Из истории летательных аппаратов

Nдв -- мощность двигателя;

h0 -- относительный коэффициент полезного действия, характеризующий побочные потери пропеллера, т. е. сопротивление лопастей и дополнительные скорости потока;

r/r0 -- относительная плотность воздуха; Kv10,3(h0)2/3.

Эта формула послужила выражением для подъемной силы вертолета на режиме висения, т. е. при отсутствии поступательной скорости.

Принцип создания подъемной силы крылом должен быть вполне аналогичен принципу создания тяги лопастями винта. Можно было утверждать, что за крылом воздушный поток должен иметь некоторую вертикальную составляющую скорости движения, направленную против подъемной силы, т. е. вниз.

Основой теории крыла явилась работа Н. Е. Жуковского "О присоединенных вихрях" (1906 г.). В этой работе было сделано важнейшее открытие, а именно, что основной эффект крыла состоит в сообщении набегающему потоку циркуляционного движения, как если бы крыло было заменено вихрем с некоторой циркуляцией скорости J. Тогда величина подъемной силы Y будет простейшим образом связана с величиной J, скоростью полета V, плотностью воздуха r и размахом крыла l: YrJVl.

Если крыло имеет определенный размах, то с его концов должны сбегать свободные вихри. Н. Е. Жуковский убедился в справедливости этого, поставив специальный эксперимент в аэродинамической трубе.

Свободные вихри, которые сбегают с концов крыла и тянутся за ним, очень медленно затухая, являются итогом воздействия крыла на воздушную среду. Исходя из этих вихрей, мы можем восстановить картину воздушных течений и определить секундный импульс, сообщаемый крылом воздушной среде.

Схема расчета величины подъемной силы, развиваемой крылом с размахом l и при мощности двигателя Nдв, уже была приведена в статье "На чем летал П. Н. Нестеров" и была получена следующая формула:

В случае биплана или триплана вместо размаха l в формулу вставляется эффективный размах lэ:

Здесь h -- высота коробки крыльев; у бипланов h/l имеет значение 0,l-0,2; у трипланов -- 0,2-0,3. У бипланов разнесение крыльев по высоте эквивалентно увеличению размаха на 6-8%, у трипланов -- на 15-20%. Триплан "КОМТА" имел размах крыльев 16 м, а эффективный размах у него был равен около 19 м.

Величину F0 можно найти по известной максимальной скорости, используя выражение для расходования мощности:

Коэффициент полезного действия винта принимаем ориентировочно равным 0,75-0,80; плотность воздуха и мощность двигателя должны быть взяты в соответствии с высотой, для которой взята максимальная скорость. Лучше брать условия полета на малой высоте, когда мощность нам известна точнее, а доля индуктивного сопротивления меньше.

Если в формулу для подъемной силы подставить выражение для аэродинамического качества

то мы получим:

Интересно, что эта формула вполне аналогична формуле для статической тяги винта, но только вместо диаметра винта в нее входит размах крыльев и значение Ку здесь значительно больше. Теперь мы можем сопоставить все три формулы для подъемной силы, как они складывались исторически. Запишем их так:

Если взять для примера N100 л. с., S30 м2 и l12 м, все три формулы дадут примерно одинаковый результат: Y~1400 кГ. Однако третья формула дает наибольшие возможности для анализа, так как значение Ку мы можем раскрыть: Ку8,6K1/3h2/3. Значения A и В мы взяли по статистике для того времени, и при значительном изменении форм и параметров самолета принятые значения A и В не будут пригодны.

Если взять современный самолет с турбовинтовыми двигателями мощностью 10000 л. с., с размахом l30 м и площадью крыльев S100 м2, то по первой формуле мы получили бы подъемную силу Y1140 Т, по второй Y247 T и по третьей для аэродинамического качества K16 и Ky18 Y380 T. Как видно, первые два выражения дали ошибочные результаты.

Третья формула ценна не только тем, что она дает наиболее точные результаты, но и тем, что она последовательно раскрывает роль различных параметров, особенно, если ее представить в таком варианте:

Однако практически при увеличении размаха крыльев увеличивается и F0, и поэтому удобнее пользоваться следующим вариантом формулы:

Произведем расчет подъемной силы самолета "Илья Муромец": N600 л. с.; h0,75; l32 м. Для определения величины F0 воспользуемся сведениями о том, что при весе 5200 кГ на малой высоте самолет развивал максимальную скорость Vmax100-105 км/час, или 29 м/сек. Используя приведенную выше формулу для мощности, затрачиваемой на горизонтальный полет, получим:

F014,5 м2

При площади крыльев, равной 145 м2, это даст коэффициент вредного сопротивления Cх01,28F0/S0,128. Если сравнивать с параметрами современных самолетов, то это огромная величина.

Поскольку у самолета "Илья Муромец" применялся винт фиксированного шага (винтов с изменяемым в полете шагом тогда еще не было), то при полете с максимальной подъемной силой число оборотов винта понижалось, а вместе с этим уменьшались в некоторой степени мощность двигателей и коэффициент полезного действия винтов. Это приводило к уменьшению подъемной силы примерно на 6-8%. Аэродинамическое качество самолета будет