Летательные аппараты нетрадиционных схем

Обнадеживающие результаты испытаний би-моноплана Хиллсона привели к тому, что было принято решение попробовать реализовать эту идею на каком-нибудь положительно зарекомендовавшем себя истребителе. Для усовершенствования был выбран самолет «Харриксйн I» фирмы «Хоукер», который использовался в Канаде, а затем был возвращен в Англию. «Харрикейн», оснащенный силовой установкой мощностью 1025 л.с. (753,4 кВт) и обладавший максимальной скоростью 523 км/ч, совершил первые полеты в ноябре 1935 г., а в 1940 г был главным истребителем ПВО Великобритании, отражавшим нападения фашистской авиации. Самолеты этого типа, несмотря на появление новых моделей истребителей, строились в усовершенствованных вариантах с силовой установкой мощностью 1280 л.с. (948 кВт) вплоть до сентября 1944 г.

Для «Харрикейна» было изготовлено верхнее крыло, такое же, как нижнее. Это крыло было установлено на подкосах непосредственно над штатным крылом для исключения возможных проблем с балансировкой самолета (рис. 10.12).

Рис. 10.12.Стандартный истребитель «Харрикейн» с дополнительным верхним отстреливающимся крылом, предназначенным для повышения скороподъемности самолета.

Это крыло находилось довольно высоко над кабиной по двум причинам: во-первых, для того, чтобы летчик мог свободно забираться в кабину и выхолить на нес, а во-вторых, для обеспечения близкого к оптимальному отношения расстояния между крыльями к хорде крыла. (Если крылья биплана расположены слишком близко друг к другу, происходит существенное снижение аэродинамического качества самолета. Вот почему у большинства бипланов расстояние между крыльями обычно превосходит величину хорды крыла.)

«Харрикейн I» с отстреливающимся крылом был испытан, но, по-видимому, результаты испытаний не дали достаточных оснований для организации серийного производства таких машин. Несмотря на свою нетрадиционность, этот самолет привлек мало внимания со стороны многочисленных историков авиации, описывавших знаменитый «Харрикейн».

Основные данные самолета «Харрикейн I»:

— силовая установка... двигатель «Мерлин II» мощностью 1030 л.с. (757 кВт) фирмы «Роллс-Ройс»;

— размах крыла... 12,2 м;

— площадь крыла... 23,9 м²;

— взлетая масса... 3650 кг;

— максимальная скорость... 512 км/ч.

«ФЛАЙ БЭБИ» П. БАУЭРСА

Когда я проектировал любительский самолет «Флай Бэби», я исходил из несколько необычного подхода к использованию одного и того же самолета в качестве как биплана, так и моноплана. С самого начала я предполагал, что этот самолет будет летать в двух модификациях, но стремился сделать это не за счет простого дополнения второго крыла к моноплану.

«Флай Бэби» выполнил первый полет в 1960 году. Этот самолет оснащался двигателем мощностью 65–85 л.с. (48–62 кВт) и представлял собой традиционный одноместный низкоплан монопланной схемы (рис. 10.13).

Рис. 10.13.Сконструированный автором этой книги самолет «Флай Бэби» в стандартной монопланной конфигурации.

Летательный аппарат создавался для участия в конкурсе 1959–1960 гг., проводимом Ассоциацией конструкторов экспериментальных самолетов. Однако проведение этого конкурса было отложено до 1962 г. из-за недостатка участников. В 1962 г. «Флай Бэби» стал победителем этого конкурса. Установка второго крыла к низкоплану монопланной схемы с прямыми крыльями создает несколько проблем. Одна из них состоит в том, что если верхнее крыло меньше нижнего, то это не соответствует теории биплана; в то же время вовсе не обязательно удваивать площадь исходного крыла, устанавливая эквивалентное второе крыло. Во-вторых, верхнее крыло должно располагаться непосредственно над нижним для сохранения расчетной балансировки самолета. Так как летчик в самолете «Флай Бэби» располагался непосредственно в центре масс самолета и близко к середине крыла, установка над летчиком верхнего крыла из-за малых размеров самолета сделала бы невозможными посадку летчика в кабину и выход из нее.

Поэтому необходимо было сдвинуть вперед центральную часть верхнего крыла с тем, чтобы обеспечить удобство размещения летчика. Проблема состояла в том, чтобы, сдвигая вперед крыло, сместить туда же и центр приложения подъемной силы. Существующий центр масс самолета оказывался слишком далеко позади нового центра приложения подъемной силы, что недопустимо из соображений устойчивости.