушных масс. Примерно такая же картина наблюдается
в феврале. В весенние и осенние месяцы — март, апрель, сентябрь,
октябрь — наибольшая повторяемость обледенения наблюдается при
температурах от 0 до + 5°. Очевидно, что в это время благоприятст-
вующие обледенению метеорологические условия прямо противопо-
ложны, т. е. обледенение возникает при наступлении холодных воз-
душных масс.
Проф. Молчанов приходит к выводу, что в холодное время года
обледенение возможно при наступлении теплых воздушных масс в пе-
редней части циклона при оттепелях, а в теплый период весенних
месяцев — при понижении температуры. Подтверждение этого пред-
положения проф. Молчанов видит и в распределении повторяемости
случаев обледенения в зависимости от направления ветра. Для зимних
месяцев большая часть случаев происходит при юго-западном ветре,
являющемся типичным направлением для теплых масс. В теплые месяцы
обледенение происходит главным образом при северо-западном ветре,
характеризующем поток с пониженной температурой.
Из табл. 7 видно, что наибольшее число обледенений воздушных
змеев падает на зимние месяцы.
Естественно, что данные, приведенные в этой таблице, не могут
быть полностью учтены при рассмотрении вопросов обледенения са-
молетов вследствие большого различия условий, при которых проис-
ходит обледенение воздушных змеев, стоящих неподвижно на месте,
и самолетов, передвигающихся с большой скоростью.
Большой интерес представляют приведенные Рейнбольдом резуль-
таты наблюдений за годовым ходом обледенения, произведенные
в Германии метеорологическими станциями Мюнхена, Дармштадта,
Гамбурга и Кенигсберга (табл. 8).
В таблице приведено число зондажей, при которых наблюдалось
обледенение, в процентах от общего числа зондажей за месяц. Кроме
того, отмечены случаи сильного обледенения (также в процентах от
общего числа зондажей). Под сильными обледенениями здесь'подразу-
меваются ледяные отложения толщиной более 5 мм. Максимум слу-
чаев обледенения по средним цифрам для четырех указанных станций
падает на декабрь, а минимум — на июнь. Особого'внимания заслу-
живает частичный максимум, главным образом слабых, обледенений
весной. Возможно, что этот максимум находится в связи с температур-
ным минимумом верхних слоев и с начинающимися в это переходное
время года вертикальными перемещениями воздушных масс. Более
слабый характер обледенения объясняется уменьшением плотности
облаков и толщины их слоя летом по сравнению с зимой.
Для сравнения Рейнбольд приводит годовой ход обледенения по
наблюдениям, произведенным в США метеорологическими станциями
Чикаго, Кливленд, Даллас и Охама. За период от 1 января 1931 г.
до 30 июня 1932 г. эти станции провели наблюдения 150 случаев обле-
денения. По американским данным максимальное число случаев па-
дает на ноябрь, декабрь и январь. Обледенение в июле, августе и сен-
тябре американскими станциями не наблюдалось вовсе.
20
Таблица 8
Количество зондажей, при которых наблюдалось обледенение (в процентах
от общего числа зондажей) по данным германских и американских метеороло-
гических станций
М е с я ц ы Г е р м а н и я США
Мюн- хен Дарм- штадт Кенигс- берг Гам- бург Средние значения по четырем станциям
ГПЗОЦСИТ обледенений в том числе сильных об- леденений процент об-1 леденений в, том числе сильных об- леденений процент об- л еде нений в том числе сильных об- । леденений процент об- леденений в том числе сильных, об- леденений процент об-1 леденений | в том число сильных об- леденении процент | обледенений 1
Январь . . 29,0 11,3 14 1,0 14,0 0,0 6,0 1,3 15,8 3.4 26
Февраль . 15,0 7,0 18 2,3 21,0 7,0 4,0 1,3 14,5 4,4 25
Март . . . . . . 3,0 1,3 5 2,0 17,0 6,7 3,0 1,0 7,0 2,8 22
Апрель . 16,0 4,3 15,7 4,0 13,8 1,3 6,5 2,0 13,0 2,9 15
Май . . . - 13,5 3,8 8,3 0,0 7,5 2,С 7,5 2,5 9,2 2,1 11
Июнь . . 4,3 0,8 7,0 0,0 1,8 0,( 0,8 0,8 3,5 0,4 2
Июль . . - - . . 7,3 2,8 11,0 2.0 3,5 1,0 2,0 0,0 6,0 1,5 0
Август . . 13,2 2,8 8,7 1,0 4,5 2,8 2,8 1,0 7,3 1,9 0
Сентябрь . • • а . 8,0 2,8 7,8 0 5,2 1,5 1,0 0,0 5,5 1,1 0
Октябрь . . - - . 18,4 8,7 10,8 2,5 10,8 2,0 5,5 1,5 11,4 3,7 12
Ноябрь . а 36,0 10,0 16,2 1,0 12,5 5,3 6,3 2,8 17,8 4,8 12
Декабрь . .... 43,0 17,3 12,7 6,7 28,5 14,0 7,8 1,3 23.0 9,8 25
За год . . . 12,9 6,0 11,0 1,7 10,0 2,9 , 4,3 1,3 11,2 3.2 12,5
ОТНОСИТЕЛЬНАЯ ВЛАЖНОСТЬ
Результаты опытных подъемов воздушных змеев при различных
величинах относительной влажности, проведенных Воронцовым, по-
казывают (табл. 9), что случаи обледенения чаще происходят при влаж-
ности у земли около 86—90%; при больших значениях относительной
влажности повторяемость случаев обледенения падает, что является
не вполне объяснимым. Число случаев обледенения при различной от-
носительной влажности, замеренной в самих облаках, непрерывно
возрастает по мере ее увеличения до 100%.
Обледенение также возможно, хотя и в более редких случаях,
при влажности около 75—85%; при более низкой влажности обледе-
нение встречается очень редко; возникающие при этом ледяные на-
росты бывают невелики.
Вообще же следует заметить, что измерение относительной влажт
пости далеко не всегда можно произвести правильно. Кроме того,
в данных аэрологических сообщений о величинах относительной влаж-
ности никогда не указываются ни величина перенасыщения, ни ра-
диус капель; поэтому эти данные могут только условно считаться ме-
рилом степени обледенения.
Рейнбольд указывает, что имеется много случаев, когда, несмотря
на наличие большой относительной влажности и низкой температуры,
30
Таблица 9
Повторяемость случаев обледенения при различных значениях относительной
влажности, замеренной у земли и у оснований облаков
Относительная влажность в процентах
65—70
70—75,76—80 81—85 86-90,91—95
Число случаев при влаж-
ности, замеренной у зем-
ли ......................
Число случаев при влаж-
ности, замеренной у осно-
вания облаков, вызвав-
ших обледенение . . . .
96—100
44
143
обледенение все же не происходило. Однако во всяком случае наличие
значительной влажности является необходимым условием для образо-
вания льда.
ВИДЫ ОБЛАКОВ, ВЫЗЫВАЮЩИХ ОБЛЕДЕНЕНИЕ
Изучение влияния того или иного вида облаков на повторяемость
явления обледенения привело разных авторов к выводам, иногда не
совпадающим между собой.
Представленные в табл. 10 результаты наблюдений П. А. Ворон-
цова показывают, что наибольшее число обледенений происходит
в слоистых облаках. Исключение представляет апрель: в это время
обледенение чаще наблюдается в дождевых облаках; все это подтвер-
ждается и данными Пепплера (табл. 11).
Таблица 10
Повторяемость случаев обледенения (по данным П. А. Воронцова)
—— Виды облаков Месяцы " —-— Слоистые Дождевые .Разорванно- слоистые Слоисто-ку- чевые
Октябрь 6 5 3 5
Ноябрь 24 8 7 4
Декабрь . . . 27 14 11 4
Январь .... 37 17 6 4
Февраль 23 13 5 2
Март 11 11 1 10
Апрель 6 8 2 6
Май — 1 — —
По наблюдениям Рейнбольда (табл. 12), производившимся на раз-
личных станциях в Германии, по числу случаев обледенения на пер-
вом месте также стоят слоистые облака и на втором месте — слоисто-
кучевые, причем количество обледенений в слоистых (45%) значительно
больше чем в слоисто-кучевых (16%).
31
Таблица 1!
Количество случаев обледенения за год в облаках различного вида
Вид льдооб- разования Слои- стые Куче- вые Дожде- вые Слоисто- кучевые Высоко- кучевые Разорван- но-слоис- тые
По наблюде- ниям Пеп- плера Чистый лед Изморозь . 110 38 5 4 82 56 — 1 3 —
148 9 138 — 4 —
По наблюде- ниям Ворон- цова Чистый лед и изморозь 134 — 77 36 — 35
Таблица 12
Количество случаев обледенения в облаках различного вида в процентах от
общего числа случаев обледенения, наблюденных метеорологическими станциями
Германии
59
51
46
41
26
7
9
16
16
27 —
21 3
18 3
13 —
3
4
8
3
Мюнхен . .
Берлин . .
Кенигсберг
Дармштадт
Гамбург
Среднее по
всем стан-
циям . . .
13
11
8
7
16
45
10
111 11
4 5 5 1
Рейнбольд считает, что слоистые облака, являясь самым распро-
страненным видом облаков в зимнее время, наиболее опасны вследствие
большой толщины, плотности и сильной наклонности к переохлажде-
нию. Последнее вызывается медленным вертикальным перемещением
облаков и приводит к увеличению размеров водяных капель. Как
видно из табл. 12, Рейнбольд выделяет случаи обледенения, проис-
шедшие в облаках со снегом, дождем, градом и изморозью, но в каких
именно облаках эти случаи произошли, он не отмечает.
Самюэльс приходит к выводу, что образование чистого льда и из-
морози наиболее часто происходит в облаках слоисто-кучевых. Срав-
нительно высокий процент образования чистого льда, по его мнению,
встречается в высоко-слоистых облаках, а изморозь — как в слоистых,
так и в высоко-кучевых. В кучевых облаках Самюэльс не обнаружил
ни одного случая обледенения; он считает, что, как правило, льдооб-
разование в кучевых облаках не наблюдается; однако в отдельных
случаях обледенение в облаках этого вида все же может произойти.
32
На фиг. 14 графически представлена повторяемость образования
чистого льда и изморози в облаках различного вида. Самюэльс разде-
ляет случаи обледенения в облаках без видимых осадков и обледене-
ния в облаках с осадками в виде дождя, снега и крупы.
Результаты наблюдений Пепплера, Воронцова, Рейнбольда и
Самюэльса представлены в сводной табл. 13.
Фиг. 14. Повторяемость обледенения п различных облаках в процентах от общего
числа случаев обледенения (по Самюэльсу).
В сводке наблюдений Рейнбольда особо выделено обледенение
(13%) в облаках с дождем, снегом и градом (какой вид облаков при
этом был, Рейнбольд не указывает). Все случаи обледенения, по на-
блюдениям Самюэльса, в том или ином виде облаков при наличии
дождя, снега или крупы разнесены в графы по соответствующим ви-
дам облаков.
Общий вывод, к которому можно притти на основании этой таб-
лицы, следующий: по наблюдениям за обледенением как воздушных
змеев, так и самолетов, видно, что наибольшее число случаев обле-
денения происходит в слоистых облдках. Исключение представляют
только наблюдения Самюэльса, по которым максимум случаев обле-
денения падает на слоисто-кучевые облака.
Нот и Польте утверждают, что обледенение может произойти в лю-
бом облаке, в котором температура ниже 0°, однако быстрее всего оно
происходит в облаках ку чевых, слоисто-кучевых и кучево-дождевых
(грозовых). Этот р-ывод Нот и Польте, не подкрепленный какой-либо
статистической свозкой, вызывает сомнение, тем более что по всем
Лебедев—U78—3
33
Таблица 13
Количество случаев обледенения в облаках в процентах от общего числа
зарегистрированных случаев
По наблюде- ниям Вид обледене- ния Слоистые Кучевые Дождевые Слоисто- кучевые Высоко- кучевые Высоко- слоистые Облака с дождем, сне- гом и гра- дом
Пепплера Чистый лед Изморозь 57 37,5 2,5 4 40 55,5 0,5 3
Чистый лед и изморозь 49 • _х 3 46,5 1,5
Воронцова Чистый лед и изморозь 54,5 31 14,5
Рейнбольда Чистый лед и изморозь 45 1 10 16 4 11 13
Самюэл ьса Чистый лед Изморозь 12 25 6 43 37 32 22 7 16
Чистый лед и изморозь 18,5 3 40 27 11,5
данным, приведенным нами в таблицах, число случаев обледенения в
кучевых облаках чрезвычайно незначительно.
По данным итальянского летчика Пиветти (V. Pivetti) [176], об-
леденения наблюдаются чаще всего в слоистых облаках; на второе
место он ставит кучево-дождевые облака и затем—дождевые. Пиветти
считает, что в облаках перисто-кучевых, высоко-кучевых, слоисто-ку-
чевых и вообще в кучевых облаках, встречающихся главным об-
разом в сухое время года, не создаются условия для обледенения са-
молета. И лишь при температуре, близкой к 0°, при полете в этих
облаках, на передних кромках частей самолета может образоваться
легкий налет инея, который не вызывает опасений.
В облаках высоко-слоистых, возникающих обычно при влажном
воздухе, по наблюдениям Пиветти, льдообразование также редко
и, если и встречается, то только в виде легкого инея.
34
Особенностью всех облаков, в которв!Х обледенение не встречается
вовсе или встречается очень редко, является относительно хорошая
видимость внутри облака. Степень видимости определяется по той
ясности, с которой видны пилоту концы крыльев.
Данные Пиветти несколько отличаются (в отношении слоисто-ку-
чевых и высоко-слоистых облаков) от результатов наблюдений других
исследователей, в частности Самюэльса. Возможно, что это объяс-
няется географическим различием мест, в которых производились
наблюдения Самюэльса (Северная Америка) и Пиветти (Италия).
Вообще следует оговорить, что выводы Пиветти основаны на наблюде-
ниях в теплом климате, вблизи моря и в гористых местах; поэтому
возможность применения их при рассмотрении явлений обледенения
в наших широтах и условиях ограничена.
ВЫСОТА ОСНОВАНИЯ ОБЛАКОВ И ИХ ТОЛЩИНА;
Пепплер приводит данные, характеризующие типичное облако,
в котором происходит обледенение самолета в виде изморози (табл. 14).
Таблица 14
Высота основания облака от земли м Высота верхней границы облака от земли м Средняя темпера- тура облака °C Градиент темпе- ратуры °С/100 м
530 950 -5,0 0,68
По данным П. А. Воронцова (табл. 15), наибольшее количество слу-
чаев обледенения происходит при высоте основания облака от 200 до
400 м. Значительное количество случаев происходит также в облаках
с высотой основания от 400 до 600 м. При высоте основания облака
от 100 до 200 м и от 600 до 800 м случаи обледенения в 2—3 раза
реже; при более низких и более высоких основаниях случаи обледе-
нения вообще редки. При рассмотрении табл. 15 следует, однако,
иметь в виду, что наблюдения Воронцова производились над обледе-
нением воздушных змеев и поэтому его выводы не могут считаться
вполне точными. Возможно, что во время опускания змея в некоторых
случаях ледяные наросты на них успевали оттаять.
В табл. 16 приведены результаты наблюдений П. А. Воронцова
за обледенением в облаках различной толщины.
Толщина облаков определялась по записям метеорографа, причем
верхняя граница слоя облаков определялась наличием инверсии и
уменьшением влажности. Записанное метеорографом резкое умень-
шение влажности всегда позволяет предполагать выход прибора из
облаков; однако эти показания не являются вполне достоверными.
3* 35
Таблица 15
Повторяемость случаев обледенения в облаках на различных высотах
Месяцы Высота основания облака м 0 100 100 200 200 400 400 600 600 800 800 1000 1000 1500 1500 2000 2000 2500
Октябрь . 3 6 9 5 3 5 — —
Ноябрь . 1 14 23 17 11 4 1 1 —
Декабрь. 1 12 34 18 7 4 — — —
Январь . 1 11 31 19 6 2 3 .— —
Февраль . 1 6 28 17 3 1 1 — —
Март . . — 5 14 8 6 1 2 3 1
Апрель . — 1 _ 7 10 6 8 4 2 1
Май . . . • . • . — — 2 4 3 — 6 — —
Всего случаев . . 4 52 145 102 47 23 22 6 2
Таблица 16
Повторяемость случаев обледенения в облаках различной толщины
и затем выше 600 м, что, очевидно, имело место при наличии мощных
облаков, которые воздушному змею не удавалось пробивать. При
сравнительно тонких слоях облаков, вызванных турбулентным переме-
шиванием (при толщине 50—100 м), явления обледенения не наблю-
далось.
По наблюдениям Самюэльса средняя высота, на которой происхо-
дило образование изморози, несколько больше высоты, на которой
отлагался чистый лед. Исключение в этом отношении составляют
самолеты с металлической обшивкой, на которых образование чистого
льда происходило, наоборот, на значительно большей высоте, чем об-
36
разевание изморози. Средняя толщина слоев, в которых происходило
льдообразование, была, по наблюдениям Самюэльса, несколько боль-
ше для чистого льда, чем для изморози.
Фиг. 15. Повторяемость обледенения по высотам в процентах
от общего числа случаев обледенения (но Самюэльсу)-
На фиг. 15 показан ход повторяемости случаев образования льда
и изморози в зависимости от высоты по наблюдениям Самюэльса. Обе
кривые имеют максимум на высотах от 500 до 1000 м, что совпадает
с наблюдениями Воронцова над обледенением воздушных змеев.
Приводимые Рейнбольдом данные наблюдений, проведенных на
станциях в Дармштадте и Кенигсберге, показали, что для возникно-
37
вения обледенения достаточно сравнительно незначительной тол-
щины облаков.
В табл. 17 сведены результаты наблюдений немецких станций над
обледенением в облаках различной толщины, причем отдельно приве-
дены данные при сильном и среднем обледенении.
Таблица 17
Средняя толщина облаков при обледенении по данным Рейнбольда
Станция Сильные обледенения (толщина корки льда 5 мм) Средние обледенения (толщина корки льда от 3 до 5 мм)
Мюнхен 750 762
Кенигсберг 750 745
Дармштадт 733 694
Гамбург 1820 895
Как видно из таблицы, толщина слоя примерно одинакова (около
750 м) по наблюдениям всех станций кроме станции в Гамбурге,
где при сильном обледенении толщина слоя облаков доходила до
2000 м, т. е. вдвое бблыпая, чем при среднем обледенении.
- КЛИМАТИЧЕСКИЕ И МЕСТНЫЕ УСЛОВИЯ
Как уже упоминалось выше, причины возникновения и характер
протекания процесса обледенения многие авторы объясняют различно.
Разница в результатах наблюдений отдельных исследователей в зна-
чительной мере обусловливается, очевидно, климатическими усло-
виями мест, в которых производились наблюдения. Сопоставление
данных, полученных различными метеорологическими станциями
даже в одной стране — Германии, и то дает значительно расходя-
щиеся между собой результаты.
Г. Шинце в своей работе [198] указывает на зависимость обледе-
нения от рельефа местности; он считает, что ясно выраженная зона
обледенения встречается лишь в равнинных местностях. В горах
с подветренной стороны обычно идет сухой воздух (вследствие эффекта
фена), и поэтому обледенение здесь встречается редко, с наветренной же
стороны гор, наоборот, часто возникают тяжелые формы ледяных от-
ложений.
Кривые обледенения, приводимые отдельными германскими стан-
циями, значительно больше отличаются друг от друга, чем кривые
американских станций. Это объясняется тем, что последние находятся
под равномерным влиянием континентального климата, хотя все же
различие как в видах льдообразования, так и в числе случаев по раз-
личным станциям довольно велико. Из табл. 18 видно, что в районе
Чикаго было отмечено 15 случаев образования чистого льда и 25 слу-
чаев образования изморози, в районе же Делласа чистый лед наблю-
дался только в 2 случаях и в 11 случаях — изморозь, а над Омаха,
наоборот, чистый лед отмечен в 16 случаях, а изморозь — всего лишь
в 9 случаях.
38
• Таблица 18
Повторяемость случаев обледенения в различных районах США
Вид обледенения Толщина корки льдообразова- ния мм Количество случаев
Чикаго Кливленд Даллас Омаха
Чистый лед <6 10 6 0 3
>6 3 2 1 11
Не известна 2 0 1 2
Всего . 15 8 2 16
Изморозь <6 4 38 4 1
>6 20 22 2 8
Не известна 1' 0 5 0
Всего . 25 60 11 9
Чистый лед и иней в продолжение одного и того же наблюдения Всего . 1 2 1 0
• Таблица 19
Средняя температура во время обле-
денения, полученная из 'наблюдений
в различных районах США
Чистый лед Изморозь
Чикаго — 4,8 — 8,1
Кливленд — 2,8 — 6,8
Даллас . — 3,0 — 7,1
Омаха . . — 7,4 — 9,5
Наблюдается также зависимость величин средних температур об-
разования льда и изморози от района наблюдения (табл. 19).
Из германских метеорологиче-
ских станций более всех остальных
сходной по своему климату с аме-
риканскими станциями является
метеорологическая станция в Ке-
нигсберге. Эта станция отметила
многочисленные случаи тяжелых
форм обледенения и насчитывает
наибольший процент в Германии
числа вынужденных посадок само-
летов вследствие внезапных обледе-
нений, которые вызываются перете-
канием покровов холодного воздуха
под действием морского полярного
в образовании тяжелых форм обледенения,
переохлаждение элементов облаков и дождевых капель. В не так
далеко отстоящем от Кенигсберга Мюнхене, в районе кото-
рого насчитывается также очень значительное количество обледене-
ний, наблюдаются совершенно иные условия по сравнению с районом
Кенигсберга. Рейнбольд считает, что решающее значение для обледе-
нения в районе Мюнхена имеет увеличение размеров переохлажденных
39
воздуха. Решающее значение
очевидно, имеет
водяных капель, т. е. увеличение содержания воды, приходящейся
на единицу объема воздуха.
Сравнение результатов полетов в облаках, совершенных в Мюн-
хене и Гамбурге в течение одного и того же промежутка времени,
показало, что почти при одинаковых метеорологических условиях
в Гамбурге наблюдалось только небольшое обледенение, в то время
как в Мюнхене вследствие сильного льдообразования было совер-
шено 12 вынужденных посадок самолета: 3 из них — вследствие силь-
ного льдообразования, 4 — среднего и 5 — сравнительно небольшого
обледенения.
Район Гамбурга имеет ясно выраженный морской климат; его
метеорологическая станция зарегистрировала наибольшее количество
дней с туманной погодой; однако, как показали наблюдения, эти
туманы в большинстве случаев не вызывают обледенения самолета.
Следовательно, не только в далеко отстоящих друг от друга мест-
ностях, но даже в сравнительно близко расположенных один от дру-
гого пунктах обледенение наступает не при одних и тех же условиях,
и вид, а также и величина ледяных наростов могут быть различны.
Этим в значительной мере и объясняется существующее в мировой ли-
тературе расхождение во взглядах как на существующие виды обле-
денения, так и на причины, вызывающие льдообразование того или
иного вида.
Характер обледенения самолета зависит также от ряда других
факторов. Сюда относятся: концентрация растворенных в воздухе со-
лей, масса воды, попадающая в единицу времени на единицу поверх-
ности самолета, скорость полета и скорость падения капель, а также
материал, из которого изготовлен самолет.
Скорость кристаллизации водяных капель, сталкивающихся с по-
верхностями частей самолета, зависит в значительной мере от степени
концентрации растворенных в них солей, частицы которых являются
ядрами кристаллизации. Келлер пришел к выводу, что концентрация
соли в мелких водяных каплях гораздо больше, чем в крупных; этим,
по его мнению, и объясняется, что из мелких капель образуется кри-
сталлический непрозрачный налет.
Наличие большого количества частиц солей в атмосфере может
служить весьма обоснованной причиной того, что туманы в райо-
нах с морским климатом (Гамбург) редко вызывают обледенение.
Частицы соли, обладая большими размерами, могут понижать точку
замерзания воды и тем самым уменьшать возможность обледенения
в самом опасном интервале температур — между 0 и несколькими
градусами ниже 0°.
СКОРОСТЬ САМОЛЕТА, ЕГО КОНСТРУКЦИЯ И СОСТОЯНИЕ ПОВЕРХНОСТИ
По мнению Келлера (Keller) на вид ледяных отложений влияет
также и масса воды, приходящаяся на единицу поверхности самолета
в единицу времени. Величина этой массы, очевидно, зависит от коли-
чества воды в единице объема облака и от скорости полета самолета.
Скорость падения водяных капель колеблется от 0,001 м/сек до
7 м/сек и слишком незначительна по сравнению со скоростью совре-
ю
менного самолета (60—150 м/сек). Поэтому скоростью падения водя-
ных капель по сравнению со скоростью самолета можно пренебречь
и практически считать, что во время процесса обледенения самолет
летит в воздушном пространстве, как бы наполненном неподвижно
стоящими водяными каплями, и быстрота обледенения зависит только
от скорости полета самолета.
Нот и Польте указывают, что обледенение самолета, летящего
со скоростью 100 м/сек, происходит в 20 раз скорее, чем образование
гололедицы на земле, если переохлажденные водяные капли па-
дают на землю вертикально со скоростью 5 м/сек.
Как уже упоминалось выше, толщина ледяного покрова зависит
от числа переохлажденных водяных капель, содержащихся в 1 jw3,
а также от расстояния, проходимого самолетом в зоне обледенения,
т. е. от продолжительности процесса обледенения. Нот и Польте счи-
тают, что толщина слоя льда зависит также и от величины угла, под
которым капли падают на поверхности самолета. Они предлагают
для определения мощности обледенения следующую формулу:
g = v t sin pc,
где g — вес ледяной корки, приходящейся на единицу поверхности
самолета; — содержание воды в единице объема воздуха, выражен-
ное в кг на 1 ж3; v — относительная скорость движения самолета,
выраженная в м/сек\ t — время в секундах; ₽—угол попадания капель
на поверхность самолета и С — постоянная величина, которая зависит
от величины капель, влажности воздуха и особенностей данного само-
лета: его аэродинамических свойств, состояния поверхностей и пр.
Следует иметь в виду, что если находящиеся в воздухе капли воды
ничтожно малы — меньше 0,001 мм, то льдообразование даже при
самых благоприятных для обледенения прочих метеорологических
условиях может и не произойти, так как капли воды столь незначитель-
ных размеров свободно обтекают крыло, как и частицы воздуха, не
входя в непосредственное соприкосновение с поверхностью самолета
и не пробивая пограничный слой, образующийся вдоль поверхности
обтекаемой части. Капли же относительно больших размеров проби-
вают пограничный слой и осаждаются на поверхности самолета.
Кроме рассмотренных здесь факторов, влияющих на интенсивность
обледенения, необходимо отметить также влияние конструкции само-
лета и материала, из которого он изготовлен. Как общее правило,
можно считать, что бипланы больше подвержены обледенению, чем
монопланы. Эта разница особенно заметна, если сравнивать обледене-
ние моноплана, имеющего толстый профиль крыла, и обледенение
биплана с тонким профилем; толстый профиль обледеневает скорее
и больше, чем тонкий (см. «Опыты Ритца» стр. 62).
Самолеты металлические обледеневают сильнее, чем самолеты де-
ревянной или смешанной конструкции с крыльями и оперением,
обтянутыми перкалем.
На образование ледяного нароста влияет также состояние поверх-
ности самолета. Чем более шероховата поверхность самолета, тем
легче водяные капли осаждаются на ней.
41
Таблица 20
Зависимость интенсивности обледенения от
материала к состояния поверхности крыла
Материал и состояние поверхности кромки крыла Сравнительная продолжитель- ность образова- ния корки льда (одинаковой при всех опы- тах толшины)
Металлическая глад- кая светлая 1
Металлическая глад- кая темная 2
Металлическая глад- кая светлая с острым носком ... ... 0.5
Деревянная лакиро- ванная 5
Покрытая каучуко- вой пластиной белова- того цвета 5 — 7
Покрытая каучуко- вой пластиной черного 1 Л
Началу образования льда на крыльях и оперении в значительной
мере способствует наличие швов и заклепок.
Металлические винты обледеневают быстрее и больше, чем винты
деревянные. Об этом свидетельствуют наблюдения некоторых летчи-
ков, отмечавших случаи, когда при совершенно одинаковых атмосфер-
ных условиях металлические
винты сильно обледеневали,
деревянные же не обледене-
вали вовсе.
С целью выяснения харак-
тера влияния материала и
состояния его поверхности на
толщину ледяного нароста
весьма интересные опыты
были произведены во Фран-
ции. Опыты проводились на
высокогорной станции при
совершенно одинаковых усло-
виях.
Было испытано несколько
крыльев, отличавшихся фор-
мой, цветом и материалом
обшивки передней кромки.
За образец для сравнения
было взято крыло с гладкой
и светлой металлической по-
верхностью передней кромки.
Время для образования на
передней кромке этого крыла
корки льда определенной тол-
щины было принято за единицу (табл. 20). .
При всех этих испытаниях было обнаружено, что после того, как
на поверхности испытуемой детали появились зачатки льдообразова-
ния, интенсивность дальнейшего нарастания льда не зависит от мате-
риала покрытия. В этом отношении исключение составляла поверх-
ность стекла, с которой корка льда по достижении некоторой величины
отпадала.
Результаты этих испытаний довольно показательны и заслуживают
того, чтобы этот вопрос был серьезно изучен.
ГЛАВА 3
ХАРАКТЕР ОБЛЕДЕНЕНИЯ РАЗЛИЧНЫХ ЧАСТЕЙ САМОЛЕТА
Образование льда на самолете происходит в первую очередь на
частях, наиболее подверженных действию встречного потока воздуха.
Обледенению легче подвергаются передние кромки крыльев, стабили-
затора и киля самолета, стойки, расчалки, антенны и другие выступаю-
щие наружу детали самолета. Кроме того, лед может образоваться на
рамах и стеклах кабин самолета.
42
В винтомоторной группе в первую очередь обледеневает винт са-
молета, причем образование льда начинается со втулки или обтекателя
втулки (кока).
Мотор, если он имеет водяное охлаждение, обледенению обычно
не подвергается: в этом случае обледеневают только заслонки радиа-
тора, которые иногда смерзаются вместе, что может привести к серьез-
ным последствиям. Не менее опасно и обледенение масляных радиато-
ров. У моторов с воздушным охлаждением обледенению подвергаются
карбюратор, дроссельная заслонка карбюратора и всасывающие па-
трубки.
Водяные капли, попадающие на капот мотора, иногда образуют
на его поверхности ледяную корку.
Если обледенение самолета невелико и форма ледяного нароста
не изменяет в значительной мере аэродинамических свойств самолета,
то он может продолжать свой полет. Естественно, летчик должен при
этом стремиться по возможности скорее выйти из зоны обледенения
и перейти в такую зону, где образовавшаяся ледяная корка будет
оттаивать.
Если на самолете образовалась только незначительная ледяная
корка и дальнейшее нарастание ее вскоре прекратилось, то полетможет
быть продолжен (при условии, что самолет еще имеет достаточную
управляемость и маневренность).
Если же обледенение не прекращается, летчик должен немедленно
принять меры для выхода из зоны обледенения или пустить в ход
соответствующие приспособления для его устранения.
ОБЛЕДЕНЕНИЕ КРЫЛЬЕВ И ОПЕРЕНИЯ
Обледенение крыльев и оперения обычно не распространяется
дальше чем на 6—10% хорда крыла, начиная от его носка. Форма
образующегося ледяного нароста зависит от вида обледенения и метео-
рологических условий полета (см. главу 1). Если форма ледяного наро-
ста сильно искажает профиль крыла, то ухудшение ародинамического
качества, т. е. увеличение лобового сопротивления и уменьшение
подъемной силы крыла, будет весьма значительным и может способ-
ствовать возникновению вибраций. В первую очередь возникают ви-
брации крыла и оперения, обычно начинаясь с их концевых частей.
Явления вибрации могут достигнуть таких размеров, что неизбежно
приведут к вынужденной посадке или аварии самолета.
Вызванное обледенением ухудшение ародинамического качества
крыла, и особенно оперения, нарушает устойчивость и управляемость
самолета. Различные виды ледяных отложений оказывают различное
влияние на устойчивость самолета; наблюдались случаи крена или
наклона продольной оси самолета в ту или иную сторону.
Поддержание обледеневающего самолета в равновесии, в случае
если он не оборудован автопилотом, требует от летчика больших
усилий и вызывает сильную усталость.
Причина нарушения устойчивости самолета, очевидно, заклю-
чается не только в перемещении его центра тяжести, но и в изменении
воздушного потока у крыльев и главным образом у оперения.
43
Ледяные отложения на крыльях и оперении самолета, кроме того,
увеличивают его полетный вес. В большинстве случаев увеличение веса
не играет значительной роли, так как вес льда относительно невелик.
Однако в начале полета сильно перегруженного самолета увеличение
веса может привести к вынужденной посадке.
Неопасное при горизонтальном полете увеличение веса становится
заметным при вираже. Известны случаи, когда самолет при наличии
значительных ледяных наростов продолжал беспрепятственно гори-
зонтальный полет, но на вираже соскальзывал на крыло, переходил
в вынужденный штопор и терял управляемость.
Фиг. 16. Образование изморози
на закрылке (слева) и элероне
(справа).
Фиг. 17 Обледенение стоек и расча
лок биплана.
Примером аварии самолета вследствие обледенения и потери ско-
рости на вираже может служить авария пассажирского самолета
ЮГ-1-Л-82, имевшая место в феврале 1932 г. Самолет шел на неболь-
шой высоте; войдя в зону теплого воздуха и полосу мелкого моро-
сящего дождя, он начал покрываться налетом льда. Перестал работать
указатель скорости. Самолет отяжелел, но летчик все же продолжал
полет. Когда летчик принял решение сесть, то при развороте на по-
садку самолет потерял скорость, сорвался в штопор и ударился о
землю с работающими на полном газе моторами. Экипаж получил
тяжелые ранения, л самолет был разбит. При осмотре самолета были
обнаружен большие скопления льда на крыльях и оперении (на пе-
редних кромках крыла толщина льда доходила до 10 мм, ширина ле-
дяной корки от носка крыла по верхней поверхности составляла около
500 мм, а по нижней — около 300 мм). Кроме того, тендеры лент
стабилизатора, передняя кромка киля, стекла фар, обтекатели стоек
и шторки радиатора также были покрыты льдом толщиной от 5 до 10 мм.
Случаи обледенения элеронов редки. Зарегистрирован, однако,
случай с самолетом Дуглас ДС-2, когда обледенение элеронов нарушило
управляемость и привело к тяжелой аварии и гибели экипажа.
Один из случаев образования изморози на закрылке и элероне
самолета показан на фиг. 16.
Обледенение стоек, подкосов, лент и т. п. (фиг. 17) вызывает также
увеличение лобового сопротивления и ухудшает качество самолета,
и
Дипсон при изучении явлений обледенения на самолете Дуглас М-4
выяснил, что лобовое сопротивление троса (диаметром 2—3 мм) при
образовании на нем слоя льда толщиной 12,5 мм увеличивается в
13—20 раз.
Общее сопротивление тросов и расчалок упомянутого самолета до
обледенения равнялось 11,3 кг, а после обледенения при толщине ле-
дяного нароста 12—15 мм оно достигло 180 кг.
Помимо увеличения лобового сопротивления обледенение тросов
и лент может вызвать их вибрацию, что часто возникает раньше, чем
вибрация концов крыльев и оперения самолета. Нот и Польте отме-
чают случаи вибрации расчалок с амплитудой до 50 см. Появляясь
внезапно, вибрации тросов и лент могут вызвать вибрацию всего са-
молета и привести к поломке отдельных деталей самолета и тем самым
к его аварии.
ОБЛЕДЕНЕНИЕ ВИНТА
f
При некоторых метеорологических условиях обледенение винта
представляет иногда бблыиую опасность, чем обледенение передних
кромок крыльев и оперения самолета. Образование льда на винте на-
чинается со втулки и распространяется далее по лопастям винта.
Толщина ледяного нароста уменьшается по мере удаления от втулки
к концу лопасти. Ширина ледяного нароста также неодинакова:
вблизи втулки лед распространяется довольно широко по обеим сто-
ронам от передней кромки лопасти, дальше он захватывает все мень-
шие части ширины лопасти и дальше одной трети ее длины (от втулки)
удерживается только на передней кромке, почти не выходя за пределы
узкой полоски вдоль ребра лопасти.
Степень обледенения винта и величина ледяного нароста зависят
не только от метеорологической обстановки, скорости полета, особен-
ностей данного винта (профиля дужки, конструкции втулки, материала
винта), но также и от скорости вращения винта. Чем меньше скорость
вращения, тем более вероятно обледенение винта и тем интенсивнее
оно происходит. Поэтому наиболее опасно обледенение винта на само-
летах, снабженных редукторами, понижающими число оборотов винта
по сравнению с числом оборотов мотора.
Зависимость интенсивности обледенения от окружной скорости вра-
щения лопастей винта является одной из причин уменьшения ледя-
ного нароста по мере удаления от втулки винта.
Уменьшению ледяного нароста от втулки к концам лопастей спо-
собствует также ито обстоятельство, что с увеличением окружной ско-
рости увеличивается центробежная сила, которая стремится оторвать
от лопасти образовавшийся на ней ледяной нарост. Кроме того, концы
лопастей винта, имеющие большую окружную скорость вследствие
трения их о воздух нагреваются сильнее, чем части лопастей, распо-
ложенные ближе к оси винта. Проведенные в Англии исследования
но определению температуры в разных точках лопастей винта типа
Фэри-Рит при 1100 об/мин показали, что температура концов лопастей
повышается на 14° по сравнению с температурой окружающего
45
воздуха, а температура средней части лопасти (между втулкой и
концом) — на 8°.
Повышение температуры поверхности лопастей вследствие трения
их о воздух, по нашему мнению, является причиной наблюдающегося
обледенения винта в тех случаях, когда обледенение крыльев и дру-
гих частей самолета не возникает из-за низкой температуры (особенно
при температуре ниже — 10°).
Обледенение винта представляет большую опасность, так как при
этом происходит резкое снижение его коэфициента полезного действия,
нарушается балансировка винта, что в свою очередь вызывает вибра-
цию и сильную тряску мотора. Вибрация винтомоторной группы мо-
жет вывести из строя мотор и, кроме того, если она не будет во-время
прекращена, может вызвать вибрацию всего самолета-
Кроме опасных вибраций обледенение винта может привести
к повреждению обшивки самолета отрывающимися от винта кусками
льда. Бывали случаи, когда отлетающие от винта куски льда про-
бивали дуралевую обшивку толщиной 1,5 мм.
. ОБЛЕДЕНЕНИЕ КАРБЮРАТОРА
Весьма серьезную опасность представляет образование льда в кар-
бюраторе и в трубах, подводящих смесь и воздух к цилиндрам мотора.
Обледенение всасывающего патрубка влечет к уменьшению подачи
воздуха в карбюратор и, следовательно, изменяет состав смеси;
поэтому мотор начинает работать с перебоями, мощность его снижает-
ся, а в случае сильного обледенения наступает полный отказ в работе
мотора.
Обледенение дроссельной заслонки затрудняет или полностью
устраняет возможность управления газом.
Обледенение карбюратора может возникнуть при температуре
окружающего воздуха выше 0°, т. е. при тех условиях, которые обле-
денения других частей самолета не вызывают.
Иногда небольшие изменения атмосферных условий, которые
трудно предугадать заранее, могут вызвать весьма сильное обледе-
нение карбюратора.
Образование льда в карбюраторе и всасывающей системе проте-
кает следующим образом. Горючее, поступающее из жиклеров карбю-
ратора в смесительную камеру, начинает испаряться; при этом темпе-
ратура образующейся смеси значительно понижается по сравнению
с температурой, которую имел воздух до начала испарения горючего.
Вследствие понижения температуры часть содержащихся в воздухе во-
дяных паров конденсируется. Образующиеся в системе карбюратора
капли воды при наличии отрицательной температуры образуют ледя-
ные наросты.
Если в окружающей атмосфере содержится переохлажденная
влага в,виде капель воды, то опасность обледенения увеличивается;
при соприкосновении этих капель с какой-либо деталью всасывающего
трубопровода или карбюратора часть воды превращается в лед.
Таким образом наличие в воздухе большой влажности является
решающим фактором для обледенения карбюратора.
46
При понижении атмосферного давления и при частичном прикрытии
дроссельной заслонки температура еще больше понижается, в связи
с чем опасность обледенения увеличивается.
Целый ряд проведенных исследований показал, что при отсутствии
на самолете подогрева карбюратора и при наличии большой относи-
тельной влажности воздуха обледенение карбюратора может возник-
нуть в диапазоне температур от —10 до 4-18°.
Применение подогрева воздуха или подогрева карбюратора устра-
няет вероятность обледенения при отрицательной температуре, и оно
становится возможным лишь при температуре от -}-2 до 4-16°.
На обледенение карбюратора также оказывает некоторое влияние
и степень летучести горючего. Чем выше летучесть горючего, тем
сильнее оно будет испаряться при смешении с воздухом и, следова-
тельно, тем ниже будет температура получающейся смеси.
ВЫВОДЫ
Нарушение летных качеств самолета часто становится ощутимым,
уже при нарастании льда на передних кромках крыльев до толщины
1—2 см. Указать точно толщину ледяного нароста, которая вызывает
необходимость немедленной посадки самолета, невозможно; значи-
тельную роль здесь играет вид льдообразования.
В некоторых случаях толщина ледяного нароста (на передней
кромке) в 5 см является предельной для безопасности полета; в иных
случаях возможно продолжение полета и при толщине ледяных наро-
стов в 8—10 см.
Что касается времени от начала обледенения до того момента, когда
неизбежно потребуется посадка самолета, то здесь указать какую-
либо «норму» также не представляется возможным. Был целый ряд.
случаев, когда самолет, не снабженный приспособлениями для борьбы
с обледенением, вынужден был прекратить полет уже через 5—1 минут
после начала обледенения- Почти во всех этих случаях необходимость
немедленной посадки вызывалась главным образом обледенением винта
и вибрацией самолета. При полетах в центральной части Европы
были случаи, когда в течение минуты на передних кромках крыльев
самолета нарастал лед толщиной до 7,5 см. В то же время зарегистри-
рован ряд случаев, когда обледеневший самолет продолжал нор-
мально свой полет; правда, ледяные наросты в этих случаях обычно не
превышали 1—2 см.
Так, например, при перелете т. Чкалова через Северный полюс
образовавшаяся на крыльях самолета, радиорамке и других деталях
ледяная корка толщиной до 1,5 см удерживалась весьма продолжи-
тельное время. При этом особых ненормальностей полета не наблю-
далось. Необходимо, однако, оговорить, что винт самолетат. Чкалова
был снабжен противообледенителем, который летчики включали
немедленно по обнаружении признаков обледенения винта.
Мы считаем, что наличие противообледенителей на винтах является
обязательным для всех самолетов, совершающих такие полеты, при
которых можно ожидать обледенения.
47
Наличие противообледенителей на самолетах, совершающих дли-
тельные беспосадочные рейсы и рейсы по трассе, не оборудованной
достаточным количеством посадочных площадок, является, по нашему
мнению, обязательным. На таких самолетах крайне желательно иметь
противообледенители также и на стеклах кабины летчика.
Меры для борьбы с обледенением карбюратора необходимо приме-
нять на всех самолетах. Для арктических же полетов все части само-
лета необходимо снабжать противообледенителями-
ГЛАВА 4
МЕТОДЫ ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОГО ИЗУЧЕНИЯ ПРОЦЕССОВ
ОБЛЕДЕНЕНИЯ
Научно-исследовательская работа по изучению обледенения ле-
тательных аппаратов и способов борьбы с ним ведется за границей
уже давно, но до самого последнего времени вся эта работа носила
главным образом академический характер и велась в темпах, совер-
шенно не соответствующих важности этой проблемы.
За последние годы, в связи с увеличением дальности и скорости
самолетов и усовершенствованием аэронавигационных приборов, по-
зволяющих довести технику слепого полета до высокого уровня, са-
молеты стали летать почти при любых метеорологических условиях.
Естественно, что при этом количество случаев обледенения самолетов
сильно возросло.
За последнее время случаи обледенения при различных метеоро-
логических условиях полета стали настолько часты, что явилась
необходимость тщательного изучения как самого явления обледене-
ния, так и способов борьбы с ним.
НАБЛЮДЕНИЕ ЗА ОБЛЕДЕНЕНИЕМ В ПОЛЕТЕ
Казалось бы, что лучшим методом экспериментального изучения
обледенения и испытания специальных приспособлений, предназна-
ченных для борьбы с ним, является проведение соответствующих опы-
тов во время полета на самолете. Однако изучение явления обледе-
нения на обычном самолете в воздухе в связи с рядом трудностей вы-
зывает необходимость прибегать и к другим методам, в частности,
используя для этой цели специальные аэродинамические трубы.
Основные затруднения. Проведение опытов на самолетах в натуру
представляет довольно большие трудности.
Прежде всего полет на необорудованном противообледенителями
самолете при условииях, вызывающих обледенение, является делом
весьма рискованным как для экипажа, так и для целости самого са-
молета. Если даже на самолете и имеются противообледенители,
то для того, чтобы наблюдать процесс обледенения самолета, требо-
валось бы летать в зоне обледенения, не пользуясь противообледени-
тельными средствами, по крайней мере, некоторое время, пока ледя-
ные наросты не достигнут досаточной величины.
Вначале льдообразование не представляет опасности, а дальнейшее
нарастание льда можно прекратить либо путем приведения в действие
48
противообледенителей, либо путем выхода из зоны обледенения. Если
же момент упущен и ледяные наросты достигли значительных разме-
ров, то при некоторых видах обледенения даже при наличии на само-
лете противообледенительных средств далеко не всегда удастся избе-
жать вынужденной посадки и аварии самолета.
Все существующие противообледенительные средства рассчитаны
главным образом на борьбу с обледенением именно в начальной его
стадии. Приведение в действие большинства приспособлений, после
того как лед достиг значительной величины, почти никакого эффекта
не дает. Если начавший обледеневать самолет будет продолжать по-
лет в зоне обледенения, то ледяные наросты будут все время увеличи-
ваться и почти неизбежно приведут к катастрофе. Следовательно,
изучение обледенения на самолете в воздухе не может быть доведено
до конца. Кроме того, нужно иметь в виду, что для проверки эффек-
тивности действия того или иного приспособления для борьбы с обле-
денением целесообразно оборудовать этим приспособлением только
одну половину самолета, с тем чтобы другая половина могла беспре-
пятственно подвергаться обледенению.
Серьезные затруднения проведению полетных экспериментов пред-
ставляет большое разнообразие метеорологических условий, которые
вызывают обледенение, а также их зависимость от большого числа пе-
ременных факторов: температуры, влажности, давления, осадков
и т. п. Характер влияния каждого фактора на процесс обледенения
нельзя определить из отдельных опытов, поэтому приходится прибе-
гать к методам массового эксперимента и статистики.
Экспериментированию в этой области в значительной мере мешает
отсутствие возможности составления точных прогнозов погоды, вы-
зывающей обледенение. Метеорологические условия довольно быстро
меняются, и в некоторых случаях они значительно изменяются
даже в процессе обледенения. Непостоянство метеорологических ус-
ловий особенно затрудняет проведение сравнительных испытаний
различных систем противообледенителей и выяснение влияния от-
дельных факторов на процесс обледенения-
Проведение эксперимента также представляет довольно большие
трудности. В процессе наблюдения может обледенеть и сама аппара-
тура, при помощи которой производится измерение; например, нередки
случаи неправильных показаний указателей скорости вследствие их
обледенения.
В полете не всегда удается следить за ходом обледенения отдель-
ных частей самолета; например, на самолете, имеющем верхнее рас-
положение крыла, экспериментатор не может видеть, что происхо-
дит на верхней поверхности крыла.
Образовавшиеся в полете ледяные наросты при спуске самолета
во многих случаях оттаивают вследствие попадания его в более теп-
лые слои воздуха или отскакивают от поверхности самолета во время
посадки.
Немалые затруднения представляет оборудование самолета проти-
вообледенительными устройствами, которые обычно довольно сложны
и требуют установки большого количества аппаратуры и трубопро-
Лебедев—U78—4 ' 49
водки. По этим причинам почти невозможно проведение сравнитель-
ных испытаний разных систем противообледенителей на одном и том
же самолете.
Однако, несмотря на все затруднения, которые встречаются при
проведении экспериментов с обледенением самолета в воздухе, и слож-
ность методики этих экспериментов, несомненно, эти работы проводить
нужно. Они могут дать весьма ценный материал даже при условии,
что опыты не будут доводиться до конца, а будут прекращаться или
путем выхода самолета из зоны обледенения или путем приведения
в действие противообледенительных установок в самом начале обледе-
нения.
Анкеты по обледенению и их изучение. Материал огромной ценно-
сти для изучения метеорологических условий, вызывающих обледе-
нение, может дать систематический зондаж атмосферы при помощи
самолета. Большую пользу могут принести также сведения о всех слу-
чаях обледенения самолетов. Накопление таких сведений возможно
осуществить путем массового опроса летчиков о происшедших в их
практике случаях обледенения.
Для этой цели Международная ассоциация воздушного сообщения
(IATA) в 1935 г. разработала и разослала всем гражданским авиацион-
ным обществам и военным авиационным отрядам анкеты, в которых
содержались следующие вопросы.
1. Дата и примерное местонахождение самолета в момент обле-
денения.
2. Начальные условия обледенения:
а) высота полета,
б) температура воздуха (замеренная или предполагаемая),
в) гигрометрическое состояние воздуха (если не могло быть заме-
рено, то дать приблизительную оценку — плотный туман, легкий
туман и т. п.),
г) сколько времени прошло от момента, когда самолет вошел в
облако, до начала обледенения.
3. В каких точках самолета обледенение появилось ранее всего
(верхняя или нижняя поверхность крыльев, расстояние от передней
кромки и т. д.)?
4. Были ли наросты льда на винте? Как это наличие наростов
было констатировано?
5. Имело ли место обледенение винта одновременно с обледе-
нением коробки крыльев?
6. Что замечено во время образования льда на коробке крыльев:
а) внешний вид ледяных наростов,
б) скорость образования ледяных наростов,
в) нарушение равновесия самолета,
г) было ли заедание каких-либо органов управления,
д) была ли поломка каких-либо деталей самолета,
е) прерывалась ли радиосвязь?
7. Время, в течение которого образовались ледяные наросты.
8. Увеличивались ли осаждения льда после выхода самолета из
облака? Если да, то в течение какого времени?
50
9. Летел ли самолет в атмосфере со слабой степенью гигрометрич-
ности до того, как войти в облако, в котором началось осаждение
льда, в течение какого времени и при какой температуре (замеренной
или предполагаемой)?
10. Какие эволюции предпринял летчик, чтобы прекратить обра-
зование льда?
11. Результаты обледенения:
а) какие части самолета обледенели,
б) внешний вид ледяных наростов,
в) их толщина,
г) когда и как они были замечены.
12. Каковы последствия обледенения (вынужденная посадка с ава-
рией или без аварии; возвращение к месту взлета; запоздалое прибы-
тие к месту назначения)?
13. Было ли предусмотрено наблюдавшееся обледенение метеоро-
рологическим прогнозом; чем был обоснован этот прогноз?
14. Происходило ли осаждение льда преимущественно в определен-
ных участках трассы? Каковы метеорологические характеристики
этих районов?
15. Можете ли вы дать какое-нибудь объяснение образованию осад-
ков льда в данном конкретном случае?
16. Какие защитные приспособления применяются в вашей воин-
ской части (компании) для борьбы с обледенением?
17. Каково ваше мнение об эффективности этого приспособления?
18. Имеете ли вы какое-нибудь новое предложение по защитным
мероприятиям для борьбы с обледенением?
При рассмотрении целого ряда заполненных анкет, представлен-
ных в IATA, были сделаны некоторые обобщения.
На 2-й вопрос по п. «а» в анкетах были отмечены высоты от 0 до
5000 м; по п. «б» — температуры от + 1 до — 25°; по п. «в» летчикам,
очевидно, было затруднительно давать ответ: в целом ряде анкет по
этому пункту было отмечено, что шел снег; по п. «г» ответы различные:
обледенение начиналось или сразу после того, как самолет входил
в облака, или через 10—15 минут, иногда значительно позже. Почти
все летчики отмечают, что обледенение появляется внезапно; объяс-
няется это, очевидно, тем, что летчик обращает внимание на ледяной
нарост только тогда, когда наличие его начинает сказываться на по-
лете самолета. Поэтому летчику кажется, что обледенение, начавшееся
«внезапно», сразу приняло определенную форму; в действительности же
оно происходит, очевидно, постепенно.
На 4-й вопрос большинство летчиков отвечало, что обледенение
винта они определяли только по тряске мотора или по кускам льда,
отлетавшим от винта и попадавшим на поверхность самолета.
На 5-й вопрос были получены различные ответы: в некоторых слу-
чаях обледенение винта происходило одновременно с обледенением
крыльев, в других случаях самостоятельно.
Отвечая на 6-й вопрос по п. «а», летчики описывают примерно те же
виды, которые приводят различные авторы исследовательских ра-
бот. По п. «б» так же, как и по п. «г» 2-го вопроса, большинство лет-
4*
51
чиков отмечало внезапность образования ледяных осадков. По п. «в
ответы различны: в некоторых случаях ледяные наросты (особенно
имевшие вид инея) не вызывали никакого нарушения равновесия само-
лета; в других случаях самолет становился плохо управляемым, но
благодаря принимаемым мерам летчикам удавалось в большинстве слу-
чаев сравнительно быстро выходить из зоны обледенения; в ряде слу-
чаев летчики были вынуждены вследствие нарушения равновесия са-
молета совершать посадку или возвращаться обратно к месту старта.
По п. «г» было отмечено только в единичных случаях легкое заеда-
ние органов управления. По п. «д» во всех сучаях летчики отвечали,
что им удавалось или уйти от обледенения, или во-время совершить
посадку без аварии. По п. «е» большинство летчиков отмечает, что
в зоне обледенения радиосвязь работала плохо; был слышен непрерыв-
ный шум и значительно ухудшился прием.
На 7-й вопрос ответы такие же, как и по п. «г» 2-го вопроса.
На 8-й вопрос большинство летчиков отвечает, что, как правило,
при выходе из облака ледяные наросты уменьшаются; очевидно, это
можно объяснить таянием льда или сублимацией.
На 9-й вопрос летчики обычно затрудняются дать ответ.
На 10-й вопрос летчики, самолеты которых были оборудованы
противообледенителями, отвечают, что они включали их в работу.
В тех же случаях, когда самолет не был оборудован противообледени-
телями, летчики стремились уйти из зоны обледенения, большей ча-
стью поднимаясь для этого вверх.
На 11-й вопрос по п. «а» все летчики одинаково отвечают, что про-
исходило обледенение передних кромок крыльев и оперения, затем
обледенение передних частей стоек и других выступающих деталей
(радиорамок, антенн, расчалок и тросов управления). В некоторых
случаях отмечается обледенение карбюратора. В целом ряде случаев
зарегистрировано обледенение винтов.
В.ответах на 12-й вопрос в ряде анкет отмечены вынужденные по-
садки, но благодаря своевременному прекращению полета аварий
не было; в некоторых случаях летчики были вынуждены возвратиться
к месту вылета. В некоторых анкетах отмечается опоздание прибытия
к месту назначения за счет значительного уклонения от курса для вы-
хода из зоны обледенения или для ее обхода.
На 13-й вопрос большинство летчиков отвечают, чт.о они были пре-
дупреждены метеорологическими станциями о возможности обледе-
нения на пути полета. В некоторых случаях такого предупреждения
летчики не имели.
На 14-й вопрос летчики обычно затрудняются давать ответ.
Отвечая на 15-й вопрос, летчики объясняют образование осадков
общими причинами: наличием большой влажности в виде облаков,
тумана, дождя или снег'а и температуры ниже 0°.
В ответах на 1б-й вопрос говорится об отсутствии на самолетах
защитных приспособлений или указываются в большинстве случаев
противообледенители системы Гудрич и в редких случаях — жировые
покрытия. В качестве противообледенителя на винт в большинстве
анкет упоминается жидкостный противообледенитель.
52
Отвечая на 17-й вопрос, большинство летчиков дает хорошую
оценку как системе Гудрич, так и жидкостному противообледенителю
для винта.
На 18-й вопрос летчики обычно затрудняются дать ответ или вы-
сказывают только общие пожелания.
Экспериментальные полеты на специально оборудованном самолете.
Для экспериментальных целей большие удобства представляют са-
молеты, оборудованные в виде летающих лабораторий, в которых пре-
дусмотрены возможности установки различных систем противообле-
денителей и включения и выключения той или иной секции системы
по желанию экспериментатора.
Фиг. 18. Самолет Фэйрчайльд, оборудованный для испытания моделей с
противообледенителями.
1—модель; 2—паровой нотсл для подогрева модели; 3—пульверизатор для разбрыз-
гивания воды.
Такая летающая лаборатория для проведения опытов в воздухе
была оборудована в NACA [213J. На самолете была установлена не-
сколько видоизмененная модель крыла Кларк У (фиг. 18), снабженная
приспособлением для борьбы с обледенением по термическому методу.
Передняя кромка модели крыла металлическая. Модель крепилась
при помощи стоек и расчалок к фюзеляжу и крылу самолета.
На самолете установлена аппаратура, позволяющая воспроизво-
дить вблизи модели атмосферные условия, аналогичные тем, при ко-
торых происходит обледенение самолета. Для этрй цели на расстоянии
примерно 1,2 м от носка модели помещалось специальное разбрызги-
вающее сопло, в которое по трубкам подавалась вода из-помещенной
53
на самолете соответствующей установки. Это давало возможность во
время полета обрызгивать модель крыла каплями воды. Размер капель
мог варьироваться путем применения различных разбрызгивающих
сопел. Устройство приводилось в действие сжатым воздухом. Прове-
дение опытов на таком самолете устраняет зависимость от погоды,
как это имеет место при проведении опытов с обледенением самолета
в естественных условиях обледенения.
Фиг. 19. Обледеневшая модель крыла на самолете Фэйрчайльд.
Недостаток установленного на самолете «Фэйрчайльд» разбрыз-
гивающего приспособления заключался в том, что капли воды можно
было получать только ограниченных размеров. Крупных переох-
лажденных капель дождя, которые так легко вызывают обледенение
самолетов, к сожалению при помощи этой установки получить не пред-
ставлялось возможным. Кроме того, за незначительное время нахо-
ждения капель в холодном воздухе они не успевают настолько переох-
ладиться, чтобы температура их была близка к температуре сильно
переохлажденных капель дождя, вызывающих наиболее интенсивное
обледенение.
На фиг. 19 показан самолет с обледеневшей моделью крыла после
возвращения из испытательного полета.
Во время всех опытов ледяные наросты на модели крыла имели
вид прозрачной ледяной корки. ч
Использование самолета в качестве летающей лаборатории весьма
важно для изучения явления обледенения и для проверки способов
борьбы с ним. Такие исследования необходимо проводить регулярно,
54
особенно если все приспособления сконструированы таким образом,
что без особых затруднений возможны испытания на одной и той же
модели крыла различных способов борьбы с обледенением.При помощи
такой лаборатории можно получить весьма ценный материал, который
позволит сделать ряд очень важных выводов.
Естественно, что по наблюдаемому обледенению модели крыла
нельзя в точности нарисовать картину обледенения крыла самолета
в натуре, однако несомненно, что эти эксперименты по сравнению с
другими дают возможность наибольшего приближения к действитель-
ным условиям.
Если такой самолет снабдить надежным противообледенительным
устройством, то наблюдения над моделью крыла можно перенести в дей-
ствительные условия, отказавшись в этом случае от искусственной
разбрызгивающей системы.
ЭКСПЕРИМЕНТЫ В АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ТРУБАХ
Аэродинамическая труба-холодильник NACA. Мысль использо-
вать аэродинамическую трубу для проведения в ней опытов с обледе-
нением самолетов возникла еще в 1923 г. в США. В 1925 г. на аэро-
дроме Мак Кук Филд была установлена небольшая аэродинамическая
труба с холодильником, которая предназначалась для изучения влия-
ния обледенения трубок Пито на показания указателей скорости.
В 1930 г. в аэродинамической лаборатории NACA была построена
и пущена в работу специальная аэродинамическая труба-холодиль-
ник для изучения обледенения самолета и различных методов борьбы
с ним.
Как видно из фиг. 20,—это труба замкнутого типа с открытой рабо-
чей частью. Размеры трубы: длина Р/2 м, диаметр рабочего сечения
0,152 м. Труба изготовлена из металла с теплоизоляцией из пробки
и дерева.
Температура воздуха в трубе регулируется при помощи притока
охлажденного рассола, проходящего через небольшие пустотелые
металлические поворотные лопасти (флюгарки), установленные в из-
гибах трубы. Охлаждение рассола происходит при помощи холодиль-
ного аппарата промышленного типа.
Для создания атмосферных условий, при которых происходит об-
леденение самолета, в воздушный поток вводится холодная вода,
которая разбрызгивается при помощи четырех сопел (фиг. 21), уста-
новленных вблизи оси трубы на расстоянии 40—50 см от рабочего
сечения.
Вода содержится в изолированном закрытом баке, снабженном ука-
зателем уровня воды и змеевиком с рассолом для ее охлаждения.
В сопло вода поступает под давлением уже в охлажденном состоянии.
Для того чтобы на змеевике не намерзал лед, вода в баке постоянно
перемешивается путем ввода внутрь бака через специальную трубку
сжатого воздуха, который вызывает движение воды. Количество рас-
пыляемой воды и величина ее капелек, поступающих в аэродинамиче-
скую трубу, регулируются путем подбора соответствующего давления
воды и воздуха в соплах. Регистрация температуры во время опыта про-
55
изводится при помощи комплекта термометров сопротивления, поме-
щенных в водяном баке, во впускной трубке, подводящей воду к соп-
лам, и в камере для испытаний.
Йчка и.
iu/ныи
• \ клапан
Подача. \ __Манометр
сЛагпого* <П Я V
I
Фиг. 20 Схема аэродинамической трубы-холодильника 'лаборатории
NACA.i
Фиг. 21. Разрез разбрызгивающего сота.
Испытания производились с деревянной моделью крыла типа
Кларк. Длина модели равнялась 300 мм, хорда крыла — около 75 мм.
Целью этих экспериментов служило выявление качества различ-
ных химических покрытий как средства борьбы с обледенением само-
лета. При всех опытах испытуемым веществом покрывалась одна по-
ловина крыла; другая половина оставалась чистой, что давало возмож-
ность путем сравнения льдообразований на обеих половинах опреде-
лить эффективность действия того или иного химического покрытия.
В результате было установлено, что характер льдообразований за-
висит главным образом от количества воды, поступающей в трубу в еди-
ницу времени. В том случае, если вода вводилась в виде струи, состоя-
щей из крупных капель, льдообразование на модели получалось
весьма отличным от той формы, которая получается на крыле самолета
во время полета в действительных условиях обледенения. Распыление
воды очень мелкими каплями оказалось вполне удовлетворительным
и позволяло получать равномерное распределение этих капель в потоке
воздуха при любой скорости подачи воды. Все дальнейшие испы-
тания и производились с таким распылением воды при скорости воз-
душного потока 31 MfceK.
После того как в трубе была получена форма льдообразования,
близкая к наблюдаемому в действительных условиях, был поставлен
целый ряд опытов, во время которых одна половина модели покрыва-
лась различными веществами, уменьшающими прилипаемость льда
к поверхности самолета, или веществами, понижающими температуру
замерзания воды.
Аэродинамическая труба-холодильник Корнельского университета.
Схема этой трубы изображена на фиг. 22. Рабочая часть трубы круглая
с диаметром 0,076 м. Труба имеет двойные металлические стенки,
в пространстве между которыми циркулирует воздух, приводимый
в движение вентилятором. Воздух охлаждается холодильной батареей.
Необходимая для опытов влажность воздуха достигается при помощи
испарителя, снабженного двумя электрическими нагревателями. Тре-
буемая температура воздуха поддерживается регулировкой нагре-
вания.
Для измерения температуры имеются три электротермометра со-
противления (в воде, в трубке, соединяющей испаритель с камерой,
и в рабочей части трубы). Во время работы трубы в испарителе поддер-
живается определенная температура поверхности воды, так что дав-
ление водяного пара, находящегося в равновесии с поверхностью
воды, имеет также некоторое определенное значение, соответствующее
данной температуре. Соприкосновение пара с находящимися в потоке
трубы ядрами конденсации вызывает образование капель. Эти капли
по инерции отбрасываются в углы трубы и оседают там, вследствие
чего воздух очищается от ядер и давление пара в трубе становится
равномерным и равным давлению пара в испарителе над поверхностью
воды.
В. Гирр и М. Скотт проводили в этой трубе опыты по обледенению
части небольшой стойки обтекаемой формы. Во время опытов,
примерно через 35 минут, получались ледяные наросты кристалличес-
кого вида.
Впоследствии для изучения образования льда из капель в конст-
рукцию трубы были введены некоторые дополнения. В трубке, соеди-
няющей аэродинамическую трубу с испарителем, был установлен рас-
пылитель воды с электронагревателем для предупреждения замер-
зания воды в канале. Кроме того, вне воздушного потока был установ-
лен добавочный электротермометр, позволяющий контролировать тем-
пературу в трубе во время опытов. Сосуд для воды был помещен внутри
57
испарителя. В воду для поддержания низкой температуры клался лед.
Для определения температуры распыляемой воды у входа в распыли-
тель был также установлен электротермометр. Путем воспроизведе-
ния различных атмосферных условий опыта в этой трубе удалось по-
лучить ледяные отложения различной формы.
Кроме этих опытов Скотт проводил также опыты по изучению во-
просов теплоотдачи испытуемых моделей и, в частности, определение
коэфициентов теплоотдачи вдоль
1 _ крыла самолета. Величина
J этих коэфициентов позволяет
f подсчитать количество тепла,
/ которое необходимо для поддер-
\ жания на поверхности крыла
самолета температуры, препят-
’ ствующей образованию ледяной
Фиг. 23. Схема модели крыла Гир корки или растапливающей уже
и Скотта. образовавшийся ледяной на-
рост.
Опыты показали, что скорость потока воздуха в трубе очень мало
влияет на характер обледенения модели.
58
Схема модели крыла, с которой проводили свои опыты В. Гирр
и М. Скотт, изображена на фиг. 23. Цифрами 7, 2 и 3 обозначены уз-
кие металлические полоски, врезанные вдоль крыла. Эти полоски рас-
положены: первая — вблизи ребра атаки, на грани передней кромки
крыла, вторая — в том месте, где ордината профиля имеет максималь-
ное значение, и третья — вблизи задней кромки крыла. Во время опы-
тов в аэродинамической трубе измерялась температура поверхности
этих полосок; измерения производились при помощи термопар. Тем-
пература поверхности полосок поддерживалась во время опыта по-
стоянной и путем замера расхода потребного для этого количества
тепла определялось количество тепла отдаваемое поверхностью по-
лосок.
/ Фиг. 24. Модель крыла, применявшаяся в опытах Теодорсена и Клей.
Следует отметить, что эти опыты проводились в очень небольшой
трубе с малой моделью крыла, т. е. при малых числах Рейнольдса,
весьма далеких от натуры. Зависимость теплоотдачи от скорости по-
тока не определялась.
Изучение теплоотдачи крыла в NACA. Исследования, связанные
с термическими методами борьбы с обледенением, проводились также
в NACA/Для этой цели была использована обычная аэродинамическая
труба, в которой производятся испытания моделей самолетов. Сече-
ние рабочей части этой трубы 0,61 х 1,21 м, максимальная скорость
потока 36,4 м!сек.
Опыты в этой трубе были поставлены Теодорсеном и Клей [213]
с целью определения теплоотдачи крыла. Они определили харак-
тер изменения величины коэфициента теплоотдачи вдоль хорды
крыла при пользовании антиобледенительным приспособлением, ос-
нованным на термическом методе борьбы с обледенением самолета.
59
Для испытаний был взят профиль крыла Кларк У, который яв
ляется типичным для большинства применяемых в США крыльев.
Модель крыла была изготовлена из латуни и состояла из отдельных
четырех частей, изолированных деревянными перегородками, идущими
вдоль размаха (фиг. 24). Размах модели 292 мм\ хорда 254 мм.
Модель монтировалась в аэродинамической трубе между двумя
большими перегородками, установленными вдоль трубы, с целью наи-
более точного воспроизведения двухмерного потока.
В каждой части крыла вдоль размаха было сделано по два отвер-
стия: одно для установки электронагревательного прибора и другое
--------------------—— для установки термопары.
Каждый нагревательный при-
бор состоял из нескольких
витков нихромовой проволоки,
намотанной на небольшой стер-
жень из искусственного корунда.
С целью уменьшения потери
тепла края приборов были за-
крыты асбестом. К нагреватель-
ным приборам подавалось пи-
тание от источника постоянного
тока в 110 в и регулировалось
отдельными реостатами для каж-
дой из четырех частей крыла.
Схема проводки показана на
фиг. 25.
Четыре медно-константано-
вые термопары были изготов-
лены из толстой проволоки и
соединены с милливольтметром
при помощи ртутных переключателей, что было сделано с целью
возможно большего понижения сопротивления цепи.
При проведении опытов температуры воздушного потока и поверх-
ности крыла поддерживались постоянными, Причем разница между
ними была около 30°.
Поддержание равномерной температуры по всей поверхности каж-
дой части крыла легко достигалось, по мнению авторов, благодаря
тому, что эти части были изготовлены из сплошных кусков металла.
Они считали, что вследствие получающейся при этом большой тепло-
проводности крыла при незначительной теплоотдаче его поверхности
разница температур между отдельными точками каждой части крыла
очень мала и ею можно пренебречь. Следовательно, термопара, поме-
щенная в любой точке части крыла, должна показывать истинную тем-
пературу ее поверхности. Однако это утверждение авторов не обосно-
вано и требует экспериментальной проверки.
При пользовании чувствительным милливольтметром ошибки
в показаниях, по утверждению авторов, не превышали 0,4°. При
разнице температур крыла и воздушного потока на 30° величины оши-
бок в измерениях лежали в пределах 1,3%.
GO
Передача тепла от одной части крыла к другой предотвращалась
тем, .что температура всех частей поддерживалась во время опыта
одинаковой. Потеря тепла через деревянные концевые части была
весьма незначительной, и поэтому при подсчетах принималось, что вся
мощность, затрачиваемая на поддержание постоянства температуры,
расходуется вследствие отдачи тепла с поверхности крыла, находя-
щегося в воздушном потоке.
Все испытания производились при скоростях потока от 64 до
128 км/час при установке модели под углами атаки 0, 5, 12 и 18°.
„К сожалению, во время опытов определение теплоотдачи произво-
дилось лишь в небольшом количестве точек, так как эксперимента-
торы стремились-определить лишь общее количество тепла, требую-
щегося для поддержания определенной температуры на передней
кромке крыла. Влияние же изменения кривизны носка профиля на
теплоотдачу не определялось.
С целью проверки точности полученных результатов и для полу-
чения определенного критерия для сравнения результатов испытаний
различных моделей, в трубе был испытан также цилиндр, изготовлен-
ный из латуни; боковая поверхность цилиндра была приблизительно
равна площади передней части крыла.
Результаты испытаний модели крыла Кларк и сравнение резуль-
татов с испытанием цилиндра см. стр. 92.
Аэродинамическая труба фирмы Гудрич- В 1935 г. в США фирма
Гудрич (Goodrich), изготовляющая пневматические противообледени-
тели на крылья и оперение самолета, построила специальную аэроди-
намическую трубу для изучения вопросов, связанных с обледенением
самолета, и для проверки эффективности действия противообледени-
телей, вырабатываемых фирмой.
Эта труба, по сравнению с описанными выше трубами, представ-
ляет собой значительный шаг вперед. Сечение ее рабочей части 900 х
X 450 мм; скорость потока в трубе может быть доведена до 40 м/сек
и температура до — 30°.
Размеры трубы позволяют проводить в ней эксперименты со срав-
нительно большими моделями отсеков крыльев и стабилизаторов,
стоек и с другими более мелкими деталями в натуральную величину.
Схема аэродинамической трубы изображена на фиг. 26.
Труба оборудована всеми установками, необходимыми для вос-
произведения условий, вызывающих обледенение самолета.
Подготовка трубы к опытам (охлаждение воздуха) начинается за
24 часа до момента проведения опыта. За это время винт вращается
на малых оборотах и воздух, проходя между холодильными трубами,
постепенно охлаждается. Модель помещается в трубу приблизительно
за час до начала опыта, с тем чтобы температура ее поверхности срав-
нялась с температурой воздуха в трубе.
Внутри модели смонтирован электрический подогреватель, изоли-
рованный с задней стороны асбестовой прокладкой. Во время опыта
к распылителю, находящемуся на расстоянии 1,2 м от модели, под
давлением подаются вода и сжатый воздух, который распыляет водя-
ся
ную струю. Образующиеся мельчайшие водяные капли уносятся
потоком в рабочую часть трубы.
Во время первой серии опытов льдообразование на передней кромке
крыла доводилось до некоторой определенной толщины и замерялось
к •* «
q.
и--
g I «
£ = □
потребное для этого
время. Затем вклю-
чался подогреватель,
который работал до
тех пор, пока ледя-
ной нарост не уни-
чтожался. Замеря-
лись продолжитель-
ность оттаивания ле-
дяного нароста и рас-
ход электроэнергии.
При второй серии
опытов нагреватель
пускался в ход одно-
временно с впуском в
трубу распыленных
капель воды.
Проводивший эти
опыты д-р Гросс в
результате определил
коэфициенты теплоот-
дачи в разных точках
поверхности крыла
при различных атмо-
сферных условиях и
разных скоростях по-
тока в трубе.
В этой же трубе
Гросс проводил свои
опыты по испытанию
первых пневматиче-
ских противообледе-
нителей, известных
ныне как противооб-
леденители системы
Гудрич.
Аэродинамическая
труба Геттингенского
авиационного инсти-
тута. ОпытыРит-
обледенения в Геттингенском
ц а. С целью изучения явлений
авиационном научно - исследовательском институте построена
аэродинамическая труба низких температур (фиг. 27). Кон-
струкция трубы обеспечивает точность регулирования скорости в
весьма большом диапазоне, имеет хорошее распределение скоростей
62
в рабочей части и постоянство перепада статического давления по се-
чению. В ней могут быть созданы любые условия температур и влаж-
ности, которые вызывают обледенение в естественных условиях,
и воспроизведены любые виды конденсации, имеющие место в атмо-
сфере.
Эта труба позволяет изучать процессы обледенения, конденсации,
теплопередачи и проверять методы метеорологических измерений и ра-
боту антиобледенителей, а также работу авиационных приборов в раз-
личных условиях.
В целях обеспечения точного регулирования температуры труба
сделана с закрытой рабочей частью, так как в трубах с открытой рабо-
чей частью на границе потока происходят возмущения температур-
ного и скоростного характера, вызываемые расширением свободной
струи.
Фиг. 27. Аэродинамическая труба низких температур Геттингенского
института.
1—камера выравнивания; 2—спрямляющая решетка; 3—распылитель; 4—рабочая
часть; 5—модель; 6—вентилятор; 1—мотор; 8—направляющие лопатки; 9—холо-
дильная установка.
Рабочая часть этой трубы имеет прямоугольное поперечное сече-
ние. Воздух засасывается в нее через спрямляющую решетку с квад-
ратными ячейками при помощи винта с лопастями неизменяемого
шага (для устранения закручивания струи имеется контрпропеллер).
Далее поток направляется в обратный канал, откуда идет сначала
в охладительную камеру, оборудованную аммиачной холодильной
установкой, а затем в камеру выравнивания, находящуюся перед
спрямляющей решеткой.
Температура воздуха может быть доведена до —30°. Труба об-
шита со всех сторон теплоизолирующим слоем из пробковых листов
толщиной 20 см.
Перед спрямляющей решеткой и за ней установлено приспособ-
ление для образования тумана. Большое число сопел особой конструк-
ции обеспечивает равномерное распределение в воздушном потоке
любого количества водяных капель любой величины. Установка дает
так же возможность получения капель переохлажденной воды.
63
В этой трубе Ритц (L. Ri tz) провел интересную экспериментальную
работу по изучению различных видов льдообразования и их влияния
на летные качества самолета [ 193]. Опыты проводились с моделью
крыла при скорости потока 100 м/сек.
Во время опытов производилась киносъемка модели крыла в
трубе, что позволило проследить за процессом нарастания льда. На
фиг. 28 показаны различные стадии этого
процесса.
Учитывая характер ледяных отложений,
Ритц подсчитал, что для самолета HS-124
при условии довольно значительного обле-
денения с образованием ледяной корки
толщиной от 2 до 4 см вес самолета уве-
Фиг. 28. Различные
моменты обледенения
модели крыла.
личивается примерно на 190 кг. При полетном весе самолета HS-124
в 7,5 т увеличение веса на 190 кг само по себе не является опасным.
Гораздо большее значение имеет ухудшение аэродинамических свойств
самолета за счет искажения формы профиля крыла и оперения.
На фиг. 29 показаны две поляры: поляра самолета до обледе-
нения и поляра самолета с обледеневшими крыльями и оперением.
Уменьшение скорости полета обледеневшего самолета сравнительно
невелико, но самолет может потерять управляемость и сделаться
неустойчивым. В некоторых случаях, как показали опыты в аэроди-
намической трубе, образование ледяных наростов между неподвижной
64
Фиг. 30. а — предкрылок открыт и б — предкрылок из-за
обледенения не может быть открыт.
Фиг. 31. с — чистый лед; б — изморозь; в — иней.
Фиг. 32. Отложение чистого льда.
Фиг. 33. Снимок в гидроканале. Поток, обтекающий обледеневшее
крыло.
«—чистый лсд; б—изморозь.
Лебедев—0 7 3—5
65
Фиг. 34. Поляры самолета при раз-
личных видах обледенения.
Фиг. 35. Зависимость количества оседающих на по-
верхности цилиндра капель от скорости потока и раз-
мера капель (ь) в процентах от числа капель, сталкиваю-
щихся с поверхностью цилиндра.
66
и подвижной частями оперения делало невозможным управление ру-
лями. Аналогичное явление наблюдалось и с предкрылком. На
фиг. 30, а изображена модель крыла с предкрылком до обледенения;
на фиг. 30, б — та же модель после образования ледяных наростов,
жесткосоединивших между собой предкрылок и переднюю часть крыла.
Такого рода обледенение лишает летчика возможности управления
Фиг. 36. Ледяные наросты
на моделях крыльев раз-
личной толщины.
предкрылком.
На фиг. 31 показаны три основных вида
ледяных наростов: чистый стекловидный
лед, изморозь и иней. Снимок одного из
случаев образования чистого льда приве-
ден на фиг. 32.
Различные виды ледяных наростов,
как было упомянуто выше, по-разному
влияют на изменение потока вокруг кры-
ла. На фиг. 33 приведены снимки пото-
ка. обтекающего модель крыла, на перед-
ней кромке которого в одном случае обра-
зовался чистый лед, в другом — иней.
Фиг. 37. Ледяные наросты на моде-
лях крыльев профиля NACA 2412
с различными хордами.
На фиг. 34 показаны поляры, соответствующие названным выше
трем видам обледенения, и поляра крыла, свободного от льдообразо-
вания- Из сравнения этих поляр видно, что наибольшее ухудшение
качества получается при образовании изморози. Обледенение же
в виде чистого льда на некоторых углах дает даже меньшее ухудшение
качества, чем иней. Последнее не соответствует установившемуся
представлению о влиянии того или иного вида обледенения на изме-
нение лобового сопротивления самолета.
Во время полета сквозь дождь или туман самолет сталкивается
с большим числом водяных капель, однако не все капли осаждаются
5*
67
на поверхности самолета. Некоторые мелкие капли «обтекают» крыло
вместе с потоком воздуха, не осаждаясь на его поверхности. В этом
отношении довольно интересные результаты были получены в опытах
Ритца.
В аэродинамической трубе были испытаны два цилиндра диамет-
ром 0,5 м и 1 м при различных скоростях потока, в который вводи-
лись водяные капли разного размера, т. е. создавались условия,
соответствующие дождю, мороси или туману. Опыты показали, что
при наличии Дождя и при большой скорости потока на цилиндре оса-
ждаются почти все сталкивающиеся с ним капли (фиг. 35). Во время
Фиг. 38. Ледяные наросты.
а—на антенне; б—на масляном радиаторе; в—на трубке Пито; г—на трубке
Вентури.
тумана, когда капли влаги очень малы, на поверхности оседает лишь
небольшая часть капель (не более 20%). Далее, из кривых видно,
что на цилиндре меньшего диаметра оседает относительно большее
число капель. Проводя аналогию с крылом, можно сделать вывод,
что тонкое крыло обледеневает сильнее, чем толстое, что было уже
отмечено выше (см. главу 2). Этот вывод целиком подтверждается
и опытами с моделями крыльев различной толщины, изображенных
на фиг. 36.
В этих опытах профиль крыла во всех случаях был взят один
и тот же, NACA 2412, но в различном масштабе: с хордой 25, 50,
100 и 200 см. Образование льда на всех моделях происходило в одних
и тех же условиях. Из рассмотрения ледяных наростов (фиг. 36)
видно, что на тонком профиле образование льда больше, чем на тол-
стом; относительная величина ледяного нароста уменьшается по мере
68
увеличения толщины крыла. Форма ледяных наростов также меняется
в зависимости от толщины профиля крыла.
На фиг. 37 изображены четыре упомянутые модели после обледе-
нения; для наглядности рисунки приведены к одному размеру. Как
видно из фигуры, формы ледяных наростов сильно отличаются одна от
другой.
Таким образом опыты Ритца еще раз показали, что характер и вид
льдообразования зависят не только от метеорологических условий,
при которых протекает обледенение, но и от профиля и от величины
хорды крыла самолета.
Фиг. 39. Снимок потока, обтекающего трубку Вентури (в гидроканале),
я—до обледенения; б—после обледенения.
Это обстоятельство приводит к выводу, что чем меньше числа Рей-
нольдса при проведении опыта с моделью в аэродинамической трубе,
тем меньше можно рассчитывать на получение ледяных наростов на
модели, соответствующих действительному льдообразованию на само-
лете. Такой вывод подтверждает важность проведения опытов с обле-
денением самолета в натуре.
Кроме модели крыла в аэродинамической трубе были проведены
опыты с обледенением некоторых деталей самолета. На фиг. 38 изоб-
ражены ледяные наросты, образовавшиеся на антенне, масляном
радиаторе, трубке Пито и на трубке Вентури. На фиг. 39 показаны
снимки потока, обтекающего трубку Вентури с льдообразованием
и без него (испытывалась трубка, разрезанная вдоль на две половины).
ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОЕ ИЗУЧЕНИЕ ПРОЦЕССОВ ОБЛЕДЕНЕНИЯ ПРИ
ПОМОЩИ ВОЗДУШНЫХ ЗМЕЕВ, РАДИОЗОНДОВ, НАЗЕМНЫХ СРЕДСТВ
ПЕРЕДВИЖЕНИЯ И НА ВЫСОКОГОРНЫХ СТАНЦИЯХ
Кроме рассмотренных методов изучения обледенения весьма цен-
ный материал могут дать подъемы воздушных змеев, аэростатов и ра-
диозондов, а также испытания на специальных установках (на аэро-
санях, автомобилях и поездах).
Подъемы змея позволяют получить характеристику ус-
ловий и состояния атмосферы в нижних слоях; с этой точки зрения
они являются незаменимыми. Конструкция змея для подъема на не-
большую высоту (примерно До 1 км) очень проста. Подъем и спуск
69
змея совершаются очень быстро и позволяют в течение дня провести
большое количество различных измерений.
Подъем воздушных змеев на высоту выше I км становится затруд-
нительным, а на высоту более 3000 м — очень трудным.
При помощи змейковых подъемов можно получить данные о верти-
кальном распределении температур, влажности и скорости ветра при
тех или иных осаждениях льда на проволоке змея, на самом змее
и на прикрепленных к нему приборах.
Для констатации явления обледенения достаточно продержать
змей в облаках в течение 5—10 минут. За это время можно
обнаружить явление обледенения по ряду признаков, даже не сматы-
вая трос.
К сожалению, условия, при которых происходит осаждение льда
на воздушном змее, стоящем неподвижно над землею, значительно
отличаются от условий обледенения самолета, летящего с большой
скоростью. Как мы указывали выше, скорость самолета имеет значи-
тельное влияние на интенсивность обледенения самолета и даже на
самую форму обледенения. Кроме того, следует иметь в виду, что не
всегда при атмосферных условиях, вызывающих обледенение крыла
самолета, наступает обледенение других частей (стоек, тросов и т. п.).
При некотором сочетании атмосферных условий может случиться
так; что, наоборот, тросы и стойки обледенеют значительно сильнее,
чем крылья самолета. Это обстоятельство не дает уверенности в том,
что метеорологическая обстановка, вызвавшая обледенение воздуш-
ного змея, будет соответствовать условиям, при которых происходит
обледенение самолета.
Недостатком метода изучения обледенения при помощи змейковых,
подъемов является и то обстоятельство, что при сматывании троса
воздушный змей и приборы проходят через нижние слои атмосферы
которые могут в той или иной мере повлиять на изменение ледяных
отложений на тросе.
Несмотря на эти недостатки воздушных змеев как средства для изу-
чения явлений обледенения самолетов, экспериментальные работы
с подъемами воздушных змеев надо расширять. Нельзя не согласиться
с мнением проф. Молчанова, который считает, что воздушные змеи це-
лесообразно иметь на каждом аэродроме и производить их регуляр-
ные подъемы.
Другим средством для изучения атмосферы, аналогичным воздуш-
ному змею, является змейковый аэростат. Змеи, как
мы указывали, могут подниматься только на небольшую высоту;
аэростат же с изменяющимся по мере подъема на высоту объемом
может подняться на значительную высоту (до 7000 л/).Однако подъемы
аэростатов очень сложны и требуют больших затрат.
Прекрасным прибором для изучения явления обледенения может
служить радиозонд. К сожалению, до настоящего времени метод
изучения обледенения при помощи радиозондов еще недостаточно раз-
работан; в этом направлении ведутся работы в Аэрологическом инсти-
туте Главной геофизической обсерватории, который разрабатывает
конструкцию специального радиозонда.
70
Подъем радиозонда может быть совершен на группе из 15—20
шаров, которая, имея большую поверхность, очень чувствительна
к явлениям обледенения. По вертикальной скорости такой гирлянды
шаров можно судить об обледенении.
Проф- Молчанов указывает, что в некоторых случаях процесс об-
леденения гирлянды вызывал резкое снижение вертикальной скорости
(до 50—60%). Пройдя же слой облаков, она на высоте 5—6 км снова
начинала быстро двигаться выше. Этот дальнейший подъем гирлянды
объясняется оттаиванием образовавшегося на ней льда.
В некоторых конструкциях радиозондов проф. Молчанова в ка-
честве устройства, сигнализирующего о начавшемся процессе обледе-
нения, применяется трубка Пито, весьма чувствительная к обледене-
нию. Во время обледенения образующийся на трубке лед замыкает
электрическую цепь, включая этим радиопередатчик, который начи-
нает давать сигнал.
Фиг. 40. Образец записи радиометеорографа.
Радиозонды применяются также и за границей. Большие успехи
в этом отношении достигнуты в США метеорологической обсервато-
рией Гарвардского университета, которая при помощи радиометео-
рографа производит систематическое изучение явления обледенения .
Общий вес этого радиометеорографа с баллоном и снаряжением
составляет 866 г, объем баллона 1,250 л<3.
На фиг. 40 показан образец записи метеорографа (давление воз-
духа, температура и влажность). По кривой давления грубо можно
определить изменение высоты подъема.
Как видно из кривых, через некоторое время после запуска радио-
метеорограф перестал подниматься вверх (вследствие обледенения)
и пошел вниз примерно с той же скоростью, какой была и скорость
подъема. Объяснить этот спуск наличием в атмосфере нисходящих
потоков воздуха нельзя, так как кривая изменения давления слишком
резко изгибается.
Далее, характер кривых показывает, что через некоторый промежу-
ток времени после того как баллон при снижении вошел в слой воздуха
с более высокой температурой, образовавшаяся на нем ледяная корка,
очевидно, растаяла и баллон снова начал подниматься вверх.
Фиг. 40 дает только общее представление об атмосферных условиях
при подъеме радиометеорографа. После соответствующей обработки
71
этих кривых вырисовывается картина состояния атмосферы и метео-
рологических условий, вызывающих обледенение системы, а также и
условий, способствующих таянию ледяных наростов.
Экспериментальные исследования процессов обледенения, неви-
димому, можно проводить на специально оборудованных аэросанях,
автомобилях и т. п. Для этой цели они должны быть снабжены устрой-
ством для установки модели и аппаратом, позволяющим во время дви-
жения разбрызгивать перед моделью переохлажденные водяные капли.
Установка должна быть такова, чтобы можно было создать капли
различных диаметров, от малых, соответствующих туману, до нор-
мальных капель, соответствующих крупным каплям переохлажденного
дождя- Проведение испытаний на аэросанях, автомобилях или плат-
форме поезда целесообразно даже и при отсутствии установки для ох-
лаждения капель, но в соответствующих метеорологических условиях.
Недостаток этого метода исследований заключается в том, что
таким путем можно изучать явления обледенения только непосред-
ственно у земли.
За последние годы во Франции и в США стали проводиться система-
тические наблюдения явлений обледенения на высокогорных
станциях.
Во Франции Комитет по изучению обледенения, созданный
в 1935 г. под председательством члена Академии наук Фабри, органи-
зовал систематическое исследование вопросов, связанных с обледе-
нением самолетов. Наблюдения проводятся на вершине горы Пюи
де Дом (1600 м), которая большую часть года находится в облаках;
количество облачных дней в году на ней доходит до 200 и более. Ско-
рость ветра на вершине горы достигает 40 м/сек; температура воздуха
большую часть года отрицательная- Эта станция оборудована всеми
необходимыми приборами и установками. На специальном орудийном
лафете установлен мотор с винтом. В нескольких метрах от винта
помещается установка с испытуемой деталью.
В США подобная станция для изучения явления обледенения в есте-
ственных условиях находится на горе Вашингтон. (
Естественно, что при опытах с обледенением на высокогорных стан-
циях нельзя получить полного воспроизведения условий обледенения
самолета, однако все же этот метод, безусловно, заслуживает внимания-
Основное преимущество его заключается в возможности проведе-
ния длительных и систематических наблюдений для определения если
не с количественной, то по крайней мере с качественной стороны за-
кона распределения ледяных наростов в зависимости от формы испыту-
емой детали, материала, из которого она изготовлена, состояния по-
верхности, окраски и пр.
Наиболее целесообразный метод изучения явления обледенения
рисуется нам как комбинированный: ^предварительные исследования
в аэродинамической трубе или на высокогорной станции, 2) оконча-
тельные исследования на борту самолета в воздухе на специальных
испытательных самолетах и 3) анализ статистического материала
(анкет).
72
ГЛАВА 5
ПАССИВНЫЙ МЕТОД БОРЬБЫ С ОБЛЕДЕНЕНИЕМ САМОЛЕТА
Пассивный метод борьбы с обледенением самолета применим в том
случае, если летчик, помимо высокой техники пилотирования, умеет
правильно использовать все те возможности, которые дают ему для
этого современные знания физико-метеорологических явлений в атмо-
сфере. На основе изучения синоптических карт и полученных метео-
рологических сводок перед полетом летчик должен выбрать наиболее
благоприятный маршрут. В случае же возникновения в полете угро-
жающих метеорологических условий он должен быстро проанали-
зировать создавшуюся обстановку и найти правильное решение,
каким путем перевести самолет в зону, где обледенение не только
прекратится, но и уже образовавшиеся ледяные наросты растают.
Таким образом пассивный метод борьбы с обледенением сводится
по существу к решению двух задач: 1) как избежать обледенения и
2) как прекратить уже начавшееся обледенение при отсутствии на
самолете противообледенительных приспособлений. Если при реше-
нии второй задачи основную роль играет опыт летчика, то при ре-
шении первой задачи, кроме опыта, необходим еще некоторый ком-
плекс знаний, связанных со штурманской службой.
Условия, при которых происходит обледенение самолета, как
упоминалось выше, еще недостаточно изучены; их сложность и много-
образие не позволяют высказать какие-либо точные указания, кото-
рыми летчики могли бы руководствоваться в своей практике по
борьбе с обледенением.
Тем не менее некоторые советы общего характера мы постараемся
здесь привести.
Подготовка к полету. Перед полетом необходимо подробно озна-
комиться с последними сводками о состоянии погоды по маршруту
полета и в непосредственно прилегающих к нему районах. В част-
ности, необходимо составить- себе ясное представление о положении
теплых и холодных фронтов и об их распространении по высоте.
Эти сведения окажутся необходимыми в том случае, если обстоя-
тельства полета заставят летчика изменить курс. На основе анализа
погоды нужно заранее предусмотреть возможное изменение ее по
маршруту и наметить пути устранения обледенения в самом начале
его возникновения. Должны быть предусмотрены все возможные
неблагоприятные обстоятельства, и выход из них всегда должен
быть гарантирован. Летчик должен определить зоны возможного
обледенения на пути полета и решить, может ли он их обойти,
а если это вызывает чрезмерное увеличение пути, то не следует ли
ему уходить от обледенения вверх или вниз от намеченной высоты
полета. Если перед полетом не может быть заранее найден путь для
обхода опасного района и нет уверенности в возможности быстрого
вывода самолета из зоны обледенения, то старт должен быть отло-
жен впредь до того момента, когда анализ новых метеорологических
сводок даст соответствующую гарантию.
73
Необходимо, чтобы перед полетом в случае вероятности обледе-
нения летчик советовался с метеорологом. Для летчика чрезвычайно
важно перед полетом знать положение нижней и верхней границ
облачности, мощность облачного слоя, температуру и влажность
на различных высотах и предполагаемые изменения метеорологиче-
ской обстановки во время полета.
При решении вопроса о том, лететь или отложить старт, а также
и при выборе маршрута полета большое значение имеет знакомство
летчика с районом предстоящего полета, а также наличие на пути
перелета аэродромов и посадочных площадок, как специально пред-
назначенных для посадки самолета, так и естественных. При неблаго-
приятной в отношении обледенения погоде, связанной с наличием
зон отрицательной и положительной температур, в промежутке между
этими зонами образуется фронт с атмосферными осадками. Анали-
зируя перед полетом протяженность и энергию фронта, в зависимости
от рельефа местности, расположения аэродромов и посадочных пло-
щадок, надо принять решение: следует ли пролететь через фронт
над ним или под ним.
Необходимо всегда иметь в виду, что наличие охлажденных по-
верхностей самолета ускоряет образование льда, поэтому подни-
маться из слоев холодного воздуха сквозь более плотный и теплый
облачный слой следует всегда с большой осторожностью. При вступ-
лении самолета в такой слой каждая встречная капля обмерзает
почти мгновенно, и в несколько минут на крыльях самолета может
образоваться тяжелая ледяная корка.
Обледенение при таких условиях не опасно только в том случае,
если самолет при подъеме может быстро пройти облака.
В случае если на пути встречается теплый фронт, летчик должен
помнить, что этот фронт состоит из двух слоев: из нижнего слоя,
идущего с полюса или из холодных мест континента, и верхнего
теплого и влажного елоя, идущего с океана и поднимающегося над
холодным слоем с некоторым наклоном. По мере того как влажный
воздух поднимается и охлаждается, содержащиеся в нем пары воды
конденсируются в виде облака, а затем в виде дождя. Этот дождь
падает, проходя через нижний слой холодного воздуха, и если тем-
пература воздуха достаточно низка, то капли дождя при падении
охлаждаются до 0° и ниже, не замерзая.
Сталкиваясь с самолетом, температура которого также около 0°
или ниже, капли немедленно замерзают.
Надо помнить, что в теплых фронтах обледенение особенно опасно
в тех случаях, когда эти фронты проходят через зоны с темпера-
турами от 0° до —10°.
Необходимо обратить внимание летчика на опасность обледенения
при полете в нижнем холодном слое теплого фронта весной в гори-
стой местности со стороны склонов, подверженных действию ветра.
На этих склонах господствуют восходящие потоки воздуха, которые,
поднимая облака, увеличивают их конденсацию. В этом случае
дождь особенно обилен; падая на нижний холодный (с температурой
ниже 0°) слой теплого фронта, дождевые капли очень быстро обра-
74
зуют на поверхностях самолета ледяной нарост толщиной в не-
сколько сантиметров. Летчик должен учесть, что в этом случае
вследствие интенсивности льдообразования ему придется совершать
подъем вверх с максимально возможной скороподъемностью.
Надо иметь также в виду, что во время полета летчик может
встретиться с метеорологической обстановкой, совершенно не преду-
смотренной метеорологическими сводками, которые он получил перед
полетом. Бывали случаи, когда обледенение самолета возникало
совершенно неожиданно, причем летчик имел очень мало основание
ожидать обледенения. Поэтому надо быть всегда готовым к тому,
что в полете придется в связи с создавшейся обстановкой принимать
то или иное решение.
Вывод самолета из зоны обледенения. Попав в зону обледенения,
летчик должен немедленно решить: как ее обойти и лететь ли ему
вперед или возвращаться назад. Промедление на несколько минут
может иметь серьезные последствия: поверхность самолета может
покрыться столь значительными ледяными наростами, что самолет
уже не сможет набрать высоту и летчику останется один выход—
итти вниз. А между тем в большинстве случаев наиболее правиль-
ным решением будет уход вверх за облака. Необходимо всегда по-
мнить об одном замечательном явлении: при отсутствии облаков, при
температуре ниже точки замерзания и при наличии небольшой влаж-
ности лед испаряется; образовавшиеся на самолете ледяные наросты
могут при полете в таких условиях исчезнуть. Происходит это вслед-
ствие перехода льда в пар (минуя жидкую фазу).
Летчик ГВФ Н. П. Шебанов утверждает, что в облаках почти
всегда можно найти слой, где обледенение не возникает, в то время
как в соседнем слое оно развивается с большой интенсивностью.
К сожалению, мера борьбы с обледенением самолета путем ухода
за облака не всегда применима, так как не во всех случаях летчик
может рассчитывать на благоприятные условия выше зоны обледе-
нения. Кроме того, иногда, несмотря на быстро принятое решение
итти вверх, обледенение протекает настолько интенсивно, что быстро
подняться на значительную высоту над зоной обледенения не удается.
Здесь большое значение имеет, конечно, скороподъемность самолета.
Летчик Н. П. Шебанов рассказывает случай, показывающий
пример владения пилотажным методом: «...Шел ледяной дождь. Все
на земле покрылось толстой ледяной корой. Но специальный рейс
должен был состояться... Для-этого моторы были заведены в ангаре,
самолет от ангарных ворот сразу пошел на взлет по прямой без
круга, и не прошло и 5 минут, — как пилот сообщил по радио, что
обледенение окончилось на 1800 м и он летит в прекрасной обста-
новке».
Вообще же для подъема вверх, если полет происходит среди туч,
надо стремиться использовать прорывы между ними.
При полете в зоне дождя теплого фронта единственно правиль-
ный выход из обледенения заключается обычно в том, чтобы под-
няться выше, в теплый слой, в котором образуется дождь.
Другой способ освободиться от ледяных наростов состоит в том,
75
чтобы опуститься ниже, в более теплый слой воздуха. Этот способ
применим в том случае, когда внизу нет облаков и тумана и когда
самолет летит над гладкой земной поверхностью; благодаря повы-
шению температуры самолет освобождается от ледяных наростов за
счет испарения и таяния льда.
При кучевых грозовых облаках, которые поднимаются на зна-
чительную высоту, рассчитывать на подъем за облака обычно не
приходится; поэтому остается лишь один выход — лететь в облаках,
отыскивая такой слой, где температура выше точки замерзания.
В этом случае обычно целесообразнее опуститься ниже.
Можно принять как правило, что зимой бывает лучше уходить
от обледенения вверх, так как легко достигнуть слоя воздуха с тем-
пературой —15° и ниже, даже не поднимаясь при этом очень высоко.
При попытке же уйти от обледенения вниз можно попасть в зону,
по своим температурным условиям (ближе к 0°) еще более опасную
в смысле обледенения, чем вышележащий слой, в котором оно нача-
лось. Кроме того, если полет совершается в холмистой местности,
то опускаться ниже определенной высоты нельзя из-за опасения
налететь на какую либо возвышенность.
Летом, наоборот, гораздо лучше уходить от обледенения вниз,
так как слой воздуха, в котором степень влажности и температура
не будут вызывать обледенения, может оказаться на значительной
высоте.
Если, например, на некоторой высоте, где началось обледенение,
температура была около 0°, то, для того чтобы перейти в зону
с температурой —15°, самолет должен подняться на 2000 м выше.
Если температура воздуха немного ниже 0° и если при этом
самолет летит с достаточным превышением над вершиной наиболее
высокой возвышенности на его пути, то рекомендуется при обледе-
нении итти вниз, так как всегда можно рассчитывать, что на несколько
сот метров ниже летчик найдет слой с температурой выше 0° (при
снижении на каждые 100 м температура повышается примерно на 0,8°).
Например, если самолет встретил обледенение на высоте 1500 м,
а наиболее высокая вершина достигает 600 м и если при этом термо-
метр показывает -—4°, то летчику следует попробовать спуститься
до высоты 500—600 м. Если же температура на высоте 1500 м равна
—8°, то правильнее итти вверх, так как можно рассчитывать, что при
подъеме на 800—1000 м температура понизится до —15°. При по-
пытке же уйти от обледенения вниз самолет, чтобы попасть в слой
с положительной температурой, должен был опуститься примерно
на 1200 м, т. е. до высоты около 300 м. При наличии на пути гор
полет на такой высоте опасен.
Особенности пилотирования обледеневшего самолета. Пилотиро-
вание обледеневшего самолета имеет свои особенности. Пилот дол-
жен учитывать, что обледенение изменяет внешнюю форму не только
несущих поверхностей, но и хвостового оперения. Особого внимания
требуют подход на посадку и развороты.
Как уже говорилось, бывали случаи, когда обледеневший само-
лет свободно продолжал полет, но на вираже соскальзывал. Летчик
7С
Н. П. Шебанов утверждает, что на обледеневшем самолете можно
допускать виражи не более 30°.
Посадка обледеневшего самолета обычно совершается при работе
мотора на больших оборотах, иногда приходится давать полный
газ, в противном случае самолет из-за недостатка скорости прова-
ливается.
В тех случаях когда обледенению подвергается воздушный винт,
то при отсутствии противообледенителей единственным средством
борьбы с обледенением винта может служить кратковременное умень-
шение и затем снова увеличение газа (рывками). Такая манипуля-
ция газом дает обычно хорошие результаты, так как при этом ло-
пасти винта, подвергаясь переменным нагрузкам, деформируются,
вследствие чего корка льда растрескивается и отлетает.
К сожалению, в литературе имеется очень мало материала с
разбором сочетаний метеорологических условий, способствующих
обледенению самолета, и указанием мер борьбы с обледенением.
Пожалуй, наиболее полным материалом в этом отношении является
разработанная итальянским летчиком Пиветти инструкция по со-
ставлению программы полета. В этой инструкции перечислены ме-
ры, которые должен принять летчик при начавшемся обледенении
самолета.
Сокращенное изложение этой инструкции приведено в конце
книги (см. приложение 2). Необходимо оговорить, что инструкция
составлена применительно к климатическим условиям Италии, по-
этому далеко не все указания, приведенные в этой инструкции,
могут быть учтены при полетах в наших условиях.
ЧАСТЬ II
АКТИВНЫЕ МЕТОДЫ БОРЬБЫ С ОБЛЕДЕНЕНИЕМ
КРЫЛЬЕВ И ОПЕРЕНИЯ САМОЛЕТА
ГЛАВА 1
ФИЗИКО-ХИМИЧЕСКИЕ МЕТОДЫ
/
Мысль бороться с обледенением самолета путем покрытия под-
верженных обледенению поверхностей различными химическими ве-
ществами возникла более 10 лет тому назад. Впервые эта мысль
зародилась в США, где последовательно был проведен целый ряд
опытов по изучению действия различных химических покрытий,
предохраняющих самолет от обледенения или способствующих устра-
нению уже начавшегося льдообразования.
Теоретические соображения и экспериментальные исследования
показали, что основной силой, удерживающей лед на поверхности
самолета, является сила сцепления льда с поверхностью. Атмосфер-
ное давление и скоростной напор несколько способствуют удержа-
нию уже образовавшейся на самолете ледяной корки, но их действие
по сравнению с упомянутыми силами сцепления невелико.
Задача физико-химического метода борьбы с обледенением заклю-
чается в том, чтобы при помощи специальных покрытий из различных
химических веществ устранить силу поверхностного сцепления льда
с частями самолета, подверженными обледенению. Исследователь-
ские работы вначале преследовали цель отыскания таких твердых
химических веществ, которые не имели бы сцепления со льдом.
Этот способ разрешения задачи борьбы с обледенением чрезвы-
чайно заманчив своей простотой, однако попытки найти такой состав
не привели к положительным результатам.
Дальнейшие исследования были направлены в сторону отыскания
химических составов, содержащих антифризы, т. е. вещества, раство-
римые в воде и понижающие точку ее замерзания. Такой состав,
будучи нанесен на поверхность самолета, устранил бы возможность
образования ледяной корки при обычных для обледенения самолета
температурных условиях. Ряд опытов, проведенных с подобного
рода покрытиями, показал, как это будет видно из дальнейшего
изложения, что это направление в изыскании химических способов
борьбы с обледенением самолета более реально, чем первое. Однако
серьезных результатов, позволявших считать, что найдено радикаль-
78
ное средство, которое могло бы быть применено в качестве покры-
тия, также не было получено. Если и были найдены некоторые хи-
мические составы, понижавшие температуру замерзания воды, то
действие этих составов было весьма кратковременным. Это объяс-
няется тем обстоятельством, что все такие составы в условиях по-
лета самолета не могли продолжительное время удерживаться на
его поверхности и очень быстро либо сдувались с нее потоком воз-
духа, либо смывались с поверхности самолета каплями дождя или
тумана, т. е. как раз при тех условиях, когда вероятность обледе-
нения особенно велика.
Впоследствии при изыскании физико-химических методов борьбы
с обледенением возникла новая мысль — смачивать поверхность
самолета жидкими антифризами, но не заранее, перед полетом,
а во время него. Для этого необходимо было создать соответствую-
щее приспособление, при помощи которого по мере необходимости
можно было бы подавать антифриз на поверхность самолета. Разу-
меется, что предназначенное для этой цели специальное приспособ-
ление должно давать полную гарантию того, что оно, во-первых,
позволит очень быстро после приведения его в действие подать жид-
кость! на поверхность самолета, во-вторых, будет действовать про-
должительное время и, в-третьих, будет эффективным даже и в том
случае, если летчик не заметил во-время начала льдообразования
и привел приспособление в действие в тот момент, когда на поверх-
ности самолета уже появился лед (см. «Метод Денлоп»).
ПОКРЫТИЯ ИЗ ВЕЩЕСТВ, УМЕНЬШАЮЩИХ СМАЧИВАЕМОСТЬ
ПОВЕРХНОСТИ САМОЛЕТА
Это направление в изыскании физико-химического метода борьбы
с обледенением самолета, как уже упоминалось выше, чрезвычайно
заманчиво.
В случае удачного разрешения этой задачи отпадает необходи-
мость в специальной противообледенительной установке; этим была бы
устранена опасность (особенно при ночных полетах) пропустить
момент начала процесса обледенения, когда необходимо включить
противообледенительное устройство. Вес химического покрытия само-
лета был бы меньше веса любой противообледенительной установки,
а возможность равномерного нанесения покрытия на поверхности,
подверженные обледенению, позволила бы свести к минимуму ухуд-
шение аэродинамики самолета, которое является неизбежным при
установке противообледенительных систем.
Монтгомери Найт и Вильямс Клей [ 150] приводят результаты
испытаний различных покрытий модели крыла в аэродинамической
т руб е-х ол одил ьнике.
При предварительных испытаниях в трубе было определено, что
характер льдообразования на модели крыла в значительной мере
зависит от количества воды, подаваемой в аэродинамическую трубу.
При наличии крупных капель в трубе не было возможности воспроиз-
вести льдообразование, по форме подобное наблюдаемым в действи-
79
тельных условиях полета. Введение же в поток очень мелких распы-
ленных водяных капель дало более удачные результаты.
В качестве покрытия поверхности модели были испытаны: легкое
и тяжелое минеральные смазочные масла, тавот, вазелин, парафин
и разных сортов воск. Все эти вещества наносились тонким слоем
на модель крыла при помощи щетки.
Во время опытов было обнаружено, что покрытие поверхности
жирами (маслом, салом) и покрытие воском ни в коей мере не может
служить средством для предотвращения обледенения поверхности
самолета или хотя бы даже для уменьшения льдообразования. Перво-
начальное, предположение о том, что капли воды не удержатся на
покрытой этими веществами поверхности, так как сами вещества
при нормальных для обледенения температурных условиях не сма-
чиваются водой, оказалось ошибочным. Капли воды осаждались на
поверхности модели, особенно на передней кромке ее, и замерзали
так же быстро, как и капли, осаждающиеся на ничем не защищенной
части модели. В некоторых случаях эти покрытия даже увеличивали
интенсивность обледенения.
Попытки применить в качестве покрытия нитроцеллюлозу в виде
густой жидкости (лака) также не дали положительных резуль-
татов [118].
Покрытие же поверхности модели тонким листом вулканизиро-
ванной резины немного ослабило прилипаемость льда (по сравнению
с поверхностью из алюминия).
Несколько лучшие результаты дало применение вулканизирован-
ной резины, лишенной протеина; однако ее преимущества по срав-
нению с алюминием невелики. Поэтому в качестве эффективного
средства борьбы с обледенением самолета покрытие поверхностей
этой резиной не пригодно.
Покрытие поверхности самолета слоем обезрезиненной балаты
в большей степени уменьшает прилипание льда, однако следует
иметь в виду, что обезрезиненная балата, так же как и гуттаперча,
трудно растворима. Кроме того, при охлаждении поверхность ее
становится шероховатой, поэтому применение ее затруднительно.
Покрытие, приготовленное из термопрена (разновидность резины),
растворенного в бензоле, несколько уменьшает интенсивность льдо-
образования, что, очевидно, можно объяснить теплоизолирующими
свойствами термопрена.
Испытание покрытия из винилита и из метастирола не дало поло-
жительных результатов.
В дальнейшем было проведено испытание покрытий, содержащих
различные углеводороды в растворителях, применявшихся в ка-
честве лака. Для получения хорошего слоя покрытия большинство
этих веществ приходилось применять в растворах, находящихся
в горячем виде, что не является практичным.
Были испытаны воск канделил, воск мантан, карнаубский воск
и парафин, но с теми же результатами: лед прилипал к ним не в
меньшей степени, чем к поверхности самолета без покрытия. Повиди-
мому, такие вещества, как например парафин, не смачивающиеся водой
80
при температуре выше нуля, теряют это свое свойство при температу-
рах ниже нуля.
Были также сделаны попытки применить покрытия в виде смазок
из различных жирных кислот и их солей: растертое масло какао,
стеариновая кислота, растворенная в скипидаре, и гусиное сало.
Однако в некоторых случаях эти вещества даже способствовали льдо-
образованию.
Очевидно, это объясняется тем, что жировые вещества, будучи
скользкими при температурах выше 0°, при охлаждении становятся
липкими.
Стеариновые соли магния и бария, кальция, алюминия, цинка
и свинца, олеиновые и масляные соли калия и алюминия, пальмити-
новые соли алюминия и цинка, маслянокислые свинец и кальций
трудно растворялись, поэтому в большинстве случаев растворение их
производилось при нагревании, и в горячем виде они наносились на
поверхность самолета. По. охлаждении и испарении растворителя на
поверхности самолета оставался лишь очень тонкий слой соли.
(Суммируя результаты многочисленных опытов с покрытиями из ’
солей жирных кислот, С. Гир и М. Скотт пришли к выводу, что наи-
лучшие результаты дает применение стеариновокислого и олеиново-
кислого кальция, растворенных в дамар-лаке или в горячем скипи-
даре. На 2 части стеариновокислого кальция бралась 1 часть дамар-
лака. Прилипание льда к поверхности, покрытой этим составом,
было меньше, чем к чистой алюминиевой поверхности.
Еще лучшие результаты были получены с составом из 10 весовых
частей олеиновокислого кальция, 5 частей дамар-лака, растворенных
в 50 частях горячего скипидара. Преимущество олеиновокислого каль-
ция перед стеариновокислым заключается в том, что первый при охла-
ждении остается в растворе. Этот раствор необходимо было долго кипя-
тить и затем фильтровать. Прилипание льда к поверхности самолета,
покрытой этим раствором, было незначительно. Однако по причинам, '
которые точно установить не удалось, продолжительность действия
этого раствора в качестве противообледенительного средства, как и
упомянутых выше покрытий, была сравнительно мала.
Для выяснения зависимости величины льдообразования на фанер-
ной обшивке крыла от характера обработки поверхности был испытан
состав из карнаубского воска, японского воска и стеариновомасляно-
кислого кальция. Этот состав употреблялся в виде смазки, которая
втиралась в деревянную поверхность крыла, после чего последняя тща-
тельно отполировывалась. Такой способ обработки поверхности дал
заметное уменьшение прилипаемости к ней льда, однако опять-таки
только в первые моменты проведения опыта; начавшееся затем образо-
вание льда продолжалось примерно с той же интенсивностью, как
и на не обработанной таким путем поверхности.
Неудачные результаты опытов с веществами, предназначенными
в качестве средства борьбы с обледенением самолета, вызвали у ряда
работников, проводивших эти исследования, сомнения в возможности
отыскания таких веществ. Но, повидимому, подобного рода утвержде-
ния следует считать преждевременными.
Лебедев—978—6
81
Силы сцепления льда с каким-либо твердым телом являются следст-
вием наличия сил притяжения между молекулами льда и молеку-
лами данного тела и степени шероховатости поверхности тела. Чем
хуже обработана поверхность тела, тем больше площадь соприкосно-
вения тела со льдом и тем лучше будет удерживаться лед.
На плохо отполированной поверхности образование льда начи-
нается в первую очередь в бесчисленных углублениях и затем уже
распространяется на весь пограничный слой поверхности соприкосно-
вения. Даже самые ничтожные неровности на поверхности тела зна-
чительно увеличивают силу сцепления со льдом.
При испытании всех перечисленных выше покрытий не удалось
получать гладкой зеркальной поверхности покрытия; очевидно, по-
этому лед и удерживался на поверхности.
В процессе изыскания химических веществ, уменьшающих силы
сцепления, особое внимание необходимо уделять способу нанесения
этих веществ на поверхность самолета и отделке его поверхности пу-
тем полировки. Можно сказать заранее, что покрытия, не поддаю-
щиеся полировке, как средство борьбы с обледенением самолета не
будут пригодны.
Дальнейшие исследования были направлены к отысканию такого
материала, который мог бы лучше всего удерживать на поверхности
самолета химическое покрытие и устранил бы его выветривание.
Эти материалы, в отличие от рассмотренных выше антиобледени-
тельных покрытий, мы назовем промежуточными покры-
тиями. В качестве таких покрытий были испытаны сырая резина,
вулканизированная резина, бумага, нитроцеллюлоза в виде слоя
нитролака, листы нитроцеллюлозы и кожа.
Нитроцеллюлоза обладает свойством поглощать некоторые масла,
которые применяются в производстве нитроцеллюлозного лака в ка-
честве средств, придающих пластичность. Однако большинство этих
масел делают нитроцеллюлозный слой липким, и поэтому прилипание
льда к нему становится даже больше, чем к необработанной таким
способом поверхности самолета. Это обстоятельство заставило отка-
заться от применения нитроцеллюлозы в качестве промежуточного
покрытия.
Кожа, бумага или любой другой волокнистый материал хорошо
удерживают на себе жировые вещества, однако при смачивании водой
масло эмульсируется, выступает из волокон и поверхность этих ма-
териалов становится липкой.
Невулканизированная резина оказалась негодной по той же при-
чине, что и нитроцеллюлоза; масла, нанесенные на невулканизиро-
ванную резину, растворяют ее, и она принимает вид очень липкого
цемента.
Наилучшим материалом в качестве промежуточного покрытия была
признана вулканизированная резина. Такая резина обладает свойст-
вом поглощать значительное количество различных масел, не де-
лаясь липкой. После растворения масел в вулканизированной резине
при некоторой температуре начинается выделение масла на поверх-
ность резины. Однако этот недостаток, невидимому, может быть устра-
82
нен специальной обработкой резины и путем подбора масляных со-
ставов и специальных сортов резины.
Для пропитывания листов резины в США были применены раз-
личные масляные составы, однако эти опыты не дали успешных
результатов.
Эффективность применения этих средств зависит как от состава
резиновой смеси и коэфициента ее вулканизации, так и от состава
масляной смеси.
Основные требования, которым должны удовлетворять масляные
составы, следующие:
J) масло должно впитываться в резину в достаточном количестве;
2) точка замерзания масляного состава должна быть ниже пре-
дельной температуры, при которой возможно обледенение самолета
(до — 25°).
3) вязкость масла должна быть такова, чтобы в температурных пре-
делах, примерно от + 3 до — 25° слой масла на поверхности резины
бып слегка липким, но ни в коем случае не жидким;
4) точка кипения его должна быть достаточно высокой; масло не
должно быстро испаряться, даже и при больших скоростях полета;
масляное покрытие должно удерживаться на поверхности резины
продолжительное время, по крайней мере в течение двух суток непре-
рывного полета самолета *;
5) масляный состав не должен высыхать или затвердевать ни при
каких условиях эксплоатации самолета.
Последнее требование заставило отказаться от применения многих
растительных масел.
'В качестве впитывающихся в резину масел, точка замерзания ко-
торых лежит ниже — 20°, а точка кипения + 80° и выше, были испы-
таны следующие:
Наименование масла Точка плавления Точка кипения
Диэтил-бензол —35° 183°
Тетрагидро-нафталин (тетралин) —25° 206°
Декагидро-нафталин —25 193,8°
Сосновое масло . —25° —
Нефтяное смазочное масло . . . • —20° —
Наиболее заметное уменьшение прилипания льда было получено
при опытах пропитки листов вулканизированной резины (типа Гумми)
сосновым маслом и нефтяным смазочным маслом. Опыты производи-
лись в аэродинамической трубе; лед прилипал слабо и легко отделялся
от поверхности резиновых листов. В течение нескольких часов опыта
эффективность действия пропитки постепенно понижалась, но все же
оставалась достаточной во все время опыта.
1 Вилльям Гир указывает, что удержание масляного слоя на поверхности
резины в течение столь продолжительного непрерывного полета представляет
значительные трудности. По его мнению для самолетов, работающих на почтовых
линиях, можно допустить, что возобновление этого покрытия будет производиться
примерно, через каждые 4 часа полета.
6*
83
Однако эта резина, пропитанная сосновым и нефтяным смазочными
маслами, разбухала, как это обычно бывает’ при пропитке резины мас-
лом, свойства ее изменялись, и поверхность получалась неровной.
После испытания в трубе поверхность резиновых листов ста-
новилась еще более неровной и она теряла свои первоначальные
свойства.
Поэтому дальнейшие работы были направлены к отысканию мас-
ляных смесей для пропитки листов вулканизированной резины.
В частности, были составлены смеси из веществ, растворимых в резине
и нерастворимых в ней. Из растворимых веществ было взято сосновое
масло, а из нерастворимых — нитроцеллюлозные растворители и ве-
щества, придающие пластичность. Лучшие результаты показала смесь,
состоящая из соснового масла, диэтилфталата и касторового масла,
взятых в равных объемах. Во всем диапазоне температур, при котором
возможно обледенение, пропитанная этой смесью поверхность резины
оставалась маслянистой.
Эта смесь, известная в США под маркой ГА-52, подвергалась под-
робным испытаниям. Была взята композиция, состоящая из обрабо-
танных паром листов резины, серы, окиси цинка и ускорителя для
вулканизации. Резина подвергалась воздействию пара и разрезалась
на полосы, часть из которых затем испытывалась на растяжимость.
Другая часть полос погружалась на 24 часа в смесь ГА-52 и уже
после этого проходила испытания. Результаты испытания показали,
что после 24-часового пребывания в смеси ГА-52 вес образца увели-
чивался в среднем на 18%, объему на 7,55%; растяжимость до погру-
жения в смесь составляла 345 кг! см2, а после погружения в смесь —
303 кг) см2, т. е. сила растяжения уменьшалась на 12,3%. При повтор-
ных испытаниях увеличение веса составляло 17,4%, увеличение
объема — 6,2%, растяжимость до погружения — 315 кг)см- и после
погружения в смесь 288 кг/см2,т. е. растяжимость уменьшилась на
10,6%. При более продолжительном вымачивании резиновой полосы
в смеси ГА-52 получается дальнейшее уменьшение силы растяжения;
увеличения веса более чем на 20% не наблюдалось; очевидно, резина
при этом впитывает предельно возможное количество жидкости.
Во время полета даже при отсутствии обледенения самолета,
очевидно, происходит выветривание масляной смеси из резиновых
полос, обтягивающих кромки крыльев и оперения самолета, а часть
масляной смеси, выступившей на поверхности полос, уносится пото-
ком воздуха. В результате опытов в аэродинамической трубе
было установлено, что резиновая полоса, пропитанная смесью ГА-52,
после длительной продувки теряла некоторую часть своего веса.
Наиболее заметна эта потеря была в тех случаях, когда в аэродинами-
ческой трубе создавались условия, соответствующие обледенению са-
молета. Очевидно, часть масляной смеси уносилась с поверхности
полос вместе с коркой льда, которую удаляли механическим путем.
Поэтому после установки резиновых полос на самолет их необходимо
периодически пропитывать. В противном случае повторные удаления
вновь образующегося льда становятся затруднительными.Однако опы-
тами не было установлено, при каком количестве повторных образова-
84
ний и удалений льда прилипаемость его к резине увеличивается на-
столько, что требуется новая пропитка ее масляным составом.
Эксперименты, проведенные в аэродинамической трубе, и после-
дующие испытания в воздухе на самолете, оборудованном противооб-
леденительным приспособлением системы Гудрич, показали, что хотя
благодаря пропитке резины масляным составом прилипаемость льда
к ней незначительна, все же нет уверенности в том, что раз образовав-
шийся на поверхности резины лед сам отвалится. Даже более, проде-
ланные с этой целью специальные маневры самолетов, как то: крутые
виражи, скольжение на крыло и пр., остались безуспешными — лед
от резиновых полос не отставал. Очевидно, без наличия внешней
силы ледяная корка с поверхности резины, пропитанной смесью ГА-52,
не может быть удалена.
Это привело к необходимости создания системы противообледени-
теля, в котором удаление льда с поверхностей самолета, обтянутых
пфпитанными резиновыми полосами, производится механическим
пугем.
Такой противообледенитель был разработан фирмой Гудрич и в
настоящее время весьма распространен.
ПОКРЫТИЯ ИЗ ВЕЩЕСТВ, ПОНИЖАЮЩИХ ТЕМПЕРАТУРУ ЗАМЕРЗАНИЯ
ВОДЫ
Некоторые исследователи пытались для защиты поверхностей са-
молета от обледенения применять вещества, которые при растворении
в воде значительно понижали бы температуру ее замерзания. Такие
вещества могут быть применены в виде покрытий защищаемых поверх-
ностей самолета. Для этого пригодны составы, которые хорошо удер-
живались бы на поверхности самолета, не растворяясь в воде целиком,
и не имели бы вредного воздействия на материал, из которого изготов-
лены покрываемые ими части самолета.
Совершенно достаточно, чтобы в соединении со льдом для образо-
вания соответствующего раствора входила только тонкая наружная
часть слоя вещества, покрывающего поверхность самолета. Соприка-
саясь с внутренней поверхностью льда, этот состав вызывает его тая-
ние, тем самым устраняя силу сцепления между льдом и поверхностью
самолета, и способствует отпаданию льда.
Очевидно, этот метод окажется наиболее эффективным в случае
образования осадков при инверсии, когда лед возникает при темпе-
ратуре, близкой к 0°; концентрация раствора требуется при этом мень-
шая, чем при более низкой температуре.
Проведенные за границей опыты с различными растворимыми в
воде веществами еще не дали практически ценных результатов.
Большинство из испытанных веществ, растворимых в воде, если
и оказывались эффективными, то только на очень короткое время —
в моменты первого соприкосновения со льдом. Почти во всех случаях
эти вещества очень быстро смывались каплями дождя.
В упоминавшейся выше работе Найт и Клей описаны резуль-
таты опытов в аэродинамической трубе с моделью крыла самолета,
Ьэ
5
покрытой глицерином, глицерином с хлористым кальцием, патокой
с хлористым кальцием, затвердевшим сахарным сиропом, а также
затвердевшим раствором глюкозы.
Анализ результатов проведенных опытов показывает, что почти
все эти вещества при образовании раствора с водой понижали точку ее
замерзания.
Однако все испытанные вещества вскоре после начала опыта либо
смывались дождем, либо выветривались; таким образом продолжи-
тельность действия их как противообледенительного средства была
чрезвычайно невелика.
Повидимому, в направлении изыскания подобных веществ следует
провести еще большую работу.
Несомненно, что в качестве покрытия могут употребляться только
твердые вещества; применение жидких и мягких веществ, растворимых
в воде, возможно допустить только в том случае, если в процессе обле-
денения при помощи специального устройства жидкость будет
подаваться на поверхность частей самолета, подверженных обледе-
нению.
Некоторые твердые покрытия, оказавшиеся во время опытов в
аэродинамической трубе эффективными средствами (по крайней мере на
короткое время), на практике могут оказаться непригодными вслед-
ствие того, что они довольно быстро сдуваются с поверхности самолета
воздушным потоком или смываются дождем. Надо иметь в виду, что
во время опытов в трубе создавались условия, соответствующие обледе-
нению, тогда как во время полета самолет может встретиться с дождем,
вовсе не вызывающим обледенения.
М. Найт и В. Клей пришли к выводу, что мягкие растворимые ве-
щества как, например, смеси патоки и глицерина с хлористым каль-
цием, не предупреждают образование льда, так как легко сдуваются
с передней кромки крыла. Твердые же |растворимые вещества, хо-
рошо прилипающие к поверхности самолета (например, глюкоза)
при определенной консистенции раствора предупреждают образова-
ние льда в пределах определенных температур.
Вообще надо считать, что продолжительность действия этих по-
крытий по мере повышения их твердости увеличивается, тогда как
эффективность их действия при этом уменьшается. Естественно,
что правильно подобрать консистенцию покрытия можно только на
основе предварительных опытов.
Понижение температуры окружающего воздуха ослабляет эффек-
тивность действия покрытий.
В Англии в качестве антиобледенительных покрытий были испытаны
смеси, в состав которых входило одно из следующих веществ: клей,
патока, мыло или хлористый натрий. При этих испытаниях покрытия
из упомянутых смесей накладывались на кромку крыла с одной сто-
роны самолета. Для сравнения на другой половине самолета крыло
оставлялось чистым — без покрытия. В полете лед* накапливался
одновременно на обеих половинах крыла, но при достижении толщины
около 10 мм он переставал удерживаться на смазанных местах и сду-
вался потоком. Так повторялось два три раза, пока покрытие еще ока-
86
зывало свое действие; после этого лед на покрытых и непокрытых
частях самолета отлагался одинаково.
Неудача с этими опытами послужила толчком к разработке нового
метода, описание которого приводится ниже.
МЕТОД ДЕНЛОП
Испытание различных химических противообледенительных по-
крытий, как говорилось выше, показало,что даже наиболее эффектив-
ные из них не предохраняют в достаточной мере самолет от обледе-
нения. Но все же некоторые составы покрытий способствуют отделе-
нию ледяной корки от поверхностей самолета. Отсюда можно сделать
вывод, что с целью устранения образовавшейся на самолете во время
обледенения ледяной корки необходимо поддерживать на частях са-
молета тонкий слой такого вещества.
Если лед на поверхности самолета образовался еще до включения
противообледенителя в работу и если затем удастся тем или иным путем
ввести между поверхностью самолета и ледяной коркой жидкий слой
антифриза, то лед начнет оттаивать, и как только сила сцепления его
с поверхностью самолета уменьшится, он будет сорван с самолета воз-
душным потоком.
Такой способ борьбы с обледенением разработан Локспайзером
[ 1р8] и впоследствии был усовершенствован фирмой Dunlop Rubber
Company, откуда и получил свое название как метод Денлоп.
Сущность этого способа заключается в следующем:
Подверженные обледенению части поверхности самолета обтяги-
ваются покрышкой из какого-либо пористого материала. Во время обле-
денения в пространство между обшивкой самолета и покрышкой под
давлением подается противообледенительная жидкость, которая, про-
никая через поры материала, выступает на его поверхности в виде
мельчайших капель. Количество жидкости, выступающей на поверх-
ности пористого материала, зависит от рода материала и от давления,
под которым подается жидкость. В случае опасности обледенения
летчик может постоянно поддерживать на поверхностях самолета
тонкий слой антифриза.
Употребляющаяся при этом методе противообледенительная жид-
кость должна отвечать следующим требованиям: иметь низкую точку
замерзания, смешиваться с водой в любой пропорции, значительно
понижать точку замерзания воды, иметь низкое давление пара при
температуре ниже 0° и быть безопасной в пожарном отношении.
Подходящей жидкостью, удовлетворяющей этим требованиям,
является этиленгликоль. Температура вспышки этиленгликоля 125°,
а давление пара — 0,02 мм ртутного столба при 0°. Точка замерзания
этиленгликоля несколько высока (— 18°). Так как обледенение может
возникнуть при температуре — 20°, а в некоторых редких случаях
и при более низких температурах, то в чистом виде этиленгликоль
для этой цели мало пригоден.Для понижения точки замерзания этилен-
гликоля можно прибавлять к нему другие жидкости. Например, до-
бавление этилового спирта, взятого в количестве 10% от объема эти-
ленгликоля, понижает точку замерзания до —21°, но при этом
87
Фиг. 41. Схема устройства противообледенителя
Денлоп.
понижается и температура вспышки до 60°. Прибавление к этилен-
гликолю 10% бутилового спирта понижает температуру замерзания
до — 30°, температура вспышки при этом почти не понижается и
равна 118°.
Пористый материал, применяемый в качестве по-
крышки, должен удовлетворять следующим требованиям:
При подаче жидкости с внутренней стороны пористой покрышки
(под давлением, слегка превышающим атмосферное) жидкость должна
проникать через поры в виде мелких капель. Материал должен допу-
скать возможность регулировки количества жидкости, пропускаемой
через поры, путем изменения давления, под которым она нагнетается.
Материал не должен изменять своих свойств (формы, прочности,
эластичности и т. п.) как от воздействия антифриза, так и при различ-
ных метеорологиче-
ских и климатических
условиях.
Наружная поверх-
ность материала дол-
жна быть гладкой.
Наилучшим из всех
материалов, которые
представляется воз-
можным применить на
самолете при этом
способе борьбы с об-
леденением. является
специальным образом
обработанная дубле-
ная кожа. Полосы
кожи, употребляемые
для крыльев больших
самолетов, должны
иметь достаточные размеры в длину и ширину. Для выработки полос
берется яловочное сырье: средняя и тяжелая яловка. Необходимо по-
добрать такую кожу, которая при воздействии антифриза не произво-
дила бы выделения содержащихся в ней жиров. Жиры применяются
возможно более хладостойкие. В том случае, если кожа легко пропу-
скает антифриз, ее подвергают импрегнированию (насыщению). Для
этой цели применяются вещества, которые не смываются проходящим
через кожу антифризом. Сорт кожи подбирается с таким расчетом,
чтобы при сравнительно небольшом давлении происходило быстрое
и равномерное просачивание жидкости по всей поверхности кожи.
Всем указанным выше требованиям дубленая кожа удовлетворяет.
На фиг. 41 показана схема конструкции противообледенителя
Денлоп для крыла самолета.
На переднюю кромку крыла 7 наклеивается слой прорезиненной
ткани 2 прорезиненной стороной наружу. Поверх ткани вдоль всей
кромки крыла наклеивается тонкая резиновая трубка 3 с отверстиями
диаметром 0,25 мм: эти отверстия нанесены на трубочку через каждые
б—7 мм. На трубку наклеивается слой хлопчатобумажной ткани 4,
которая выполняет роль фитиля. Поверх хлопчатобумажной материи
накладывается кожа 5, которая крепится к обшивке самолета с неко-
торым натяжением. Трубка соединена с резервуаром, в котором на-
ходится противообледенительная жидкость. Из этого резервуара жид-
кость под давлением поступает через трубку 3 в пространство между
прорезиненной материей и кожей, пропитывая слой материи, служа-
щий фитилем. Через поры кожи жидкость выступает мелкими каплями
на ее наружной поверхности и образует тонкий слой, предохраняю-
щий поверхность от обледенения, а в случае, если оно уже наступило,
Фиг. 42. Стабилизатор и киль самолета Харт с противо-
обледенителем Денлоп.
устраняет образующуюся ледяную корку. Вместо резиновой трубки
может быть применена металлическая трубка; в этом случае ее поме-
щают с внутренней стороны передней кромки крыла. На фиг. 42 по-
казано оперение самолета Харт, оборудованное противообледенителем
Денлоп. Противообледенитель плотно прилегает к поверхности про-
филя и почти не искажает его формы.
Для нормальной работы противообледенителя жидкость должна на-
ходиться под давлением, преодолевающим скоростной напор и сопро-
тивление в трубопроводах (в среднем 0,15—0,20 кг/см'1). Для этой цели
может быть применена помпа такого же типа, как в противообледенителе
системы Гудрич, описание которого приводится ниже. Можно также
включить противообледенитель в систему питания сжатым воздухом.
В последнем случае между баллоном и резервуаром с жидкостью дол-
жен быть поставлен редукционный клапан.
Конструкция противообледенителя Денлоп очень проста, и он
может быть легко установлен на любом самолете.
Вес противообледенителя, как утверждает Локспайзер. невелик;
на самолете Харт установка весит 0,08 кг на 1 м длины крыла. Для
8С
двухчасового полета необходимо взять 5,4 кг жидкости, некоторых 25%
идет на предварительное насыщение кожи и 75% составляет двухча-
совой расход. Общий вес установки, включая вес баков, трубопроводки
и пр., на самолете Харт составляет 13 кг.
Расход жидкости для противообледенителей на крылья и оперение
составляет примерно 0,8—0,9 л в час.
Противообледенитель Денлоп был испытан на самолетах Хаукер
Харт и Гордон. Во время одного испытательного полета толщина льда
на стойках самолета достигла 25 мм. Наблюдатель, внимательно сле-
дивший за поверхностями хвостового оперения, сообщил следующее:
При температуре —2° в течение нескольких минут образовалась
корка льда на разных частях самолета, в частности, на расчалках
и стойках, затем на незащищенных местах хвостового оперения (эти
места отмечены на фиг. 42 — а, Ь, с). Через некоторое время льдооб-
разование было замечено на защищенных кромках оперения. Ледя-
ной нарост появлялся внезапно и увеличивался сравнительно медлен-
но. В общем льдом была покрыта площадь киля в 640 см2 и площадь
на правой части стабилизатора в 380 см2. Спустя несколько минут
после подачи жидкости ледяной слой почти одновременно исчез с по-
крытых кожей передних кромок крыльев и оперения самолета. В те-
чение часа работы противообледенителя в полете небольшие скопле-
ния льда появлялись только на киле и стабилизаторе, причем на киле
лед был устойчивее, чем на стабилизаторе. Вблизи фюзеляжа на ча-
стях оперения, защищенных кожей, лед совсем не появлялся: в то же
самое время на других частях самолета, не защищенных противообле-
денителем, лед нарастал весьма интенсивно. К концу полета на рас-
чалках и на некоторых других деталях он достиг толщины 25 мм.
Лед был обнаружен также в незащищенных местах соединения киля
с фюзеляжем, на компенсаторах руля поворота (А и В на фиг. 42)
и на кабанчиках руля высоты.
Расход этиленгликоля на всю систему противообледенителя
составлял при этом 0,8 л в час
Судя по тем довольно скудным сведениям, которые имеются в ино-
странной литературе об испытаниях противообледенителя Денлоп,
он представляет большой интерес. По сравнению с другими конструк-
циями противообледенитель Денлоп имеет ряд преимуществ. Основ-
ными достоинствами его являются небольшой вес и простота кон-
струкции.
Разработкой новых физико-химических способов защиты самолетов
от обледенения занимались многие изобретатели, которые предложили
большое число различных конструкций. Значительная часть этих
конструкций по идее сходна с противообледенителем Денлоп и преду-
сматривает возможность поддержания во время обледенения на защи-
щаемой поверхности самолета слоя антифриза.
В качестве примера одного из таких предложений, заслуживающих
некоторого внимания, опишем конструкцию противообледенителя,
изображенного на фиг. 43.
С внутренней стороны передних кромок крыльев и оперения укреп-
ляются трубки 7, имеющие ряд отверстий вдоль линии соприкоснове-
90
ния трубок с внутренней поверхностью кромки, в которой имеются
также отверстия 2. Трубки могут быть изготовлены из плотной резины
или металла. Внутри трубки имеется вторая гофрированная резино-
вая трубка 3. Расстояние между волнами гофра различное. Внутри
первой трубки находится антиобледенительная жидкость.
Когда требуется покрыть поверхность кромки антифризом,
посредством особого приспособления Создается давление (около
0,35 кг/см2) во второй трубке, которая, расширяясь, соприкасается
гофром с внутренней поверхностью первой трубки и вытесняет жид-
кость через отверстия 2 на поверхность передней кромки крыла.
В Англии Суэном (A. Swan) и Гриффич (A. Griffith) предложена
схема автоматической подачи антиобледенительной жидкости на по-
верхность крыла (фиг. 44).
Фиг. 43. Схема жидкост-
ного противообледените-
ля для крыла.
Фиг. 44. Схема автоматической подачи антиобледе-
нительной жидкости на переднюю кромку крыла.
1—бачок с жидкостью: 2—трубка для подачи жидкости
к клапану; а—клапан; 4—распределительные трубки; а—
кожаная покрышка; 6—корпус прибора; 7 трубка е
большим отверстием; 8—трубка с малым отверстием;
.9—камера; Го—диафрагма.
Жидкость из бачка 7 поступает по трубке 2 и через клапан 3 к раз-
личным точкам передней части крыла, которая обтянута покрышкой
подобно применяемой в системе Денлоп.
Автоматизация процесса подачи жидкости осуществляется следую-
щим путем. Камера 9 разделена диафрагмой 10 на две части. Обе
части сообщаются с атмосферой через трубки 7 и 8, причем диаметр от-
верстия нижней трубки в несколько раз меньше верхнего. Кроме того,
через маленькие отверстия в задней стенке камера сообщается с про-
странством внутри кожуха.
В обычных условиях полета в обеих частях камеры устанавливается
давление, равное скоростному напору.
При наличии же обледенения узкое отверстие нижней трубки быстро
закрывается ледяной коркой и в нижней части камеры устанавли-
вается атмосферное давление. Вследствие разности давлений верхней
и нижней частей камер диафрагма 10 прогибается вниз и, нажимая
на клапан 3, открывает доступ жидкости из трубки 2 в трубки 4.
По мысли авторов этого предложения по окончании обледенения
отверстие нижней трубки должно оттаять, клапан закроется и перете-
кание жидкости к поверхности крыла будет прекращено-
91
Этот способ, понятно, требует экспериментальной проверки; нет
твердой уверенности в том, что отверстие нижней трубки замерзнет
сразу в начале обледенения, т. е. до того момента, когда льдом по-
кроется передняя кромка крыла. Возможно,что при тяжелых условиях
обледенения верхняя трубка может также замерзнуть, хотя и позд-
нее, чем нижняя.
ГЛАВА 2
ТЕРМИЧЕСКИЕ МЕТОДЫ
ТЕПЛООТДАЧА КРЫЛА
Защита поверхностей самолета путем их обогрева может быть
осуществлена несколькими способами. Для этой цели к обогреваемым
поверхностям можно подвести выхлопные газы от мотора или горячий
разных углах атаки и при скорости 128 км, час.
воздух, который предварительно нагревается от тех же выхлопных
газов. Для самолетов, имеющих моторы с жидкостным и паровым охла-
ждением, взамен обычных радиаторов можно сконструировать спе-
циальные радиаторы, которые устанавливались бы вдоль передней
кромки крыла и таким образом обогревали бы ее. Для обогрева можно
использовать также и электроэнергию. Все упомянутые методы под-
робнее будут рассмотрены ниже.
Большие исследовательские и конструкторские работы в этой об-
ласти были проведены Теодорсеном и Клей в/ЧАСА. Опубликованный
ими труд [213] в настоящее время является единственным литератур-
ным источником, в котором достаточно подробно освещены вопросы
зашиты самолетов от обледенения термическими способами. Анало-
ге
гичные работы проводились также в Корнельском университете,
в лаборатории фирмы Гудрич и Др.
Исследования Теодорсена и Клей показали, что для предотвраще-
ния обледенения нет надобности обогревать всю поверхность крыла;
совершенно достаточно поддерживать соответствующую температуру
только передней части крыла (10—12% хорды).
Количество тепла, потребное для этой цели, невелико и в среднем
составляет 10% тепла, содержащегося в выхлопных газах мотора.
В результате изучения вопроса теплоотдачи крыла Теодорсен
и Клей установили, что максимальное значение теплоотдача имеет
на передней кромке крыла и минимальное — в точке, лежащей на
расстоянии примерно 30°0 хорды (фиг. 45). Кроме того, они установили
зависимость теплоотда-
чи от скорости воздуш-
ного потока при посто-
янной разности темпе-
ратур крыла и окружаю-
щего воздуха, равной
30° (фиг. 46 и 47).
На фиг. 48 представ-
лены кривые теплоотда-
чи передней части мо-
дели при углах атаки
' О, 6. 12 и 18э. Для срав-
нения показана кривая
теплоотдачи Цилиндра,
который был испытан в
этой же трубе. Цилиндр
равновелик по поверх-
ности передней части
крыла. Эти данные поз-
воляют подсчитать коли-
чество тепла, потреоное ф11Г. 46. Зависимость коэфициента теплоотдачи
ДЛЯ предотвращения об- от скорости при угле атаки 0\
леденения крыла само-
лета. Так, например, для крыла, имеющего размах 12,2 м и хорду
2,13 м при скорости 275 км ‘час, для поддержания температуры перед-
ней кромки крыла, на 6° превышающей температуру окружающего
воздуха, потребуется количество тепла, эквивалентное 15 л. с.
Количество тепла, содержащегося в выхлопных газах, с большим
избытком превышает необходимое для поддержания разности темпера-
тур защищаемых поверхностей самолета и окружающего воздуха.
С увеличением же скорости, т. е. с увеличением мощности моторов,
этот излишек тепла возрастает.
Теодорсен и Клей считают, что конструктивное осуществление
системы нагрева выхлопными газами вполне возможно. Остальные же
способы нагрева, по их мнению, не реальны.
Проведенные М. Скоттом опыты по определению теплоотдачи мо-
дели крыла дали результаты, очень сильно отличающиеся от резуль-
93
94.
татов исследований Теодорсеиа и Клей. Величины коэфициентов,
полученные М. Скоттом, превышают в несколько раз коэфициенты,
приводимые Теодорсеном и Клей. М. Скотт отмечает [201], чтс вследст-
вие слишком близкого расположения нагревающей системы к поверх-
ности передней части крыла температура последней оказывалась выше,
чем это требовалось; поэтому полученные им значения коэфициентов
преувеличены. Кроме того, Скотт, невидимому, допустил еще ряд
ошибок, которые частично следует отнести за счет малых размеров
модели и трубы,вс ледствие чего числа Рейнольдса во время опытов были
очень малы и далеки от натуры. Очевидно, истинная величина теплоот-
дачи лежит где-то между теми значениями, которые были определены
Теодорсеном и Клей и Скоттом.
Измеряя теплоотдачу узких полос, расположенных на поверхности
крыла (вдоль передней кромки), Скотт нашел, что потери тепла со-
ставляют от 268 до Ю) 1 ккал)м:2час°С.
Если на основании замеренных Скоттом величин потерь тепла
определить, как это и делает он сам, мощность, которую необходимо
затратить для поддержания на поверхности крыла температуры, на
20° превышающей температуру окружающего воздуха, то для моно-
плана с размахом 13,5 м, со средней хордой 2,25 м, при скорости по-
лета в 275 км/час потребуется 144 л. с., т. е. мощность, во много раз
превышающая мощность, подсчитанную на основании результатов
опытов Теодорсеиа и Клей.
Опыты, проведенные Гроссом в аэродинамической трубе фирмы
Гудрич, дали несколько иные результаты, причем полученные им ве-
личины коэфициентов теплоотдачи ближе подходят к данным Скотта.
Замеряя теплоотдачу модели крыла (самолета DC-2) при различ-
ных скоростях потока, углах атаки и влажности воздуха, Гросс на-
шел, что величина коэфициента теплоотдачи в значительной мере
зависит от этих факторов.
Так, например, оказалось, что величина теплоотдачи передней
кромки самолета при влажном воздухе примерно в 2,5 раза больше,
чем при сухом. Это обстоятельство очень важно, и его необходимо учи-
тывать при выборе способа обогрева.
На основании результатов своих опытов Гросс подсчитал мощ-
ность установки для нагрева передней кромки крыльев самолета
DC-2 и по величине этой мощности определил веса установок при раз-
личных способах нагрева. Он нашел, что при скорости полета
240 км)час и разности температур поверхности крыла и воздуха около
30° веса установок будут следующие: электрообогревательная си-
стема — 4630 кг, система обогрева выхлопными газами — 147 кг, па-
ровая система — 140 кг, установка для подогрева горячим возду-
хом — 100 кг и система жидкостного нагрева — 204 кг. Из этих цифр
вызывает сомнение лишь цифра 4630 кг — вес электрообогревательной
системы, о чем подробнее будет сказано ниже.
Ни одна из обогревательных систем в настоящий момент не может
быть рекомендована; пока наиболее практичным остается пневмати-
ческий противообледенитель Гудрич. Вес этой противообледенительной
установки по сравнению с термическими противообледенителями также
95
невелик (для самолета ДС-2 он составляет 52 кг). Однако, если в на-
стоящее время способ Гудрич и является наиболее надежным, то это
вовсе не значит, что путем дальнейшей работы по конструированию
обогревательных систем не удастся создать установку, которая мог-
л'абы конкурировать с пневматическим приспособлением системы
Гудрич. В частности, изыскания, ведущиеся в последнее время во
Франции, позволяют рассчитывать на возможность осуществления
электрообогревательного приспособления.
/ДелЬ для создания
подсоса воздуха
/Неловок
Отвод воды с .
ни Аней поверхности
Фиг. 49. Разрез передней кромки
крыла с желобком.
ПРИСПОСОБЛЕНИЕ ДЛЯ ОТВОДА ВОДЫ С ПЕРЕДНЕЙ КРОМКИ КРЫЛА
При проведении экспериментов с термическими противообледе-
нителями Теодорсен и Клей обнаружили, что водяные капли, попа-
дающие на обогреваемую кромку модели, растекаются дальше по всей
поверхности крыла и замерзают
(на необогрейаемой части крыла).
Для устранения этого явления в
крыле, на границе его обогревае-
мой части, был устроен желобок,
через который отводилась вода с
поверхности крыла. Форма и раз-
мер желобка (фиг. 49) были подо-
браны экспериментальным путем.
Авторы отмечают, что ширина
щелевого отверстия желобка под-
бирается независимо от масштаба
модели и определяется только ве-
личиной капель.
Как показали опыты, желобок
нужно располагать на расстоянии
от 10 до 15% хорды. При этом вся
вода с передней верхней части про-
филя собирается в желобке, откуда она выводится через спускную
трубку. При расположении желобка ближе к носку крыла оказыва-
лось, что капли перебрасывались через желобок и замерзали на поверх-
ности крыла за ним.
На нижней поверхности крыла, как показали опыты, делать же-
лобок целесообразно лишь в том случае, если крыло будет снабжено
дополнительным приспособлением, всасывающим в этот желобок во-
дяные капли. При самых разнообразных формах и расположении же-
лобка на нижней поверхности крыла без специального всасывающего
приспособления собрать капли не удавалось.
Наиболее удачным оказалось щелевое устройство, показанное на
фиг. 49. Всасывающая щель расположена на верхней поверхности
крыла на расстоянии 13% хорды. Эффективность этого устройства
в значительной мере зависит от формы верхнего отверстия, которое
должно быть сравнительно узким и иметь такое направление, как это
показано на фигуре. Однако Теодорсен и Клей считают, что практи-
ческое осуществление конструкции щели, выходящей на нижнюю по-
верхность крыла, и требующегося при этом приспособления Для от-
96
сасывания воды чрезвычайно затруднительно. Всасывание же воды
механическим путем также нецелесообразно, так как это вызовет уве-
личение веса крыла, уменьшение подъемной силы и повышение ло-
бового сопротивления.
Опыты с такими щелевыми устройствами были продолжены Теодор-
сеном и Клей на самолете в воздухе. Для этой цели была построена мо-
дель части крыла почти в натуральную величину и смонтирована
на самолете (см. стр. 53). Полетные испытания дали следующие ре-
зультаты :
При закрытом желобке и нагревании передней кромки модели
часть дождевой воды, попадающей на модель, замерзала на поверх-
ности крыла полосами вдоль хорды, причем эти полосы начинались
непосредственно за нагретой кромкой крыла. Остальная часть воды
стекала с задней кромки крыла не замерзая.
В некоторых случаях при слабом нагревании кромки крыла часть
воды хотя и замерзала на ее поверхности, но ледяной нарост очень
плохо держался и сметался воздушным потоком, как только толщина
его достигала 10—12 мм. Авторы объясняют это явление вибрацией
полотняной обшивки модели крыла. Наблюдалась особенно сильная
вибрация задней части крыла, где тонкий слой льда разделялся на от-
дельные кристаллические соединения, которые по мере их увеличе-
ния отрывались от поверхности крыла.
В результате ряда опытов авторы пришли к выводу, что в то м слу-
чае, когда крыло имеет полотняную обшивку, можно обойтись без уст-
ройства желобка, потому что такая обшивка сильно вибрирует. На
крыльях же с металлической обшивкой, возможно, это устройство ока-
жется необходимым. Летные испытания с открытым желобком пока-
зали, что капли воды, как это было и при опытах в трубе, через жело-
бок не перекидывались, а вся вода собиралась внутри крыла, откуда
она затем отводилась через спускную трубку (фиг. 50).
Несмотря на то, что на нижней поверхности (при летных испыта-
ниях) щели не было, ни разу не наблюдалось сколько-нибудь значи-
тельного образования льда на нижней части крыла. Вообще на нижнюю
поверхность попадало значительно меньше воды, чем на верхнюю.
Подтверждая эффективность применения желобка на верхней
части крыла, авторы все же оговаривают, что при малых углах атаки
довольно большая часть водяных капель проходит мимо желобка.
Кроме того, желобок хорошо собирал воду только при наличии в воз-
духе мелко распыленных капель; при крупных же каплях желобок
оказался мало эффективным.
Выводы Теодорсена и Клей о целесообразности устройства на по-
верхности крыльев щелей и желобков требуют еще экспериментальной
проверки. Обычно льдом покрывается только передняя кромка, на
остальной же части крыла образуется только легкий неопасный ле-
дяной налет, но и этот налет бывает не во всех случаях обледенения-
Практика показала, что если передняя кромка крыла защищена от
обледенения каким-нибудь приспособлением (например, механиче-
ским противообледенителем системы Гудрич), которое во-время будет
приведено в действие, то опасаться обледенения крыла нет никакого
Лебедев—978—7 97
основания- Возможно, что обледенение крыла за передней кромкой
является результатом обогрева последней.В таком случае пришлось бы
приписать к числу известных недостатков термического метода также
и этот очень крупный недостаток.
Устройство на крыле самолета щели или желобка нежелательно
из-за увеличения весаи ухудшения аэродинамического качества крыла.
Понижение же летных качеств самолета, понятно, ни в коей мере не
может окупиться той незначительной выгодой, которая при этом^по-
лучается.
Фиг. 50. Модель крыла для испытаний в полете.
7—желобок для стона воды; 2—металлическая обшивка; 3—парораспре-
делительная труба- -/—трубка для возврата конденсата; 5—отвод воды
из желобка; б—-крепление крыла.
Путем проведения соответствующих опытов в аэродинамической
трубе и на самолете в воздухе следует точно установить, появляется
ли необходимость в устройстве желобка и щели на крыле только
в случае применения термического способа или это устройство требу-
ется при всех способах борьбы с обледенением самолета-
ЯВЛЕНИЕ НАГРЕВА КРЫЛА В ПОТОКЕ
Опыты, проведенные во Франции Брюном (Brune), показали, что
обычно температура поверхности крыла несколько выше температуры
окружающего воздуха, вследствие чего мощность, потребная для
нагрева поверхности крыла, несколько уменьшается.
При обтекании какого-либо тела воздушным потоком между те-
лом и воздухом устанавливается процесс обмена тепла, причем этот
процесс протекает двояко- С о -ной стороны, происходит нагрев всей
поверхности тела, который вызывается трением его о воздух. С дру-
гой стороны, в каждой точке поверхности может происходить обмен
тепла с воздухом вследствие разности давления воздуха в данной
точке и атмосферного давления. Если давление в этой точке превы-
8
тает атмосферное, то будет происходить нагрев, и наооорот, если
давление в точке меньше атмосферного, — охлаждение.
Теоретически было определено, что разность между температурой,
при которой происходит обледенение тела, в какой-либо точке его
и температурой окружающего воздуха выражается формулой
М = /4,2 + 10-8 V3,
I о Vм I
V J
где V —скорость движения тела в см {сек; Ьр— разность между дав-
лением в данной точке тела и давлением на некотором расстоянии от
Фиг. 51. Распределение температур
ио профилю крыла Геттинген №387
при угле атаки —3°, при скорости
потока 300 км час.
Фиг. 52. Распределение темпера-
тур по профилю крыла Геттинген
№ 387 при угле атаки 10°, при
скорости потока 300 км/час.
нее, выраженная в барах: р — плотность потока в г на см3. Приве-
денная формула позволяет перейти от кривой распределения давле-
ния по крылу, которая дает величины Др, к кривой распределения
температуры, которая дает величины М в различных точках того же
крыла. Проведенная Брюном проверка этой формулы в аэродинами-
ческой трубе дала положительные результаты [68].
Пользуясь приведенной формулой, можно построить кривые рас-
пределения температур по профилю. Такие кривые для профиля Гет-
тинген №387 показаны на фиг. 51 и 52.
Из опытов Брюна следует, что максимальный нагрев крыла будет
в точке,где отношение-Д£—= 1; вэтомслучае при скорости 300 км/час
нагрев составляет 3,5°. В тех точках крыла, где имеется разрежение,
обычно также имеет место некоторое повышение температуры, так как
нагрев вследствие трения превышает охлаждение, вызываемое паде-
нием давления. В самом деле, для того чтобы разность между темпера-
турой поверхности крыла и температурой окружающего воздуха была
равна нулю, необходимо, чтобы -ДД— ~ 5. При обычных усло-
2
виях полета эта величина никогда не достигает такого значения.
Следовательно, тепловые процессы, происходящие при обтекании
крыла воздухом, способствуют уменьшению количества случаев обледе-
нения и облегчают работу приспособления, основанного на термическом
7* 99
методе борьбы с обледенением. Брюн приходит к выводу.что на крыльях
самолета, летящего со скоростью 300 км/час в тумане при большой
влажности, лед может образоваться только в том случае, если темпера-
тура воздуха ниже — 15°; в остальных случаях температура любой
точки крыла будет выше 0°.
Однако многочисленные случаи обледенения самолетов были за-
регистрированы при температуре воздуха 0° (или несколько ниже).
По мнению Брюна в этих случаях при регистрации температуры
вносилась ошибка, так как она замерялась по термометру, установлен-
ному на стойке, которая, так же как и самолет, подвергалась нагре-
ванию от трения воздуха; действительная же температура воздуха
была, безусловно, ниже зарегистрированной.
«Вообще же Брюн допускает возможность обледенения крыла
даже в тех случаях, когда оно имеет температуру несколько выше 0г.
Таксе обледенение, действительно, встречается; оно возможно при от-
носительной влажности воздуха порядка 90°о, что часто бывает при
значительной облачности. В этом случае, если температура крыла не-
много выше 0°, образующиеся на нем водяные осадки могут частично
испаряться, вследствие чего температура воды на поверхности крыла
может понизиться до 0° и вызвать тем самым частичное ее замерзание.
Брюн считает, что поскольку закон распределения давления
т. е. величина отношения
pV'2
не зависит от числа Рейнольдса, нагре-
вание в различных точках можно принять пропорциональным квадрату
скорости. Следовательно, на скоростном самолете, например при ско-
рости около 500 км/час, обледенение может происходить на некоторых
частях крыла только при температуре воздуха — 4,5°. Поэтому с уве-
личением скорости самолета число случаев обледенения, по мнению
Брюна, должно уменьшаться.
Однако этот вывод требует еще экспериментальной проверки.
Как уже упоминалось выше, по мере увеличения скорости самолета
вероятность обледенения возрастает, так как увеличивается число ка-
пель, сталкивающихся с крылом, и уменьшается угол попадания
капель на его поверхность (см- стр. 41). Вопрос о том, что в боль-
шей мере влияет на обледенение при увеличении скорости са-
молета: эффект нагрева крыла, вызванный обтеканием, или увеличе-
ние числа капель и уменьшение угла их попадания, в настоящее время
еще не выяснен.
Опыты Брюна подтвердили предположение, что во время процесса
обледенения температура крыла несколько повышается также вслед-
ствие выделения скрытой теплоты при замерзании капель воды. Это
обстоятельство позволяет затрачивать на нагревание (до температуры
таяния льда) меньшую мощность, чем это требовалось бы при темпе-
ратуре крыла, равной температуре окружающего воздуха.
При работающем термическом противообледенителе на крыле, ио
мнению Брюна, не может образоваться толстая ледяная корка, а сле-
довательно, не будет и значительного искажения профиля даже в слу-
чае тяжелых условий обледенения-
100
Если обледенение обнаружено очень поздно и на передней кромке
крыла уже успел образоваться толстый слой льда, изолирующий по-
верхность кромки от потока, то тепловой обмен между этой поверх-
ностью и атмосферой становится затруднительным. Поэтому поток воз-
духа не может сильно влиять на температуру обогреваемой поверх- ..
пости-
Приблизительный подсчет показывает, что лед толщиной 5 мм на
скоростном самолете должен уменьшить тепловой обмен с атмосферой
примерно в 8 раз.
Поскольку ледяная корка крыла изолирует поверхность от влияния
температуры окру?кающего воздуха, то, по мнению Брюна, опыты по
изучению обледенения самолета можно производить в лабораторных
условиях в спокойном воздухе (без потока).
Выводы Брюна представляют очень большой интерес, так как по-
зволяют по-иному, чем это было До сих пор, подойти к оценке возмож-
ности применения термических методов для борьбы с обледенением
самолета.
Цифры расхода мощности на нагрев крыла для устранения льдо-
образования. полученные некоторыми исследователями до исследова-
ний Брюна, невидимому, являются завышенными. Все это требует
пересмотра укоренившегося в нашей литературе отрицательного от-
ношения к применению электрообогрева.
ЭЛЕКТРООБОГРЕВ
Нагревание крыльев самолета при помощи электроэнергии было
предложено еще тогда, когда впервые возникла мысль бороться с об-
юденением путем обогрева. Первые опыты с электрообогревом были
проведены в аэродинамической трубе М. Скоттом в США. При первых
опытах вдоль ребра передней кромки крыла был проложен провод;
при нагревании электротоком этот провод, по предположениям Скотта,
должен «разрезать» ледяную корку на две части (вдоль ребра атаки),
которые затем должны отпасть.Однако результаты опытов показали
ошибочность этого предположения; ледяной нарост, действительно,
разрезался проволокой на две части, но обе эти части плотно пример-
зали к поверхности крыла и не спадали с нее. К аналогичным резуль-
татам привели опыты с двумя проводами. На основании этих резуль-
татов Скотт делает заключение, что применение электроэнергии для
обогрева крыльев самолета нецелесообразно. К таким же выводам
приходит и д-р Гросс. По проведенным им подсчетам выходит, что для
получения количества тепла, необходимого для защиты от обледенения
самолетг! Дуглас DC-2 при скорости полета 240 км)час, требуется уста-
новка мощностью около 200 кет. Вес такой установки, включая гене-
ратор (120 6), двигатель, добавочные баки с горючими пр., выра-
зился бы в колоссальной цифре—4600 кг. К недостаткам электротер-
мических противообледенителей Гросс относит их опасность в по-
жарном отношении.
Все термические противообледенители имеют тот недостаток, что от
момента включения их до нагрева защищаемой поверхности крыла
^оперения) до требуемой температуры проходит несколько минут.
Ю1
Правильное же применение противообледенительных мер требует
включения их в начале обледенения. Поскольку момент возникновения
обледенения определить заранее очень трудно, то в полете при наличии
неблагоприятных метеорологических условий либо придется держать
эти противообледенители включенными, что приведи к излишнему
расходу электроэнергии, либо включать их по обнаружении признаков
обледенения. В последнем случае к моменту прогрева крыла на по-
верхностях может образоваться толстая корка льда.
Преимуществом электротермических противообледенителей Гросс
считает простоту установки на самолете.
Определенно отрицательное отношение к использованию электри-
ческой энергии со стороны исследователей, работавших над термиче-
скими методами борьбы с обледенением (Скотт, Теодорсен и Клей.
7—рефлектор; 2—нихромовая проволока; 3—изолятор.
Гросс), нашло отражение почти во всех имеющихся (до 1938 г.) в ми-
ровой литературе источниках, трактующих о термическом способе
борьбы с обледенением. Авторы всех этих статей по существу повто-
ряют выводы Гросса и других.
К противоположному выводу приходят Ридо и Дюкре, предложив-
шие новый метод борьбы с обледенением путем электрообогрева,
а также Брюн, об опытах которого говорилось выше.
Выводы Брюна несколько меняют взгляд на целесообразность при-
менения электрообогрева.
Идея использования электричества для защиты от обледенения пе-
редних кромок крыльев и оперения самолета, даже и для лиц, кото-
рые были знакомы с выводами, сделанными в этом направлении
VI. Скоттом, Гроссом и другими исследователями, все же продолжала
оставаться заманчивой.
Помимо описанного выше способа электрообогрева передних кро-
мок крыльев, проверенного М. Скоттом на модели крыла, было пред-
ложено поместить электрообогреватели внутри передней части крыла.
Ниже приводятся описания двух вариантов конструкций противообле-
денителей, являющихся дальнейшим развитием этого способа.
Первый вариант конструкции электротермического про-
тивообледенителя показан на фиг. 53. В фокусе параболического
рефлектора, помещенного внутри носка крыла, вдоль его перед-
102
ней кромки натянута на изоляторах нихромовая проволока, нагревае-
мая электротоком до 800—1000°. С обратной стороны рефлектор для
тепловой изоляции обогреваемой части крыла обкладывается слоем
«стеклянной ваты». Кроме того, для предотвращения опасности по-
жара передняя кромка крыла герметически отделяется от остальной
части крыла специальной перегородкой, расположенной параллельно
слою «стеклянной ваты» вдоль кромки крыла.
Вес конструкции такой системы сравнительно невелик (не более
1 кг на 1 пог. м). Однако это обстоятельство не решает вопроса о целе-
сообразности применения системы, так как вес электрообогреваю-
щего устройства, очевидно, незначителен по сравнению с весом источ-
ника питания.
Фиг. 54. Электрообогрев крыла проволочным нагревательным прибором.
Второй в ар и ант конструкции электротермического про-
тивообледенителя показан на фиг. 54. Вдоль передней кромки внутри
крыла помещается легкий каркас с намотанной на нем медной прово-
локой. Сечение каркаса подобно профилю передней кромки крыла.
Точная регулировка системы дает возможность установить это обогре-
вающее устройство на расстоянии нескольких миллиметров от внут-
ренней поверхности передней кромки. Проволока нагревается до тем-
пературы 300°. Как и в предыдущем варианте, тепловая изоляция пе-
редней кромки от остальной части крыла осуществляется прокладкой
из слоя «стеклянной ваты» между двумя тонкими алюминиевыми ли-
стами. С целью устранения возможности воспламенения находящихся
в крыле паров бензина все это устройство герметически изолировано
от задней части крыла, так же как и в описанной выше конструкции,
при помощи тонкой перегородки.
Обе описанные конструкции на самолетах в натуре до сего времени
не были осуществлены. Результаты некоторых опытов с моделями по-
добных электротермических приспособлений для борьбы с обледене-
ниел самолета приведены ниже (см. стр. 109).
ЭЛЕКТРООБОГРЕВ ПО МЕТОДУ РИДО И ДЮКРЕ
В настоящее время во Франции большое значение придается но-
вому виду противообледенителя, разработанному Ридо (Rideau)
и Дюкре (Ducret).
В предложенной ими конструкции противообледенителя нагрева-
тельным элементом является специальный электропроводящий слой,
наложенный на поверхности крыла или оперения, на которые предва-
рительно наносится тонкая электроизолирующая пленка.
юз
Авторы этого предложения и некоторые другие исследователи
утверждают, что конструкция такого противообледенителя практи-
чески вполне осуществима и может устранить льдообразование даже
в том случае, если поверхности самолета уже покрылись ледяной
коркой, причем мощность такой установки, по их мнению, сравни-
тельно невелика. Официальные испытания, проведенные техническим
комитетом Министерства авиации, подтвердили целесообразность при-
менения электротермического метода борьбы с обледенением.
Для получения электропроводящей пленки с большим сопротив-
лением Ридо и Дюкре провели опыт применения коллоидального рас-
твора, содержащего графитный порошок, который, как известно,
обладает хорошей электропроводностью. В качестве растворителя упо-
треблялось легко испаряющееся вещество. Сначала на поверхность
крыла накладывался электроизолирующий слой, затем путем пульве-
ризации или кистью на нее наносился тонкий ровный слой электро-
проводящего раствора. После испарения растворителя на поверхности
оставался электропроводящий слой.
Для того чтобы повысить прочность проводящего слоя и устранить
его гигроскопичность, в раствор предварительно вводились некото-
рые неиспаряющиеся элементы.
В качестве изолирующего слоя применялась асбестовая или ка-
кая-либо иная бумага.Толщина бумаги подбирается в зависимости от
материала обшивки крыла и требуемой степени изоляции. Если тем-
пература проводящего слоя в процессе работы противообледенителя
может превысить 80°, то в этом случае должна применяться асбестовая
бумага.
Края проводящего слоя покрывались медью или цинком при по-
мощи металлизатора. Получившиеся таким образом две металлические
ленты обеспечивали достаточно прочный электрический контакт.
Нанесение металлического слоя непосредственно на изолирующую
подкладку до покрытия графитом позволяет производить тщательную
регулировку величины сопротивления в процессе производства. При-
соединение проводов к контактным лентам легко осуществляется путем
пайки или запрессовки.
Для защиты электропроводящего слоя от влажности применялся
целлулоидный лак или растительный клей. Нагревательные элементы,
покрытые такими веществами, во время испытания свободно выдержи-
вали продолжительное пребывание в воде и не портились.
Схематическое устройство противообледенителя Ридо и Дюкре
показано на фиг. 55. На металлическую обшивку крыла 1 последо-
вательно наложены: тепловая изоляция 2 из слоя пробки, бумажная
изоляция 3. проводящий слой 4, металлические электроды 5 и по-
верх всего защитный слой специального лака б.
Толщина тепловой изоляции между обогревающим слоем и метал-
лической обшивкой крыла составляет 1—3 мм.
Ридо и Дюкре считают, что применение их способа борьбы с обледе-
нением крыла позволяет значительно уменьшить ширину защищаемой
поверхности по сравнению с другими противообледенителями, в част-
ности, противообледенителем системы Гудрич. Это уменьшение воз-
104
25мм
.можно бла! одари тому, что обычно в начале обледенения образуется
тонкая узкая ледяная корка на носке крыла и затем уже она распро-
страняется по обе стороны крыла. По мере увеличения ширины об-
разования льда увеличивается и его толщина, следовательно, для
того чтобы обледенение не распространи-
лось по всему крылу, достаточно преду-
предить возможность образования льда на
передней кромке. Следует, однако, иметь
в виду, что предупредить образование льда
заранее далеко не всегда бывает возможно.
Если же поддерживать поверхность во все
время полета в нагретом состоянии, то
для этого потребовался бы очень большой
расход электрической энергии.
Для защиты разрезных крыльев не-
обходимо подогревать лишь нижнюю часть
передней кромки предкрылка. При этом
лед не может проникнуть во внутреннюю
часть щели, так как противообледенитель
препятствует его накоплению.
На частях самолета, имеющих значи-
тельную длину, в качестве обогревающего
элемента Ридо и Дюкре предлагают при-
менять металлическое полотно (120—200
клеток на 1 см2) из тонкой проволоки (0,05 до 0,1 мм). Такое
устройстве, изображено па фиг. 56. Электропроводящей частью
системы является металлическое полотно /, наложенное на
изоляционную бумагу 2, которая в свою очередь наложена на слой
пробки 3. Два проводника 4, припаянные к полотну, обеспечивают
распределение тока, подведенного по проводникам 5 и промежуточным
контактам 6. Для лучшей защиты от атмосферных влияний поверх,
всего нанесен слой лака.
Фиг. 55. Схема устройства
приспособления Ридо и
Дюкре.
1—обшивка крыла; 2—пробко-
вый слой; 3 — бумажная изо-
линия; 4— проводящий СЛОЙ;
J—электроды; 6—слой лака.
Фиг. 56. Общий вид противообледенителя Ридо и Дюкре.
J—металлическое полотно: 2—изоляционная бумага; <3—слой пробки-
проводники; 5—провода, подводящие ток; С— промежуточные контакты.
Описанное устройство, по мнению авторов, не требует никаких рас-
ходов по содержанию; оно нисколько нс изменяет профиль крыла
и имеет малый вес — всего около 1 кг на 1 мг защищаемой от обледе-
нения части поверхности крыла. По мнению авторов вес источников
105-
питания этой установки также невелик; общий вес такого противо-
обледенителя не превышает вес любого из существующих типов проти-
вообледенителя, в частности, системы Гудрич.
ОПЫТЫ БРЮНА
Метод Ридо и Дюкре был проверен Брюном в лабораторных усло-
виях: в аэродинамической трубе и в термостате. Испытания проводи-
лись с частями металлических стоек (длина 30 см, сечение 21 см2,
толщина стенки 2 мм), две трети поверхности которых были защищены
электропроводящей пленкой Ридо и Дюкре. Брюну удавалось по-
степенно покрыть всю электропроводящую пленку очень прочной кор-
кой льда, который прилипал настолько сильно, что при ударе молот-
ком по краям льдообразования от него откалывались только неболь-
шие куски.
Фиг. 57. Зависимость расхода энер-
гии, затрачиваемой на таяние льда; от
начальной температуры неизолиро-
ванной модели.
Фиг. 58. Записиv< ;ть расхода энер-
гии, затрачиваемой на таяние льда от
начальной температуры изолирован-
ной модели.
Обледеневшая стойка переносилась затем в термостат, где устанав-
ливалось тепловое равновесие между стойкой и окружающим ее воз-
лухом. После этого включался ток для подогрева проводящего слоя
Во время опыта экспериментаторы отмечали момент раскалывания
льда и расход электроэнергии. Для лучшего воспроизведения дейст-
вительных условий на корку льда производили периодический лег-
кий нажим, что. по мнению Брюна, оказывает такое же действие,
как толчки и вибрации, которым подвергается самолет во время по-
лета. В результате нагрева лед равномерно подтаивал и отваливался
всегда целым куском.
При первой серии опытов на переднюю часть испытываемой стойки
был нанесен электропроводящий слой. Мощность была постоянной,
1,55 кет на 1 м2 защищенной поверхности при равномерной толщине
льда 6 мм; что же касается начальной темпера гуры стойки, то она при
разных опытах изменялась. Было установлено, что при начальной тем-
пературе — 2,1° для устранения обледенения потребовалось держать
106
модель под током в течение 28 секунд, т. е. на 1 м- затрачивать энергию
1.55 • 28 = 43,5 кдж. На фиг. 57 приведена кривая расхода энергии
на таяние льда в зависимости от начальной температуры. Эксперимен-
тальные точки располагаются с большой долей точности на прямой,
продолжение которой пересекает ось ординат в точке, соответствую-
щей 14 кдж.
Вторая серия опытов производилась с частью стойки, металличе-
ская поверхность которой была изолирована от электропроводящей
пленки слоем тепловой изоляции. Результаты этих опытов (фиг. 58)
подтверждают опыты первой серии. Для удаления льда с поверхности
в 1 м- при температуре 0° требуется энергия в 14 кдж или мощность
в 1 л. с., расходуемая в течение 19 секунд. Эта энергия дает возмож-
ность произвести таяние приблизительно 40 г льда с образованием во-
дяной пленки толщиной около 0,05 мм.
Наличие изоляции позволяло устранять обледенение при началь-
ной температуре, доходящей до —15°.
Из графиков (фиг. 57 и 58) видно, что с понижением начальной
температуры на Г расход энергии на удаление льда увеличивается
на 14 кдж. Для того чтобы повысить температуру наружной поверх-
ности от —10 до 0° и поддерживать ее на этом уровне, необходимо
затратить в 10 раз больше энергии, чем для образования на поверх-
ности пленки воды от растаявшего льда. Расход энергии в значи-
тельной мере зависит от материала, из которого изготовлено кры-
ло, и главным образом от теплоемкости крыла, а также от тол-
щины льда.
Результаты опытов по определению расхода электроэнергии на
обогревание модели показывают целесообразность применения электро-
проводящего слоя, наложенного поверх слоя изоляции. Опыты
Брюна показали, что при наличии защитного покрытия Ридо и Дюкре-
лед откалывается от стойки, если внутренняя поверхность стенки
нагрета до температуры, составляющей 0,4 от начальной температуры.
Так, например, если начальная температура была равна —10', то
откалывание льда происходило при температуре внутренней поверх-
ности стенки —4°. При обогреве же самой стенки изнутри (без покры-
тия Ридо и Дюкре), для того чтобы ледяная корка отпала, необходимо
было доводить температуру внутренней поверхности до температуры
выше О0. Экономия энергии при использовании метода Ридо и Дюкре
таким образом оказывается довольно значительной.
Опыты Брюна показали также, что целесообразно повысить мощ-
ность противообледенителя. Замеры расхода энергии, необходимой
для удаления льда с 1 м- стойки, покрытой слоем льда в 6 мм при —4
при разных мощностях (фиг. 59), показали, что при увеличении мощ-
ности с 1 до 3 кет на 1 м2 расход энергии уменьшается вдвое, т. е.
удаление льда происходит в 6 раз скорее (13 секунд вместо 83). Поэтому
защищаемую поверхность целесообразно разделить на несколько участ-
ков (симметричных относительно оси самолета), удаление льда
с которых производить последовательно.
На фиг. 60 изображены две кривые, полученные с учетом эффекта
нагрева модели от обтекания воздухом при скорости 300 км/час. По
107
оси ординат отложено время, необходимое для удаления льда; по осп
абсцисс — мощность, затрачиваемая на 1 Л12.
Брюн приходит к выводу, что основное преимущество метода Ридо
и Дюкре заключается в том, что их противообледенитель удаляет лед
даже в тех случаях, когда температура обшивки крыла значительно
ниже 0°. По его мнению этот противообледенитель является лучшим
средством защиты от обледенения разрезных крыльев.
Еще до проведения описанных выше опытов на основании иссле-
дований Жампи (Jampy). Лекардоннеля (Lecardonnel) Брюн подсчи-
тал расход мощности на нагрев крыла. Так, например, для поддержа-
ния разности температур какой-либо поверхности и обтекающего ее
воздуха при скорости потока 300 км]час требуется затрачивать мощ-
ность около 0,5 кет на ) л/-‘ поверхности.
Фиг. 59. Зависимость расхода энер-
гии. затрачиваемой на удаление льда
с 1 м'- площади крыла, от мощ-
ности.
Фиг. СО. Зависимость времени, необ-
ходимого для устранения льдообра-
зования, от затрачиваемой мощности
(при скорости 300 км/чос).
Кривая 1—при температуре воздуха —fi.8
и температуре поверхности передней кром-
ки —4 , кривая 2—соответственно при
температурах — 4,8" и—2°.
Если бы было достаточно нагреть крыло только на несколько гра-
дусов, например на 3°, то для этого потребовалась бы сравнительно
небольшая мощность. Например, для нагревания поверхности в 3 лГ-
(поверхность обогревательного приспособления, обеспечивающего за-
щиту от обледенения крыльев небольшого пассажирского самолета)
потребуется мощность всего около 7 кет. Однако при низкой темпера-
туре окружающего воздуха требуется повышение температуры крыла
более чем на 3°, поэтому потребная для этого мощность соответственно
увеличится. Например, если необходимо при той же обогреваемой по-
верхности повысить температуру передней кромки на 10э, то потре-
буется мощность в 22 кет. Вес генератора при этом довольно велик:
кроме того, такой генератор громоздок.
После проведения описанных в настоящем разделе опытов и под-
счета мощности, которую необходимо затратить на обогревание поверх-
ности передних кромок крыла до температуры, достаточной для устра-
нения обледенения их, Брюн приходит к новому выводу; он считает,
что потребная мощность значительно меньше той, которая опреде-
лялась нм ранее. При этом оп учитывает, что:
108
а) температура поверхности крыла в полете выше, чем температура
воздуха;
б) образование на поверхности крыла ледяной корки изолирует
эту поверхность от влияния температуры окружающего воздуха;
в) устранение ледяной корки на поверхности самолета происхо-
дит благодаря подтаиванию слоя льда, непосредственно прилегаю-
щего к поверхности крыла, с последующим разламыванием льда на
части.
На примере самолета Les Mureaux 115 RrBr с мотором 850 л. с.
Брюн анализирует возможность применения противообледенителя Ридо
и Дюкре; его расчеты относятся к скорости полета 300 км; час. При
размахе крыла этого самолета, составляющем 15 м, и довольно толстом
профиле крыла требуется противообледенитель шириной около 20 см,
г. е. общая площадь нагревательного элемента около 3 м2. Если такой
самолет снабдить генератором 4 кет, то в случае применения способа
Ридо и Дюкре обледенение можно будет устранять при температуре
тумана до—5. —6°. При более холодном тумане после образования
•гонких слоев льда их придется периодически удалять. Толстую ле-
дяную корку, температура которой равна —5°, можно удалить за
50 секунд, при более низкой температуре, например —10э или —15°,
ее можно удалить соответственно за 90 и 130 секунд. При мощности
менее 4 кет можно было бы также гарантировать защиту от обледе-
нения, однако на самолете с мотором мощностью около 1000л. с. уста-
новка генератора в 4 кет не создает особых затруднений.
Следует оговорить, что при определении мощности, необходимой
для эффективного действия противообледенителя Ридо и Дюкре,
Брюн вносит допущение, что вся затрачиваемая энергия используется
целиком на нагревание поверхности, т. е. он пренебрегает потерями
на нагревание пространства внутри крыла. Таким образом его цифры
потребной мощности несколько преуменьшены.
Метод Ридо и Дюкре, бесспорно, представляет большой интерес.
Достаточно полных исследований этого метода, которые позволили бы
сделать окончательные выводы, не было проведено. Ценность же опытов
Брюна значительно снижается тем обстоятельством, что его опыты по
устранению льда с поверхности модели проводились лишь в термостате.
Однако полученные Брюном результаты проверки метода Ридо и Дюкре
показывают, что нельзя категорически отрицать, как это делали
до сих пор многие авторы, целесообразность применения электро-
термических противообледенителей. Все это обязывает уделить боль-
шое внимание дальнейшей разработке электротермического способа.
Сравнительные испытания противообледенителя Ридо и Дюкре
и описанных выше двух конструкций противообледенителей с прово-
лочными электрообогревателями были проведены в естественных усло-
виях на метеорологической станции на горе Пюи де Дом (Франция).
Испытания проводились при различных метеорологических ус-
ловиях. Модели, оборудованные противообледенителями, укреплялись
на испытательной площадке в воздушном потоке за винтом.
В тех случаях, когда противобледенитель включался после того,
как на модели уже образовались ледяные наросты толщиной около
109
1 см лаяние льда при всех системах противообледенителей начиналось
примерно через минуту с момента включения.
Начав таять, лед через некоторое время разламывался на части
и отдельными кусками как бы соскальзывал с модели назад.
При одном из испытаний, продолжавшемся 50 часов, несмотря на
тяжелые метеорологические условия, благодаря своевременному вклю-
чению противообледенителей почти в продолжение всего опыта поверх-
ность моделей оставалась совершенно свободной от льда, тогда как
все окружающие предметы довольно сильно обледенели.
Оказалось, что для предохранения поверхности модели от обледе-
нения при наличии на ней противообледенителя с проволочным обо-
гревателем, расположенным внутри крыла в фокусе рефлектора
(фиг. 5.3), необходимо затратить на обогревание 1 пог. м модели мощ-
ность 230 вт. Затрата мощности в противообледенителе с обогревателем
в виде спирали из медной проволоки (фиг. 54) составляла 120 вт
на 1 пог. м. При наличии же противообледенителя системы Ридо и
Дюкре потребовалась мощность 165 вт на 1 пог. м. Как видно из
сравнения этих цифр, во втором случае требуется даже меньшая мощ-
ность, чем при наличии противообледенителя Ридо и Дюкре. Однако
окончательное суждение о выгодности применения того или иного
метода электрообогрева только на основании этих испытаний вынести
нельзя. Возможно, что испытание противообледенителей этих систем
на самолете в натуре даст совершенно иное соотношение мощностей.
Вызывает опасение, что в действительных условиях полета подтаяв-
шие и отскочившие от передней кромки куски ледяного нароста при
скольжении назад по холодной поверхности крыла примерзнут к ней
в каком-либо месте и создадут новые очаги образования льда.
Судя об электротермических способах борьбы с обледенением са-
молета только на основании описанных испытаний, можно сделать за-
ключение, что все испытанные системы противообледенителей, основан-
ные на этом методе, вполне осуществимы при наличии на борту само-
лета нормальных электроустановок.
Этот метод, несомненно, заслуживает того, чтобы его тщательно
проверить на самолете в воздухе.
ОБОГРЕВ КРЫЛЬЕВ И ОПЕРЕНИЯ ВЫХЛОПНЫМИ ГАЗАМИ
Идея непосредственного использования тепла выхлопных газов
продолжает занимать умы многих изобретателей и исследователей.
Большинство изобретателей предлагает пропускать выхлопные газы
по системе трубок, расположенных внутри крыла и оперения вдоль
передних кромок.
Многие исследователи считают, что для борьбы с обледенением
крыла достаточно пропускать выхлопные газы внутри носка крыла
по одной трубе. Такая конструкция, конечно, была бы наиболее про-
ста. однако она нереальна, так как коэфициент теплопередачи от газов
к стенкам трубы невелик и наличие одной только трубы нс может
обеспечить нагревание носка крыла до необходимой температуры.
Естественно поэтому, что следующим этапом явилось предложение
пропускать отработавшие газы не по одной трубе, проложенной вдоль
ио
передней кромки, а по системе из нескольких труб, расположенных
внутри носка крыла. Конструкция носка крыла и оперения совре-
менных самолетов большей частью не позволяет проложить трубы
вблизи передних кромок.
Ио подсчетам I росса вес установки, обеспечивающей отопле-
ние выхлопными газами, для самолета Дуглас DC-2 составлял бы
около 160 кг.
Кроме большого веса и конструктивных затруднений недостат-
ками этой системы являются опасность в пожарном отношении и необ-
ходимость частого ремонта системы и замены труб, которые вслед-
ствие наличия в выхлопных газах кислот быстро корродируют. Нако-
нец, установка такой системы на самолете значительно увеличила бы
сопротивление выхлопа, что вызвало бы снижение мощности мотора.
Положительными сторонами этой системы являются уменьшение
лобового сопротивления за счет устранения выхлопных патрубков
и уменьшение шума от выхлопа-
Применение существующих в настоящее время конструкций си-
стем с непосредственным использованием тепла выхлопных газов как
средства борьбы с обледенением самолета нецелесообразно. Однако
нельзя считать, что этот способ вообще непригоден. В этом направле-
нии необходимо вести работы и в первую очередь стремиться умень-
шить вес конструкции.
ОБОГРЕВ ГОРЯЧИМ ВОЗДУХОМ
Обогрев подверженных обледенению частей самолета горячим воз-
духом теоретически вполне осуществим.
При устройстве специального приспособления, отводящего тепло
от цилиндров мотора в систему трубок, расположенных внутри
крыльев и оперения, и при использовании в качестве дополнительного
средства тепла от выхлопных труб не только передние кромки, но и
значительная часть поверхности крыльев и оперения могут быть на-
греты до требуемой температуры.
Использование тепла от выхлопных труб может быть достигнуто
путем устройства на выхлопных трубах подогревателей (коллекторов}
для воздуха. Вес такой системы по подсчетам д-ра Г росса для самолета
Дуглас ДС-2 определяется цифрой того же порядка, что и в случае
обогрева непосредственно выхлопными газами, т. е. около 160 кг.
Основной недостаток системы использования выхлопных газов —
большая поверхность обогревательных трубок, что объясняется низ-
ким коэфициентом теплопередачи для газов, — присущ также и системе
использования горячего воздуха. Единственное преимущество этой си-
стемы по сравнению с вышеописанной — меньшая опасность возник-
новения пожара и коррозии.
Как один из вариантов такой системы А. Хеден (A. Headen) {133]
предложил следующую конструкцию противообледенителя для
крыльев. Выхлопная труба заключена в кожух А (фиг. 61), от кото-
рого идет труба меньшего диаметра, Соединённая с всасывающим
патрубком вентилятора В. От обращенного назад нагнетающего
отверстия вентилятора идет труба к тройнику, от которого в оба
ill
крыла:—правое и левое — расходятся трубы С и D, проложенные
вдоль передних кромок (крыльев). В каждой из труб С и D в половине
их, обращенной в сторону передней части крыла, имеется значи-
тельное количество небольших отверстий.
Из пространства между кожухом и выхлопной трубой нагретый
воздух засасывается вентилятором и прогоняется через тройник в
трубы С и D- Благодаря тому что нагретый воздух в этих трубах на-
ходится под давлением, превышающем атмосферное давление, через
отверстия в трубах он выбрасывается струйками на внутреннюю по-
верхность передней кромки крыла, какэто показано на фиг. 61. На этой
фигуре трубка D изображена в уве-
личенном (по сравнению с крылом,
масштабе. Между вентилятором В и
тройником включены управляемый
пилотом из кабины двухходовой
кран переключения и отводящая
трубка Е, по которой при отсутст-
вии опасности обледенения нагре-
тый воздух выпускается в атмо-
сферу. В конструкции предусмат-
ривается также возможность отвс-
да горячего воздуха в кабину для
отопления-
В последнее время система обо-
грева горячим воздухом передних
кромок крыльев и оперения разра-
батывалась в Германии. где фирмой
Юнкере была сконструирована
опытная установка для самолета
Ю-52- Устройство ее заключается в
следующем (фиг. 62). Внутри вы-
хлопного коллектора проложены
три трубы из нержавеющего и огне-
стойкого металла. Выхлопные га-
зы из цилиндров мотора попадают
через короткие патрубки 2 в выхлопной коллектор 7, где они и обогре-
вают трубы 3. Через эти трубы пропускается холодный воздух, кото-
рый быстро прогревается и направляется в крыло. В целях лучшего
использования тепла выхлопных газов внутри коллектора помещаются
направляющие пластины. Из передней части крыла, которая от осталь-
ных частей крыла изолирована перегородкой, воздух выходит наружу
через щели.
Опыты, проведенные фирмой Юнкере в полете, судя по заявлению,
сделанному' фирмой, дали положительные результаты. Помимо удачной
работы этой системы как противообледенителя было отмечено умень-
шение шума от выхлопа.
Учитывая приведенные выше соображения о недостатках, прису-
щих системам обогрева выхлопными газами и воздухом, следует от-
метить, что конструктивное оформление последней системы довольно
t 12
сложно. Большие затруднения представляет осуществление правиль-
ного распределения тепла вдоль передних кромок крыльев и оперения.
Фиг. 62. Обогрев крыла горячим воздухом по способу фирмы
Юнкере.
1—коллектор; 2—выхлопной патрубок; 3—трубы, по которым направля-
ется нагреваемый воздух; 4—сечение передней части крыла (стрелка-
ми показан выход воздуха наружу).
Однако система обогрева горячим воздухом, как отмечалось выше,
имеет ряд преимуществ. Окончательное разрешение вопроса о ее при-
менимости может быть сделано лишь путем тщательной эксперимен-
тальной проверки.
ЖИДКОСТНАЯ СИСТЕМА ОБОГРЕВА
Идея, заложенная в основе этой системы, заключается в устройстве
на подверженных обледенению поверхностях самолета системы тру-
бок, заменяющей собой обычные радиаторы для охлаждения мотора.
Жидкость, циркулирующая в охлаждающей системе мотора, выходя
из нее, поступает в систему трубок для обогрева крыльев, откуда
в охлажденном виде снова возвращается в мотор.
Эта идея казалась очень заманчивой благодаря своей простоте.
Кроме того, при расположении радиаторов на поверхности передних
кромок крыльев достигается некоторое уменьшение лобового сопро-
тивления самолета.
К сожалению, подобного рода система имеет ряд существенных
недостатков. Наличие радиаторов на поверхности передних кромок
крыльев в боевой обстановке делает самолет очень уязвимым. Совер-
шенно не опасное для обычного самолета попадание пули в переднюю
кромку крыла в случае установки на ней радиатора выводит из строя
Лебедев—978—8 113
систему охлаждения моторов. Поэтому на военных самолетах жид-
костная система обогрева крыльев вовсе не может применяться.
Вторым, также довольно существенным, недостатком этой системы,
исключающим возможность ее применения и на гражданских само-
летах, является трудность устранения течи в соединительных частях
длинной трубопровода системы. Как бы ни были плотны все соеди-
нения труб, все же при вибрациях трубопровода и сотрясениях при
посадке плотность соединений будет часто нарушаться.
По подсчетам д-ра Гросса вес жидкостной обогревательной си-
стемы для самолета Дуглас ДС-2 выразится в 204 кг, т. е. больше,
чем вес системы обогрева выхлопными газами.
Практического разрешения жидкостная система обогрева крыльев
до сего времени не получила, хотя, судя по имеющимся в этой области
проектам, ряд конструкторов и изобретателей продолжают работать
над ее осуществлением.
ПАРОВАЯ СИСТЕМА ОБОГРЕВА
Подогрев частей самолета паром с целью защиты их от обледене-
ния может быть осуществлен в том случае, если на самолете для охла-
ждения мотора применяется так называемая паровая система. В такой
системе в качестве охлаждающей жидкости применяется жидкость,
имеющая низкую температуру кипения. В процессе охлаждения мо-
тора эта жидкость переходит в парообразное состояние и в таком виде
направляется в радиатор, где конденсируется и охлаждается. Как
и в вышеописанной системе, вместо обычного радиатора на самолете
можно установить радиатор в носовой части крыла, который являлся
бы средством защиты крыла от обледенения-
Паровая система обогрева крыльев может быть осуществлена и при
наличии мотора с обычным жидкостным или воздушным охлаждением.
В этом случае на выхлопной трубе может быть установлен специаль-
ный котел — кипятильник, из которого па р направляется к системе
трубок (радиатору), расположенных на поверхности самолета.
Основное преимущество этой системы по сравнению с системами
обогрева выхлопными газами и горячим воздухом заключается в том,
что пар, имея сравнительно большой коэфициент теплопередачи,
очень быстро нагревает трубки радиатора. Поэтому поверхность си-
стемы трубок (а следовательно, и их вес)будет меньше соответствующих
устройств систем обогрева выхлопными газами или воздухом. Кроме
того, чем больше коэфициент теплопередачи, тем быстрее происходит
выравнивание температур по всей трубопроводке. Поэтому при паро-
вой системе обеспечивается более равномерная подача тепла ко всем
частям самолета, находящимся на различном расстоянии от источника
тепла.
По подсчетам д-ра Гросса вес паровой обогревательной системы
для самолета Дуглас ДС-2 выразится в 150 кг. Эта цифра, как и все
приведенные Гроссом данные о различных обогревательных системах,
является приблизительной; возможно, что в действительности вес
системы будет несколько меньше.
114
Большая работа по изучению парообогревательного метода была
произведена в США Теодорсеном и Клей.
При испытании на самолете в воздухе модели крыла (фиг. 50)
для обогревания была применена паровая система. /Збшее устрой-
Фиг. 63. Схема устройства для обогрева крыльев паром.
1—котел; 2—выхлопная труба; 3—передняя кромка крыла; 4—паровом трубо-
провод; 3—парораспределительная труба; 6—отверстия для выхода пара;
7—труба для возврата воды; 8—труба для отвода воды.
Фиг. 64. Котел паровой системы обогрева крыла.
1—выхлопная труба; 2—паровой трубопровод.
ство этой системы видно из схематического чертежа, изображен-
ного на фиг. 63. На выхлопной трубе 2 установлен небольшой котел 7.
Этот котел соединяется с передней кромкой крыла 3 при помощи си-
стемы трубок 4, заканчивающихся парораспределительной трубкой 5,
в которой имеется ряд
небольших отверстий 6.
Пар из котла поступает
в паро распределитель-
ную трубку, выходит че-
рез эти отверстия внутрь
передней части модели
крыла и конденсирует-
ся, осаждаясь каплями
на внутренней поверх-
ности обшивки. Охлаж-
денный конденсат соби-
райся в нижней части
передней кромки крыла,
откуда возвращается в
котел по трубке 8.
Котел (фиг. 64) сва-
рен из листового железа
и снабжен дымогарной трубкой длиной 76 мм. Длина котла 76 мм,
емкость 0,56 л.
8»
115
Нагрев поверхности модели во время опытов получался достаточно
равномерным. И несмотря на то, что температура воздуха доходила
до —8°, льдообразования на передней кромке замечено не было.
Очень большое значение для правильной работы паровой системы
обогрева имеет выбор жидкости. Основное требование, предъявляе-
мое к жидкости,— возможно более низкая температура кипения ее.
Общее количество тепла, передаваемого поверхности крыла при
паровой системе, не зависит от того, какая жидкость применена,
но характер распределения этого тепла по поверхности крыла зависит
от свойств данной жидкости. Пары жидкости, имеющей низкую тем-
пературу кипения, распределяются более равномерно по поверхности,
чем пары жидкости, имеющей высокую температуру кипения.
Температура замерзания жидкости также должна быть возможно
более низкой, так как иначе при неработающем котле жидкость за-
мерзает во всей системе. Кроме того, жидкость должна быть невоспла-
меняемой, иметь возможно малый удельный вес и не вызывать кор-
розии.
Теодорсеном и Клей при проведении опытов в полете с описанной
выше системой были произведены испытания нескольких различных
сортов жидкости.
В тех случаях, когда при опытах для этой цели применялась вода,
распределение тепла оказывалось неудовлетворительным; несколько
раз вода замерзала в трубопроводе, отводящем ее в котел. Поэтому
от применения ее в дальнейших опытах пришлось отказаться. Приме-
нение же спирта вследствие низкой температуры кипения его дало
возможность получить почти идеальное распределение тепла по по-
верхности крыла. Однако из-за легкой воспламеняемости чистого
спирта рекомендовать применение его ни в коем случае нельзя.
Последующие исследования показали, что ни одна из испытанных
жидкостей не могла быть признана удовлетворительной, так как почти
все жидкости, имеющие низкую температуру кипения, либо вызывают
интенсивную коррозию металлических частей, либо легко воспламе-
няются. Затем была испытана смесь, состоящая из двух частей воды
и одной части чистого спирта- Оказалось, что при употреблении этой
жидкости распределение тепла по поверхности обогреваемых частей
самолета было столь же удовлетворительным, как и в случае примене-
ния чистого спирта. Это обстоятельство объяснялось тем, что в случае
употребления смеси из воды и спирта испаряется лишь один спирт,
в то время как большая часть воды остается в котле. Замерзание
трубопроводов, отводящих конденсированную жидкость из крыла
обратно в котел, не наблюдалось. Опасность возникновения пожара
значительно меньше, чем в случае применения чистого спирта- Прове-
дение подробных опытов с применением этой смеси дало во всех
отношениях удовлетворительные результаты. Для практического при-
менения в паровых системах противообледенителей Теодорсен и Клей
рекомендуют эту смесь.
Применявшийся при испытаниях в полете котел не был рассчитан
на высокий коэфициент полезного действия. Его коэфициент полезного
действия был определен во время опытов путем измерения падения
116
температуры в выхлопной трубе вследствие поглощения тепла жидко-
стью. Среднее значение коэфициента полезного действия котла оказа-
лось равным 7,5%. Теодорсен и Клей приходят к выводу, что котел
с одной дымогарной трубкой длиной 76 мм, поглощающий всего
только 7,5% тепла выхлопных газов, все же оказался достаточно эф-
фективным средством защиты от обледенения крыла длиной 0,60 м.
Поэтому они предполагают, что хорошо сконструированный котел,
обладающий большим коэфициентом полезного действия, будет до-
статочно эффективен для борьбы с обледенением крыльев любого са-
молета.
Характер конструкции котла-кипятильника и вообще всей парона-
гревательной системы зависит в значительной мере от типа самолета
и от его конструктивных
особенностей. Для само-
летов, снабженных пред-
крылками или другими
приспособлениями подоб-
ного рода, конструирова-
ние паронагревательной
системы вызовет значитель-
но большие трудности, чем
для самолетов с крыльями,
не имеющими этих уст-
ройств.
Теодорсен и Клей счи-
тают, что паронагрева-
тельные установки проще
осуществляются на моно-
планах с высокорасполо-
Фиг. 65. Конструкция передней части крыла
с паровым обогревом.
1—парораспределительная трубка; 2—отверстия для
выхода пара; з—желобок для отвода конденсата;
4 и <5—щель н желобок для отвода воды с поверх-
ности носка крыла.
женными крыльями, с поперечным V. На таких самолетах обеспечи-
вается естественный отвод конденсата к центроплану. Кроме того, на
монопланах с высоко расположенными крыльями при установке
кипятильника под фюзеляжем высота столба жидкости между кры-
лом и котлом вполне достаточна для того, чтобы жидкость возвра-
щалась в котел самотеком.
Для обеспечения хорошей работы системы давление в котле должно
быть равно приблизительно 0,15 кг/см2.
Теодорсен и Клей приводят примерную схему конструкций перед-
ней части крыла, приспособленного для нагревания паром фиг. 65).
В этой конструкции имеется также устройство для отвода воды с
наружной поверхности носка крыла.
Вопрос о целесообразности применения паровых противообледе-
нителей в настоящее время является спорным. Прежде чем вынести
окончательное решение о возможности их применения, необходимо
сконструировать такую систему для какого-либо самолета и проделать
соответствующие исследования. Эту работу следует провести, так как
паронагревательная система по сравнению с прочими системами тер-
мических методов борьбы с обледенением самолетов имеет ряд пре-
имуществ.
117
ГЛАВА 3
МЕХАНИЧЕСКИЕ МЕТОДЫ
ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬ СИСТЕМЫ ГУДРИЧ
Исследованием вопроса устранения ледяных отложений механи-
ческим путем впервые занялись Гир и Скотт в 1929 г.
Идея создания этого способа борьбы с обледенением, известного
ныне как способ Гудрич, появилась в результате проведения опытов
в аэродинамической трубе с моделью крыла самолета, покрытой ре-
зиновой пластиной, пропитанной специальным составом. Как пока-
зали эти опыты, сбросить с поверхности такой пластины образовав-
шуюся на ней ледяную корку довольно легко. Это навело на мысль
покрыть передние кромки самолета резиновыми листами, одновременно
сделав такое приспособление, которое позволило бы несколько растя-
гивать резину и приподнимать ее над поверхностью крыла. При первых
опытах на переднюю кромку модели крыла накладывалась сплюснутая
резиновая трубка, которая затем покрывалась тонкой резиновой пла-
стиной. Трубка била присоединена к воздушному насосу, который
во время обледенения периодически включали и выключали; при
этом трубка совершала пульсирующие движения. При включении
давления сплюснутая трубка расправлялась, принимая нормальную
форму, а резина, облегающая снаружи трубку, растягивалась и при-
поднималась над поверхностью крыла; при этом образовавшаяся на
передней кромке крыла ледяная корка при наполнении трубки воз-
духом трескалась. Однако при выходе из трубки воздуха и возвраще-
нии резины на прежнее место ледяная корка также занимала свое
прежнее положение.Тог да было решено увеличить количество трубок.
Под резиновую пластину было помещено несколько трубок, но это
дало небольшой эффект.
В последующей конструкции трубки были вмонтированы путем
вулканизации в резиновые пластины, которые накладывались на
переднюю кромку крыла. Наполнение трубок воздухом произво-
дилось попеременно. Результаты при этом получились вполне удовлет-
ворительные: лед ломался на куски, которые уносились с поверх-
ности крыла воздушным потоком.
В целях уменьшения силы сцепления льда с поверхностью резины
последняя пропитывалась снаружи специальным масляным составом.
Первый образец пневматического противообледенителя, изго-
товленного фирмой Гудрич, был установлен в 1930 г. на самолете
Дуглас и испытан в полете. Эти испытания и ряд последующих испы-
таний несколько усовершенствованных конструкций показали, что
если и не удалось добиться создания противообледенителя, отве-
чающего всем предъявляемым к нему требованиям, то во всяком
случае получена система, которая в случае обледенения может оказать
существенную помощь.
В последующих конструкциях противообледенителей впуск и
выпуск воздуха осуществлялись автоматически при помощи спе-
циального распределительного клапана.
Большое значение для работ по усовершенствованию этой конструк-
118
ции имело то обстоятельство, что летчикам, самолеты которых были
снабжены пневматическими противообледенителями, было предпи-
сано давать письменные донесения о результатах применения про-
тивообледенителей.
Около 45 донесений о таких случаях обледенений при плохих
метеорологических условиях зимы 1933/34 г. показало, что самолеты,
снабженные пневматическими противообледенителями, могут совер-
шать полеты при такой метеорологической обстановке, при которой
регулярная работа воздушного транспорта несколько лет тому назад
считалась совершенно невозможной.
Некоторую трудность представляло удаление льда в том случае,
если противообледенитель включался немного спустя после начала
обледенения. Поэтому было признано необходимым включать проти-
вообледенитель в тот момент, как только возникнет опасение, что
самолет находится в зоне обледенения.
В некоторых случаях при особенно тяжелых условиях обледенения,
если противообледенитель не включался заранее, быстро разрушить
льдообразование не удавалось.
В настоящее время противообледенитель системы Гудрич значи-
тельно усовершенствован, и можно считать установленным, что эта
система является наиболее эффективной из всех существующих.
Конечно, противообледенитель Гудрич не является идеальным; к
недостаткам его следует отнести в частности недолговечность
резиновых покрышек и сложность установки. Однако, несмотря на
эти недостатки, противообледенители Гудрич получили довольно
широкое распространение.
Большая часть деталей механической части противообледенителя
разработана фирмой Эклипс, которая работает в контакте с фирмой
Гудрич.
Резиновая часть. Крыльевой противообледенитель состоит из трех
трубок, вмонтированных в резиновые покрышки. Наполнение воз-
духом и опоражнивание происходят попеременно: сначала средней
трубки, затем обеих боковых одновременно, затем снова средней
и т. д. Схема работы противообледенителя показана на фиг. 66. Когда
средняя камера наполняется воздухом, лед ломается и отстает от
резиновой пластины, но еще не слетает с нее. В следующем же поло-
жении — при наполнении воздухом крайних камер — лед получает
Дополнительные трещины и надломы. Притакой попеременной пульса-
ции камер лед разламывается на куски и слетаете поверхности крыла.
В покрышки для корневой части крыла обычно вставляются че-
тыре камеры. В этом случае воздухом наполняются сначала первая
и третья камеры, затем вторая и четвертая. Противообледенитель для
крыльев обычно состоит из двух или более отдельных покрышёк.
Если на крыльях самолета моторы не устанавливаются, то покрышек
обычно бывает две на каждой половине крыла: на центроплане и на
отъемной части крыла.
Чертеж такой покрышки для крыла приведен на фиг. 67.
На фиг. 68 показана часть покрышки, приподнятая над по-
верхностью крыла. На снимке видны три камеры 1, 2, 3.
119
Фиг. бб. Схема работы пневмати-
ческого противообледенителя.
Л—противообледенитель не включен;
В—первое рабочее положение; С—вто-
рое рабочее положение. Стрелками
показано движение воздуха, /—обшив-
ка крыла; г—резиновая покрышка;
3—воздушные камеры; 4—наслоение
льда.
120
Противообледенительная покрышка состоит из двух резиновых
пластин, между которыми помещены воздушные камеры. Эти камеры
делаются обычно из прорезиненного, хорошо растягивающегося во
всех направлениях трикотажа. По краям воздушных камер и
посредине камер наложены резиновые ленты. \
В края пластины заделываются при помощи сложенных вдвое
матерчатых лент стальные полоски шириной около 5 мм. В собранном
виде покрышка вместе с камерами вулканизируется.
Фиг. 68. Часть покрышки Гудрич, приподнятая над
поверхностью крыла.
Если из поверхности передней кромки крыла выступает наружу
трубка Пито, как это часто бывает на отъемных частях крыла, то
воздушные камеры прерываются по обеим сторонам трубки Пито
и заделываются, как это показано на фиг. 69, а. В концы заде-
ланных частей камеры вставляются алюминиевые ниппели, для
которых необходимо в этом случае вырезать два отверстия в кромке
крыла, внутри которого ниппели соединяются между собой резино-
вой трубкой. Таким образом воздух свободно переходит из одной
части камеры в другую. Отверстия на поверхности крыла заделы-
ваются, как это показано на фиг. 69, б, где посредине — отверстие
для вывода трубки Пито, а по бокам — отверстия для ниппелей.
Толщина резиновых пластин по краям — около 2 мм, а в мес-
тах заделки ленточной проволоки — 2,5—3 мм.
Противообледенительные покрышки изготовляются по специаль-
ному заказу для каждого типа самолета. При определении ширины
покрышки обычно исходят из соображения, что резиновая покрышка
Должна обтягивать поверхность передней части крыла, ограниченную
121
плоскостью, перпендикулярной хорде крыла и проведенной на рас-
стоянии около 5,5% хорды.
** При этом учитывается, что покрышка должна туго натягиваться;
обычно при установке покрышка растягивается на 20—30%. Благо-
Фпг. 69, а, б. Способ заделки камер в месте установки трубки
Пито.
даря этому она плотно прилегает к поверхности и не образует скла-
док: кроме того, этим ускоряется выпуск воздуха из камер.
Для обтягивания передних кромок стабилизаторов и киля опере-
ния служат резиновые покрышки, устроенные несколько иначе.
122
Пинт Проволочная
Резиновая 1 лента
а
Фиг. 71;
а—крепление противообледенители на крыле; б—гаико-пистон; в—винт.
Фиг. 72. Обжимка для установки гайко-оистоиов.
123
Отличие противообледенительных покрышек оперения от крыльевых
заключается в том, что вместо трех прямых воздушных камер внутри
резиновой полосы заделаны две камеры, которые резделяются волни-
стым швом (фиг- 70). Камеры соединены между собой резиновой труб-
кой и наполняются воздухом одновременно. При наполнении воз-
духом поверхность резиновой пластины принимает волнообразную
форму и ломает ледяную корку, начисто освобождаясь от нее.
В настоящее время существует несколько способов крепления
покрышек. Наилучший из них заключается в следующем. В метал-
лическую обшивку крыла и оперения в тех местах, где должны быть
закреплены края покрышек, через 55—65 мм просверливаются отвер-
стия для установки специальных пистонов с внутренней нарезкой —
так называемых гайко-пистонов (фиг. 71).
Фиг. 73. Противообледенительная иокрышка Гудрич, установленная на
передней кромке крыла.
Для развальцовки гайко-пистонов применяется специальная об-
жимка (фиг. 72). Перед развальцовкой гайко-пистон закрепляется
на обжимке путем навертывания на ее стержень, который имеет для
этой цели нарезку. После этого гайко-пистон вставляется в отверстие
обшивки и сжиманием рычагов обжимки развальцовывается с внут-
ренней стороны обшивки; затем обжимка вывинчивается из гайко-
пистона-
По краям резиновой покрышки накладываются металлические
рейки шириной около 25 мм (фиг. 73). Для придания поверхности
заделки обтекаемой формы и для увеличения жесткости реек послед-
ние изгибаются по радиусу 65—70 мм.
На фиг. 74 приведен схематический вид самолета Wibault, Реп-
boet, снабженного противообледенителем Гудрич. Общий вид этого
124
Фиг. 74. Схема
установки про-
тивообледените-
ля Гудрич на
самолете.
Фиг. 75. Общий вид самолета Wiboul-Penhoet, оборудованного противо-
обледенителем Гудрич.
125
Фиг. 77. Противо-
обледенитель Г уд-
рич на отъемной
части крыла (каме-
ры наполнены воз-
духом).
Фиг. 76. Противо-
обледенитель Гуд-
рич, установлен-
ный на центропла-
не (камеры напол-
нены воздухом).
Фиг. 78. Противо-
обледенитель Гуд-
рич, установлен-
ный на стабилиза-
торе и киле (каме-
ры наполнены
воздухом).
126
самолета и установка покрышек на крыльях и оперении показаны
на фиг. 75, 76, 77 и 78.
Противообледенительные покрышки на крыло и оперение кре-
пятся так, чтобы средняя камера крыльевой трехкамерной покрышки
и волнистый шов покрышки оперения располагались точно по линии
носка крыла или оперения.
Фиг. 79. Зависимость веса трехкамерного противообледенителя
от его длины (при ширине воздушных камер 70, 65, 60 и 55льи).
Винты, входящие в гайко-пистоны, закрепляются контршайбами.
Вес резиновой покрышки зависит от ее размеров, от количества
воздушных камер и пр. На фиг. 79 приведены графики веса крыльевого
противообледенителя в зависимости от длины противообледенителя
при разной средней ширине его камер. Естественно, что по Этой
диаграмме вес противообледенителей для проектируемого самолета
можно определить только с известным приближением.
127
Установка противообледенителей на крылья производится в сле-
дующем порядке. Прежде всего необходимо отрезать у нескольких
винтов головки и вставить временно эти винты в гайки-пистоны при-
мерно через каждые 0.5 м по всей длине части крыла, на которой
устанавливается противообледенитель. После этого верхний край
покрышки надевается на вставленные винты, затем накладывается
металлическая рейка и в гайко-пистоны вставляются винты с голов-
ками. Временно установленные винты без головок заменяются также
винтами с головкой. Затем покрышка загибается нижней стороной
кверху, как показано на фиг. 80, и тщательно посыпается тальком,
Фиг. 80. Остановка противообледенителя на крыло.
Видны трубки воздухопровода, присоединяемые к
ниппелям резиновых покрышек.
после чего ее снова заворачивают назад. Ниппели с присоединенными
к ним трубками, имеющиеся с внутренней стороны покрышки, встав-
ляются, как это видно на той же фигуре, в соответствующие отвер-
стия на поверхности передней кромки крыла, после чего к ним присо-
единяется трубопровода, идущая внутри передней кромки. Затем
покрышка растягивается и нижний край ее закрепляется в таком же
порядке, как и верхний край.
Винты затягиваются по верхнему и нижнему краям покрышки
настолько, чтобы металлические рейки своими краями слеша вдав-
ливались в резину.
Установка покрышек на кили и стабилизаторы производится
аналогичным образом.
128
Установка и снятие покрышек с крыла происходят довольно
быстро. Поэтому их нужно ставить на самолет только на тот период
е10 работы, когда можно ожидать обледенения. В остальное же время,
в особенности летом, покрышки должны быть с самолета сняты, так-
как резина от длительного пребывания на открытом воздухе, и особенно
если она подвергается воздействию солнечных лучей, довольно скоро
портится- Желательно периодически перед полетом, вовремя которого
можно ожидать обледенения самолета, поверхность покрышек сма-
зывать специально приготовленным маслом (типа касторового); то же
самое следует делать и по возвращении самолета из полета, во время
которого противообледенительная установка работала. За последнее
время к смазке поверхностей противообледенителя Гудрич прибегают
сравнительно редко, а вместо этого поверхность резины покрывают
резиновым лаком.
Механическая часть. В механическую часть противообледенителя
Гудрич-Эклипс входят следующие основные приборы: вакуум-помпа,
служащая для создания давления в системе, масляный сепаратор
(с предохранительным клапаном для регулирования воздушного
давления) и распределительный клапан (для распределения воздуха
между различными камерами). Кроме этих основных приборов в си-
стему механического оборудования противообледенителя входят: кла-
пан, регулирующий всасывание воздуха, воздушный клапан Пар-
кера, манометр, реостат и батарея, соединенная с распределительным
клапаном.
На двух- и многомоторных самолетах одна вакуум-помпа не в со-
стоянии подать достаточного количества воздуха, поэтому на двух-
моторных самолетах устанавливается две помпы и два обратных
клапана. На многих самолетах в целях лучшей очистки воздуха
от масла в систему включаются маслоотделители-
На фиг. 81 показана схема питания противообледенителя Гудрич
на крылья и оперение с присоединенной к ней системой для подачи
антиобледенительной жидкости на винты. На этой фигуре I — всасы-
вающий клапан, через который воздух поступает в ваккум-помпу II
Отсюда через кран переключения III воздух идет в сепаратор IV.
Для выключения противообледенителя поворотом крана необхо-
димо соединить трубку 2 с трубкой 4, после чего воздух будет выпу-
скаться наружу. Для включения противообледенителя кран повора-
чивается таким образом, чтобы воздух из трубки 2 проходил через
к 1апан и трубку 3 в сепаратор IV.
Масляный сепаратор, назначение которого заключается в уда-
лении из воздуха масла и масляных паров, попадающих из помпы,
поддерживает определенное давление в трубках противообледенителя,
что достигается при помощи интегрального клапана, регулирующего
Давление воздуха в системе, и трубки 5, через которую избыток
воздуха и масла из сепаратора выходит наружу. К масляному сепа-
ратору для определения давления воздуха в нем присоединен ма-
нометр М. Трубки 4 и 5 имеют выход через трубку 6. Воздух, очищен-
ный в сепараторе от масла, поступает под постоянным давлением
в трубку 7, соединяющую сепаратор с распределительным клапаном V.
Лебедев—978—9 129
На схеме изображен распределительный клапан с пятью отво-
дами. По трубкам 8, 9, 10, 1! и 12 воздух из распределительного
клапана поступает в резиновые камеры покрышек крыльев и опе-
рения-
Фпг. НИ Схема установки приборов для одномоторного самолета.
/—piTy.iiipyioiniiii ueacunaiomiiii клапан: II—пакуум-помн.т: III—кран переключения;
Л—Масляный '-enaритор; Г—рас11]1Сдел11телы|Ый клапан: ГУ—реостат; VII—маслоот-
делитель.
Распределительный клапан приводится в движение электромо"
тором, помещенным в общем корпусе с клапаном. Число оборотов
мотора регулируется реостатом VI. Отработавший воздух из распре-
делительного клапана выходит в атмосферу.
130
В случае если то же самое механическое оборудование служит
и для создания давления в системе противообледенителя для винта,
приборы этой системы включаются в общую систему путем присоеди-
нения к трубопроводке 7 через тройник. При установке двух помп
и систему между помпами и краном III необходимо включить обратные
Фиг. 82. Схема включения обратных клапанов в систему механи-
ческой части противообледенителя двухмоторного самолета.
1Ц—кран переключения; VIII—обратные клапаны.
клапаны V/// (фиг. 82), которые препятствуют возможности движения
воздуха и масла из одной помпы в другую. В случае отказа в работе
одной помпы клапан автоматически закрывается, и тогда питание
противообледенителя воздухом происходит от одной помпы.
На фиг. 82- показано
включение обратных кла-
панов V III в трубопровод-
ку, идущую от вакуумных
помп.
Клапан (фиг. 83) про-
пускает воздух и масло
только в направлении от
помпы. В случае если
Фиг. 83. Обратный клапан Эклипс.
1—корпус; 2—шарнир; з—тарелка.
помпа испортилась, давле-
нием воздуха изнутри та-
релка клапана закрывает-
ся, и таким образом испортившаяся помпа отключается от системы.
Наличие всасывающего клапана I позволяет использовать вакуум-
помпу для питания гироскопических аэронавигационных приборов,
отсос воздуха от которых осуществляется через трубки /.
На некоторых самолетах для более тщательной очистки воздуха
от масляных паров кроме сепаратора дополнительно в систему вклю-
чается изображенный на фиг. 81 пунктиром маслоотделитель VII,
который служит для предварительной очистки воздуха от масла
и устанавливается вблизи помпы под капотом мотора.
Основной деталью системы является вакуум-помпа, которая пред-
ставляет собой несколько видоизмененную конструкцию обычной
о»
131
вакуумной помпы, применяющейся для питания гироскопических
аэронавигационных приборов.
Имеется несколько образцов помп фирмы Эклипс с различными
приводными элементами и установочными фланцами для моторов
различных типов и фирм.
Общий вид и чертеж ротативной крыльчатой помпы представлены
на фиг. 84 и 85: наружный диаметр ее 96 мм, длина 156 мм, число
оборотов ротора 3000 в минуту.
Фиг. 84. Вакуум-по.мпа Эк.шпс.
Корпус и обе крышки помпы — передняя и задняя — отлиты
из легкого сплава. В корпус запрессован стальной стакан толщиной
2 мм. В крышках помещаются два радиальных шарикоподшипника,
в которых вращается стальной ротор 4 помпы. Для облегчения в ро-
торе просверлены продольные отверстия. В прорези ротора встав-
лены две пары лопаток 5 из специально обработанного дерева. Для
создания большой центробежной силы в лопатки вставлены свин-
цовые прутки. В передней крышке ротора имеется червяк с переда-
точным числом 1 : 40, который приводит в движение механизм подачи
масла, смазывающего помпу. Механизм состоит из поршня — валика 9,
который кроме вращения может совершать поступательное движение
вдоль оси- На одном конце валика находится цилиндрический с вин-
товой прорезью выступ, посредством которого осуществляется посту-
пательное движение. На другом конце поршня имеется прорезь для
впуска и выпуска масла. Масло засас вается в помпу из картера мо-
тора через отверстие, имеющееся на торце крышки. Механизм для
смазки регулирует количество масла, подводимого к помпе. В этот
механизм масло подается под таким же давлением, как и в мотор-
Для обеспечения надлежащей работы и для управляемости сколь-
зящих крыльчаток в местах их соприкосновения с картером помпы
последняя заранее смазывается.
Маслоотделитель по своей конструкции представляет
собой цилиндрический сварной сосуд, к которому с обоих концов
132
и сбоку приварены гри штуцера. Воздух поступает из помпы в масло-
отделитель через боковой штуцер и выходит из него через верхний,
г. е. воздушная струя делает в маслоотделителе поворот, во время
которого крупные капли масла падают на дно маслоотделителя и через
нижний штуцер отводятся в картер мотора. В целях уменьшения
потерь воздуха отверстие в нижнем штуцере делается не более 2 мм.
Масляный сепаратор (фиг. 86 и 87) сконструирован
фирмой Эклипс специально для противообледенителя- Как упомииа-
133
лось выше сепаратор служит для удаления масляных паров из воз-
духа, идущего от по*'пы, а также для регулирования давления в ка-
иePatn^™B0°бледенителя- Сепаратор состоит из кожуха, фильтра
и предохранительного клапана. Корпус сепаратора отлит из элек-
трона.
Фильтр представляет собой цилиндрическую коробку, закрытую
по краям решетками. Пространство между решетками напо .-иется
свернутой в несколько раз сеткой ' ~
и служит для задержания масла.
из
фосфорной бронзы. Эта сетка
Фи! 86. Мтс |япы|"| сепаратор
Эк.тппс.
Фиг. 87. Поперечный разрез
масляного сепаратора.
В Сепараторе имеется 4 отверстия. Отверстие 7 сбоку соединяется
труос проводкой, идущей к крану переключения и далее к помпе
Входящий через это отверстие воздух проходит через бронзовую
тку и, очищаясь от масла, выходит далее через отверстие 2 имею-
щееся в верхней крышке сепаратора, и направляется к распреде ш-
ельному клапану. К отверстию 3 присоединяется трубка, идущая
к маноме ру, установленному на приборной доске. В нижней части
сепаратора имеется контрольный или предохранительный клапан 4.
утем регулировки этого клапана можно установить в системе воз-
душных камер противообледенителя требующееся давление; обычно
он регулируете я на давление 0,2—0,5 кг/сл® Пр„ повышении давления
:рх того, на которое клапан отрегулирован, он открывается, и во щух
начинает выходить через отверстие 5, увлекая скопившееся на дне
сепаратора масло.
134
,пычно сепаратор устанавливается в кабине пилота не i при-
борными доскат.и (габариты ^сепаратора: высота 240 лл, диаметр
1-<)ОПУса лл).
' Процесс автоматического наполнения камер воздухом и выпуска
пэдуха осуществляется при помощи вращающегося распреде-
1 и тельного клапана, который приводится в движение спе-
циальным электромоторчиком (в прежних конструкциях ноотиво-
,бле щнителей распределительный
клапан присоединялся к мотору
самолета).
Основные части распределитель-
z
ного клапана — электромотор, ре-
дуктор и распределительный ба-
рабан— соединены в один агрегат.
В корпусе клапана по окружности
(против распределительного ба-
рабана) имеются отводы для при-
соединения проводки, ведущей к
воздушным камерам противообле-
хеыительных покрышек.
На выпускаемых фирмой Эк-
липс распределительных клапанах
и» еется пять или девять таких
отводов. При употреблении распре-
делительного клапана с пятью
отводами (фиг. 88) осуществляется
перепуск воздуха из одних воздуш-
ных камер в другие, что дает воз-
можность более экономно расходо-
1_отводы к воздушным камерам иротиви-
облоденнтемн; *—-вы пуск Hoe отверстие.
вать подаваемый помпой воздух.
В случае же применения распреде-
лителыюго клапана с девятью от-
вб щми воздух после наполнения какой-либо воздушны камеры не
перехо щт в другую, а через отверстие в корпусе клапана выходе
в атмосферу.
На фиг. $8 представлен распределительный клапан с пятью от ю-
ia.Mii / по окружности Отверстие 2 в верхней торцевой крышкс ра-
бана служит д 1Я выпуска воздуха из клапана в атмосферу.
Электромотор распределительного клапана имеет следующие iai
ные: мощность 35—40 вт, напряжение 12 или 24 в, число оборотов
1500—1600 в минуту.
Вал электромотора соединен с червяком РадУКК)Ра- ^.тояще! о
из двух червячных пар с общим передаточным числом 11UU. <
образом скорость вращения барабана примерно 1,5 об/мин.
Барабан выполняет роль золотника, поочередно направляя во дух
к отверстиям, соединенным с воздушными камерами
Б iai одаря тому что в распределительный клапан воздух поступает
через боковой штуцер, расположенный против ретукюра, струя воз-
духа непрерывно ох шждает детали редуктора
135
Распределительный клапан с девятью отводами по своей конструк!
ции за исключением некоторых деталей сходен с распределительный
клапаном с пятью отводами.
Обычно клапан монтируется в нижней части фюзеляжа, на неко-
торых пассажирских самолетах — под полом пассажирской кабины.
Для управления системой противообледенителя на приборной
доске пилота устанавливаются кран переключения, выключатель
мотора распределительного клапана и, кроме того, манометр, пока-
зывающий давление воздуха в сепараторе.
При включении противообледенителя загорается сигнальная лам-
почка, которая одновременно освещает приборную доску противо-
обледенителя.
Примерный порядок наполнения воздухом камер противообле-
денителя по схеме, изображенной на фиг. 81, следующий. По трубке /2
воздух поступает в крайние камеры противообледенителя на отъемных
частях крыльев; затем по трубке 8 заполняется средняя камера про-
тивообледенителя отъемных частей правого и левого крыла. По
трубке 77 заполняются крайние камеры противообледенителя центро-
планов, далее по трубке 9 средние камеры; по трубке 10 могут одно-
временно наполняться воздухом противообледенители, установлен-
ные' на стабилизаторе и киле хвостового оперения самолета.
Веса деталей механической части противообледенителя
типа Гудрич-Эклипс следующие: вакуум-помпа — около 3 кг, мано
метр 0,6 кг, масляный сепаратор 0,84 кг, распределительный кла-
пан 1,6 кг. Общий вес противообледенителя системы Гудрич-Эклипс
вместе с механическими частями значительно меньше веса других
систем противообледенителей (из числа осуществленных и приме-
явшихся на практике). Вес всей установки для самолета Дуглас
DC-2, включая и противообледенитель на винт. 51,7 кг\ для самолета
Боинг — 45,4 кг.
МОНТАЖ
Все соединения маслоотделителя с трубами осуществляются при
помощи муфт из маслоупорной резины и при помощи затяжных
хомутиков или при помощи латунной проволоки. От маслоотделителя
к обратному клапану идет труба 20 х!8 мм. Обратный клапан присо-
единяется с одной стороны к маслоотделителю, а с другой стороны —
к крану переключения также при помощи резиновых муфт и хому-
тиков. Укрепляется обратный клапан в горизонтальном положении
так, чтобы тарелка находилась в висячем положении.
Кран переключения имеет три отверстия и три штуцера для со-
единения с трубопроводкой; крепится он на приборной доске в ка-
бине пилота.
От сепаратора к распределительному клапану идет алюминиевая
труба диаметром 16x14 мм. Алюминиевые трубы, проводящие воздух
к резиновым камерам противообледенителей, — диаметром также
16 X 14 мм.
Монтаж противообледенителя обычно производится в следующем
о рядке.
136
После того как на крылья и оперение самолета установлены про-
тивообледенительные покрышки, на самолет монтируется распреде-
лительный клапан. Трубки, идущие от распределительного клапана,
соединяются с резиновыми камерами. Распределительный клапан
приключается к электромотору, затем устанавливается доска со смон-
тированными на ней приборами и производится соединение всех
деталей соответствующей трубопроводной.
Для пуска в ход противообледенителя необходимо включить рас-
пределительный клапан и путем поворота крана переключения со-
единить помпу с сепаратором. После перестановки рычага в положение
«выключено» и прекращения работы противообледенителя распре-
делительный клапан оставляют включенным еще в течение примерно
минуты, что позволяет полностью выкачать воздух из резиновых
камер противообледенителя.
Оборудование Эклипс рассчитано на работу примерно в течение
300 часов, однако по крайней мере через каждые 50 часов работы
необходимо просматривать все оборудование.
ДРУГИЕ МЕХАНИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ
Помимо метода Гудрич существует в виде проектов и предложений
ряд других механических способов борьбы с обледенением самолета.
Некоторые из этих способов являются различными вариантами про-
тивообледенителя Гудрич. Изобретатели часто предлагают изменить
различные детали резиновой и механической систем противообледе-
нителя, в частности резиновые покрышки; некоторые авторы пред-
лагают заменить сложную систему создания давления в конструкции
Гудрич-Эклипс другой, более простой, например при помощи баллонов
со сжатым воздухом, снабженных редукторами.
Несомненно, осуществление подобного предложения вполне воз-
можно, однако на самолетах, не имеющих компрессорной установки,
едва ли это будет целесообразно. При наличии на самолете такой
установки (как, например, в системе Виэт — для убирания шасси
и пр.) компрессор может быть использован для пополнения баллонов,
из которых воздух расходуется для работы противообледенителя-
Некоторые изобретатели предлагали для борьбы с обледенением
передних кромок крыльев и оперения самолета покрывать их (при-
мерно те же части, что и в системе Гудрич) рядом наложенных друг
на друга матерчатых полос, закрепленных особыми (различными
у разных изобретателей) способами на крыльях и оперении. По мере
необходимости (при образовании ледяной корки) слои материи могут,
каждый по отдельности, быть сброшены с самолета. Если обледенение
продолжается и ледяная корка образуется поверх следующего слоя
материи, то через некоторый промежуток времени он также сбра-
сывается. Таким образом, если имеется 6—7 слоев, то, как обычно
считают авторы подобного рода предложений, обледенение само-
лету не угрожает. Некоторые изобретатели вместо материи пред-
лагают употреблять целлофан.
137
Авторы таких предложений совершенно не учитывают, что задача
борьбы с обледенением самолета должна заключаться но существу
не в сбрасывании с самолета уже образовавшихся на его поверхности
значительных ледяных наростов, а в предупреждении самой возмож-
ности образования этих наростов. Если обледенение протекает интен-
сивно, то на передних кромках крыльев и оперения самолета ледяные
наросты очень быстро и в течение нескольких минут могут достичь
угрожающей формы. Таким образом, если бы и удавалось сбрасывать
с самолета без всяких вредных для него последствий матерчатые
полосы со льдом, то в некоторых случаях необходимо было бы это
делать через каждые 2—3 минуты, и следовательно, 6—7 слоев
материи хватило бы в лучшем случае на 20 минут полета в зоне
обледенения Однако нередко бывает, что самолет летит в зоне
обледенения в течение нескольких часов; ясно, что в таких слу-
чаях противообледенитель описанной системы очень скоро выйдет
из строя и самолет будет лишен защиты от дальнейшего нарастания
на нем льда.
Устройство противообледенителя подобного рода вовсе не так
просто, как это считают авторы предложений. Конструкция системы,
при помощи которой летчик может сбрасывать матерчатые полосы
с наросшим на них льдом, очень сложна. Кроме того, несомненную
опасность для самолета представляет сам процесс сбрасывания с пе-
редних кромок крыльев и оперения матерчатых полос, покрытых
льдом. Если даже при отрыве полос от поверхности самолета и нс
произойдет никакого заедания, эти полосы все же легко могут попасть
на оперение самолета и повиснуть на нем, задеть за тросы управления,
попасть на фюзеляж и т. д.
Некоторые изобретатели предлагают следующую конструкцию
механического противообледенителя для крыли
В передней кромке крыла сверху и снизу устраиваются прорези,
за которыми внутри крыла расположены ролики. Переднюю кромку
крыла обтягивает материя, которая проходит через прорези внутрь
крыла через ролики. Концы полос материи сшиты вместе таким об-
разом, что они плотно облегают переднюю кромку крыла. Посредст-
вом особого приспособления, заставляя вращаться ролики, летчик
приводит в движение материю. По мысли авторов таких предложений
образовавшаяся на поверхности материи ледяная корка, передви-
гаясь вместе с материей по поверхности крыла, ломается при этом
(вследствие изменения радиуса кривизны поверхности, которой она
в данный момент касается) и отпадает. Последнее соображение, не-
сомненно, правильно, но осуществление подобной конструкции
весьма затруднительно. Основной недостаток такого рода предложе-
ний заключается в необходимости устройства в крыльях прорезей,
влияющих не только на прочность конструкции крыла, но и на его
аэродинамику. Приведение материи, на поверхности которой образо-
вался лед, в движение по крылу вовсе не так просто, как это может
показаться вначале. Вес всей системы окажется довольно значитель-
ным. Кроме того, материя, несомненно, будет вытягиваться и не плот-
но прилегать к поверхности крыла (или оперения).
133
Недостатком этой системы является и то, что отпадающие от ма-
терии куски ледяной корки могут попасть на оперение самолета или
на другие его части.
Из многочисленных предложений подобного тип i конструкций
противообледенителей, не получивших практического применения,
можно ;отметить следующую конструкцию (фиг. 89), запатентован-
ную в США. Передняя часть крыла обтягивается кусками хлоп-
чатобумажной или металлизированной ткани; к краям прикреп-
щются тросы 2, перекинутые через шкив /. Шкив приводится в дви-
Фиг. 89. Конструкция противообледенителя, запатентованная
обществом воздушных сообщений в США.
/—шкив: 2—тросик з—ролики; 4—лонжерон; 5—кронштейн’
«—отверстия и крыло; 7—точки прикрепления троса к ткани; 8—ткань.
жение от установленного внутри крыла специального электромо-
торчика с механизмом, периодически изменяющим направление вра-
щения системы. Благодаря этому на шкиве трос перематывается то
в одном, то в другом направлении, передвигая ткань вверх и вниз
по поверхности крыла. Во время обледенения образовавшаяся на
кромке крыла ледяная корка, перемещаясь вместе с тканью по поверх-
ности крыла, будет ломаться и отпадать.
139
Все трущиеся части этой системы должны быть смазаны вещест-
вами, имеющими низкую точку замерзания, например графитом
или касторовым маслом.
К механическим методам борьбы с обледенением крыльев и опе-
рения относится также способ, предложенный в Англии Бертшоу.
Этот способ заключается в том, что на переднюю кромку надевают
металлические сетки, концы прутков которых снабжены шарнирами,
позволяющими изменять положение прутков на некоторый угол.
В исходном положении ячейки сетки имеют форму прямоугольников,
а когда сетка для устранения ледяной корки приводится в движение,
го эти ячейки превращаются в параллелограмы. При изменении поло-
жения прутков осевший на
поверхности самолета лед
сбрасывается этими прут-
ками.
На фиг. 90 изображена
слева сетка в первоначальном
положении и справа — сетка
в сдвинутом положении с
ячейками в виде параллело-
Фиг. 90. Металлическая сетка, надеваемая Грамов.
па переднюю кромку крыла (по методу По подсчетам автора вес
Бертшоу). сетки составляет 0,6—0,9 кг
на 1 л/- поверхности само-
лета. Вес механизма, приводящего систему в движение, — око-
ло 2,5 кг.
Аналогичную систему предлагает Бертшоу и для борьбы с обледе-
нением винтов самолета.
Вызывают большие сомнения упомянутые цифры веса системы.
Очевидно, вес механизма должен быть значительно больше 2,5 кг,
так же как и вес самой сетки. Кроме того, сравнительно небольшие
(а только такие и возможны) изменения углов прямоугольников
ячеек при превращении их в параллелограмы, повидимому, окажутся
недостаточными, для того чтобы сломать и сбросить лед с поверх-
ности самолета, покрытой такой сеткой.
РЕЗУЛЬТАТЫ ИСПЫТАНИЯ ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЯ ГУДРИЧ
НА ЛОБОВОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ
С целью выяснения влияния пневматических противообледени-
телей системы Гудрич на аэродинамические характеристики крыла
в лаборатории NACA были проведены соответствующие опыты в 8-фу-
товой аэродинамической трубе высоких скоростей [177].
Модель противообледенителя в 0,28 натуральной величины была
смонтирована на отполированной металлической модели крыла с про-
филем NACA-23012. Опыты проводились при довольно высоких числах
Рейнольдса (от 3 • 10е до 16- Ю6). Для выяснения характера изме-
нения лобового сопротивления крыла в зависимости от различного
расположения воздушных камер по поверхности передней кромки
140
крыла в покрышках было проложено пять камер, причем наполнялись
воздухом не все камеры одновременно (в действительных условиях
как упоминалось выше, применяются покрышки стремя или четырьмя
камерами). При этом во время опытов в работе участвовали не все
пять камер, а лишь часть их.
Помимо замера действующих на модель сил и моментов, во время
опытов производилось наблюдение за состоянием поверхности про-
тивообледенителя.
Положение, соответствующее рабочему состоянию противообле-
денителя, т. е. с наполненными воздухом камерами, создавалось искус-
ственно; под резиновую покрышку подкладывались деревянные ва-
лики, которые и должны были имитировать наполнение трубок воз-
духом. К сожалению, при этом не получалось полного соответствия
действительной работе противообледенителя. Разница заключалась
в том, что во время полета наполненные воздухом трубки несколько
деформируются и вибрируют, особенно на больших скоростях, на
модели же это не было воспроизведено. При этом методе испытания
нельзя было также воспроизвести условия, соответствующие попере-
менному наполнению и выпуску воздуха из разных трубок противо-
обледенителя. Кроме того, испытания производились при отсутствии
на поверхности противообледенителя ледяных наростов; в действи-
тельности же во время работы противообледенителя в условиях об-
леденения самолета происходит непрерывное образование тонкой ле-
дяной пленки и сбрасывание ее с крыла при помощи наполненных
воздухом трубок противообледенителя.
При определении процента увеличения лобового сопротивления
крыла за счет наличия противообледенителя сравнение производилось
с лобовым сопротивлением модели с хорошо полированной поверх-
ностью. Испытания производились при разных углах атаки крыла
с противообледенителем и без него.
При анализе результатов можно считать, что турбулентность по-
рока в трубе примерно одинакова с турбулентностью потока, создаю-
щегося при движении самолета.
Как показали опыты, лобовое сопротивление модели в случае
наполнения трех воздушных камер увеличивается на 100—160% (по
сравнению с сопротивлением гладкой полированной модели без про-
тивообледенителя). При наполнении же двух камер сопротивление
увеличивается на 60—100%.
Противообледенитель с ненаполненными камерами, т. е. в нера-
бочем состоянии, повышает лобовое сопротивление крыла на 15—27%.
После этих опытов крепление противообледенителя к модели крыла
было сделано с большей тщательностью в том отношении, что все
неровности были сглажены.
Металлические полоски, при помощи которых резиновые пластины
противообледенителя прикреплялись к крылу, были установлены
почти вровень с поверхностью крыла. Произведенное после этого
испытание модели показало значительно меньшее увеличение лобо-
вою сопротивления за счет наличия противообледенителя в нерабочем
состоянии (всего 8—18%).
141
Во время предыдущих опытов путем визуальных наблюдений за
моделью, установленной в трубе, было обнаружено, что при увели-
чении скорости увеличиваются неровности в обтягивании резиной пе-
редней кромки крыла. В некоторых местах на резине при скорости по-
тока около 300 ог/час появлялись выпучины. Было обнаружено, что эти
выпучивания при установке крыла на си = 0,15; наблюдаются на обеих
сторонах крыла: на верхней и нижней; на св = 0 выпучивания были
обнаружены только на нижней, а при с,, —0,3 — только на верхней
стороне крыла. Выпучины во всех случаях получались в тех местах
на поверхности передней кромки крыла, где господствует наибольшее
разрежение.
Экспериментаторы пришли к выводу о необходимости (с целью
борьбы с явлением выпучивания резины) устройства в противообле-
денителе клапана, выравнивающего давления. При отсутствии таких
клапанов возможно (как это и было во время опыта) увеличение выпу-
чины настолько, что резина будет разрываться и противообледенитель
срываться с крыла воздушным потоком.
Проведенные в США наблюдения в полете показали, что при поль-
зовании противообледенителем Гудрич скорость самолета снижается
примерно на 3—5%.
Сравнивая результаты этих опытов с наблюдениями, проводив-
шимися во время полетов при наполненных и ненапслненных воз-
духом камерах противообледенителя системы Гудрич, можно притти
к выводу, что опыты в трубе дают значительно преувеличенные ко-
эфициенты лобового сопротивления для противообледенителя. Объяс-
няется это, очевидно, тем, что увеличение неровности и шерохова-
тости передней кромки крыла за счет установки резинового противо-
обледенителя на модели крыла гораздо больше, чем на самолете в на-
туру. Во всяком случае к цифрам увеличения лобового сопротивления
за счет противообледенителя Гудрич, полученным американцами
как в аэродинамической трубе, так и в полете, следует подойти крити-
чески и проверить их на новом опыте.
ЧАСТЬ III
борьба с обледенением винтов и карбюраторов
ГЛАВА 1
БОРЬБА С ОБЛЕДЕНЕНИЕМ ВИНТОВ
МЕТОДЫ БОРЬБЫ С ОБЛЕДЕНЕНИЕМ ВИНТОВ
Обычно обледенению подвергается не весь винт, а только втулка
и прилегающие к ней части лопастей на расстоянии примерно 1/3 длины
их. Льдообразование всегда начинается с втулки винта (фиг. 91),
1 затем ледяная корка как
бы в виде «мостика» переб-
расывается с втулки на ло-
пасти, распространяясь по
ним дальше. Это обстоятель-
ство указывает на необхо-
димость в первую очередь
создать защитное приспособ-
ление для втулки винта и
прилегающих к ней частей
лопастей.
Все существующие конст-
рукции противообледените-
лей для винтов, а также
неосуществленные предложе-
Фиг. 91. Распределение льда по по-
верхности зинта (штрихами показаны
скопления льда).
ния различных исследовате-
лей и изобретателей могут быть разделены на две группы: а) терми-
ческие способы борьбы с обледенением винта и б) физико-хими-
ческие способы. Предлагались также и различные механические
способы борьбы с обледенением, как, например, устройство на
лопастях движков, сбрасывающих лед, или устройство, аналогич-
ное пневматическому противообледенителю Гудрич для крыльев
и оперения самолета. Однако все эти механические способы или
конструктивно неосуществимы (устройство движков) или нецеле-
сообразны, вследствие того что они вызывают значительное умень-
шение коэфициента полезного действия винта.
Термический метод. Большинство предложенных термических
средств защиты винта от обледенения предусматривает использование
электроэнергии или тепла выхлопных газов. В отличие от присгюсоб-
143
лений для защиты от обледенения крыльев и оперения самолета,
основанных на термическом методе, недостаток которых заключается
в значительном весе и в сложности конструкции, использование тер-
мических методов борьбы с обледенением винта является вполне
реальным, так как не связано с необходимостью устройства сложных
и тяжелых систем.
Применение электрического обогрева винта можно признать це-
лесообразным при условии, что для этой цели будет исполь-
зован имеющийся на самолете генератор (без установки дополни-
тельных источников питания). В этом случае вес противообледени-
тельной установки примерно будет составлять не более 20—30 кг.
Однако несмотря на большое количество предложений подобного рода,
до сего времени не имеется удовлетворительной конструкции Электро-
термического противообледенителя для винта.
Обогрев лопастей винта выхлопными газами в большинстве пред-
ложенных конструкций осуществляется путем прокладки внутри ло-
пастей вдоль их поверхностей ряда трубок, по которым циркулируют
выхлопные газы. Некоторые конструкторы предлагают применять
для этой цели полые металлические винты, внутрь которых можно
будет направлять выхлопные газы.
Имеется ряд предложений по борьбе с обледенением винта путем
обогрева горячим воздухом, жидкостью или паром. Некоторые из этих
предложений предусматривают одновременное использование винта
как радиатора, заменяющего собой обычную систему охлаждения
мотора.
Осуществление защиты винта от обледенения путем обогрева его
выхлопными газами, горячим воздухом, жидкостью или паром вполне
возможно, но требует лишь детальной конструктивной разработки-
Особенно заманчиво предложение использовать винт как радиатор,
включенный в систему охлаждения мотора- В этом случае помимо
уменьшения лобового сопротивления самолета за счет устранения
обычного радиатора, надо полагать, получится некоторый выигрыш
и в весе, так как вес дополнительного устройства для винта, очевидно,
будет меньше суммы весов существующего типа противообледенителя
для винта и веса радиаторов.
К решению вопроса о целесообразности термических способов
борьбы с обледенением, безусловно, следует подходить с точки зре-
ния сравнительной оценки их с существующими и испытанными на
практике противообледенителями для винтов, основанными на фи-
зико-химическом способе.
Физико-химический метод. Противообледенители для винтов, ос-
нованные на физико-химическом методе, возникли еще до того, как
была разработана конструкция противообледенителей для крыльев
самолета. Защита винтов по этому методу вначале осуществлялась
путем покрытия поверхности втулки и прилегающих к ней частей
лопастей винта сравнительно толстым слоем вязкого масляного состава
(с целью уменьшить силу сцепления льда с поверхностью втулки).
Такой способ оказался неудачным: если он и давал некоторый эффект,
то только в течение короткого промежутка времени; слой масляного
144
/
покрытия либо смывался дождем в полете, либо срывался струей
воздуха-
Следующим этапом развития конструкций противообледенителей
явился противообледенитель, разработанный фирмой Гудрич. В этой
конструкции на прилегающие к втулке части лопасти винта накла-
дывалось специальное резиновое покрытие.
Основной очаг льдообразования — втулка — защищался обте-
кателем (коком) (фиг. 92), на который снаружи надевался колпак из
резины толщиной около 2 мм; лопасти винта также обтягивались
резиновой пластиной (фиг. 93).
Фиг. 92. Кок, защищающий от обле-
денения втулку винта.
Пластины изготовлялись из резины специальной композиции, хо-
рошо выдерживающей пропитку масляным составом, уменьшающим
силы сцепления льда с поверхностью резины. Кроме пропитки резины
на наружную поверхность ее периодически (по возможности, перед
каждым полетом) наносился тонкий слой того же состава, в основ-
ном состоящего из пихтового и касторового масла; состав этот назван
фирмой Гудрич «Вулкалак». Описанный способ в течение нескольких
лет применялся на воздушных линиях США.
Недостаток этого способа защиты от обледенения заключается
в том, что масло с течением времени выделяется из резины, вследствие
чего эффективность ее действия значительно уменьшается. Возобно-
вление же пропитки резины маслом или даже только смазка наружной
поверхности ее возможны лишь после посадки самолета на аэродром.
Поэтому в тех случаях, когда обледенение наступает не в начале,
а в конце длительного полета, это противообледенительное средство
Лебедев—078—10 145
действует слабо. Кроме того, наличие резинового покрытия несколько
ухудшает коэфициент полезного действия винта.
В дальнейшем фирмой Гудрич была разработана система противо-
обледенителя, в которой подача масляного состава на поверхность
резиновых покрытий могла осуществляться во время полета. Эта
система противообледенителя для винта явилась значительным шагом
вперед. В результате дальнейших опытов, проведенных в этом направ-
лении, фирма Гудрич разработала систему противообледенителя с раз-
брызгивающим кольцом, которую в дальнейшем мы будем называть
жидкостным противообледенителем. Эта система
подробно будет описана ниже-
Что касается резинового покрытия обтекателя винта, то, как по-
казала практика, масляный состав держится на нем гораздо лучше,
чем на резиновых пластинах, покры-
вающих лопасти. Это обстоятельство
позволяет не прибегать в полете к
Фиг. 94. Схема конструкции про-
тивообледенителя Локспайзера.
7—трубка длн ввода антифриза; 2—ка-
либрованное отверстие; 3—желобковое
кольцо; 4—трубки, подводящие анти-
фриз к лопастям винта.
подаче масляного состава на резино-
вое покрытие обтекателя; конструк-
ция его за последние годы осталась
в основном без изменения.
Резиновая пластина надевается на
обтекатель с некоторым натяжением
и скрепляется с его поверхностью
при помощи пластической замазки.
В центре втулки винта в резиновом
покрытии обтекателя (так же как и
в самом обтекателе) имеется круглое
отверстие с диаметром, достаточным
для того, чтобы через него (и через
соответствующее отверстие в обтека-
теле) можно было протянуть руку
к винту. Это отверстие закрывается
резиновым колпачком, плотно приле-
гающим к резиновой пластине обте-
кателя.
Поскольку во время обледенения
с втулки винта, то промасленное
образование льда начинается
покрытие обтекателя, устраняя возможность образования льда на
втулке, тем самым улучшает защиту лопастей от льдообразования.
Поэтому, если лед и появляется на лопастях винта, то держится на
них не так прочно, как это было бы при одновременном наличии ле-
дяной корки на втулке.
Способ Локспайзера. Локспайзером была разработана система
противообледенителя для винта, аналогичная предложенному им же
противообледенителю для крыльев и оперения (метод Денлоп).
В этой конструкции втулка винта (или обтекатель ее) и части ло-
пастей, прилегающие к ней, обтягиваются кожей.
Для того чтобы кожа туго обтягивала эти части, ее натягивают во
влажном состоянии. Когда винту грозит обледенение, под кожу вво-
146
1НТСЯ антифриз (этиленгликоль), который непрерывно выступает на
поверхность через ее поры мелкими каплями (фиг. 94). Подача этой
жидкости к коже происходит под давлением через трубку 7, которая
укрепляется на носке
мотора. На конце этой
трубки имеется калиб-
рованное отверстие 2,
через которое жидкость
поступает в укреплен-
ное позади втулки винта
и вращающееся вместе с
ним желобковое коль-
цо 3. Центробежной си-
лой, возникающей при
вращении винта, жид-
кость отжимается к
внешней стороне кольца
и отводится по трубкам 4
к поверхности винта
под кожу (фиг. 95).
Трубки 4 выходят на по-
верхность винта к веду-
Фиг. 95. Винт, покрытый кожей (система
Локспайзера).
щим кромкам лопастей.
Эта конструкция имеет примерно те же недостатки, что и противо-
обледенитель системы Гудрич с резиновым покрытием. Практического
применения способ Локспайзера не получил; в настоящее время для
защиты винтов от обледенения заграницей большей частью приме-
няется жидкостный противообледенитель фирмы Гудрич.
ЖИДКОСТНЫЙ ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬ
Лучшим из существующих методов борьбы с обледенением винтов,
зарекомендовавшим себя на практике, является так называемый
жидкостный метод.
Сущность этого способа, разработанного фирмой Гудрич, заклю-
чается в том, что жидкость может подаваться непрерывно каплями
непосредственно на лопасти винта. Жидкость (антифриз) обладает
свойством понижать температуру замерзания воды, попадающей на
Поверхность винта, и тем самым предохранять ei о от обледенения,
а также растапливать лед. Последнее необходимо на тот случай, если
летчик запоздал во-время пустить в ход противообледенитель и на
винте уже образовался легкий ледяной налет.
Помимо понижения температуры замерзания воды антифриз спо-
собствует уменьшению силы сцепления льда с поверхностью винта.
Лучше всего этим требованиям отвечает смесь из 15% химически чи-
стого глицерина и 85% денатурированного этилового спирта. За
границей в качестве антиобледенительной жидкости употребляется
также и смесь из этиленгликоля.
ю»
147
Применение смеси из глицерина и этилового спирта является хо
решим профилактическим средством против образования льда щ
винте и довольно быстро устраняет ледяной нарост.
Обычно применяющийся технический глицерин содержит вредны!
примеси, вызывающие коррозию металла. Для устранения этого
недостатка упомянутой смеси в последнюю следует добавлять соответ-
ствующие стабилизирующие вещества.
В этом направлении, как и в изыскании новых составов смесей,
необходимо провести еще некоторые экспериментальные работы.
Подача антиобледенительной жидкости к поверхности винта осу-
ществляется по следующей схеме.
Из бачка жидкость под давлением поступает в желобковое кольцо,
смонтированное на задней стороне втулки винта. Количество жидкости,
подаваемой к винту, регулируется специальным прибором. При вра-
щении винта жидкость отбрасывается к внутренней поверхности же-
лобка и через имеющиеся в ней отверстия по трубкам поступает на
лопасти винта. Трубочки изогнуты таким образом, что концы их вхо-
дят к передним кромкам лопастей винта вблизи втулки (нормально
или под небольшим углом к поверхности лопастей). Жидкость по-
ступает из трубки в одну точку поверхности передней кромки лопасти
и при вращении винта растекается вдоль передней кромки лопасти
и по обеим сторонам ее примерно на расстоянии */3 длины лопасти.
Этот способ оказывается достаточно эффективным средством за-
щиты винта от обледенения.
За границей обычно устанавливаются противообледенители на
винты лишь на тех самолетах, на которых крылья и оперение за-
щищены пневматическими противообледенителями Гудрич. В этих
случаях противообледенитель для винта включается в общую систему
противообледенительной установки на самолете. Давление воздуха
в бачках с антиобледенительной жидкостью создается той же вакуум-
помпой, которая питает воздухом камеры пневматических противо-
обледенителей (фиг. 96). Противообледенитель для винтов включается
в общую систему к трубопроводке между сепаратором и распреде-
лительным клапаном (фиг. 81). При работе резиновых покрышек
(на крыльях и оперении) в системе должно поддерживаться давление
воздуха около 0,3—0,4 ат. Такое же давление воздуха устанавли-
вается и в бачках с жидкостью. От каждого бачка жидкость поступает
к щитку 15, на котором смонтированы: заливочный насос (шприц) 7б
и капельник 17.
Капельник является основным прибором, регулирующим коли-
чество проходящей через него жидкости в кольцо. При открытии
капельника или при работе заливочным насосом проходящая через
них жидкость поступает затем по трубке 18 в желобковое кольцо 19,
откуда вытекает на лопасти через трубки 20.
При установке на самолет противообледенителя только на винт
без одновременной установки противообледенителя на крылья и опе-
рение самолета за границей для создания давления воздуха в системе
пользуются специальной небольшой помпой, приводимой в движение
электромотором.
148
Фиг. 96. Схема противообледенительной установки для крыльев, оперения и винтов двухмоторного самолета.
/, 2, 3 и 4—резиновые покрышки центроплана, отьемпой чаетп крыла стабилизатора и кили самолета; 5—вакуум-помпа;
6—маслоотделитель; 7—обратный клапан; 8—крап переключения; 9—сепаратор; 10—распределительный клапан; 11—вывод
воздуха а атмосферу; 12 и 13—тройники; 14—бачки с жидкостью; Ы—щиток с приборами; 16—шприц; 17—капслылш;
/8—трубка к жслобковому кольцу; 19—желобковое кольцо; 20—трубка, соединяющая желобковое кольцо с лопастью винта.
149
При отсутствии специальной помпы, как показал наш опыт приме-
нения противообледенителей на некоторых самолетах, ее можно
заменить простым поршневым
Фиг. 97. Схема противообледенителя
на випт_ одномоторного самолета.
воздушным насосом с обратным кла-
паном. Применение воздушного
насоса позволяет устанавливать
противообледенители на винты са-
молетов, моторы которых не имеют
привода для помпы.
Схема противообледенителя с
воздушным насосом для винта по-
казана на фиг. 97. Между воздуш-
ным насосом и баком включен трех-
ходовой кран. Этот кран позволяет
выпустить воздух из системы,
когда обледенение самолета не
предвидится. Кроме того, краг
устраняет возможность самопроиз-
вольного понижения давления г
системе за счет утечки воздуха
через обратный клапан воздуш-
ного насоса в случае порчи рези-
ны обратного клапана. Трубка в
манометру идет, как это видно на
схеме, от верхней части бачка.
Другая трубка, идущая от бачка
к приборам, опущена почти до
днища бачка. Подачу жидкости
в систему можно осуществить
также путем присоединения труб-
ки от приборов снаружи бачка непосредственно к отверстию
в его днище, однако в этом случае возможны частые засорения капель-
ника. Поэтому такой способ присоединения не следует применять.
Фиг. 98. Схема противообледенителя па винт четырех-
моторного самолета.
Проходной краник, помещенный между бачком и приборами, позво-
ляет заранее создать давление в баке, чтобы в случае угрозы обледе-
нения быстрее включить противообледенитель. Для этого необходимо
150
только повернуть проходной
J—
Фиг. 99. Капельник.
Прокладки
ка/МмЬЮ
I—корпус капельника; 2—нижняя часть
корпуса; 3—диск игольчатого клапана;
4—гайка; 5—шайба; 6—стекло; 7,-пру-
жина; в—штуцер.
luHyp,
oponumauHbiu сало».
-8
заранее включить доступ воздуха в систему от насоса и отвернуть
диск капельника настолько, чтобы через капельник проходило тре-
буемое количество жидкости. После этого при необходимости вклю-
чить противообледенитель достаточно
кран, и жидкость из бачка устре-
мится к капельнику и заливочному
шприцу.
Наличие заливочного шприца
позволяет быстро заполнить жидко-
стью трубопровод между капельни-
ником и винтом. Это может оказаться
весьма кстати в том случае, если
самолет неожиданно попал в полосу
обледенения, а летчик, не предвидя
этого, не открыл капельника или
не привел заранее противообледени-
тель в действие. В случае сильного
обледенения, когда количество жид-
кости, проходящей через капельник,
окажется недостаточным, пользуясь
шприцем, можно увеличить подачу
жидкости.
Если трубопровод между капель-
ником и желобковым кольцом засо-
рился, то его следует прочистить,
нагнетая жидкость шприцем. В случае неисправности капельника
его может заменить шприц.
Заливочный шприц, как правило, необходимо устанавливать на
самолетах, которые оборудованы противообледенителями по типу
описываемой установки.
Фиг. 100. Детали капельника,
т—корпус; 2—нижняя часть корпуса; 3—диск игольчатого клапана; <—гайка;
5—шайба; 6—стекло; 7—пружина; в—штуцер.
В некоторых случаях может оказаться более целесообразным
вместо одного большого бачка устанавливать два небольших.
151
На фиг. 98 показана схема противообледенительной установки
для винтов четырехмоторного самолета. Подача жидкости от бачка
к винту для каждой пары винтов аналогична схеме, изображенной
на фиг. 97.
Детали противообледенителя. Капельник (фиг. 99 и 100) пред-
ставляет собой игольчатый питательный клапан. Жидкость подво-
дится к капельнику через боковой штуцер и выходит через нижний
штуцер. Количество проходящей через капельник жидкости регулиру-
ется перемещением иглы путем вращения диска. Наблюдение за интен-
сивностью протекания жидкости производится через стеклышко 6,
вставленное в
нижнюю часть 2 корпуса капельника между двумя
кожаными прокладками. Если все соединения
деталей капельника выполнены герметически,
то через стеклышко капельника хорошо видно,
течет ли жидкость каплями или струйкой. По-
воротом диска 3 можно легко добиться требуемой
интенсивности протекания жидкости. Если
жидкость проходит не очень частыми каплями, то
через стеклышко легко сосчитать количество
их, протекающее за единицу времени. Соеди-
нения деталей капельника должны быть доста-
точно герметичны, в противном случае через
них проходит воздух, и все пространство
внутри стеклышка заполняется жидкостью;
поэтому наблюдатель не сможет определить
количество протекающей жидкости. В этом
случае придется пользоваться данными предва-
рительной регулировки, определяя количество
протекающей жидкости в зависимости от пово-
рота диска 3 на тот или иной угол. Для удобства
отсчета угла поворота служит пружина 7 с за-
щелкой, скользящей по накатке диска. Корпус
шайба и штуцеры изготовляются из латуни.
капельника, гайка,
Игла может быть изготовлена также из латуни, однако предпочти-
тельнее делать ее из стали, так как латунный конус иглы быстро
изнашивается.
Заливочный шприц, называемый также заливочным на-
сосом или заливочной помпой (фиг. 101 и 102), представляет собой
обыкновенный поршневой насос типа Паркер с двумя шариковыми
клапанами.
Корпус заливочного шприца изготовляется из латуни, остальные
детали — из стали. Для этой цели необходимо употреблять нержа-
веющую сталь, в противном случае вследствие коррозии могут воз-
никнуть заедания, иногда трудно устранимые.
Заливочный шприц указанной конструкции не является вполне
удовлетворительным, иногда протекает и пр. Его следовало бы за-
менить шприцем более совершенной конструкции.
Для противообледенителя на винты четырехмоторного самолета
целесообразно шприц заменить альвеером и четырьмя кранами. Вместо
152
кранов поставить клапаны, пропускающие жидкость только при на-
жатии на кнопку клапана и перестающие пропускать ее, как только
нажим прекращается.
Если все же в противообледенителе применяются заливочные
шприцы, то целесообразно количество их уменьшить с таким расче-
том, чтобы один шприц обслуживал два винта одновременно.
Бачки для жидкости изготовляются разных форм
и объемов в зависимости от требуемого количества антиобледенитель-
ной жидкости и от места их установки на самолете. Бачки удобнее
располагать в крыльях самолета вблизи фюзеляжа; на одномоторном
самолете бачок может быть установлен и внутри фюзеляжа, напри-
мер, под сидением летчика.
Фиг. 102. Детали заливочного шприца.
Материал для изготовления бачков должен быть стойким в отно-
шении коррозии, поэтому возможность применения дураля для этой
цели исключается.
Для расчета объема бачков необходимо задаться количеством
часов, которые самолет может оказаться вынужденным лететь в зоне
обледенения. Цифры среднего часового расхода антиобледенительной
жидкости с учетом периодической работы заливочным шприцем
(кроме работы капельника), полученные из опыта полетов на совет-
ских самолетах, значительно расходятся с данными, имеющимися
в иностранной литературе для аналогичной установки. Судя по этим
Данным, расход жидкости на один винт за час работы противообле-
денителя определяется в 7,5 л, тогда как в наших условиях при очень
интенсивном расходовании жидкости (при довольно частой работе
заливочным шприцем) расход составлял всего лишь около 2,5 л. При
нормальном же расходовании жидкости (только через капельник,
около трех капель в секунду) расход ее составлял всего около 1 л
в час. Невидимому, при определении объема бачков следует исхо-
дить из расчета расхода 2,5 л на один винт в час работы противообле-
денителя.
При конструировании бачка необходимо рассчитывать его на дав-
ление, равное 1 кг/см-.
153
Фиг. 104. Хомут желобкового кольца, изображенного на фиг. 103.
154
[Краны трехходовые и проходные должны
быть также изготовлены из материала, стойкого в отношении кор-
розии; никаких специальных конструкций кранов не требуется.
Выводящая трубка
на лопасть
Трубка,под-
Воющая Лид'к
кость
Резьба 0,7м 8
138-
Фиг. 105. Установка желобкового кольца на винт.
Ban
мотора
-Винт
14С4-12
сготв-б
винта
~~Крепление
кольца
Желобнова?
кольцо
'С 20т 8-Ь
Фиг. 106. Чертеж установки желобкового кольца на винт Гамильтона;
Желобковое кольцо крепится на задней стороне втулки
винта. Если втулка впереди винта закрывается обтекателем (являю-
щимся как бы продолжением капота мотора), то кольцо можно укре-
пить с задней стороны диска, поставленного между мотором и винтом
и служащего основанием обтекателя втулки.
Тот или иной вид крепления кольца в значительной мере опре-
деляет и конструкцию кольца.
Изготовлять кольца рекомендуется из стали. Следует отметить,
что даже на хорошо кадмированном дуралево.м кольце после двух-
155
Фиг. 107. Общий вид установки Фиг. 108. Стальное желобковое кольцо Фиг. 109. Установка желобкового
желобкового кольца на 'винт. на винт Гамильтона. кольца на винт.
156
трех месяцев эксплоатации появляются признаки коррозии. Аноди-
рование дуралевых колец дает лучшие результаты, но и оно не устра-
няет коррозию.
При изготовлении незначительного количества однотипных колец
лучше всего делать их точеными.
Фиг. 110 и 111. Приборная доска противообледенителя для винтов на четырехмо-
торный самолет.
На фиг. ЮЗ изображено точеное желобковое кольцо, установленное
на одном из четырехмоторных самолетов.
Соединения кольца с трубками, идущими к лопастям винта, вы-
полнены по типу Паркера.
Кольцо укрепляется на втулке разъемными хомутами (фиг. 104).
На фиг. 105 показана установка желобкового кольца на винте
(крепление трубок в этом кольце несколько отличается от конструк-
ции, изображенной на фиг. ЮЗ).
На фиг. 106 и 107 показана установка стального противообледе-
нительного кольца на самолете с винтом Гамильтон.
157
Трубки, по которым жидкость поступает из кольца на лопасти
винта, как это видно из фигур, состоят каждая из двух частей, соеди-
ненных между собой резиновой или дюритовой трубкой (фиг. 108).
На фиг. 109 показано кольцо несколько иной конструкции.
Обтекатель перед винтом обычно также подвергается обледенению
одновременно с обледенением винта. В целях защиты обтекателя
от обледенения его обтягивают, как упоминалось выше, колпаком
из морозостойкой резины толщиной 1—2 мм, пропитанной специаль-
ным составом, уменьшающим прилипаемость льда. Помимо пропитки
резины наружную поверхность колпака необходимо периодически
смазывать этим составом. Обычно это делают перед полетом, во время
которого можно ожидать обледенения.
Монтаж противообледенителя на самолете. Если противообледе-
нители на крылья и оперение на самолет не устанавливаются, то
капельники, заливочные шприцы, краны и манометр удобнее всего,
даже для четырехмоторного самолета, размещать на одной доске,
как это изображено на фиг. НО и 111. Расположение приборов на доске
соответствует схеме, показанной на фиг. 98. Посредине вверху виден
манометр, по обеим сторонам его — капельники; далее видны два
проходных крана, один—трехходовой (в середине); внизу распо-
ложены заливочные шприцы.
Если управление противообледенителями винтов четырехмотор-
ного самолета сосредоточить в одном месте не удается, то можно рас-
положить приборы на двух досках и поместить их в фюзеляже с правой
и с левой сторон его или вынести эти доски в крылья. Такая прибор-
ная доска, предназначенная для установки в крыле четырехмоторного
самолета, изображена на фиг. 112. Втех местах, где находятся стекла
капельников, ввиду недостаточной освещенности в доске сделаны
круглые вырезы, против которых с задней стороны панели укреплены
электрические лампочки.
Для соединения бака с приборами необходимо применять медные
трубки диаметром 6х4льм; дуралюминовые трубки здесь ставить
нельзя из-за их корродирования. Таким же путем осуществляется про-
водка от приборов к желобковому кольцу. Эта проводка заканчи-
вается стальной трубкой 6x4 или 8x6 мм, изогнутой на 90°. Сталь?
ная трубка имеет длину около 0,5 м и укрепляется на носке мотора.
Соединение воздушною насоса с бачком может быть осуществлено
дуралюминовыми трубками, предпочтительнее, однако, ставить и
здесь медные или алюминиевые трубки. Для соединения всех трубок
с деталями противообледенителя рекомендуется применять ниппели
типа Паркера.
Испытание противообледенителя. После установки противообле-
денителя необходимо тщательно проверить работу всей системы на
земле и в воздухе. В частности, необходимо проверить, правильно ли
выбрана на липасти точка, к которой подводится трубка, идущая
от желобкового кольца, правильно ли выбрано расстояние между
концом трубки и лопастью и т. д.
Указать точно положение этой трубки для разных винтов не пред-
ставляется возможным. Обычно трубки выводят на передние кромки
158
вид сзади
Фиг. 112. Чертеж приборной доски на два винта.
159
лопастей на расстоянии примерно 50—60 мм от хомутов крепления
лопастей, отклоняя их к наружной части примерно на 15—25 мм,
и подводят почти нормально к поверхности лопасти.
Расстояние между концом трубки и лопастью примерно должно
составлять 8—10 мм. Некоторое смещение трубки вперед необходимо
для того, чтобы в полете поток воздуха не относил струю жидкости,
вытекающей из трубки, мимо лопасти. Поэтому нельзя ограничиться
проверкой правильности установки трубок только по испытаниям
противообледенителя при пробе моторов на земле. Рекомендуется
ставитьтрубки так, чтобы жидкость правильно растекалась по винту
при испытании антиобледенителя на земле при вращающихся винтах,
затем несколько сдвинуть трубки вперед, после чего произвести про-
верку в полете.
При правильной установке трубок после работы противообледе-
нителя и выключения мотора должны быть видны следы жидкости,
растекавшейся по лопастям. Следы жидкости в виде мелких капель
иногда могут быть видны только при близком рассмотрении вдоль
лопасти. Длина следов и количество капель уменьшаются по мере
удаления от втулки винта и от передней части кромки (по направ-
лению к задней кромке) лопасти.
Указания по эксплоатации противообледенителя. Перед пуском
противообледенителя в ход заливочные шприцы и проходные краны
должны стоять в положении «закрыто»; диски капельников должны
быть завернуты доотказа.
Для включения противообледенителя необходимо проделать сле-
дующее:
а) поставить рукоятку трехходового крана в положение «на бак»
(насос соединяется с магистралью, идущей к бачку) и накачать дав-
ление до 0,2—0,3 ат;
б) быстро переключить рукоятку трехходового краника на по-
ложение «закрыто»;
в) поставить рукоятки проходных кранов (левого и правого) в по-
ложение «открыто»;
г) поставить рукоятку заливочных шприцев в положение «открыто»
и перекачать жидкость, сделав несколько движений шприцем;
д) повернуть диски капельников против часовой стрелки с таким
расчетом, чтобы через стеклышко капельника было видно прохождение
жидкости в виде частых капель или тонкой струйки.
Перед взлетом при наличии условий погоды, указывающих на
возможность обледенения, следует залить антиобледенительной
жидкостью трубопроводу от приборов к желобковому кольцу. Для
этого надо накачивать шприцем до тех пор, пока жидкость не начнет
вытекать в кольцо.
Если трубопровод был залит до полета и затем во время полета
капельники были включены минут за 5—10 до входа самолета в зону
обледенения, то пользование заливочными шприцами в дальнейшем
необязательно. Они понадобятся только в случае интенсивного обле-
денения, когда количество жидкости, поступающей через капель-
ники, может оказаться недостаточным. При пользовании заливочными
160
1
шприцами необходимо каждый раз перед этим капельники выклю-
чать (завертывать доотказа). В противном случае пространство внутри
стеклышка заполнится жидкостью.
Если во время работы противообледенителя стекло капельника
случайно заполнится жидкостью, то необходимо поставить проходной
кран в положение «закрыто», отвернуть диск капельника на 5—6 обо-
ротов, несколько раз качнуть шприцом, после чего быстро перевести
кран в положение «открыто». Если потребуется, эту операцию надо
повторить несколько раз.
Для выключения противообледенителя необходимо провести сле-
дующее:
а) поставить трехходовый кран в положение «выпуск воздуха»
(давление по манометру падает до нуля);
б) поставить проходные краны в положение «закрыто»;
в) завернуть капельники;
г) повернуть рукоятку заливочных шприцов в положение «за-
крыто».
При частом пользовании противообледенителем во время одного
и того же полета управление системы можно производить при помощи
одних проходных кранов, ставя их в положение «открыто» — для
включения и «закрыто» — для выключения противообледенителя.
Вся система при этом находится все время под давлением, а капель-
ники — в положении, отрегулированном на требуемую скорость про-
текания жидкости.
После посадки самолета необходимо провернуть винт так, чтобы
жидкость, оставшаяся в кольце (в случае если выключение противо-
обледенителя произошло после остановки мотора), вытекла через тру-
бочки, идущие от кольца на винт; затем хорошо протереть винт
тряпкой.
ГЛАВА 2
БОРЬБА С ОБЛЕДЕНЕНИЕМ КАРБЮРАТОРОВ
УСЛОВИЯ ОБЛЕДЕНЕНИЯ КАРБЮРАТОРА
Образование льда в карбюраторе или во всасывающей системе
происходит обычно следующим образом:
В смесительной камере карбюратора вследствие испарения посту-
пающего в нее горючего происходит понижение температуры. Если
при этом воздух сильно насыщен влагой, то охлаждение его в карбю-
раторе вызывает конденсацию некоторой части содержащихся в нем
водяных паров. Капли образовавшейся воды оседают на стенках кар-
бюратора, а при низких температурах воздуха замерзают, образуя
ледяные наросты.
Замерзанию способствует также адиабатическое охлаждение вслед-
ствие понижения давления при прохождении горючей смеси через
дроссель (при неполном открытии). Поэтому дроссель сильнее охла-
ждается, чем все прочие детали карбюратора, обледенение его наи-
более вероятно и протекает обычно наиболее интенсивно.
На фиг,. 113 показаны различные формы ледяных наростов на дрос-
сельной заслонке и вблизи нее.
Л ебедев—978—11
161
Обледенение дросселя и происходящее при этом сужение канала
около него понижают мощность двигателя. Нарушение правильного
протекания воздуха через дроссель способствует обогащению смеси.
Обледенение дросселя в некоторых случаях может достигнуть таких
размеров, что целиком закроет доступ горючей смеси к цилиндрам
мотора.
Обледенение карбюратора, невидимому, может возникнуть при
температуре окружающего воздуха в пределах от —10 до +18° и при
большой влажности.
Обледенение карбюратора интенсивнее протекает в холодную и
влажную погоду при длительном планировании с прикрытым дрос-
селем.
Фиг. 113. Обледенение дросселя и стенок карбюратора;
На графике фиг. 114 представлены результаты опытов, проведен-
ных с целью определения интенсивности обледенения карбюратора
в зависимости от температуры и влажности воздуха, засасываемого
в карбюратор. По оси абсцисс отложена температура поступающего
в карбюратор воздуха, а по оси ординат — скорость замерзания.
Последняя определялась по уменьшению расхода воздуха в карбю-
раторе по сравнению с расходом, замеренным в начале опыта. Кривые
графика соответствуют влажности воздуха 80, 90, 100, НО и 120%.
Как видно из графика, интенсивность замерзания возрастает
по мере увеличения относительной влажности воздуха, засасываемого
в карбюратор. При относительной влажности 120% воздух перена-
сыщен влагой; обледенение при этом протекает наиболее интенсивно.
При относительной влажности менее 80% скорость льдообразования
в карбюраторе невелика; при влажности 60% и ниже обледенение
карбюратора не наблюдается вовсе. В пределах одной и той же отно-
сительной влажности наибольшая интенсивность замерзания полу-
чается при температуре поступающего в карбюратор воздуха в диа-
пазоне от 10 до 15°. С понижением или повышением температуры за
эти пределы скорость образования льда уменьшается.
162
Это явление объясняется тем, что теплый воздух при одной и той же
относительной влажности содержит в весовом отношении тем больше
водяных паров, чем выше температура, и наоборот, тем меньше, чем
она ниже. Таким образом степень льдообразования и интенсивность
его протекания в карбюраторе должны быть тем больше, чем выше
температура воздуха, поступающего в карбюратор.
При высокой температуре воздуха, поступающего в карбюратор,
если температура смеси после испарения топлива выше 0°, водяные
пары, сконденсировавшиеся на
стенках карбюратора, даже и
при очень большой относитель-
ной влажности воздуха не мо-
гут замерзнуть и обледенения
карбюратора не произойдет.
Оно происходит лишь при тем-
пературах воздуха ниже 25°.
Это подтверждается кривыми
(фиг. 114), продолжения кото-
рых пересекут ось абсцисс при-
мерно между точками, соответ-
ствующими температуре 20 и 25°.
Нафиг. 115 показана зави-
симость повышения температу-
ры смеси (по сравнению с тем-
пературой окружающего 'возду-
ха) от температуры внешнего
воздуха. Этот график построен
на основании ряда опытов, про-
веденных в разное время в США
на самолетах, оборудованных
моторами Райт-Циклон G-5 и
G-2. По оси абсцисс отложена
температура наружного возду-
Фиг. 114. Интенсивность обледенения
карбюратора в зависимости от темпера,
туры воздуха при разной его влажности _
ха, по оси ординат — разность
температур смеси и окружаю-
щего воздуха.
Кривые / и 2 построены по
экспериментальным точкам, полученным в США при эксплоатацион-
ных испытаниях большого количества карбюраторов с различными
типами обогревательных систем.
Кривая 7 получена в условиях низких температур, кривая 2—при
положительной температуре. *1₽
Пунктирная прямая показывает минимальный потребный нагрев,
при котором температура смеси равна 0°. Область, лежащая влево
от этой прямой, соответствует условиям, при которых возможно обле-
денение карбюратора (из-за недостаточного нагрева). На образование
льда в карбюраторе влияет также степень летучести применяемого
горючего. Чем легче испаряется горючее при смешении с воздухом,
тем больше будет понижение температуры образующейся смеси.
163
Проведенные в Англии опыты с различными сортами горючего,
отвечающими спецификации английского воздушного министерства,
показали, что характер и степень обледенения карбюратора сравнитель-
но мало зависят от того, какой сорт горючего применяется.
При этих опытах смесь паров топлива с воздухом впрыскивалась
при атмосферном давлении на шарик термометра, изолированный
от действия внешних источников тепла; шарик термометра отожест-
влял собой дроссель и внутренние стенки карбюратора. Температура
поступающего воздуха регулировалась так, чтобы температура по-
лучаемой смеси была равна 0°. При этом входящий воздух предва-
рительно просушивался до такой степени, чтобы водяные пары на ша-
Фиг. 115. Результаты испытаний систем подогрева воздуха
в карбюраторах моторов Райт-Циклон.
1—в зимних условиях; 2—в летник условиях.
,В результате опытов было определено, что при нормальном атмо-
сферном давлении для получения смеси при температуре 0° темпе-
ратура входящего воздуха должна быть в среднем 28°, т. е. несколько
выше, чем это следует из графика фиг. 114.
Эта разница в результатах является, очевидно, следствием того,
что шарик термометра во время опыта был изолирован от воздействия
внешних источников тепла. В карбюраторе же цсегда имеется приток
тепла извне вследствие теплопроводности металлических частей мо-
164
тора, а также и от нагревания (при работе мотора) воздуха, окружаю-
щего карбюратор. Как показали опыты, при пониженном атмосферном
давлении для достижения температуры смеси 0° температура входя-
щего воздуха должна быть несколько выше 28°.
При относительной влажности входящего в карбюратор воздуха
100% для получения смеси с температурой 0° температура воздуха
должна быть всего лишь 15°.
Опытами установлено, что максимальное падение температуры
при прохождении через дроссель должно иметь место при наибольшем
разрежении, т. е. при наибольшем закрытии дросселя. Однако при
сильном дросселировании обледенение карбюратора не наблюдается
так как при этом в нем испаряется сравнительно небольшое коли-
чество топлива при одновременном притоке тепла к карбюратору
вследствие теплопроводности и лучеиспускания. При открытом же
примерно наполовину дросселе, когда количество испаряющегося
топлива настолько велико, что поглощающееся этим испарением тепло
уже не может быть компенсировано теплом, поступающим извне,
возникают температурные условия, способствующие образованию
льда.
В США в авиации употребляются сорта горючего с более высокой
летучестью, чем сорта, применяющиеся в Англии. Американцы де-
лают это, очевидно, с целью облегчения запуска мотора при низких
температурах воздуха- Однако более высокая летучесть горючего
требует и более высокой температуры входящего воздуха. По под-
счетам, произведенным для одного из сортов американского горючего,
было определено, что температура входящего воздуха должна состав-
лять 37°, тогда как для горючего, применяющегося в Англии, темпе-
ратура входящего воздуха должна быть равна <28°. По мнению англи-
чан именно это свойство американского горючего и объясняет то
обстоятельство, что в США случаи обледенения карбюратора сравни-
тельно часты.
Для определения сочетаний условий температуры и влажности
воздуха, способствующих облеДенению карбюратора, в Англии был
сконструирован специальный прибор (фиг. 116). Основные его детали:
детектор 7, упругая диафрагма 4 и сигнальная лампа 8-
Детектор состоит из двух насадков — одного с малым отверстием 2
и другого с большим отверстием 3, — которые устанавливаются во
всасывающем трубопроводе на участке, где льдообразование наи-
более вероятно, т. е. вблизи дроссельной заслонки. С целью устра-
нения притока тепла извне детектор изолирован. Детектор удобнее
располагать над дроссельной заслонкой на одной линии с выходным
отверстием 8 пускового жиклера- Каждый насадок детектора соединен
с воздушной камерой с одной из сторон диафрагмы так, что создаю-
щаяся в насадках разность давления вызывает перемещение диа-
фрагмы 4 в ту или иную сторону. Воздушные камеры по обеим сто-
ронам диафрагмы сообщаются с атмосферой через отверстия 5. При
отсутствии обледенения давление воздуха одинаково с обеих сторон
диафрагмы. В случае обледенения стенок всасывающего трубопровода
лед прежде всего закрывает отверстие малого насадка 2. Сторона
165
диафрагмы, соприкасающаяся с этим насадком, вследствие просачи-
вания наружного воздуха через отверстие 5 окажется под атмосфер-
ным давлением. Другая же сторона диафрагмы находится под дейст-
вием разрежения, которое образуется при всасывании. В резуль-
тате разности давлений диафрагма прогибается вниз, нажимая
контактную кнопку 6 и включая тем самым сигнальную лампу 7.
После устранения льда из карбюратора давление с обеих сторон
диафрагмы выравнивается и лампа выключается.
Фиг. 116. Прибор для регистрации температуры и влажности воздуха,
вызывающих обледенение карбюратора.
J—детектор; 2—узкий насадок детектора; 3—насадок с большим диаметром;
4—упругая диафрагма; 5—отверстие для воздуха; 6—контактная кнопка;
7—сигнальная лампа; «—пусковой жиклер.
Этот прибор оказался весьма ценным при изучении атмосферных
условий, вызывающих обледенение карбюратора. Во время таких
испытаний на одном из самолетов обледенение карбюратора было
отмечено в 13 полетах из 61, на другом самолете — в 16 полетах из 55.
Такой высокий процент случаев обледенения карбюратора объяс-
няется тем, что для полетов выбирались условия, наиболее благо-
приятные для обледенения.I
СПОСОБЫ ЗАЩИТЫ^КАРБЮРАТОРОВ ОТ ОБЛЕДЕНЕНИЯ]
Обледенение карбюратора иногда можно устранить путем откры-
тия дросселя или путем обеднения смеси включением высотного кор-
ректора, а также изменением высоты полета.
Однако в большинстве случаев если обледенение протекает интен-
сивно, то применение этих мер оказывается недостаточным.
Более эффективными средствами являются подогрев воздуха, по-
ступающего в карбюратор, подогрев стенок карбюратора и всасываю-
щей системы и добавление в топливо антифриза (т. е. вещества, пони-
жающего точку замерзания жидкости).
В карбюраторах, в которых дроссельная заслонка расположена
в потоке перед диффузором, обледенение случается редко и протекает
не столь интенсивно, как в прочих конструкциях карбюраторов.
166
Подогрев карбюратора. Значение вопроса об использовании тепла
для обогрева карбюраторов авиационных моторов недооценивалось
почти до самых последних лет. Вынужденные посадки вследствие
обледенения карбюратора до последнего времени были далеко не
редким явлением на воздушных линиях ряда стран- Так, недавно
из-за обледенения карбюратора погиб большой четырехмоторный
самолет «Шорт-Кавалье».
Довольно часты случаи засорения карбюратора снегом при пробе
двигателя на земле или при взлете. Особенно часто это наблюдается
у истребителей вследствие низкого расположения всасывающего
патрубка двигателя. Отсутствие подогрева в этом случае может при-
вести к засорению жиклеров и остановке двигателя.
Нередко даже при наличии системы обогрева карбюратора в слу-
чае недостаточно эффективной ее работы происходят вынужденные
посадки.
Следует отметить, что подогрев карбюратора является не только
мерой защитного от обледенения; подогрев устраняет неравномерность
распределения рабочей смеси по цилиндрам двигателя и улучшает
условия испарения топлива и сгорания горючей смеси в цилиндрах.
Основные требования, предъявляемые к обогревательной системе
карбюратора, сводятся к следующим:
а) устранение возможности образования льда в карбюраторе;
б) равномерное распределение тепла в системе карбюратора;
в) сведение потерь мощности могора за счет нагрева воздуха к
минимуму;
г) обеспечение надежности работы в течение всего периода вре-
мени между двумя очередными ремонтами мотора.
Борьба с обледенением карбюратора, как мы уже указали, может
вестись путем подогрева: а) воздуха, входящего в карбюратор, б) сте-
нок карбюратора и всасывающей системы. В ряде конструкций осу-
ществляется комбинация обоих указанных способов.
Подогреватели воздуха обычно применяются в двигателях, рабо-
тающих в условиях низких температур окружающего воздуха. В этих
случаях подогрев воздуха является хорошим средством предотвра-
щения конденсации и замерзания водяных паров в карбюраторе.
Подогрев воздуха особенно важен для моторов с наддувом. В слу-
чае обледенения небольшие кусочки льда, попавшие в нагнетатель,
могут вывести его из строя.
Обогрев стенок карбюратора применяется только для предохра-
нения его от замерзания; поверхность соприкосновения воздуха с обо-
греваемыми стенками карбюратора невелика, поэтому нагреваетсяв он
слабо. Подогрев всасывающей трубы применяется как для предотра-
щения конденсации паров испаряющегося топлива, так и для испаре-
ния жидкой пленки топлива, образующейся на стенках всасывающей
системы (в обоих этих случаях применяются разные схемы обогрева).
Подогрев может быть осуществлен различными способами:
а) горячей водой, отводимой из системы охлаждения двигателя;
б) путем пропускания воздуха через масляный радиатор;
в) выхлопными газами.
167
Для этой цели можно применить также электрообогрев, однако
использование этого способа не вышло за пределы опытов.
Подогрев воздуха, поступающего в карбюратор. С конструк-
тивной стороны система подогрева воздуха легко осуществима. Недо-
статок этого способа заключается в том, что повышение температуры
воздуха вызывает уменьшение веса заряда смеси, поступающей в ци-
линдры, и тем самым уменьшается мощность мотора. Чрезмерный
подогрев воздуха на больших оборотах мотора ухудшает наполнение
цилиндров и понижает мощность двигателя- Однако понижение, мощ-
ности может быть предотвращено устройством карбюратора с двумя
патрубками, снабженными клапанами для пуска холодного и теплого
воздуха. Всасывающий трубопровод с холодным воздухом исполь-
зуется при работе мотора на полном газе, а трубопровод с теплым
воздухом — при нормальном эксплоатационном режиме или при на-
личии условий, вызывающих обледенение карбюратора. Если обле-
денение происходит при работе с полностью открытым дросселем,
что, однако, бывает редко, то временно, пока лед не будет удален,
может быть включен всасывающий трубопровод с теплым воздухом.
Клапаны приводятся в действие автоматически посредством опи-
санного выше прибора или же вручную. В последнем случае клапан
соединяется системой рычагов с дроссельной заслонкой таким обра-
зом, что при полном открытии дросселя включается только всасываю-
щий трубопровод с холодным воздухом, а трубопровод с теплым воз-
духом включается при прочих положениях дросселя.
При подогреве воздуха путем пропускания его между нагретыми
стенками какого-либо нагревательного устройства, содержащиеся
в нем осадки (капли воды, снег) будут испаряться. Образующиеся
при этом пары, попадая затем во всасывающий трубопровод, могут
вызвать обледенение не в меньшей степени, чем в тех случаях, ког-
да осадки попадают непосредственно во впускное отверстие (без по-
догрева).
Для устранения возможности обледенения карбюратора посту-
пающий в карбюратор воздух должен быть нагрет настолько, чтобы
относительная влажность его не превышала 60%.
Расход тепла для нагрева и просушивания воздуха зависит от сте-
пени его влажности. Наиболее неблагоприятные условия в отноше-
нии больших расходов тепла создаются при попадании в карбюратор
снега или капель дождя.
Степень нагрева воздуха, необходимая для предотвращения обле-
денения карбюратора в каждом отдельном случае, при различных
положениях дросселя и в зависимости от конструкции карбюратора
может быть определена опытным путем.
На фиг. 117 представлена схема всасывающих трубопроводов
с теплым 7 и холодным 2 воздухом. Патрубок теплого воздуха нахо-
дится под капотом мотора; этот патрубок снабжен гасителем пламени 3
для предупреждения возникновения пожара при выхлопе в карбю-
ратор 4. Воздух в моторное отделение поступает через жалюзи 5.
Чем больше расстояние, которое воздух проходит под капотом мотора,
прежде чем попасть в карбюратор, тем сильнее он нагревается. Про-
168
рези в капоте для устройства жалюзи делаются в таких местах, чтобы
обеспечивалась требуемая степень нагрева поступающего воздуха-
Доступ теплого воздуха регулируется клапаном 6.
В США на моторах воздушного охлаждения применяется следую-
щая схема подогрева воздуха (фиг. 118). Холодный воздух входит
через отверстия 7 и 2 вверху и внизу трубопровода. Верхний патрубок
снабжен заслонкой 3, при помощи которой регулируется приток хо-
лодного воздуха к карбюратору. Трубопровод 4 помещается внутри
Фиг. 117. Схема подогрева поступаю-
щего в карбюратор воздуха.
г—впуск теплого воздуха; 2—впуск холод-
ного воздуха; 3—пламеулавливатель; <—
карбюратор; 5—прорези длп воздуха; 6—
клапан.
Фиг. 118. Схема подогрева’поступаю-
щего в карбюратор воздуха.
I и 2—впуск холодного воздуха; з—заслон-
ка холодного воздуха; 4—трубопровод;
5—выхлопной коллектор; е—заслонка теп-
лого воздуха; 1—заслонка для выпуска
теплого воздуха в атмосферу; 3—труба,
через которую воздух подается в карбю-
ратор; 9—карбюратор; 10—выход выхлоп-
ных газов.
выхлопного коллектора 5, благодаря чему холодный воздух, входя-
щий через нижнее отверстие 2, подходит к заслонке 6 уже в нагретом
виде. Регулировка нагрева осуществляется при помощи заслонок
6 и 7. Через заслонку 7 избыток нагретого воздуха выпускается
в атмосферу. Если карбюратору обледенение не угрожает, то заслонку 6
закрывают, в результате чего в карбюратор будет поступать только
холодный воздух. Холодный и теплый воздух смешивается в трубе 8,
после чего поступает в карбюратор 9.
Размеры заслонок должны быть тщательно подобраны с таким
расчетом, чтобы в карбюратор воздух поступал не слишком нагретым,
в противном случае мощность мотора понижается.
169
Система заслонок должна быть достаточно прочной, чтобы выдер-
живать удары при обратном выхлопе в карбюратор.
Американцы считают, что подогрев воздуха выхлопными газами,
являясь достаточно эффективным средством защиты карбюраторов
от обледенения, имеет, однако, ряд существенных недостатков. При-
способление такого рода обходится сравнительно дорого, вызывает
Фнг. 119. Система подогрева воздуха (мотор М-22).
1—впускной патрубок; 2—рубашка; з—выхлопная труба.
значительные эксплоатационные расходы и имеет сравнительно боль-
шой вес. Это устройство требует постоянного внимания со стороны
летного персонала; малейшие неполадки в его работе могут вызвать
уменьшение мощности мотора. От летного персонала требуется уме-
ние правильно пользоваться нагревательной системой, регулируя
подачу смеси, так как в противном
случае в моторе могут возникнуть
разрушающие детонации.
На фиг. 119 изображена систе-
ма подогрева воздуха, осуществ-
ленная на ряде двигателей воз-
душного охлаждения, в частности,
на моторе М-22; подогреватель
этого вида установлен на карбю-
раторах «Триплекс». Входящий
через патрубок 7 воздух проходит
далее в рубашку 2 на трубе 3, че-
рез которую пропускаются вы-
хлопные газы.
Эта система подогревателя ока-
залась вполне удовлетворительной
при работе двигателя на малом
Фиг. 120. Схема подогрева воздуха,
поступающего в карбюратор на дви-
гателе АМ-34.
1—отверстие для входа воздуха; 2—кол-
лектор выхлопных газов; з—карман; 4—
приемник подогретого воздуха; 5—выхлоп- Газе И ПОЗВОЛИЛЭ руЛИТЬ на МЭЛЫХ
ной патрубок. оборотах, что раньше делать зимой
не удавалось, так как карбюратор
забивало снегом и льдом. При температуре — 15° и ниже наблю-
далось увеличение оборотов двигателя за счет лучшего испарения
смеси.
170
На фиг. 120 показана схема подогрева воздуха, осуществленная
на двигателе АМ-34.
Первоначально насадок подогревался непосредственно выхлоп-
ными газами из выхлопного патрубка; впоследствии от этого пришлось
отказаться, так как трубки подогревателя нагревались настолько,
что представляли опасность в пожарном отношении.
Фиг. 121. Коллектор выхлопных газов
с карманом для подогрева воздуха.
Фиг. 122. Приемник поступающего
воздуха.
Как видно из фиг. 120, холодный воздух через отверстие 7 посту-
пает в приваренный к коллектору 2 карман 3, откуда в нагретом виде
поступает к приемнику подогретого воздуха 4.
На фиг. 121 изображен коллектор выхлопных газов с карманом
для подогрева воздуха, а на фиг. 122 — приемник поступающего
воздуха.
Обогрев стенок кар-
бюратора и всасываю-
щего трубопровода. Этот
способ обогрева осуще-
ствляется путем уст-
ройства рубашки во-
круг смесительной каме-
ры, как это изображено
на схеме фиг. 123, с.
или вокруг всасываю-
щей трубы двигателя,
как показано на фиг.
123, бив. Внутри ру-
башки циркулирует го-
рячая вода или масло.
Ограничиваться по-
догревом только одних
стенок карбюратора
нельзя, — тепловой эф-
фект в этом случае бу-
дет недостаточным для
защиты карбюратора от
Фиг. 123. Схема подогрева стенок карбюратора
(д) и всасывающего трубопровода (б) и (в).
J—обогревательная рубашка; 2—направление входящей
в рубашку горячей жидкости; 3—отверстие для выхода
жидкости из рубашки; 4—направление движения возду-
ха, поступающегр в карбюратор.
обледенения при тяжелых атмосферных
условиях.
171
Поэтому, помимо обогрева стенок карбюратора необходимо обо-
гревать также и дроссельную заслонку — деталь карбюратора наи-
более подверженную обледенению. Однако осуществление нагрева
дроссельной заслонки вызывает значительные трудности. Для того
чтобы нагревающая жидкость могла проходить внутрь дроссельной
заслонки, ось ее и самую заслонку делают полыми-
В качестве жидкости, циркулирующей внутри рубашки, использо-
вание воды (на моторах с водяным охлаждением) нецелесообразно,
так как при запуске холодного мотора и на стоянке самолета вода
легко замерзает (если она не была спущена после окончания работы
двигателя).
В качестве циркулирующей жидкости на моторах с воздушным
охлаждением применяется масло', однако при этом возникают неко-
Фиг. 124. Схема подогрева карбюратора Стром-
берг NAF-7c на двигателе Райт.
1—патрубок; 2—рубашка подогревателя; 3—подогре-
ватель смесп; 4—заслонка; 5—рубашка карбюратора;
С—входной патрубок.
торые нежелательные явле-
ния, в частности, масло
вследствие охлаждения
при соприкосновении с
металлом образует на его
поверхности вязкий слой,
имеющий плохую тепло-
проводность.
В некоторых конструк-
циях для обогрева стенок
карбюратора используется
тепло отработавших газов.
Однако при полете на
малой скорости количество
этого тепла может ока-
заться недостаточным, а
при полете на полной
мощности, наоборот, его
будет слишком много. При
использовании отработан-
ных газов в случае обра-
зования в соединениях течи может возникнуть опасность пожара;
кроме того, конструктивное осуществление этого способа обогрева
довольно сложно и требует громоздких установок. Последние сооб-
ражения вынуждают отказаться от обогрева отработавшими газами.
Подогрев стенок смесительной камеры карбюратора применяется
обычно не самостоятельно, а в сочетании одновременно с подогревом
всасывающей трубы.
’ Подогрев же всасывающей трубы двигателя применяется и от-
дельно. В этом случае употребляются две схемы, изображенные на
фиг. 123, би в; по схеме б—подогрев всей трубы, а по схеме в — мест-
ный подогрев только части трубы. В обоих случаях подогрев может
быть осуществлен как выхлопными газами, так и горячей водой или
маслом. *
~В карбюраторе Стромберг NAF-7c (применяющемся на двигателях
Райт-Циклон) корпус карбюратора и трубопровод свежей смеси по-
172
догреваются выхлопными газами, отводимыми от одного из цилиндров
или от выхлопного коллектора (фиг. 124). Выхлопные газы из патрубка 7
поступают по трубопроводу в рубашку 2 подогревателя 3 смеси, от-
куда выводятся наружу.
Интенсивность подогрева смеси регулируется (в зависимости от
температуры окружающего воздуха) путем изменения количества
проходящих выхлопных газов заслонкой 4.
Подогрев смесительной камеры и дросселя достигается тем, что
часть выхлопных газов пропускается в рубашку карбюратора; эта
рубашка опоясывает нижнюю часть корпуса карбюратора.
Улучшению испарения топлива способствует также то, что в кар*
бюратор поступает воздух, нагревшийся при соприкосновении с ци-
линдрами. С этой целью
входной патрубок 6 кар-
бюратора повернут на-
встречу потоку теплого
воздуха.
На фиг. 125 показана
схема устройства карбюра-
тора с электрообогревом.
Количество тепла, по-
требное для подогрева кар-
бюратора, можно опреде-
лить, исходя из предпо-
ложения, что все топливо
приходит в соприкоснове-
ние со стенками карбюра-
тора или с системой всасы-
вания и полностью испа-
ряется. При МОЩНОСТИ
мотора 500 л. с. коли-
чество воздуха, потребно-
го для сжигания горючего,
составляет около 27 кг в
минуту (из расчета при- Фиг- ,25- Электрообогрев стенок карбюратора'
мерно 15 кг воздуха на
1 кг топлива). Теоретические подсчеты показывают, что для подо-
грева стенок карбюратора до температуры несколько выше 0° требу-
ется затрата количества тепла, соответствующего мощности около
18 л. с. В результате же проведенных испытаний оказалось, что
практически для предотвращения обледенения достаточна затрата
мощности 4—5 л. с.
Обогрев стенок карбюратора и впрыскивание спирта. Этот способ
осуществлен в карбюраторе Стромберг-Бендикс (фиг. 125). Впрыски-
вание спирта, которое производится через жиклер, находящийся
над главным жиклером, является Дополнительным средством защиты
карбюратора от обледенения, устраняющим недостатки описанных
выше систем подогрева карбюратора. Подача спирта регулируется
автоматически при помощи клапана- Этот клапан при образовании
173
в карбюраторе льда автоматически открывает доступ спирту, который
смешивается с горючей смесью.
В описываемом карбюраторе дополнительно осуществлен подогрев
дроссельных заслонок, внутрь которых
для этой цели вводится го-
рячая жидкость. Карбю-
ратор состоит в основном
из двух частей, скрепляе-
мых болтами с изолирую-
'щими прокладками, умень-
шающими теплоотдачу
между обеими частями.
БОРЬБА С ОБЛЕДЕНЕНИЕМ
КАРБЮРАТОРОВ ПРИ ПОМО-
ЩИ АНТИФРИЗА
Этот способ сводится к
тому, что в карбюратор
вводится жидкость, обра-
зующая в соединении с
водой смесь, температура
замерзания которой значи-
тельно ниже точки замер-
зания воды.
Подобных веществ су-
ществует много, однако из
всех этих веществ целесо-
образно выбрать такие,
которые являлись бы од-
новременно и топливом
для двигателя. В качестве
таких антифризов могут
служить спирты: метило-
вый, этиловый и пропило-
Фиг. 126. Карбюратор Стромберг-Бендикс.
1—автоматический регулятор; 2—коллектор для сбо-
ра конденсированной воды; 3—жиклер помпы при-
емистости; »—инжектор подачи спирта; б—главный
жиклер; 6—воздушный промежуток между корпусом
диффузора и поплавковой камерой; 7—подогреватель
дроссельной заслонки; з—входное отверстие для
подогреваемой жидкости; 9—отверстие для присоеди-
нения манометра; 10—изолирующая прокладка; 11—
жиклер малого газа; 12—поплавок.
вый; наиболее эффективным
средством защиты от льдообразования является применение метило-
вого спирта; наименее эффективным применение пропилового спирта.
Проведенные в США и Англии опыты показали, что в результате
добавления спирта к топливу лед быстро тает и легко отделяется
от карбюратора.
Спирт можно вводить во всасывающий трубопровод или добавлять
к топливу, вводить же спирт в воздушную струю неэкономично.
Добавление к топливу спирта в количестве 5% (2,5% метилового
и 2,5% этилового) является прекрасным средством для предупреждения
образования льда в карбюраторе. Этиловый и пропиловый спирты
могут каждый по отдельности смешиваться в любых пропорциях
с бензином; метиловый же спирт сам по себе с бензином не смеши-
вается, поэтому он применяется в смеси с этиловым спиртом. Если
пользоваться одним этиловым спиртом, то процент его следует не-
сколько увеличить. В случае применения одного пропилового спирта
174
его необходимо добавлять в количестве 10% от топлива. Однако этот
спирт стоит дороже, поэтому опыты по его применению были оставлены-
Значительным препятствием к использованию спиртов в смеси
с топливом служило то обстоятельство, что эти смеси являются ста-
бильными только при условии полного отсутствия воды. Незначи-
тельная примесь воды (менее 1%) вызывает расслоение смеси (отде-
ление спирта от бензина). В условиях эксплоатации вследствие кон-
денсации водяных паров в баках с горючим, а также вследствие того,
что технический этиловый спирт сам содержит значительную примесь
воды (до 5%), примесь воды в горючем может оказаться весьма зна-
чительной.
В США (д-ру Коллис) удалось найти некоторые органические
соединения, играющие роль стабилизаторов, прибавление которых
к смеси спирта и бензина делает эту смесь стабильной вплоть до —40°-
Эти стабилизаторы не влияют на антидетонационные свойства топ-
лива, но несколько уменьшают мощность мотора (на 1%) и вызывают
повышение расхода топлива на 2%.
В Бюро стандартов США был проделан опыт применения смеси
спирта с топливом (и стабилизатором) в условиях очень сильного обле-
денения карбюратора (число оборотов винта вследствие обледенения
упало с 1800 до 1100 в минуту). Для восстановления полной мощности
оказалось достаточным переключение мотора на минуту с работы
на обыкновенном топливе на упомянутую смесь. Эта быстрота воз-
действия смеси на льдообразование позволяет содержать смесь в от-
дельном баке и переключать мотор на питание от этого бака только
при сильном обледенении карбюратора, в остальное же время мотор
может работать на обычном топливе.
Было также предложено не прибегать к смешению спирта с бен-
зином, а хранить их по отдельности в разных баках и вводить спирт
в карбюратор лишь в том случае, когда в последнем начинается льдо-
образование. Опытами, проведенными в Гугенгеймовском авиацион-
ном институте (Нью-Йорк), было установлено, что даже в случае
очень сильного обледенения расход спирта, вводимого в карбюратор,
составляет не более 2,5% от веса топлива, т. е. расход спирта в случае
непосредственной подачи его в карбюратор при этом оказался даже
меньше, чем в случае применения спирта в смеси с топливом.
Учитывая, что обледенение карбюратора случается далеко не всегда,
достаточно иметь на самолете спирт в небольшом бачке, в количестве
примерно от 0,5 до 0,75% от веса топлива.
Для освобождения пилота от необходимости регулировать подачу
спирта и следить за своевременным включением его подачи в США
был разработан специальный прибор (фиг. 127).
Схема действия его заключается в следующем. Спирт из бака 7
по трубке 2 поступает через клапан 3 в коробку 4, в пространство
под диафрагмой 5. В верхнюю часть коробки 4 через отверстия 6 и 7
поступает наружный воздух по обе стороны диафрагмы 8. Отсюда
воздух проходит во всасывающий трубопровод карбюратора через
две трубки 9 и 10. На концах этих трубок помещен детектор, верхнее
отверстие которого 9 имеет малый диаметр, а нижнее 10 — большой
175
диаметр. Если в карбюраторе начинается льдообразование, то в пер-
вую очередь замерзает узкое отверстие детектора, соединенное с каме-
рой над диафрагмой 8. Вследствие этого давление в верхней части
камеры увеличивается по сравнению с давлением под диафрагмой
и последняя открывает клапан 77. Когда
/4
13
Фиг. 127. Автоматический прибор для регулиро-
вания подачи спирта в карбюратор.
I—бак со спиртом; 2—трубки, отводящие еппрт пз бака;
з—клапан; 4— коробка; .5—диафрагма; 6—верхнее отвер-
стие для воздуха; 1—ни-жнес отверстие для воздуха;
8—диафрагма; я—верхнее отверстие детектора; 10—ниж-
нее отверстие детектора; 11—клапан; 12—пружина; 13—
впуск горючего; 14—впуск воздуха в карбюратор.
карбюратора применяются три смеси: а)
клапан 11 под действием
всасывающей системы
карбюратора открывает-
ся, диафрагма 5 при-
поднимается и откры-
вает клапан 3, в резуль-
тате чего спирт из бака /,
проходя через камеру
под диафрагмой 5, по-
ступает в поплавковую
камеру карбюратора.
Присутствие в топливе
спирта вызывает пре-
кращение обледенения;
отверстие детектора 9
оттаивает, давление по
обеим сторонам диа-
фрагмы 8 выравнивается
и подача спирта авто-
матически прекраща-
ется.
В процессе испыта-
ний с мотором, установ-
ленным на станке, атак-
же и в полете этот при-
бор работал вполне
удовлетворительно.
Этот же прибор мо-
жет быть применен и
для автоматического ре-
гулирования подачи сме-
си топлива со спиртом.
В Англии в качестве
спиртовых смесей для
устранения обледенения
80% метилового спирта
и 20% изопропилового спирта; б) 75% метилового и 25% секстилового
спирта или в) денатурированный этиловый спирт, в состав которого
входят: денатурированный метиловый спирт (9,5 частей по объему),
пиридин (0,5 части) и минеральное масло (0,375 части). Каждый из
вышеуказанных составов смешивается с бензином.
Магниевые сплавы, неанодированные алюминий и дураль разру-
шаются всеми спиртами; поэтому применения этих материалов в кар-
бюраторе следует избегать. Некоторые нержавеющие стали, если
они не отполированы, под действием спиртов ржавеют.
176
Для фильтрации спиртов можно применять стандартную сетку.
В случае применения в конструкции карбюратора нержавеющей
стали пользоваться резиной в местах соприкосновения стали со
спиртом нельзя, так как спирт растворяет серу, содержащуюся в ре-
зине, и она действует разрушающим образом на нержавеющую сталь.
Ниже перечислены устойчивые в отношении коррозии материалы,
пригодные в случае применения упомянутых спиртовых смесей.
80% метилового 20% изопропилового 75% метилового 25% секстилового Денатурированный этиловый спирт
Анодированный алюминий Анодированный дуралюмин Латунь Медь Сплав меди и никеля (70:30) Сплав Галлимор Аустенитовая нержавеющая сталь Анодированный алюминий Латунь Медь Сплав меди и никеля (70:30) Сплав Галлимор Аустенитовая нержавеющая сталь Латунь Медь Сплав меди и никеля (70 • 30) Сплав Галлимор Аустенитовая нержа- веющая сталь
Г Л А В А 3
ЗАЩИТА ОТ ОБЛЕДЕНЕНИЯ СТОЕК, ТРОСОВ И ДЕТАЛЕЙ
ОБОРУДОВАНИЯ САМОЛЕТА
ЗАЩИТА СТОЕК И ТРОСОВ
Наиболее простым методом борьбы с обледенением стоек и тросов,
казалось бы, является физико-химический метод, при котором стойки
и тросы покрываются каким-либо веществом, уменьшающим сил)
сцепления льда с их поверхностью или понижающим точку замерза-
ния воды. Однако до сего времени не найдено ни одного такого ве-
щества, которое оказалось бы практически годным для защиты стоек
и тросов от обледенения.
Единственный проверенный на практике противообледенитель для
стоек и тросов, существующий в настоящее время, — это пневма-
тический противообледенитель системы Гудрич. При таком способе
защиты стойка обтягивается резиновой пластиной, под которой про-
кладывается трубка из резины или резиновой материи. При возник-
новении льдообразования в трубку нагнетается воздух, подобно тому
как это делается в покрышках противообледенителей Гудрич для
крыльев и оперения.
Такой противообледенитель был испытан в США на ряде самолетов,
причем, судя по опубликованным материалам, во всех случаях противо-
обледенитель работал вполне удовлетворительно.
Однако применение этого способа не может считаться правильным
решением вопроса о борьбе с обледенением стоек и тросов так как
помимо сложности и громоздкости подобная установка значительно
увеличивает лобовое сопротивление стоек и особенно тросов.
Леиедев—978—12
177
Защита стоек может быть осуществлена также и по методу Денлоп
или электро-термическим методом. В этих случаях вес конструкции
противообледенителей, повидимому, будет не меньше веса приспо-
собления Гудрич. Из упомянутых методов предпочтительно примене-
ние электро-термического способа, так как он не вызывает значитель-
ного увеличения лобового сопротивления стойки.
ЗАЩИТА АТМОСФЕРНЫХ ТРУБОК БАКОВ
Большое исследование в этой области было проведено Теодоре-
сеном и Клей в лаборатории в Ленглей Филд. Опытами установлено,
что при прочих равных условиях концы трубок закрываются льдом
тем быстрее, чем меньше их диаметр. Трубки, поставленные по направ-
лению потока или каким-либо образом укрытые от него, в меньшей
степени подвержены обледенению.
Большинство этих испытаний проводилось при температуре
около — 2°, являющейся наиболее опасной в отношении обледе-
нения.
На фиг. 128 показаны типы трубок, подвергавшихся испытаниям.
Трубка 7 имеет прямой срез на конце и ставится перпендикулярно
направлению воздушного потока. Концы трубок 2 срезаны под неко-
торым углом. Эти трубки ставятся также нормально к воздушному
потоку. U-образная трубка 3 устанавливается таким образом, что
открытый конец ее располагается позади основного колена трубки.
Трубка 4 устанавливалась под разными углами по отношению к воз-
душному потоку (на фигуре конец трубки направлен по потоку).
В табл. 21 указано время обледенения от начала его возникновения
до полной закупорки концов трубок 7 льдом в зависимости от диаметра
трубок и угла установки.
Таблица 21
Диаметр трубки мм Продолжительность обледе- нения, минуты Установка трубки
3,1 8 Трубка поставлена отверстием
против потока
4,8 5 То же
6,25 7 I
7,5 10 »> »>
9,5 18 » Л
12,5 Не замерзало f> f>
10.0 л >> Трубка повернута по потоку
10.0 8 Трубка повернута под углом
по потоку
10,0 Не замерзало Трубка поставлена под углом
против потока
7.5 >> » Трубка поставлена по паправ-
лению потока
178
На фиг. 129 показана зависимость продолжительности обледе-
нения от диаметра трубки. Из графика видно, что трубки диаметром
больше 6 мм замерзают сравнительно медленно. Концы трубок неболь-
шого диаметра во всех случаях полностью закупоривались льдом.
Трубка диаметром 10 мм, конец которой был срезан под углом 45°
(фиг. 128, 2), в том случае когда она была обращена навстречу воз-
душному потоку, полностью закрывалась льдом за 3 минуты. При
установке этой же трубки, обращенной концом назад по потоку,
отверстие ее полностью не замерзало.
fianpa бление
потопа
Фиг. 128. Форма концов атмо-
сферных трубок бензобаков.
I—трубка с прямым срезом, постав-
ленная перпендикулярно воздуш-
ному потоку; 2—трубки с копнами,
срезанными под углами, поставлен-
ные нормально к потоку; 3—U-об-
разная трубка с открытым концом
позади основного колена трубки;
/—трубка, устанавливаемая под
разными углами к направлению
потока.
Фиг. 129. Влияние размеров
трубки на обледенение.
Производились также испытания двух различных форм трубок
с открытыми концами, защищенными от непосредственного воздей-
ствия воздушного потока. Из продувок U-образной трубки (фиг. 128,3)
выяснилось, что такое положение создает значительное препятствие
образованию льда на конце трубки. Трубка, загнутая под углом по
потоку (фиг. 128, 4), также мало подвержена обледенению.
Если трубка обращена своим отверстием навстречу потоку, то
в бензиновом баке создается максимальное давление, равное скорост-
ному напору. По мере того как изменяется угол направления трубки
по отношению к воздушному потоку, давление уменьшается и пере-
ходит в разрежение. В этом отношении установка в крыльях И-образ-
ных трубок с отверстиями, обращенными вниз (что применяется на
некоторых самолетах), нежелательна.
170
12»
Теодорсен и Клей приходят к выводу, что наилучшим для сооб-
щения бензиновых баков с атмосферным воздухом являются форма
и положение трубки, показанные на фиг. 128, 4. Такая трубка почти
не подвержена образованию льда.
Наиболее выгодный диаметр этой трубки 16—19 мм.
Атмосферные трубки расширительных бачков, устанавливаемые
на двигателе, обычно с целью отепления проводятся по глушителю
двигателя. Надо следить за тем, чтобы выбивающаяся иногда из атмо-
сферных трубок расширительных бачков вода не попадала на трубки
Вентури, так как эта вода вызывает их обледенение.
ЗАЩИТА ТРУБОК ПИТО И ВЕНТУРИ
Обледенение трубок Пито и Вентури представляет весьма серьез-
нуюг’опасность, так как вызывает неправильные показания приборов.
Фиг. 130а. Трубка Пито с подогревателем.
I—контакты.
Фиг. 1306. Разрез подогренателя
трубки Пито.
1—И80ЛЯЦИЯ из слюды; 2—обмотка для
нагрева; .3—медный провод.
Фиг. 131. Предохранительный от-
стойник трубки Пито для сбора
скопившейся влаги.
f—приемник Пито; S—стойка;
3—отстойник.
Борьба с обледенением трубок Пито и Вентури ведется уже давно
в настоящее время почти на всех транспортных самолетах для пр«
180
дупреждения обледенения этих трубок применяются электрообогре-
ватели.
Такая трубка показана на фиг. 130 (а и б). Нихромовая проволока
диаметром 0,2 мм и длиной 550 мм намотана на две отдельные слюдяные
пластинки по 15—18 витков на каждую. Для того чтобы не нарушать
нормальную работу прибора, обогреватель должен занимать не более
30—40% площади поперечного сечения трубки и расположен на рас-
стоянии 10—15 мм от ее конца.
Мощность обогрева трубки Пито — около 7—11 вт. Электро-
обогрев трубки Пито должен иметь выключатель. Включать его сле-
дует только при наличии опасности обледенения отверстий трубки
или засорения их снегом (например, при взлете).
7
Фиг. 132. Прежний тин приемника указателя скорости.
/—статическая трубка; 2—динамическая трубка; 3—соединительный колпачок;
1—обойма из пластмассы; 3—отверстия статической трубки; 6—оомотка дина-
мической трубки; 7—статический и динамический штуцеры; S—кронштейн;
9—соединительные болты; 10—контактная колодочка.
Конструкция описываемого обогревателя трубки Пито вполне
себя не оправдала. При таянии льда на конце динамической трубки
вода иногда попадала внутрь трубки, где снова замерзала, образуя
пробку.
Для защиты проводки трубки Пито от обмерзания приемник на
земле закрывается чехлом. Для отвода скопившейся влаги между
приемником и проводкой к указателю скорости иногда устанавли-
вается специальный отстойник (фиг. 131).
В настоящее время в эксплоатации находятся две конструкции
приемников: старого типа (фиг. 132) и нового типа (фиг. 133).
Приемник, изображенный на фиг. 132, позволяет устанавливать
электронагревательный элемент на боковой поверхности динами-
ческой трубки, вставленной в статическую и соединенную с ней при
помощи колпачка 3 и пластмассовой обоймы 4. Обмотка б укреплена
на динамической трубке. Мощность нагревательного элемента — около
10 вт. Подогрев Этой трубки оказывается недостаточным и не всегда
избавляет трубку от обледенения и образования ледяной пробки
внутри трубопровода.
Конструкция приемника нового типа (фиг. 133) значительно
лучше. Он снабжен электрообогревательным приспособлением,
состоящим из обогревательного элемента 15, двух контактных колец
7 и 8, вставленных во втулку Р, прикрепленную при помощи втулки 10
181
к кожуху приемника /6, и двух электропроводов 18, которые входят
в латунные трубки / / и 12. Эти трубки впаяны в основание латунной
втулки 10.
Фиг. 133. Новый тип приемника указателя скорости.
г—динамическая камера: динамическая трубка; 3—донышко динамической
трубки; 4—штуцер динамической трубки; 5—статическая камера, о—статиче-
ская трубка; 7 и У—контактные кольца; 9—диагнитовая втулка; 10—латунная
втулка; 11 н 12—трубки электропроводов; 13—щели статической камеры;
14—штуцер статической камеры; 15—элемент обогрева; 16—кожух приемника;
17—дно статической камеры; 18—провода; 19—обмотка элемента обогрева;
20—предохранительные штунные трубки; 21 и 22—кольца предохранитель-
ных трубок; 23—отверстии для отвода влаги из динамической камеры; 24—
наконечник кожуха.
Обогревательный элемент 75 из нихромовой проволоки 19 поме-
щен внутри двух слюдяных трубок. Слюдяные трубки помещены
между двумя латунными трубками 20, предохраняющими их от повре-
ждений. На концах элемента обогрева имеются латунные кольца 21
и 22, служащие для присоединения элемента к контактным кольцам
7 и 8.
Фиг. 134 Приемник указателя скорости фирмы «Пионер».
Обогревательные элементы изготовляются на 12 и на 24 в.
На фиг. 134 изображен приемник указателя скорости фирмы
Pioneer. Длина его 150 мм, диаметр 26,5 мм. Нагревательным элемен-
том служит спираль из нихромовой проволоки, намотанной на фарфо-
ровую трубку; промежутки между витками промазаны огнеупорной
182
183
глиной с последующим после сборки обжигом. Мощность нагрева-
тельного элемента 60 вт при напряжении 12 в. Съемный нагреватель-
ный элемент надевается на динамическую трубку. Контакт между
элементом и проводами от источника питания осуществляется при
помощи штепсельной вилки, которая входит в штепсельные гнезда,
помещенные На фарфоровой трубке элемента. Благодаря такому устрой-
ству перегоревший нагревательный элемент легко заменяется другим.
На фиг. 135 изображен приемник указателя скорости Ас канна.
Мощность нагревательного элемента 20 вт при напряжении в 12 или
24 в.
Фиг. 137. Самолет Badin с противообледенителем на стержне
приемника указателя скорости.
Приемники Вентури также снабжаются электрообогревателями из
нихромовой проволоки сечением около 1 мм-. Степень нагрева регу-
лируется реостатом в 15 ом, рассчитанным на ток в 5,5 а.
На фиг. 136 изображена трубка Вентури фирмы Асканиа. Трубка
покрыта сверху металлическим цилиндром. Статическая часть распо-
ложена между внутренней стенкой и конической поверхностью трубки.
Электрообогрев размещен в кольцевой щели, служащей для подсасы-
вания воздуха.
Нагревательный элемент изготовлен из нихромовой проволоки,
навитой на изоляцию из слюды. Нихром обмотан сверху асбестовой
ниткой, пропитанной теплостойким лаком—манильским копалом.
Концы нихромовой проволоки припаяны серебром к проводам,
выведенным через стойку. Мощность нагревательного элемента 45 вт.
При продолжительных испытаниях температуре! на поверхности трубки
без обдува и при температуре окружающего воздуха 20°достигает 120°.
Кроме обледенения отверстий трубок приемника указателя ско-
рости не исключена возможность обледенения стержня, на котором
укреплен приемник. Это может привести также к серьезным послед-
ствиям (вибрация стержня и его поломка).
184
Для устранения обледенения стержня фирма Гудрич предложила
надевать как на трубки приемника, так и на самый стержень, резино-
вую покрышку по форме приемника и соединительного стержня
(фиг. 137). Наружная поверхность резины покрывается составом,
уменьшающим прилипаемость к ней льда.
Для защиты трубок Пито и Вентури от обледенения вполне воз-
можно применение опрыскивания их распыленной антиобледенитель-
ной жидкостью того же состава, который применяется для защиты
впнгов. Опрыскиватель необходимо устанавливать впереди трубок
Вентури. Жидкость к опрыскивателю можно подавать из отдельного
бачка или из бачка противообледенителя для винта.
ЗАЩИТА РАДИО-АНТЕНН
Обледенение антенны часто вызывает ее обрыв или вследствие за-
мыкания ее на массу самолета через ледяную корку прерывает радио-
связь.
/—предохранительное резиновое
покрытие на стоику; 2—антенна;
3—изолятор; 4—часть резинового
протектора, изготовляемая из твер-
дою каучука; о—часть резинового
протектора, изготовляемая из зла-
ст11ч«‘<*кого каучука.
Для защиты антенны от обледенения фирма Гудрич разработала
резиновые предохранительные конусы для изоляторов и покрытие
для стойки антенны (фиг. 138). Предохранительная резиновая пла-
185
стина обтягивает переднюю часть стойки или закрывает всю стойку.
Между резиной и стойкой может быть помещена пневматическая ка-
мера, как это имеет место в противообледенителе для крыльев и опе-
рения. Иногда ограничиваются смазкой поверхности резины составом,
уменьшающим силу сцепления ее со льдом.
Такое решение вопроса защиты радиоантенн от обледенения,
конечно, очень далеко от идеала.
Некоторыми конструкторами были предложены термические спо-
собы защиты антенн, однако на практике такого рода приспособле-
ния из-за ряда недостатков их не получили распространения.
ЗАЩИТА СТЕКОЛ КАБИН
«
Для защиты стекол кабин самолета от обледенения применяется
следующее устройство:
Вдоль верхней рамки стекла, снаружи прокладывается трубка,
имеющая ряд небольших отверстий. В момент, когда стекло начинает
обледеневать, в трубку подается под
давлением антиобледенительная жид-
кость, которая, выходя из отверстий
в трубке, растекается по стеклу.
Давление в системе может созда-
ваться путем * приключения бачка
с жидкостью к общей системе Гуд-
рич-Эклипс для борьбы с обледе-
нением крыльев, оперения, винта са-
молета и пр. Для этой цели могут
также служить небольшая отдельная
помпа или воздушный насос.
Несмотря на простоту конструк
Фиг. 139 Противообледенитель для цци ЭТОГО устройства ОНО большого
•защиты стекол по ^методу Ридо п распространения не получило (этой
1 системой оборудованы некоторые само-
леты Дуглас).
Ридо и Дюкре во Франции разработали электротермический метод
борьбы с обледенением стекол кабин f 1911. Использование этого спо-
соба возможно при условии применения стекла типа «слоистого»
(Sandwich) Триплекс.
С внутренней стороны одной из двух пластин (толщиной 2 мм), из ко-
торых состоит стекло кабины, вкладывается электронагревательный
элемент (фиг. 139), состоящий из параллельного ряда проволок
(толщиной 0,05—0,1 мм), расположенных на расстоянии 2—5 мм
друг от друга.
Проволоки закрепляются при помощи металлических лент.
Нагревательный элемент закрывается слоем размягченного ацетата
целлюлозы, поверх которого накладывается стеклянная пластина.
Все вместе соответствующим образом обрабатывается. В резуль-
тате получается, как уверяют авторы, легкое совершенно прозрачное
и прочное стекло толщиной всего около 4,5 мм.
18(5
Нагрев элемента осуществляется электротоком от бортовой электро-
сети (12 или 24 в). В случае обледенения стекла лед оттаивает при-
мерно через 4 минуты после включения противообледенителя.
По мнению авторов этого предложения прокладывать нити по всей
поверхности стекла не требуется.
Для получения требуемого эффекта совершенно достаточно поме-
стить внутри стекла лишь небольшой узкий нагревательный элемент.
Проводившиеся в Англии и Франции испытания противообледе-
нителя Ридо и Дюкре показали, что он является- вполне надежным
средством защиты стекол от обледенения.
Несомненно этот способ заслуживает внимания. Необходима серь-
езная проверка целесообразности его применения и проведение даль-
нейших конструктивных усовершенствований.
ПРИЛОЖЕНИЕ 1
I
РЕЗУЛЬТАТЫ НАБЛЮДЕНИЙ ЗА ОБЛЕДЕНЕНИЕМ САМОЛЕТА, КЛАССИФИЦИРОВАННЫЕ ПО ВИДУ И ТОЛЩИНЕ
ЛЕДЯНЫХ ОБРАЗОВАНИЙ (ПО САМУЭЛЬСУ)
Виды облаков и осадков Высота, м Температура °C Относитель- ная влаж- ность, % Длительность про- цесса обледенения, минуты Толщина ледяного н |роста, мм Части самолета, на которых обра- зовался лед Примечания Место и дата наблюдения
в начале обледенения । в конце обледенения в начале обледенения в конце обледенения в начале обледенения в конце обледенения 1
Чистый лед толщиной 6 мм и более
Слоистые 250 590 0 — 1 95 95 3‘/2 12 Крылья, тросы и стоики Гладкий Кливленд З/П
Высоко-слоистые 1000 2060 -5 —6 91 89 3 6 Передние кромки крыльев Гладкий Чикаго 2/1
» * 3100 3950 1 —3 95 95 14 о Тросы, стойки и задняя кромка крыла Очень чистый, слегка шерохо- ватый » 2/1 •
» » 2640 2970 -3 —5 98 98 7 12 Передняя кромка крыла Вынум, 1еииая по- садка из-за об- разования льда •> 21/II
Слонсто-кучевыс 900 1120 —7 —10 84 90 5 12 Винт, крылья, тросы и стойки Неровный 13-31Л на тросах и 3-лем на кры- льях Кливленд 24/II
Слоисто-кучевые 420 980 0 -3 91 91 • 1 6 1 6 Передние кромки всех выступаю- щих частей В виде хлопьев Чикаго 27/1
»> » 2260 2860 —4 -7 91 99 9 12 Передние кромки всех выступаю- щих частей Льдообразование, вызвавшее пре- кращение по- лета » 5/1
с юисто-кучевые И ДОЖДЬ 3100 3300 0 2 91 91 1’А. 6 Крылья, тросы и стойки Кливленд 17/1
Слоистые 550 1040 0 -3 60 9S 4 12 Передняя кромка Неровный шеро- ховатый Омаха 4/И1
Слоисто-кучевые 2600 4550 —7 -23 90 87 24 6 Передняя кромка всех незащи- щенных частей Гладкий лед на крыльях делает невозможным дальнейший подъем » 18/Ш
>> » 4140 4450 —12 — 15 90 93 4 6 Передняя кромка всех незаищ щепных частей Самолет с глад- кой поверх- ностью сделал- ся настолько тяжелым от льда, что даль- нейший подъем стал невозмо- жен .> 19/III
»> » 850 1370 —9 -10 1 90 00 3 6 Передняя кромка всех незащи- щенных частей Чикаго 22'111
Высоко-слоистые 1420 юоо -5 —8 1 85 94 1 т— 6 Крылья, тросы, стойки и по- верхность крыла Чикаго 24/111
П роиолжение приложения 1
Виды облаков и осадков Высота, м Температура °C Относитель- ная влаж- ность, % Длительность про- । цесса обледенения, । минуты | Толщина ледяного нароста, мм Части самолета, па которых обра- зовался лед Примечания Место и дата наблюдения
в начале обледенения 1 в конце обледенения в начале обледенения в конце обледенения в начале обледенения 1 в конце обледенения
[Зысоко-слопстые и дождь Высоко-слоистые 3670 4450 4370 4640 —2 —14 —8 —17 95 78 98 80 13 13 6 6 Передние кромки То же Чикаго 24/IV Чикаго
Слоисто-кучевые 1270 1630 -5 —8 78 83 5 12 Передние кромки и винт Возникли вибра- ции самолета; полет был пре- кращен 25/IV Чикаго 26/IV
Слоисто кучевые и туман 2380 3110 —1 —5 95 95 8 12 Крылья, тросы и стойки Шероховатый 12-ми на тро- сах и стойках и 6-ми па кры- льях К 1ИВЛСНД 31/V
Высоко-с толстые и дождь Высоко-слоистые 3300 3070 3930 3400 -1 —2 —5 —4 98 98 94 98 8 4 9 12 То же »> >> Шероховатый Полет прекращен из-за льдообра- зования Клив ICII.I 1/VI Кливленд 14/V
Чистый лед менее 6 мм
Высоко-слоистые 2859 2890 -2 — 100 1 3 Тросы и стойки • Шероховатый Кливленд 4/V
Слоисто-кучевые 1100 3390 0 —9 98 96 15 3 1 lepcjuiiic кромки, стойки и козы- рек кабины Гладкий лед. 1 а молет сильно перстяжслен льдом, в ре- зультате чего подъем прекра- тился. После снижения па самолете оста- юсь много льда Омаха 26/IV
»> »> | 1250 1380 1 —7 —8 83 87 1 Тонкий На аэро-метеоро- графе и различ- ных частях са- молета Чикаго 17/111
>> о 730 1250 -4 -6 84 86 3 Ледяной парост на аэрометеоро- графе и на пе- редних кромках ! Омаха 30/1II
» ь 1350 2860 -2 —8 96 97 7 3 Передние кромки и стойки Самолет сильно перетяжслен льдом '> 7/1
770 820 —7 —9 95 85 2 Тонкий Передние кромки крыльев » 5/1
>> » 1170 1380 — — — — — То же
>> >> 570 1240 1 । -5 -8 86 94 21/а 3 ') »> Образование твер- дого кристалли- ческого льда за- метно ухудшило управляемость само юта » 5/X 11 I
Продолжение приложения 7
Виды облаков и осадков Высота, м Температура ес Относитель- ная влаж- ность, % гь про- женинр 3 •дяного Части самолета, на которых обра- зовался лед
в начале обледенения в конце обледенения в начале обледенения 1 " в конце обледенения в начале обледенения в конце обледенения । Длительное! цесса облед« минут Толщина ле нароста, мм Примечания Место и дата наблюдения
Слоисто-кучевые 750 1090 —5 -5 ! 97 98 5 3 Передние кромки крыльев Ледяной нарост помешал даль- нейшему подъ- ему Омаха 13/ХП
Высоко-слоистые 4930 5170 -17 —18 70 80 1 Тонкий Козырек кабины летчика Твердый кристал- лический лед » 21/XI
Высоко-слоистые и высоко-куче- вые 2190 3250 — 16 -18 86 90 3 Топкий То же и передние кромки Омаха 13/ХП
Высоко-слоистые и высоко-куче- вые 3620 3640 — — — — — Передние кромки и стойки —
Слоистые 1330 2220 -4 —8 88 95 5 9 Передние кромки крыльев, стойки и аэрометеоро- граф Гладкий лед. Воз- никли вибрации тросов Омаха 1'11
»> 950 11 so —1 —2 95 96 1 Топкий Стойки и крылья Местами очень Тоцкие льдооб- разования Чикаго 29 XII
Лебедев—978—13
Слоистые 840 1120 —4 —6 90 93 2 1 Козырек кабины летчика \ Лед не вполне определенного вида (почти чисты й) Омаха 27/XI
Над слоистыми 1300 — —1 — 90 — Тонкий Крылья, тросы и стойки Влага после вы- хода из туч за- мерзла каплями Кливленд 31/Х
Туман (ниже сло- исто-кучевых) 1100 — —3 — 84 — — » Стойки Соверв1енно глад- кий Омаха 29/X
Над слоисто-куче- выми 900 — + 1 э 85 » Задние кромки стоек, крыльев п козырек Образовался из влаги, остав- шейся на само- лете после вы- хода из обла- ков Чикаго 31/Х
То же 4150 — —1 ? 83 — — » Задняя кромка крыла То же Даллас 29/V
Изморозь 6 мм или более
I Слоисто-кучевые 1380 1680 —1 —3 95 98 3 7,5 Крылья, тросы и стойки Неровный, шеро- ховатый Кливленд 28/V
» >> 130 > 16(H) —4 —7 85 93 3 6 То же Белый Кливленд 27/1 •
о >> 730 990 —5 —8 92 96 4 6 Передние кромки, стойки и аэро- метеорограф Чикаго 5/ХП
Ё » 2250 ЗОЮ О -^5 90 04 8 9 Значительная часть поверх- ности самолета Чикаго 22/XII
ч? П родолзкение примзкс!Л1Я 1
Виды облаков и осадков Высота, м Температура °C I Относитель- с ная влаж- с иость, % Е цесса обледенения, минуты 1 Толщина ледяного нароста, им Части самолета, на которых обра- зовался лед Примечания Место и дата наблюдения
в начале обледенения в конце кинэнэгэидо в начале обледенения 1 в конце обледенения в начале 1 обледенения в конце обледенения П ПЫТРПкЦПП
Высоко-слоистые Высоко-кученыс » » Высоко-слоистые Высоко-слоистые 3680 4150 3480 3270 3390 4000 4830 3710 3870 3700 + 5 10 12 0 1 —7 —14 -13 —2 0 85 83 75 95 92 96 93 86 95 94 28 25 10 4 6 18 9 6 12-мм на тросе, 18-мм на пе- редних кромках Крылья, стойки и растяжки Вся поверхность, включая ниж- нюю часть кры- ла Заметный только на козырьке Тросы и стойки Подъем самолета внезапно пре- кратился из-за образования льда, очень не- ровного Не мог подняться выше из-за льдообразова- ния То же Вероятно образо- вался надкры- льях, так как управляемость сильно ухудши- лась Изморозь и иней белого цвета Чикаго 22/XII Чикаго 30,'XII Чикаго 9/II Чика го 12 X Кливленд 12/XI
1 Высоко-слоистые 1830 ,, » 2100 ,, » 3650 » » 4380 Слоистые 640 » 1 640 ,> 860 , 680 ,> 580 » 960 » 460 ,> 500 2250 2400 4080 4590 1070 1190 4190 ИЗО 940 1120 1020 940 1 +1 — 10 -6 -6 -5 —2 —7 0 -2 U —8 95 + 1 95 -14 I 92 1 -9 86 —10 90 -6 95 —9 96 1 -4 1 96 | —8 96 —2 90 —4 89 96 96 90 92 98 97 100 100 98 93 93 5 | 6 3 18 , 6 -1 - 3>/2 6 б1/* 9 , 41/, 12 s в 2 12 6 12 4 9 2 6 Крылья, тросы 1 и стойки То же То же и винт Крылья, тросы и стойки То же » »> >> f> » »> >> * » » » >> \1 Лед быстро обра- зовался и рас- таял, как толь ко самолет вы- шел из облаког Лед быстро уле- тучился <ЛИВЛСИД 6/XI1 Кливленд ОХН Кливленд 5/1 Кливленд 25/1 Кливленд 30/1 Кливленд 25/X 11 Кливленд 15/ХП Кливленд 14/ХП 1 Кливленд 5/Х11 Кливленд 30/XI Кливленд 29/XI
П родолжение приложения 1
Виды поляков о осадков Высота, м Температура °C Относитель- ная влаж- ность, % Длительность про- цесса обледенения, минуты Толщина ледяного нароста, Части самолета, на которых обра- зовался лед Примечания Место и дата наблюдения
в начале обледенения в конце обледенения в начале обледенения в конце обледенения в начале обледенения — в конце обледенения'
Слоистые 870 1470 —6 —8 80 85 2 6 Крылья, тросы Кливленд
и стоики 25/XI
660 980 —3 —5 98 100 2'А 6 То же Кливленд 3./II
Слоисто-кучевые 3450 4840 —2 —10 03 90 28 Передние кромки Тросы обледенс- Даллас
и дождь с кру- кры жев п стон- ния до удвоен- 29. XI
пои КП ного диаметра
Слоисто кучевые 3090 3630 0 —2 06 08 10 12 То же Даллас
и дождевые 4/1
Слоисто-кучевые 840 ИЗО -10 —12 88 88 3 6 Крылья, стоики Кливленд
и снег и тросы 18/II
То же 620 1800 -10 —20 86 00 10 6 То же Кливленд
23/11
Слоистые и снег 980 1760 —5 -10 90 00 7 9 Передние кромки Кливленд
крыльев, тросы и стойки 1/X.II
Слоистые и дождь 1260 1290 0 -2 92 93 3 12 Крылья, стоики Кливленд
и тросы 4/ХП
м
А, — д = 1 1
Слоисто-и высоко 020 1 1 1140 1 —1 -3 98 100 1 6 Крылья, стойки и тросы 1 С.швленд 10/ХП
слоистые
То же 5060 512V 1 — 13 -13 94 94 1 1 То же Кливленд
Высоко-слоистые 4000 4220 -7 00 80 3’/. 6 »> »> 21 I
и снег Кливленд
Высоко-слоистые 4080 4410 —4 -6 90 88 6*/2 6 14 XI
и дождь с кру-
ион То же 3420 4800 —2 -н 1 94 91 — Передние кромки, стойки и все Сильное обледене- ние, затрудняю- Даллас 8 XII
расчалки шее подъем; лед
белый
Высоко-слоистые 2680 3290 —6 -10 80 93 9 6 Крылья, тросы и стойки Кливленд 21/П
и снег Высоко-с ишстые 267ч 3350 —2 --5 04 92 14 15 i То же Шероховатый лед на крылях и Кливленд 2 111
стойках; воз-
никли сильные
вибрации
6 Кливленд
Слоистые 580 1100 -9 I -13 90 1 95 4 »> >> 6/1П
98 Ледяные наросты Кливленд
J> 8Р' 1500 -14 -19 100 5 9 белого цвета 10 Ill
* (изморозь)
1 К швленд
» 540 980 1 -10 1 ”13 98 99 2 6 >> >> 11/Ш
6 Кливленд
Слоисто-кучевые 1200 1430 —4 . —б 1 95 95 2‘Л » » 19/111 1
Продолжение приложения 1
Виды облаков и осадков Высота, м Температура СС Относитель- ная влаж- ность, % Длительность про- цесса обледенения, минуты i Толщина ледяного нароста, мм Части самолета, на которых обра- зовался лед Примечания Место и дата наблюдения
в начале обледенения в конце обледенения в начале обледенения в конце 1 обледенения в начале обледенения! в конце обледенения
Слоистые 430 1540 -3 — Ю 00 03 5 12 Крылья, тросы и стойки Белый ине!» Кливленд 22/III
Слоисто-кучевые 1180 15S0 —7 —8 94 05 4 12 То же Кливленд 31, III
Высоко-слоистые и снег 2460 2660 г1 0 08 98 3 <’> » »> в Кливленд 23/1
С.чонсто-кучевые 5(50 1180 -4 -6 97 НЮ 2’/2 12 » » Кливленд 3 IV
Слоистые и смет 7<>0 I 130 —4 -10 9о 05 5 12 »> >> Кливленд 13 IV
То же 030 2300 —8 —15 98 90 8 6 »> » Шероховатый .ле- дяной нарост К. .нвленд 12. IV
Высоко-слоистые и дождь 2070 4060 —2 —14 95 86 — — Ледяные наросты от передней до задней кромки крыльев Около десятка .ле- дяных наростов Кристал 1ов, жел- товатая измо- розь Кливленд 30 IV
Высоко-кучевые 4200 4450 -И — 13 70 90 6 6 Кры н,я, ТрН’Ы К .ЛИН илд
Изморозь менее 6 мм
Выс«>к1,-к\ левые 3610 3870 —3 —4 95 1 85 1 3 Тросы 11 морозь белая Кливленд 6/VI
Высоко-слоистые 4430 4570 —12 -14 78 82 10 1,5 Передние кромки; Беловатып ледя- ной нарост Чикаго 9 V
СлоИСТО-кучеВЫе 2370 2750 —2 -5 94 95 3 1.5 ТП же Бе кшатый и глад- кий парост Чикаго 10 V
Слоистые 450 759 —3 —4 90 92 I 1 3 Крылья, тросы, стойки К шплепд 4. 1
>•> 430 940 -1 -3 94 95 3 Следы Козырек • Кливленд 24/XII
Неболь- Передние кромки Омах . 14 11
>> 680 2150 — 0 —6 05 97 7 шое ко- личество
>> 900 115) —9 -10 92 98 2 3 Крылья, тросы п стойки Клив 1снд 5 II
>> 810 960 0 - 1 96 97 1 1,5 Передние кромш Чикаго 2,11
Высоко-кучевые 5010 5160 -18 -20 89 • 89 15 Очень топкий Крылья и стойки 1 1 Даллас 12/1
Слоисто-кучевые 81 0 990 —Ю -12 84 88 4 Тонкий Стойки Нарост образо- вался очень Чикаго 25 XI
и снег i быстро’при вхо- де в обллка 1
растаял немед- ленно по выхо к 1
из чих
| V ; 4040 920 3320 940 3480 1250 400 1740 1 — в начале обледенения г
4300 1669 1 3610 1230 3980 1600 680 475U в конце обледенения
1 1 1 1 1 1 + 1 м - ю - о-. - в начале обледенения н го г О
—3 —4 -20 —8 -17 -12 —2 —19 в конце обледенения а
ГС о С© ОС С СО О СЛ СЛ СлЗ сл ** с. +- 4- в начале обледенения Относ пая ноет
С с© СС О ОС С (О о 1 С О СО *4 Ос О О< 4^ в конце обледенения итель- влаж- о/ ь’ о
fe to СО <о | 4^ 4^ Длительность про- цесса обледенения, минуты
н н н с о о = ос х со со = ос — 7 X 7. Q, Толщина ледяного нароста, мм
—1 •Ч X □ -1 □
— Н tr 2. а 5 ч •о с О о 5 средние незащип частей О средние крыльев стойки 1асти сал i которы: зовался
“9 Л5 ,f* с X хз X о х
— о 2 с»л-
X 5 X Си —
Изморозь белая еле посадки г ч - , Гладкий, оонару- | жен только по- спуске до вы- соты 3600 я Лед исчез при Примечания
X X X X О X С Б S
оэ -
(V. о = CJ о = X
5 <т> - - а — о '►Д 2F ^2 о — Р3 **• го X и Хй О 5 °
— f—А
*— г- X £□
X
Продолжение приложения 7
g(»g
Высоко-слоистые Высоко-слоистые, крупа и снег - * - * Слопсто-кучепые Виды облаков и осадков
4110 1 г О О 2600 ого 530 720 125(1 01-2 1 410 । в начале обледенения СО
4190 5010 4150 930 2 1070 1530 ЭО сл (|£й в конце обледенения
н 1 се 1 1 s- 1 ю X 1 сл в начале обледенения
—4 1 |_ со 1 ел 1 в конце обледенения
1 V О’ iC X 4“ & 90 ОС ОС сл в начале обледенения ()ТППС лая 1 ноет
ел 00 со О чД с* в конце обледенения и гель- паж- к °-' ь, /О
сл 1 — со — 4— ГС — Длительность про- цесса обле гонения, минуты
OJ ЦТ Топкий Ъ налет Легкий * г ‘ Топкий ' Толщина ледяного нароста, -U.it
То же крыльев и поверхность Передние кромки, стойки, тросы Крылья и стойки То же крыльев и поверхность стойки, трэссы Передние кромки, Передние кромки, стойки н тросы То же 1 Только тросы Части самолета, на которых обра- зовался лед
п
НДС ХЛ01 НН!11,11\’1К|
ГЗ —
» 23 X 1 Чикаго 6/Х Кливленд 10/IV Кливленд 24,11 Чикаго 3, II 25 XII Кливленд » 2 XI » 24/1 ЧПК 1ГО 3; I К1Н1дГби;уЬ’Н i:ibV и MV
Проди кженне приложения 1
204
Продолжение приложения 1
Виды облаков и осадков Высота, м Температура С Относитель- ная влаж- ность, % Длительность про- цесса обледенения, минуты Толщина ледяного нароста, мм Части самолета, па которых обра- зовался лед Примечания Место и дата наблюдения
и начале обледенения в конце обледенения: в начале обледенения в конце | обледенения । в начале обледенения! в конце | обледенения
Чистый лед, толщина не известна
Туман п высоко- кучевые 1900 3500 —1 -10 70 90 12 — Передние кромки и аэрометеоро- граф Маленькие шари- ки чистого льда Омаха 23/II
Высоко-слоистые 2350 2760 0 —2 91 89 2 — Ледяные налеты по всей поверх- ности самолета Чистые капли, до обледенения за- мечено много влаги на по- верхности са- молета Чикаго 30/ХП
Дождь и слоисто- кучевые 800 1060 0 —22 88 90 5 — Тросы и метал- лические части, кроме крыльев Гладкий Омаха 29/X
Слоисто-кучевые 350 730 —2 —4 84 86 3 — Передние кромки Шероховатый Чикаго 15/1
Дождь, ниже вы- соко-слоистые 4220 5000 —3 —7 93 82 20 Тросы, передние кромки, по- верхность кры- льев II стойки Величиной с дож- девые капли Даллас 16/1
Изморозь, толщина не известна
Слоисто-кучевые, дождь с крупой 3150 3850 0 —5 100 80 6 — Передние кромки крыльев, стойки и тросы Похож на ма- ленькие дожде- вые капли, бе- лый Даллас 15/II
С юисто-кучевые, юждь 3810 4440 -3 —7 100 97 13 — Крылья, стойки, тяги управле- ния и аэроме- теорограф Белые шарики, похожи на за- мерзшие дож- девые капли » 16/II
Слоисто-кучевые, крупа 2400 2800 0 —3 100 98 6 — Передние кромки, поверхность крыльев и стойки » 22/II
Слоисто-кучевые, дождь с крупой 3590 4810 —1 —8 99 94 25 — Стойки, тросы и задние кромки крыльев Беловатый, раз- мером в дож- девые капли, переходит в хлопья » 22/1
Высоко-слоистые 4030 4330 -9 —12 85 93 » — Стойки и задние кромки крыльев Гладкий Чикаго 31/XII
Высоко-слоистые, дождь и крупа 3120 4840 —2 -12 82 93 24 — Передние кромки крыльев, стойки и тяги управ- ления » Даллас 1/XII
Продолжение приложения 1
Виды облаков и осадков 1 ч Высота, м Температура °C Относитель- ная влаж- ность, % Длительность про- цесса обледенения, минуты Толщина ледяного нароста, мм Части самолета, на которых обра- зовался лсд Примечания Место и дата наблюдения
в начале обледенения в конце обледенения в начале । обледенения! в конце обледенения в начале обледенения в конце обледенения
Изморозь и чистый лед одновременно
Высоко-кучевые 4400 4700 —3 -5 62 85 5‘/3 6 Крылья, тросы II стойки Внутренняя об- шивка и на- ружные части покрылись из- морозью Кливленд 24/Х
Слоисто-кучевые 030 1160 —6 —10 82 93 8 Передние кромки Гладкий, чистый, крепкий. В цент- ре передней кромки крыла шероховатые бе- лые полоски, приставшие очень крепко к поверхности Чикаго б/ХП
Слоисто-кучевые 1820 2600 -7 — 12 84 93 4'/. 12 Крылья, тросы и стойки Наполовину чи- стый лед, на- половину из- морозь Клив 1енд 2/Х1
Слоисто-кучевые, снег и крупа .— 3280 4540 -1 1 —9 98 98 20 толстый Передние кромки, крылья и тросы Вначале — измо- розь, которая затем перешла в беловатый лед. Потом по- шел дождь со снегом, образо- вавший оболоч- ку чистого льда Даллас 30/И1
ПРИЛОЖЕНИЕ
ИНСТРУКЦИЯ ПО ПРИМЕНЕНИЮ ПАССИВНЫХ МЕТОДОВ БОРЬБЫ С
ОБЛЕДЕНЕНИЕМ (СОСТАВЛЕНА ПО ПИВЕТТИ)
МЕРЫ ДЛЯ ПРЕДУПРЕЖДЕНИЯ ОБЛЕДЕНЕНИЯ
Выбор трассы. При выборе трассы надо избегать циклонических центров, зон,
расположенных над линиями разрыва, и зон, простирающихся над склонами
обширных горных цепей, где обычно на больших высотах господствуют сильные,
поднимающиеся на большую высоту, почти вертикальные потоки.
Если на .тпнии намеченного пути в момент отлета возникнут центры цикло-
нических зон или же зона линий разрыва, для обхода которых требуется значи-
тельное отклонение от курса, а возможности подняться выше слоя облаков не
предвидится, то придется лететь внутри облаков. В этих случаях необходимо
составить себе точное представление об объеме и направлении перемещающегося
циклонического центра или о линии разрыва и выбрать путь, проходящий поверх
того пли другого.
При полете под облачным слоем зона циклопического центра всегда хорошо
видна, так как она характеризуется облачным массивом большой вертикальной
протяженности. Надо стараться обойти зту зону, стремясь при этом свести к мини-
муму отклонение от трассы. Если все же придется лететь в облаках, то надо выбрать
трассу, проходящую поверх циклонического центра и линии разрыва, так как на
периферии циклона или по краям липни разрыва имеют место более благоприятные
атмосферные условия.
Если на пути полета находится обширный горный массив, то необходимо за-
ранее учесть, что полет, возможно, придется совершать внутри облаков, так как
в этих случаях не всегда удается выбрать трассу поверх циклонических центров
п линий разрыва. Надо придерживаться высоты, па которой исключается воз-
можность выпадения значительных осадков. Необходимо выбирать на своем пути
облака с хорошей внутренней видимостью и зоны, в которых отсутствуют сильные
восходящие и нисходящие потоки воздуха, весьма неблагоприятные в отношении
обледенения.
Выбор высоты полета. Основные вопросы, тот или иной ответ на которые дол-
жен служить основанием для выбора высоты полета, следующие:
а) высота и протяженность горных цепей по трассе,
б) возможность возникновения обледенения,
в) высота границы облаков,
г) направление и сила ветра на различных высотах.
Что касается высоты полета над горными цепями, то она должна быть выбрана
с таким расчетом, чтобы в любой момент в случае возникновения опасности интен-
сивного обледенения самолета и возможной вследствие этого остановки моторов
была гарантирована возможность снижения и посадки на ближайшую равнину.
Это правило, однако, может быть применено только при полете под облаками.
Для того чтобы избежать обледенения при перелете через обширный горный
массив, целесообразно совершать полет на большой высоте. При появлении же пер-
вых признаков обледенения следует подняться еще выше; однако это можно ре-
комендовать только при условии, что у летчика имеется уверенность в том, что
температурные условия и видимость в вышележащих слоях воздуха не будут
способствовать дальнейшему обледенению самолета.
Иногда в целях избежания обледенения оказывается выгодным лететь на вы-
соте менее 1000 м, считая от вершин горной цепи. Однако па этой высоте лететь
2<8
нн в коем случае не следует; несмотря на благоприятные условия в отношении
отсутствия обледенения на этой высоте, все же следует подняться выше. Изме-
нение температуры, уменьшение видимости, нарастание восходящих или нисхо-
дящих потоков среди горных цепей, покрытых льдом и снегом, могут создать
условия, вызывающие обледенение, вследствие чего самолет быстро потеряет вы-
соту полета. Последнее может повлечь к столкновению самолета с какой-либо
вершиной горы.
Еще ббльшая опасность может грозить в том случае, если при пересечении
зоны, температура воздуха которой способствует обледенению самолета, отсут-
ствует возможность ухода от обледенения путем изменения высоты полета в ту или
иную сторону.
При таких условиях местное, сравнительно небольшое, колебание давления,
связанное с возможным колебанием температуры, может вызвать неправильные
показания альтиметра и окончиться тем, что самолет столкнется с вершиной горы,
несмотря на то, что альтиметр будет показывать высоту, превышающую ее на
100 и более метров.
При полете через обширные горные массивы выбор высоты должен быть сделан
не только на основании изложенных выше соображений; необходимо также учи-
тывать и интенсивность ветра. Долетев до склонов гор, где обычно дуют сильные
ветры, достигающие большой высоты, самолет должен продолжать полет на высоте
от 1000 до 2000 м над ними.
От полета внутри облаков по возможности следует отказываться, если только
при этом не потребуется набрать очень большую высоту, опасную для экипажа
и не вызванную крайней необходимостью.
При подъеме над облачными массивами надо иметь возможность набрать вы-
соту, ориентируясь по метеорологической обстановке и по виду и форме облаков,
оценивая направление и силу ветра.
По возможности надо избегать полета под облаками на высоте 2000—3000 м
над горной цепью, потому что на этой высоте в большинстве случаев наблюдается
сильная турбулентность, представляющая большую угрозу для пассажирского
сообщения. Необходимо также избегать полетов на малой высоте над равниной
и глубокой долиной, так как правильно ориентироваться в резких колебаниях
погоды, когда полет протекает в условиях плохой видимости краев, окаймляющих
долину, можно только при большом напряжении внимания и при наличии боль-
шого опыта в метеорологии.
Выбор пункта подъема и режим подъема. Для достижения намеченной заранее
высоты полета, если последняя проходит над облаками или внутри них, следует
провести подъем с наибольшей скоростью. Этот совет вызывается следующими
соображениями: прорезав облачный слой с максимальной быстротой, пилот, ока-
завшись над этим слоем, получает возможность составить себе ясное представ-
ление о максимальной протяженности облаков на намеченном пути.
В зависимости от внешнего вида облаков пилот может своевременно выбрать
тот или иной режим полета. Находясь при подъеме самолета вблизи пункта отправ-
ления, пилот обычно может хорошо определить внутреннюю характеристику об-
лачного массива и предвидеть, какие метеорологические условия он встретит на
пути.
При полете по маршруту, не пересекающему горные системы, можно набирать
высоту не сразу, а постепенно. При наличии на пути вблизи от пункта отправ-
ления обширных горных цепей необходимо быстро подняться вверх. Такой подъем
является обязательным хотя бы потому, что в горных местностях наблюдаются
совершенно иные, более суровые атмосферные, условия, чем над равниной.
В случае если пункт отправления находится у подножья гор, которые при-
дется перелетать, необходимо производить подъем с максимально возможной ско-
ростью.
Если метеорологические сводки предсказывают возможность обледенения при
проходе сквозь облака во время подъема, то не следует связывать пункт входа
в облако со всем направлением пути. В этом случае при решении вопроса о том,
где именно следует входить в облако, пилот должен основываться на внешнем
виде нижней поверхности облачного слоя, который нужно пробить. 11о внешн у
виду этой поверхности пилот и должен выбрать зону, где возможность встр
с обледенением менее вероятна.
209
Лебедев—978—14
Однако в отдельных случаях при прорыве облаков типа слоистых с большой
вертикальной протяженностью — 500— 700 м, представляющих собой один слой,
расстилающийся над пунктом отправления, этим советом можно пренебречь.
Если при такой обстановке приходится встретиться с дождем с интенсивным
обледенением, то все же обычно удается подняться выше слоя облаков и попасть
под непосредственное действие солнечных лучей, которые за короткое время пол-
ностью освободят самолет от ледяных наростов.
Во всех остальных случаях, как, например, в том случае, когда над первым
слоем облаков находится второй или облачный слой имеет слишком большую
плотность, вследствие чего прохождение самолета через облака будет длительным,
приходится придерживаться указанной выше меры предосторожности.
Если облачный слой, простирающийся над пунктом отправления, состоит
из облаков типа слоистых и летчик знает при этом, что, сделав небольшое откло-
нение от курса, он найдет разрыв среди облаков, через который можно подняться
над слоем, не пробивая его, то следует эту возможность использовать.
Если же метеорологические данные указывают на возможность обледенения,
а облака по горизонтальной протяженности не имеют разрывов, то пункт подъема
вверх надо выбирать в зоне наибольшей освещенности, так как в облачном слое
подобная зона обычно характеризуется хорошей внутренней видимостью и тем
самым дает основание рассчитывать на меньшую вероятность возникновения
обледенения.
Указанные выше предосторожности, рекомендуемые при выборе пункта подъема,
должны особенно строго соблюдаться в тех случаях, когда слой облаков, который
предстоит прорвать, относится к виду дождевых или слоисто-дождевых.
Выбор пункта снижения и режим снижения. При снижении надо стремиться
к тому, чтобы избежать обледенения, представляющего в нижних слоях атмосферы
особенно большую опасность.
Установить вероятность обледенения при полете вниз можно по внешнему
виду верхней поверхности облачного слоя и по наблюдению за температурой
па соответствующем уровне.
В случае достаточно устойчивой (постоянной) температуры в обширной зоне
надо выбирать пунктом для начала спуска площадку облачной поверхности С опре-
деленно очерченными границами и однородной окраской, что является признаком
отсутствия восходящих внутренних потоков и указывает на хорошую внутреннюю
видимость и минимальную вероятность обледенения.
Если же пункт прибытия расположен слишком близко к обширному горному
.массиву с сильными ветрами, то указанного выше совета придерживаться не сле-
дует. Легко может оказаться, что при спуске вниз самолет очутится внутри облач-
ного массива, покрывающего склоны гор, а такие зоны представляют большую
вероятность обледенения.
При подобных обстоятельствах необходимо выбирать такой пункт начала
спуска, чтобы очутиться вне облаков, непосредственно покрывающих склоны
гор. Вместе с тем требуется, чтобы этот пункт отстоял на значительной высоте по
вертикали от места предполагаемой посадки.
Необходимо стремиться к тому, чтобы на пути спуска вниз не встретить слой
кучевых облаков, возникший на верхней поверхности облачного слоя, который
надо прорвать. Кучевые облака составляют часто наружную часть грозовых
кучево-дождевых облаков, входящих в подстилающий облачный массив. В этом
случае самолет может оказаться в самых тяжелых условиях.
МЕРЫ ПРЕДОСТОРОЖНОСТИ В СЛУЧАЕ ОБЛЕДЕНЕНИИ ПРИ ПОДЪЕМЕ
Если при подъеме сквозь слой облаков типа слоистых пли дождевых придется
встретиться с обледенением, следует сейчас же обратить внимание на характер
отложения льда на передних кромках крыльев и оперения и особенно на поверх-
ностях небольших деталей. По виду и форме образовавшихся ледяных наростов
определить скорость процесса, а также степень пористости, твердости и плотности
льда. Эго поможет уяснить, есть ли возможность подняться выше облачного слоя,
пока самолет не потерял еще подъемной силы.
Если рассмотрение льдообразований покажет, что вряд ли удастся подняться
над облачным слоем, то лучше прекратить подъем.
210
Причины, заставляющие воздержаться от бесполезной потери времени на подъем
при таких обстоятельствах, следующие: выше слоя, в котором протекает полет,
может быть другой, сквозь который тоже придется пробиваться вверх, для того
чтобы или достигнуть полного очищения поверхностей самолета от льда под не-
посредственным воздействием солнечных лучен пли оказаться в области очень
низких температур. Это будет стоить больших усилий и потребует в некоторых
случаях от 30 до 40 минут полета. Поэтому правильнее отказаться (временно)
от подъема вверх.
Отказавшись пробиваться вверх, очень полезно повернуть на 180° и опуститься
ниже, удерживая при спуске ту же скорость, какая была и при подъеме вверх
сквозь облака.
Целесообразность возврата назад в только-что пробитые облачные массивы
очевидна, так как в последних грозит меньшая опасность обледенения, чем в слое,
в котором в данный момент находится самолет. Кроме того, дойдя до пункта от-
правления, летчик сможет легче предпринять второй подъем вверх без риска
потерять ориентировку.
Если от подъема из-за невозможности достигнуть слоя с температурой, при
которой ледяная корка растает, приходится отказаться, а возвращение к пункту
отправления связано с большой потерей времени, можно попытаться выбрать
некоторый промежуточный пункт, предварительно тщательно определив его по
карте. Из этого пункта можно снова предпринять подъем вверх по направлению
на 90 или 180° от первоначального направления. Это целесообразно только в том
случае, если в облачном слое, в котором самолет встретился с обледенением, не
обнаружатся изменения атмосферных условий в сторону их улучшения.
Летчик еще до отлета должен представлять ясно возможную необходимость
подъема в случае значительности отложений льда на поверхности самолета.
Для того чтобы своевременно принять нужное решение, все вероятные условия
полета должны быть обсуждены и взвешены заранее. Тогда летчику легче будет
действовать при обледенении с полным спокойствием и не впасть в состояние не-
решительности, наиболее опасное как для оценки .момента, так и для принятия
соответствующих мер предосторожности.
МЕРЫ ПРЕДОСТОРОЖНОСТИ II СЛУЧАЕ ОКЛЕДЕПЕНИН НО ВРЕМЯ ПОЛЕТА
Если при полете в облачном массиве придется встретиться с обледенением,
т.о прежде всего надо составить себе ясное представление о величине льдообразо-
вания и установить его вид, скорость нарастания льда, пористость, твердость
и плотность и уже затем, уяснив влияние ледяных наростов на возможность про-
должения полета, выбрать то или иное направление, учтя при этом все прочие
условия полета.
Эти условия определяются характером нижележащих слоев, расстоянием между
высотой полета и вершинами горной цепи, температурой и видимостью в нижних
слоях и силой ветра в них.
Необходимо учитывать, что при снижении самолет может оказаться в слое
с температурой, близкой к —1°, вследствие чего обледенение может пойти еще бо-
лее интенсивно; кроме того, при снижении самолет может попасть под влияние
восходящих потоков, увеличивающих отложение льда. Необходимо также учесть
рельеф поверхности. Не зная характера рельефа и силы ветра в различных слоях
воздуха, летчик, потеряв высоту, может неожиданно очутиться над склонами
горных цепей, где господствуют сильные ветры, высота проникания которых
не известна, и тем самым подвергнется еще большей опасности обледенения.
По общей картине всех этих условий летчик должен установить ту степень
обледенения, при наступлении которой в данных условиях продолжать нормаль-
ный полет невозможно.
В особых случаях полета над горами, кроме указанных выше, необходимо
уметь быстро определять скорость полета и местоположение самолета, с тем чтобы
установить возможность перелета через самый горный хребет. И сейчас же быстро
»: точно оценить создавшуюся обстановку, и если перелет через слишком высо-
кую вершину горной цепи невозможен, то необходимо немедленно решить, сле-
дует ли быстро набрать высоту или же спуститься на расположенную внизу рав-
нину.
14»
211
Словом, как это указывалось выше, для ясной и точной оценки момента и для
выработки плана действий на случай встречи с обледенением, необходимо учи-
тывать, что в пути возможны отклонения от намеченного курса в зависимости
от характера грозящей опасности.
Отсюда вытекает, что как только обледенение начнет принимать угрожающий
характер, надо немедленно учесть возможность не только изменения высоты по-
лета, но также н отклонения от курса.
Самой простой и лучшей пассивной мерой борьбы с начавшимся обледенением
будет поворот на 180° с возвратом в зону, в которой отложений льда не наблю-
далось, с тем чтобы оттуда выбрать маршрут или набрать другую высоту.
Надо упомянуть ещё особый случай. Если при перелете через горные цепи
сейчас же после прохождения гребня будут обнаружены резкие отложения льда,
то надо немедленно решить, что безопаснее: возвращение к вершине, хотя и высо-
кой, но расположенной в зоне, при полете в которой обледенения не наблюдалось,
или спуск к равнине, на пути к которой еще возможны более сильные отложения
льда. При таком положении, невидимому, лучше всего продолжать намеченный
петь. После принятия подобного решения все внимание летчика должно быть
сосредоточено на том, чтобы возможно скорее выйти из зоны обледенения и, со-
храняя по возможности курс, держаться на безопасной высоте и итти на макси-
мально возможной при данных обстоятельствах скорости полета.
МЕРЫ ПРЕДОСТОРОЖНОСТИ В СЛУЧАЕ ОВ,1ЕДЕПЕППП ПРИ UUiaiEIIHIf
Встретившись с обледенением во время снижения, необходимо принять упомя-
нутые выше меры предосторожности, внимательно наблюдая за интенсивностью
обледенения и определяя курс, какого следует придерживаться на дальнейшем
пути.
Необходимо определить тип облаков, которые придется проходить, высоту
их расположения, температуру в начале образования льда и толщу облачного
слоя.
В некоторых случаях, конечно, возможны отклонения от намеченного курса.
При снижении довольно легко удается выйти даже из зоны сильного обледе-
нения, увеличивая вертикальную или горизонтальную скорости самолета или
и то и другое одновременно.
Увеличение скорости снижения особенно необходимо при прохождении сквозь
слой облаков типа слоистых. Эти облака благодаря своей однородности и значи-
тельной вертикальной протяженности вызывают большие отложения льда на са-
молете.
Одновременное увеличение вертикальной и горизонтальной скорости самолета,
безусловно, необходимо в том случае, если самолет проходит слой облаков типа
дождевых, а начальная температура обледенения близка к —К
Температура облака, близкая к — 1’, сигнализирует об опасности обледенения
не только в слое облаков, в котором летит самолет, но и в слоях, соприкасающихся
с этим слоем. Отсюда вывод — возможно скорее покинуть опасную зону, увели-
чив скорость спуска.
Облака типа дождевых не имеют однородного характера; в них имеются зоны
с сильно меняющейся видимостью и переменными восходящими потоками воздуха.
Горизонтальный разрез такого слоя облаков показывает, что в различных точках
слоя возможно обледенение, различное по своей интенсивности. Следовательно,
лучше всего увеличить горизонтальную скорость самолета, для того чтобы воз-
можно скорее выйти из зоны наибольшего обледенения и перейти в более благопри-
ятные условия и затем уже оттуда достигнуть возможно скорее пункта посадки.
Увеличение одной горизонтальной скорости полета целесообразно в том слу-
чае, когда слой облаков типа дождевых однообразен по своей протяженности,
а температура очень низка, что способствует нарастанию облачного слоя.
В таком случае удается выйтн из зоны интенсивных отложений льда только
путем увеличения скорости.
Выйдя из такой зоны и очутившись в условиях, не угрожающих обледенением
при наличии достаточно хорошей видимости и уменьшения ту рбулентности, можно
продолжать путь вниз, остерегаясь попасть снова в условия, аналогичные тем,
из которых самолет вышел.
212
Иногда приходится применять попеременно увеличение вертикальной и го-
ризонтальной скоростей полета. Это делается в тех случаях, когда необходимо
возможно быстрее достигнуть зоны с температурой выше 0°, добраться до нижней
границы облачного слоя или же скорее достигнуть пункта прибытия (если прч
этом слой облаков имеет отрицательную температуру и опускается до высоты
над уровнем земли всего только на несколько десятков метров).
Если при спуске встречаются образования льда, сопровождающиеся сильной
турбулентностью, быстро меняющейся видимостью и заметными восходящими по-
токами, то надо воздерживаться от входа в слой облаков типа пористо-дождевых.
Если это не удается и самолет будет вынужден войти в эти облака, то только
увеличение относительной скорости позволит сократить время пребывания в них,
а следовательно, уменьшить и толщу ледяных отложений на самолете.
Отклонение от курса можно рекомендовать при встрече с обледенением на
пути вниз только в том случае, когда спуск начинается на границе облачного
массива.
Что же касается возвращения обратно к точке начала спуска, то вряд ли вообще
это можно советовать при снижении, так как отчожения льда на самолете могут
или полностью воспрепятствовать подьему или же значительно замедлить его,
что может повлечь дальнейшее нарастание льда. Здесь необходимо отметить,
что в этих случаях особенно трудно установить, указывает ли появление ледяных
наростов только на начало образования очень сильных отложений льда или же
является признаком нахождения самолета в центре зоны, где возникает макси-
мальное обледенение. В последнем положении наилучшим выходом следует счи-
тать только продолжение спуска. А так как в подобных случаях очень сильные
отлож>'ния льда, с самого начала сопровождающиеся внезапным появлением
резкой турбулентности и других сопутствующих явлений, поглотят все внимание
летчика, то момент для своевременного принятия решения обычно бывает упущен
и возвращение обратно может привести самолет в центр неблагоприятных условий.
На основании всего этого можно считать, что возвращаться обратно при встрече
с обледенением во время снижения не следует. Лучше продолжать полет, с тем
чтобы скорее достигнуть пункта прибытия.
ПРИЛОЖЕНИЕ 3
АНКЕТА ПО ОБЛЕДЕНЕНИЮ САМОЛЕТА
(заполняется пилотом в случаях обледенения самолета при полете по трассе)
19 . . год.........месяц ... число . . . час (вылета самолета). Тип
самолета..........
1. По какой трассе шел самолет?
От....................до....... (вписать н (именование начального и ко-
'нечного пунктов маршрута)
2 Участок пути (и ш пункт), на котором произошло обледенение, и час, когда
оно началось.
3. Характер местности, над которой происходил полет (равнина, холмистая
местность, леса, болота, вода и пр.). Отметить наличие снегового покрова.
4. Общее описание условий погоды по пути полета (облачность и ее характер,
температура, осадки, туман, видимость, ветер).
5. На какой высоте началось обледенение?
6. Температура воздуха по стоечному термометру в начале обледенения.
7. Непосредственная причина обледенения (замерзание дождя, намерзание
мокрого снега, полет в об таках, полет в тумане или другая причина).
8. Если обледенение произошло пот облачностью, то какие облака (форма)
были и примерно на сколько метров вы нс самолета?
9. Если обледенение происходило в облаке, то указать, на какой высоте само-
лет вошел в облако и каковы форма и структура облака (капли крупные, капли
мелкие, ледяные кристаллы, смесь капель и кристаллов).
10. Как происходил полет в слое обледенения: по горизонтали, вверх, вниз,
перемена направления (какая)?
11. Скорость полета самолета в начале и в конце обледенения.
12. Причина прекращения обледенения: самолет вышел из осадков, самолет
вышел пз облака по горизонтали, самолет поднялся выше или опустился.
13. Высота прекращения обледенения.
14. Температура в момент прекращения обледенения.
15. Видимость перед обледенением, во время обледенения и после i его.
16. Болтанка, шоке слоя обледенения, в слое обледенения, выше слоя обледе-
нения (подчеркнуть).
17. Примерное направление и скорость вето? ниже, выше и вслое облет’пен 1я.
18. Не замечалось ли изменение напрш тения и скорости ветра во время обле-
денения и при окончании обледенения?
19. Продолжите, (ыю’ть обледенения.
20 Интенсивность обледен пня:
слабое — не отразилось на полете,
умеренное — затруднило полет,
сильное — вызвало прекращение полета.
21. Последствия, вызванные обледенением: уменьшение скорости от.......
.10.......; потеря высоты от..........до.............; отказы в работе аэро-
навигационных приборов (каких?), вынужденная посадка и другие последствия.
22. Способ освобождения от осадка: перемена высоты, очищение на земле и др.
214
23. Род и степень обледенения
Форма осадка
Место торой осаждения (указать часть детали, на ко- началось осаждение: передняя, тыловая, средняя)
винт ПЛОС- КОСТЬ растяж- фюзе- хвостовое ка ляж оперение
а) Структура осадка
(вода, лед сплошной, лед
кристаллический, измо-
розь) ................
б) Состояние поверхно-
сти осадка (гладкая, шеро-
ховатая, сырая, сухая) . .
в) Внешний вид осадка
(прозрачный, мутный, бе-
лый) ...................
г) Толщина осадка в ,чл
(на-глаз или ио срезу). .
д) Последовательность
появления осадка на раз-
личных частях самолета
(поставить нумерацию). .
е) Последовательность
изменения формы осадка .
ж) Примерный вес
осадка .................
24. Особые замечания и дополнения
Постись пилота
П р и м е ч а н и е
БИБЛИОГРАФИЯ
1. Абрамычев, Об особенности полета в облаках в холодное время
года (обледенение и отказ приборов при полете на большой высоте), «Вестник
воздушного флота», № II, 1938.
2. Антиобледенитель для антенны. Экспонаты „а Парижской выставке 1936,
«'Вестник воздушного флота», № 4. 1937.
3. А п а н а с е в и ч. Обледенение самолетов в полете и борьба с ним, «Вест-
ник воздушного флота>, № I, 1937.
4. А р в а т о в, Борьба с обледенением, «Самолет», № 4, 1934.
5. Б. М. Баранов, Борьба с обледенением самолетов и задачи работ-
ников приборостроения, «Точная индустрия», № 1, 1937.
V 6. Я. И Беленкин, Борьба с обледенением самолетов, «Гражданская
авиация», № 3. 1937.
7. Я. Беленкин и др. Обледенение воздушных судов. М. 1938.
8. М. Беляков, Метеорология и аэрология на службе авиации. М. 1931.
9. К. Бенуа, Метеорология. М. 1939.
10. И. Бержерон, К физике облаков. «Метеорология и гидрология»,
№ 3—4, 1935.
11. Борьба с обледенением (химический состав алкогольглицерин в пропор-
ции 7 ; 1). «Гражданская авиация», № 7, 1937.
12. Б. Вейнберг, Снег, иней, град, лед и ледники.
13. О. Волынский, К вопросу обледенения самолета в полете; «Граждан-
ская авиация», № 2. 1934.
14. П. В о р о и ц о в, Осаждение льда из облаков «Труды ГГО>, вып. 7, Аэро-
логия, 1936.
15. В. Гемфри, О реальности перенасыщения атмосферы; «Метеороло-
гия и гидрология», № 1, 1936.
16. Н. Гудованцев, Обледенение дирижабля. Технический бюллетень
Н.-иссл. комбината «Дирнжаблестрой», № 5, 1934.
V 17. Б. М. Д о м н и ч, Защита самолета от обледенения, «Вестник инженеров
и техников», № 7, 1937.
18. М. Дымов, Обледенение (способы борьбы с обледенением). «Техника
молодежи», № 9, 1937.
19. Е. Г. За к, Характеристика фронтальной облачности по данным само-
летных подъемов. «Метеорология и гидрология», № 8, 1937.
20. В. М. Курганская и И. Г. П ч е л к о, Метеорологические
условия обледенения самолетов. М. 1938.
21. Н. Лебедев, Обледенение самолетов и методы борьбы с ним. «Само-
лет», № 11, 1936.
22. Н. Лебедев, Обледенение самолетов и методы борьбы с ним.«Само-
лет», № 4, 1937.
23. Н. Лебедев, Противообледенитель на винты самолета. «Техника
воздушного флота», № 11, 1938.
24. Н. Лебедев, Борьба с обледенением винта самолета. «Гражданская
авиация», № 10, 1939.
25. П. А. Молчанов. Обледенение и задачи аэрологии «Гражданская авиа-
ция», № 10, 1937.
^^26. П. А. Молчанов, Погода и полеты, «Гражданская авиация», № 3,
216
27. Моск ат о в, Образование льда в карбюраторах авиационных дви-
гателей. «Самолет», № 4, 1935.
28. На борьбу с обледенением самолетов. «Изобретатель», № 3, 1937.
29. М. Никифоров, Случаи обледенения (типы льда и условия, создаю-
щие его). «Гражданская авиация», № 12, 1938.
30. Новое антиобледенительное устройство для винтов самолетов. «Новости
техники», № 6, 1938.
31. Б. Оленин, Предупреждение обледенения самолета. «Гражданская
авиация», № 10, 1938.
32. Полеты на обледенелом самолете. «Гражданская авиация», № 2, 1936.
33. Подогреватель воздуха для предотвращения льдообразования в карбю-
раторе. «Техника воздушного флота», № 3, 1937.
34. И. Пчелко и В. Курганская, Обледенение самолетов. «Со-
ветская арктика», № 4, 1935.
35. И. Пчелко и В. Курганская, Физико-синоптические условия
обледенения самолета. «Метеорология и гидрология», № 1-2, 1935.
36. А. П я т н и ц к и й, Об облаках. Киев 1935.
37. С. Розанов, Льдообразование в карбюраторах мотора, «Граждан-
ская авиация», № 1, 1938.
38. Сигнализатор обледенения. «Наука и техника», № 7-8, 1938.
39. С. Я. Стриже век ий, Обледенение самолетов в полете (обзор).
«Техника воздушного флота», № 4, 1938.
40. Р. С э н д е р с, Льдообразование в карбюраторе, «Техника воздушного
флота», № 10, 1938.
41. Термический антиобледенитель. «Гражданская авиация», № 12, 1937.
42. Усовершенствование льдоудалителей. «Каучук и резина», № 2, 1938.
43. Устройство для борьбы с обледенением самолетов. «Новости техники»,
№ 2, 1938.
44. И. Федоре в, Обледенение в карбюраторах. «Техника и вооружение»,
№ 6, 1937.
45. Н. Ф о м и н, Лабораторное изучение обледенения. «Самолет», №9, 1936.
46. Н. Фомин, Постановка изучения обледенения летательных аппаратов
в климатической лаборатории. «Вестник воздушного флота», № 10, 1935.
47. Н. Фомин, Установка для изучения обледенения. «Самолет», №8, 1937.
48. А. X р г и а н, Физико-метеорологические условия наиболее опасного
обледенения самолета. «Метеорология и гидрология», № 3, 1937.
49. В. Ш т а л ь, Борьба с обледенением. «Гражданская авиация», №7, 1936.
50. A heater to prevent a hazard. «Automotive Industries», № 12, 1936.
51. Allen, Rodg and Brooks, Ice formation in aircraft engine carbu-
retors. «SAE», vol. XXXV, № 5, 1934.
52. Andrus C. Biake and Bilas fellows (Personal skates). Bull, of the Am.
Met. Soc.», vol. 15, № 4, 1934.
53. A n d r u s C, Meteorological notes on the formation of ice on aircraft.
♦Monthly Weather Review», vol. 58, № 1, 1936.
54. Anti-ice devices (Holland). «Interavia», N 307, 1936.
55. Anti-ice devices (Great Britain). «Interavia», № 306, 1936.
56. Anti-ice solution. «Aero Digest», vol. XXX, № 5, 1937.
57. Anti-icing compound shows promise. «Aircraft Operator’s Bull.», № 29,
1937.
58. Anti-ice (Italy). «Interavia», № 286, 1936.
59. Anti-ice protection (Sweden), «Interavia», № 293, 1936.
60. A s p e 1 1 T. A., Formation of ice on aircraft. «Aero Digest», vol. XXXI,
N 6, 1937.
61. Automatic control meansfor de-icing mechanisms for aircraft Patent № 186891.
♦RAS», vol. XL1I, N 334, 1938.
62. В ar ke G-, Methods and means for preventing the accumulation of ice
•n aircraft. «RAS», vol. XL, № 304, 1936. . . n,,.
63. Bigg W. H., Ice formation in clouds in Great Britain. «Met. Office Pro-
fessional Notes», N 81, 1937. _.
64. В 1 e e k e r W-, Einige Bemerkungen uber Eisansatz an Flugzeugen. «Met.
Ztschr», Bd. 49, Heft 9, 1932.
217
65. В о s c h i A., Le prinzipali applicazioni della goinina negli aeroplan i.
«Aarotecnica», vol. XVII, N 8-9, 1937.
66. Brookfield I. C., Preventing the formation and accumulation of
snow and ice on aircraft. «Aircraft Engineering», vol. X, N 17, 1938.
67. Brun E. Consideration sur lantigivrage et le degivrage des avions par
chauffage dlectrique. «Revue gdner. de 1’ Electricite, vol. XLHI, N 21, 1938.
68. В r u n E. Repartition des temperatures sur une aile d’avion. Applica-
tion aux phenomenes de givrage. «Publ. Scien. et Techn. du Ministere de 1’Air»
N 119, 1938.
69. Bureau of air commerce asks airline operators to find solution for icing in
the aircraft carburators. «Air Commercial Bull.», vol. VI, N 8, 1935.
70. Carbonara V. E. and Binnie A. G., Icing of Pitot static tubes.
«Aircraft Engineering», vol. X, N 109. 1938.
71. Carbonara V. E. and Bi n n i e A. G., Icing of Pitot static tubes.
«J. of Aeron. Sciences», vol. V, N 10, 1938.
72. С a г г о I 1 T. and Me. A v о у W- H., The formation of ice upon
exposed parts of an airplan in flight. NACA. «Technical Notes», N 293, 1928.
73. Carr olI T. and Me. A v о у W., The formation of ice upon airplans
in flight NACA. «Technical Notes», N 313, 1929.
74. Carburettor ice formation. «RAS», vol XL, N 301, 1936.
75. Carburator ice formation. «Aero Digest», vol. 26, 3, 1936.
76. Chamagne G., Ce degivreur emploie un enduit «resistant a chauffage
electrique». «Les Ailes», N 818, 1937.
77. Chilton R., De-icing means for aircraft. Patent N 2098566. «Aircraft
Engineering», vol. X, N 107, 1938.
78. Chrome nickel against ice. «Intern. Aero Press.», N 2, 1936.
1932 С' a У W-, ^ombat*ng >ce formation with heat. «Aviation», vol. 31, N 8,
80. Counteracting ice formation. «Aircraft Operator’s Bull.», N 31, 1938.
81- С I e t h i e r W., Ice formation in carburators. «Aero Digest», vol. XXVI,
N 3, 1935.
82. С I о t h i e r W. C., Bench testing of carburettors. «Aircraft Engineering»,
vol. X, N 115, 1938.
83. Cold weather tests. «Canadian aviation», vol, X, N 2, 1937.
84. Combating airscrew ice. «Flight», vol. XXIX, N 1411, 1938.
85. Combating ice. «Flight», vol. XXXIV, N 1456, 1938.
86. Combating ice formation. «Flight», vol. XXVIII, N 1384, 1935.
87. Combating ice formation. Patent N 462570. «Flight», vol. XXXII, N 1493,
1937.
88. Compulsory de-icing. «Flight», vol. XXXV, N 1555, 1937.
89. Corporation Chicago USA. Einrichtung zum Bcseitigen von Eis von Flug-
zeugteilen. «Flugsport», vol. XXVIII, N 4, 1936.
90. Un danger redoutable apparait. Le givrage des instruments de bord. «Les
Ailes», vol. 16, N 760, 1936.
91. Degivrage Grande Bretagne. «Interavia», N 585-586, 1938.
92. Degivrage d'helices (USA). «Interavia», N 538, 1938.
93. Degivrage electrique des tubes de Pitot. «Les Ailes», N 903, 1938.
94. De-icers (Great Britain). «Interavia», N 426-427, 1937.
95. De-icing by Bredshow. «Flight», vol. XXXII. N 1506, 1937.
96. De-icing devices. «Flight», vol. XXXII, N 1502. 1937.
97. De-icing equipment. «Aircraft Production», N 8, 1939.
98. De-icing system. «Flight», vol. XXX, N 1441, 1936.
99. De-icing wings. «The Aeroplane», vol. XLV1II, N 1241, 1935.
100. De-icing with paint. «Western Flying», vol. XVIII, N 2, 1938.
101. D e n t a n J., La formation de la glace sur les aeronefs. «Aeronautiques»,
N 232, 233, 1938.
102. Desbordes P., La traversee commerciale de 1 ’Atlanteque e’est pour
cut cte. «Les Ailes». N 820. 1937.
103. Detecting the ice threat. «Flight», vol. XXVII, N 1375, 1935.
104. Device for eliminating propeller ice developed by Bureau of air commerce.
«Ar Commerce Bull.», vol. VII, N 6, 1935.
218
105. Device to prevent ice. <'USA Air Services», vol. XXII, N 5, 1937.
106. D u m о n R., Le ргоЫёте du degivrage. <-Aero», N 1602, 1939.
107. cThe Dunlop ant-icer-aerojblane», vol. XLIX, N 1259, 1935.
108. Eames J. P., Ice — the flyer's menace. Modern de-icing equipment
insures safe operation of aircraft in cold weather and high altitudes. «Nat. Aeronau-
tics», vol. XVI, N 9, 1938.
109. Eclipse-patent. «Aircraft Engineering», N 120, 1939.
110. Eisbiidung an Flugzeugen. «Flugsport», vol. XXVIII, N 2, 1936.
111. Everli ng, Vereisungswarngerat zur optischen Vorheranzeige der
Vereisungsgefahr fur Flugzeuge u. andere Fahrzeuge. «Flugsport», N 12, 1935.
112. F a u r e A., Les moyens de se defendre centre la glace sur les ailes. «Les
Ailes», N 839. 1937.
113. Findeisen W-, Jahrbuch d. deutschen Luftfahrtforschung Ergiin-
zungs. Band 13, 1938.
114. The formation of ice on aircraft. В книге: Byers H. В., Synoptic and
aeronautical meteorology, chapter XIII, N.-Y. L. Me. Graw-Hill, p. 227 — 237,
1937.
115. Full de icingequipment for bombers. «Handley Page Bull., vol. XI, N 120,
1938.
116. Gear W-, The ice hazard on airplane'. «Aeron. Eng.», N 9. 1932.
117. Gear W., The ice hazard on airplanes. «Mechanical Eng.», N 4, 1932.
118. G e a r W. and Scott M., The prevention of the ice hazard on airplanes.
NACA. «Technical Notes», N 345, 1930.
119. Gerat zum Messung eines Eisansatzes. Patent N653?06. «Ausziige Patentschr.
vol. LIX, N 2, 1938.
120. Gerat zur Anzeige und Messung der Vereisung an Flugzeugen. Patent
N 674479. «Flugsport», N 11. «Patentsamml», N 9, 1939.
121. Givrage. «Air», N 421, 422, 1937.
122. Givrage et rechauffage des Carburateurs. «Premier Congr. Int. de la Se-
Curit£ Aer. Rep.» vol. VII, 1930.
123. Goodrich de-icers. «RAS», vol. XXXV, N 251, 1931. «Aero Digest», vol.
XVIII, N 5, 1931.
124. Goodrich propeller de-icer. «Interavia», N 295, 1936.
125. Goodrich and Eclipse. De-icers. «Aviation Eng.», vol. I, N 5, 1939.
126. Goodrich de-icers (USA). «Interavia», N 460, 1937.
127. Combating ice. «Flight», vol. XXXI, N 1479, 1937.
128. Guarding antennas, «Aero Digest», vol. XXX, N 1, 1937.
129. H a 11 erG., Ic ingofaircraft antenna wires. «I. of Aspon. Sciences», vol. VI,
N 1, 1938.
130. H a t t о m E., Installation of de-icer equipment for winter airline ser-
vice. «Aero Digest», vol. 29, N 5, 1936.
131. Hay P., Operators protect safety program for winter operation. «Aero
Digest», vol. XXXI, N 6, 1937.
132. Hanzen A., Unusual type of ice formation on airplane, «F.rfahrungs-
berichte des deutschen Flugwetterdienstes, March, 1932, Hergesell. Band.
133. Headen L. A., Preventing ice formation in aircraft surfaces. Patent
N 486, 549. «Engineer», vol. CLXV1, N 4308. 1938.
134. H e b n e r E., The hopardizing action of ice formation on airplanes. Re-
port N 25 of the German Meteorological Service, 1928.
135. Hicks G., Icing Canadian experiences. «Flight», Vol. XXVIli. N 14r»B,
1935.
136. Horrocks R. J., De-icer for aeroplanes. Patent N 211073. «Aircraft
Engineering», vol. X, N 112, 1938. лкис-о
137. Horst H. Preventing formation of ice on aircraft. Patent N 45№b>,
«Aircraft Engineering», vol. IX, N 190, 1937. . .
138. Houghton H. G-, Problems connected with the condensation and
precipitation processes in the atmosphere. N 11. 1938.
139. Ice at 60° F. «USA Air Services», vol. XIX. NG 1934.
140. Ice prevention. «Flight», vol. XXX11, N 1507, *937-
141. Imperial airways erprobt Enteisunsgerat. «Korrespondent fi.r das Gcb.et
der Luftfahrt.», vol. VII, N 5, 1937.
219
142. Improvements in fluid pressure devices for aircraft and other purposes.
Patent N 462570, «RAS», vol. XLI, N 318, 1937.
143. Installation ofnew type de-icers on the vertical fin and stabilizer wing on
the stern of a TWA «Skyliner» (Photo). «Nat. Aeronautics», vol. XV, N 12, 1937.
144. Keil L., M‘ttelswerte der Temperatur in verschiedene Hohen. «Met.
Ztschr.», Bd. 50, Heft 3, 1933.
145. «Kilfrost» ant-icing pasts (Great Britain). «Interavia», N 494, 1937.
146. Kimball L. B., Means for de-icing internal combustion engine fuel
supply apparatus. Patent N 2080488. «Aircraft Engineering», vol. IX, N 102, 1937.
147. К i m ba 1 1 L. B., Deicing apparatus for aeroplanes. Patent N 2097926.
«Aircraft Engineering», vol. X, N 107, 1938.
148. Kimball L. B., An anti-knock fluid and de-icer. «Automotive Indu-
stries», N 6, 1938.
149. Kimball L. B., Combined knock suppressor and de-icer. «SAE», vol.
XL 11, N 2, 1938.
150. Knight M. and Clay W., Refrigerated wind-tunnel tests on surface
coating for preventing ice formation. NACA. «Technical Notes», N 339, 1930.
151. Kohler H., Zur Kondensation des Wasserdampfes in der Atmosphare.
Erste und zweite Mitteilungen. «Geofysiske Publikationer», vol. 11, N 1 and 6, Kri-
stiania, 1923.
152. К oh 1 e r H., Studien iiber die Nebelfrostablagerungen auf dem Portet-
jokko. Naturwissenschaftliche untersuchungen des Sarekgebirges in Schwedisch
Lappland. Bd. 11, Abt. 1, Meteorologit Lief. 1. Stockholm, 1919.
153. L'alcool combustible indetonant est aussi un efficace anti-givre. «Les Ailes»,
N 865, 1938.
154. Lc laboratoire allemand de Goettingue a construit une soufflerie de «Giv-
rage». «Les Ailes», N 873, 1938.
155. Les ailes afentes et la formation de glace sur les ailes. «Handley Page Bull.»,
vol. X, N 114, 1938.
156. Licking the icing menage. «Western Flying», N 8, 1936.
157. Lockspeiser B., The prevention of ice accretion. «RAS», vol. XL,
N 301, 1936.
158. Lockspeiser B., The prevention of ice accretion. «Aircraft Engine-
ering», vol. VII, N 81. 1935.
159. Lutte contre le givrauge. «Technique Moderne», vol. XXX, N 22.
160. Martin C-, Martin's air navigation. «L. Eversley Press.», p. 181—185
(Ice formation on aircraft), 1937,
161. Minser E., Icing at aircraft. «Air Comm. Bull.», vol. VI, N 2, 6, 7,
1934; «Bull, of Am. Met. Soc.» vol. XVI, N 3, 5, 1935; «Met. Ztschr.», Bd LII,
Heft 7, 1935.
162. Minser E., Studies of synoptic free-air conditions for icing of aircraft
♦Am. Meteorol. Soc. Bull.», 1938.; «J. of Aeron. Sciences», vol. V, N 10, 1938.
163. M i r I e s A., The icing problem on aircraft. «Publ. Scient. et Techn. du
Ministfere de 1'Air», N 78, 1938.
164. M i r 1 e s A. The icing problem on aircraft. «Publ. Scient. et TechB. du
Ministire de 1'Air», N 78; «RAS», vol. XLII, N 333, 1938.
165. More de-icing advice. «Flight», vol. XXXIV, N 1565, 1938.
166. Me. Neal, Ice formation in the atmosphere. «J. of. Aeron. Sciences»,
vol. IV, N 3, 1937.
167. Noth H., Die Vereisungsgefahr bei Flugzeugen. «Die Arbeiten des Pre-
uss» (Aeronaut. Obs. in Lindenberg), Bd. 16, 1930.
168. Noth H. and P о 1 t e W-, The formation of ice on aircraft. «RAS»,
vol. XLI, N 319, 1937.
169. Noth H. Ueber die Vereisung von Luftfahrzeugen. «Luftwissen», N 11,
170- P a g 1 i u c a S., Icing measurements on Mount Washington. «J. of Аегов.
Sciences», vol. IV, N 10, 1937.
171. Parkin J. H., North Atlantic air service London Montreal. «Engi-
neering J.» (Engineering institute of Canada) (Aeronaut, section reprint.), Montreal,
N 8, 1937.
220
172. Patented paste may eliminate winter flying peril. «Aircraft Operator's
Bull. (SBAC)», N 22, Part HI, 1937.
173. P e к e r 1 s C. and S 1 i ch ter L., Problem of ice formation « Journal
of Applied Physics», vol. 10, N 2, 1939.
174. Peppier W-, Rauch und Eisbildung in der freien Atmosphare. «Beitr.
z. Phys. d. fr. Atm.», Bd. X, 1934.
175. Pick W. H., Fogs during winter with unsaturated air at varius town,
rural and seaside station in the British Isles. «Quarterly J. of Royal Met. Soc.»
vol. 55, 1929, u. vol. 57, 1931.
176. P i v e 11 i V., La navigatione aerea attraverso le nubi le formazioni
di ghiaccio. «Riv. Aeron.», N 2, 1936.
177. Russel and Robinson. The drag of inflatable rubber de-icers. NACA,
«Technical Notes», № 669.
178. Prevention of ice accertion on aircraft. «The Engineer», vol. CLX, N 4147,
1935.
179. The prevention of ice formation on aircrafts Quarterly J. of Royal Met.
Soc.», vol. LXIII, N 271, 1937.
180. Problems in testing of airplanes for airline service. «Interavia», N 399,
401, 1937.
181. Protection from ice formation. Experiments with kilfrost. «Times Trade
and Engineering», vol. XL1I, N 887, 1937.
182. Ramsbottom J. E., Lockspeiser B. and Stewart C. J.,
Improvements in our relating to aircraft and other vehicles. Patent N 451879. «RAS»,
vol. XLI, N 313, 1937.
183. Ramsbottom J. E., Lockspeiser B. and Stewart C. J.,
Ice preventing devices. Patent N 2075658. «Aircraft Engineering», vol. IX, N 101
1937.
184. Ramsbottom J. E., Lockspeiser B. und S t e w a r t C. J.,
Vorrichtung zum Verhindern des Entstehens Oder Ablagerns von Eis und Schnee
auf Fahrzeugen, namentlich Luftfahrzeugen. Patent N 641350, «Flugsport», N 5,
1937.
185. Recherches americaines sur la formation de la glace au bord des avions
en vol. «L'Aeronautique», N 149, 1931.
186. Refrigerated wind tunnels. «Aviation», vol. XXXVII, N 4, 1938.
187. Refrigerated wind tunnel Gottingen (Germany). «Interavia», N 513, 1938.
188. R e i n bo 1 d O., Beitrage zum Vereisungsproblem der Luftfahrt- «Met.
Zeitschr.», N 2, 1935.
189. Rideau J. et Ducret A., Le degivrage des avions par chauffage
61ectrique. «Revue Gener. de 1’electricity», vol. XLIII, N 21, 1938.
190. Rideau J. R., Improvements relating to anti-icing devices for aircraft.
Patent N 488820. «RAS», vol. XLII, № 334, 1938.
191. Rideau J. et D u c r e t A., Et void une solution franfaise: 1’auto-
degivreur electro-thermique. «Les Ailes», N 839, 1937.
192. Riley J. A., Aircraft icing zones on the Oakland-Cheyenne airway.
«MWR», 1937.
193. Ritz L., Vereisung, «Jahrbuch 1938 d. deutschen Luftfahrlforschung»,
Erganzungsband. 1938, p. 106.
194. Samuels L., Meteorological conditions during the formation of ice
on aircraft. NACA. «Technical Notes», N 439, 1932.
195. Samuels L., Investigation of conditions favorable for the formation of
ice on airplanes. «Bull. Am. Met. Soc.», vol. 10, N 6/7, 1929.
196. Samuels L-, Aerological observations. «MWR», vol. 60, N 11, 1932.
197. Schinze C., Die aerologisch-synoptische Darstellung der grosszugi-
gen Stromungsglieder tropospharischer Zirkulation und ihre Bedeutun» fur die Diag-
nose spezieller Wetterlagen ins besondere Vereisungsgefahr. «Erf. Ber. des deutschen
Flugwert», 11, Sonderband, 1932-
198. Schinze G., Die Bedeutung der aerolog. synoptisch. Luftmassenana-
lyse zum Erkennen gefahrl. Flugzeugvereisung. «Das Wetter», 1932.
199. Schmid F., Method of and means for warming the wings and other-
parts of aeroplanes. Patent N. 453825, «RAS», vol. XLI, N 321, 1937-
221
200. Schumann T. E. W., The theory of nailstone formation. «Quarterly J.
of Royal Meteorol. Soc.», vol. LXJV, N 273, 1938.
201. Scott M-, Ice formation on aircraft and its prevention. «Journal of the
franklin Institute», vol. 210, N 5, 1930.
202. S e v e r i, In tema di formazioni di ghiaccio ecc. «Rivista Aeronautica»,
N 1. 1939.
203. Simple ice prevention. «Flight», vol. XXXII, N 1510, 1937.
204. S i m p s о n G- S., Ice accretion on aircraft-notes for pilots. «Met. Office
Prof. Notes», N 82, 1937; «RAS», vol. XLII, N 325, 1938.
205. Slinger feeder. Pump meters prop, de vicer fluid. «Aviation», vol. XXXVI,
N 12, 1937.
206. Smith W., Weather problems peculiar to the N»w York-Chicago airway.
«Monthly Weather Review», 1929.
207. Stabilizer developed for compounding alcohol-gazoline blends. «Aviation»
N 4, 1936.
208. Steiner R., The icing of airplanes. «Met. Ztschr», Heft 471, 1930.
209. S t i с к 1 e у A., A letter to the editor. A correction to the 1-Aer. S. meeting-
report. «Aircraft Engineering», vol. X, Nil, 1938.
210. S t i с к 1 e у A., Some remarks on the physical aspects of the aircraft icing
problems. «J. of Aeron. Sciences», vol. V, N 11, 1938.
211. S t i с к 1 e у A., Some remarks on the aircraft icing problem. «Aircraft
Engineering», vol. X, N 109. 1938.
212. Swan A., Conditions de formation de la glace. Systemes de protection
ou de degivrage. «Aircraft Engineering», 1936.
213. T h e о d о r s e n T. and Clay W., Ice prevention in aircraft by means
of engine. Exhaust heat and a technical study of heattransmission from a Clark V.
Airfoil. NACA. N 403, 1931.
214. TheodorsenT. and Williams., The prevention of ice formation
on gaspline tank vents. «Aircraft Engineering», vol. 4, N 36, 1932.
215. Trouble witn de-icers (USA). «Interavia», N 438, 1937.
216. TWA equips with «Overschoes». «Nat. Aeron. Magazine», vol. XV, N 3.
1937.
217. Ver d ur a nd A., Comment on evite le danger de givrage sur les lignes
aeriennes. «Air», N 452, 1938.
218. Vigner on H., Degivreur pour ailes d'avion. «La Nature», N 2998,
1937.
219. Warmed windscrew. «Aeroplane», vol. XLVIII, N 1241. 1935.
220. Wegener K-, Die Vereisung von Luftfahrzeugen. «Met. Ztschr», Heft 4,
1930.
221. Wegener K-, Die Vereisung des Flugzeuges. «Archiv der deutschen
Seewarts», Bd- 49, N 10, 1931.
222. Wegener W., Die Vereisungen. von Luftfahrzeugen. «Pr. Congr. Int.
de la Securite Acr. Rap.» vol. IV, 1935.
223. Wing edges (Photo). «Aviation», vol. XXXVII, N 9, 1938.
224. Wright J., Fluid pressure device for aircraft and other purposes. Patent
N 2086200. «Aircraft Engineering», vol. IX, N 104. 1937.
Редактор А. А. Зейдлиц
Техн, редактор А- Н. Савари
Сдано в набор 20/VII 1939 г.,
подписано к неч. 7/IX 1939 г.
Авторский договор № 230.
Инд. 30-5(4)-3. Тираж 5000.
Колич. печ. лист. 14. Учетно-
авт. лист. 15,89. Формат бум.
GO X 92/16. Уполномоч. Глава.
А-16556. Заказ № 978.
Типография Оборонгиза.
Киев, Крещатик, 42.