Из истории летательных аппаратов

Автор был свидетелем катастрофы самолета, при которой погиб летчик С. В. Гулевич осенью 1915 г. На высоте более 1000 м самолет вдруг начал быстро вращаться вокруг продольной оси и, продолжая вращаться, в состоянии пикирования дошел до земли и разбился. В то время о штопоре знали мало и умышленного штопора не делали. По характеру движения причину катастрофы можно было приписать невыходу из штопора.

Однако некоторые обстоятельства говорят против этой версии. Во-первых, как это запомнил автор, фюзеляж самолета был в вертикальном положении, чего не бывает при штопоре, когда наклон фюзеляжа по отношению к вертикали составляет не менее 20о. Самолет был разрушен очень сильно, чего не бывает при штопоре самолета с малой удельной нагрузкой на крыло.

Наконец, в некрологе, посвященном С. В. Гулевичу, проф. Н. Е. Жуковский указывает, что ножная педаль, при помощи которой производилось управление креном, была отъединена от трубы управления. Это могло произойти и при ударе, но если это имело место в полете в результате выпадения соединительного болтика, все происшедшее будет вполне объяснимо.

В самом деле, если у самолета произойдет разъединение управления элеронами, они займут нейтральное положение, так как шарнирный момент их значительно сильнее зависит от угла отклонения, чем от изменения угла атаки крыла. Другое дело -- перекашивание крыльев, когда степень зависимости шарнирных моментов от угла перекашивания и от изменения угла атаки при движении крена одинакова, и после перекашивания крылья так и остаются в приданном им положении, а самолет, начав вращение, продолжает его. При невозможности остановить вращение самолет неизбежно будет двигаться по вертикали, так как подъемная сила будет поворачиваться вместе с крылом.

Перейдем к рассмотрению летных характеристик самолета. Основной характеристикой является запас подъемной силы, т. е. отношение максимальной подъемной силы к весу. Подъемную силу определим по формуле

При максимальном аэродинамическом качестве Кmах6, N70 л. с. и размахе крыльев l10,6 м получим максимальную подъемную силу

При нормальном полетном весе, равном 680 кГ, Ymax/G1,47; при весе, равном 600 кГ, который, вероятно, близок к весу, имевшему место при выполнении петли П. Н. Нестеровым, Ymax/G1,67; для пустого веса самолета G0450 кГ величина Ymax/G02,2. Более простыми характеристиками служат величины, применяемые для статистики:

По полученным значениям можно сделать такие выводы: по запасу подъемной силы самолет может быть отнесен к категории средненагруженных, маломаневренных самолетов. Значение KG8,3 близко к таковому для современных винтовых самолетов; значение KGo5,5 несколько велико и говорит о некотором перетяжелении конструкции. При весе 600 кГ величина Ymax/Gnу1,67 позволяет маневрировать со средним значением перегрузки 1,6, например, делать длительные виражи с креном около 50о. Как известно, П. Н. Нестеров выполнял более крутые виражи; очевидно, они выполнялись со скольжением, когда наличие нагрузки на боковые стенки фюзеляжа позволяет увеличить крен, не уменьшая вертикальной составляющей от подъемной и боковых сил.

На рис. 7, 8 и 9 приведены результаты поверочного аэродинамического расчета самолета "Ньюпор-4". На рис. 7 дана поляра и зависимость Су от угла атаки; в нижней части графика дан профиль крыла. На рис. 8 приведены зависимости мощностей, потребных для преодоления сопротивления, и полезных мощностей от скорости для высот 0, 1, 2 и 3 км, в условиях горизонтального полета при полетном весе 600 кГ. По пересечениям кривых получаем значения максимальных скоростей горизонтального полета; по максимальной разности мощностей получим избытки мощности DN, по которым затем можем найти вертикальные скорости Vy75 DN /G.

Рис. 7. Поляра и профиль крыла самолета "Ньюпор-4":

Рис. 8. График мощностей для самолета "Ньюпор-4": сплошные линии потребные мощности; пунктир - располагаемые мощности.

На рис. 9 даны зависимости максимальной скорости Vmax от высоты; вертикальной скорости от высоты при скорости Vнаб; скорости при наборе высоты Vнаб и минимальной скорости полета Vmin. Кроме того, на графике приведены зависимости высоты от времени подъема t при скорости Vнаб. Графики даны для полетных весов 600 и 680 кГ.

Рис. 9. Основные летные характеристики самолета "Ньюпор-4" при полетных весах 600 и 680 кГ

При более точном расчете мы получили максимальную подъемную силу, равную 980 кГ, при скорости V25,8 м/сек (93 км/час). При полетном весе 600 кГ это даст перегрузку nyl,63; ее горизонтальную составляющую nгор1,29; центростремительное ускорение jцс12,6 м/сек2; отсюда получим радиус виража rV2/jц.с.53 м и время совершения полного круга t2pr/V13 сек.