Д. Соболев - История самолётов 1919 – 1945
Из формулы аэродинамического сопротивления X=Cx SpV2 /2 следует, что его величина зависит не только от Сх, но и от других параметров — площади крыла и плотности воздуха (т. е. высоты полета). Так как дальнейшее уменьшение коэффициента лобового сопротивления давалось с большим трудом, авиаконструкторы пошли по пути увеличения скорости за счет большей нагрузки на крыло и повышения высоты полета.
По мере увеличения мощности силовых установок росла и оптимальная нагрузка на крыло. По оценке М. А. Левина, для лучших самолетов второй половины 1930-х годов она должна была бы составлять около 300 кг/м² [4]. Переход на такие нагрузки позволил бы увеличить максимальную скорость примерно на 100 км/ч. Однако при этом скорость отрыва от земли и. главное, посадочная скорость оказались бы недопустимо большими. Поэтому специалисты активно работали над созданием новых высокоэффективных средств увеличения Су нос.
Как уже сообщалось, в тридцатые годы на самолетах начали применять посадочную механизацию — закрылки, щитки и предкрылки. Вначале эти приспособления появились на пассажирских скоростных самолетах, потом их стали устанавливать и на военных машинах. Наибольший прирост коэффициента подъемной силы давали выдвижные закрылки Фаулера: они позволяли увеличить не только кривизну, но и площадь несущей поверхности. Во второй половине 30-х годов неоднократно делались попытки создать новый, еще более эффективный тип закрылка. К таким устройствам относятся выдвижной закрылок ЦАГИ, разработанный Ф. Г. Глассом в 1936 г.; закрылок Р. Янгмана (Англия. 1935 г.), для которою был характерен большой сдвиг назад вдоль хорды при отклонении, и целый ряд других посадочных механизмов. Все они не показали сколь-либо заметного превосходства над закрылком типа «Фаулер» и поэтому не получили широкого применения. Основное изменение в системе посадочной механизации заключалось в том, что в начале тридцатых годов щитки или закрылки обычно занимали лишь небольшую часть у корня крыла, а к концу десятилетия их длина увеличилась до 50–80 % размаха крыла На рис. 3.52 показан взлет легкого немецкого самолета Физилер «Шторьх» со «свермеханизированным» крылом. Благодаря применению предкрылков, закрылков и так называемых «зависающих» элеронов, также выполняющих роль закрылков, взлетно-посадочные скорости самолета были настолько малы, что он мог взлетать не только с небольших аэродромов, но и с лесных полян или городских площадей.
В рассматриваемый период предпринимались так- же попытки создания самолетов с крылом, которое могло менять свои размеры посредством выдвижения из фюзеляжа вдоль размаха крыла дополнительных поверхностей. Так как при этом хорда крыла увеличивалась в обоих направлениях, прирост площади оказывался намного больше, чем при использовании обычных выдвижных закрылков. Такие самолеты получили название самолетов с крылом изменяемой площади.
Рис. 3.52. «Шторьх» на взлете
Наибольшую известность приобрели работы И. Махонина и Ж. Жерена во Франции, Г. И. Вакшаева в СССР. Самолет Махонина представлял собой моноплан с раздвижным крылом телескопического типа (рис. 3.53). При выдвижении крыла его площадь увеличивалась более, чем в полтора раза. Самолет испытывался с различными двигателями на всем протяжении 30-х годов, но конструктору так и не удалось достичь убедительных положительных результатов. Жерен в 1935 г. сконструировал экспериментальный биплан «Вариволь», оба крыла которого могли менять ширину, площадь при этом изменялась на 268 %. Увеличение хорды происходило в результате выдвижения из фюзеляжа вдоль размаха крыла стальных ленте прикрепленными к ним нервюрами, обтянутых прорезиненной тканью. Из-за упругих деформации крыла самолет при испытаниях потерял устойчивость и разбился. Колес успешно прошли испытания самолета «Раздвижное крыло» (РК) конструкции Бакшаева (1937 г). Как видно из рисунка 3.54. перед посадкой на крыло самолета из фюзеляжа выдвигалось 6 телескопических секции, увеличивая площадь крыла в полтора раза. В отличие от самолета Жерена. выдвижные части крыла самолета РК имели жесткую конструкцию. При испытаниях механизм изменения площади крыла работал исправно, однако диапазон скоростей увеличился незначительно из-за большого лобового сопротивления раздвижного крыла. Кроме того, такое крыло было намного тяжелее обычного.
Еще одной потенциальной возможностью увеличить Су крыла при посадке было управление пограничным слоем (УПС). Отсос или сдув пограничного слоя позволил бы предотвратить срыв потока до значительно больших углов атаки и. таким образом, увеличить коэффициент подъемной силы.
Изучение способов управления пограничным слоем началось в Германии в 20-е годы. С 30-х годов данной проблемой занялись и советские ученые — П. П. Красильщиков, Н. А. Закс и другие; работы велись в ЦАГИ и ВВА им. Н. Е. Жуковского. Вначале это были чисто лабораторные эксперименты. Первый опытный самолете УПС AF- 1 появился в 1936 г. Он был построен и испытывался в Геттингенской аэродинамической лаборатории при участии О. Шренка. Б. Регеншайна и И. Штюпера. Крыло самолета было снабжено закрылками с отсасыванием пограничного слоя с их поверхности с помощью дополнительного двигателя мощностью 20 л.с. Критический угол атаки AF-1 был весьма большим — 22°, а посадочная скорость составляла 55 км/ч. Но в целом, из-за больших потерь мощности, сложной и тяжелой системы воздуховодов и вентиляторов метод себя не оправдал, и дальше опытов работы по УПС не пошли [33].
Рис. 3.53. Самолет Махонина с раздвижным крылом
Рис. 3.54. Самолет «РК» (а — п полете; б — перед посадкой)
Таким образом, после появления выдвижных закрылков прогресс в деле дальнейшего увеличения Су макс самолета был связан с большими техническими сложностями. Поэтому конструкторы в стремлении улучшить скоростные показатели самолетов решились пойти на увеличение посадочной скорости самолетов. Надо сказать, что в 30-е годы для этого сформировались определенные предпосылки: более совершенными стали аэродромы и навигационное оборудование, получили распространение масляно-воздушные амортизаторы шасси, обладающие высокой энерго- поглощаюшей способностью; благодаря развитию механизации крыла увеличилась кривизна траектории при посадке, что облегчило расчет точки приземления. Если н 1928 г. предельно допустимой посадочной скоростью считалось 85–95 км/ч, то к концу 30-х годов этот параметр составлял 110–130 км/ч.
Чтобы уменьшить длину пробега при посадке колеса самолета стали снабжать тормозами. Однако на винтомоторных самолетах с шасси с хвостовой опорой это было связано с опасностью капотирования при резком торможении. Поэтому в конце 30-х годов появились самолеты с носовой стойкой шасси. При данной компоновке возможность капотирования исключалась.
Вначале шасси с носовым колесом устанавливали на легких спортивных и туристских самолетах (фирмы Хэммонд, Вако и др., США, середина 30-х годов [15, с. 75]). В СССР такую схему шасси первый раз применили на экспериментальном самолете-«бесхвостке» ХАИ-4 в 1934 г. Первой коммерческой машиной, снабженной убирающимся шасси с носовым колесом, стал четырехмоторный пассажирский Дуглас DC-4 — развитие знаменитого DC-3. Он появился в 1938 г. Носовое колесо было сделано управляемым, это обеспечивало отличную маневренность самолета на земле.
Несмотря на очевидные преимущества шасси с носовым колесом, повсеместное распространение эта схема патучила только после второй мировой войны, на реактивных самолетах. Одной из главных причин этого являлась сложность уборки носовой стойки на одномоторных винтомоторных самолетах, у которых двигатель занимает всю носовую часть фюзеляжа. Не следует также забывать, что схема с хвостовой опорой легче и конструктивно проще.
Еще одной возможностью увеличения скорости было повышение высоты полета. С высотой уменьшается плотность воздуха, следовательно, уменьшается и лобовое сопротивление. Как показывает расчет, при той же мощности двигателя самолет на высоте 10000 м будет лететь на 38 % быстрее, чем у земли [3, с. 138]. Повышение высотности имело и другие важные преимущества.
Неудивительно, что идее высотного самолета («стратоплана», как их тогда называли) уделялось большое внимание. В секретном докладе, подготовленном специалистами в конце 1932 г. для советского руководства, отмечалось: «Полеты в стратосферу являются ближайшим этапом развития аэронавтики, т. к. только при помощи таких полетов можно достигнуть:
а) Сверхбольших скоростей,
б) Осуществить полет в постоянных и благоприятных условиях,
в) С точки зрения военного значения получить недосягаемость для зенитной артиллерии и незаметность самого полета,
