уменьшаться, т. ч. для каждого крыла существует наибольшее возможное значение коэффициента подъемной силы.
Силы лобовых сопротивлений Q подчиняются формуле Qi^pC^SV’, где Сх есть соответственно коэффициент лобовых сопротивлений. Т. к. лобовые сопротивления возникают не только у крыльев, но и у прочих частей А., то эту формулу нужно понимать, как результат суммирования сопротивления различных частей аэроплана: (Q'-pC'aSV’ |
Qje J Q"=pC"«cSV’ V »pC®SV’ | Q,,'«=pC,"®SVb J
и т. n. по присущим им коэффициентам сопротивления и площадям.
Вернувшись теперь н пашей схеме горизонтального полета на рис. 16, рассмотрим подробнее соотношения между имеющимися там силами. Предположим, что А. веса G летит горизонтально. Как мы видим, подъемная сила P«pCySV* должна быть равна весу G, или G=pC2/SV», (1) и сопротивление Qi — pCa-SV’ должно быть равно тяге винта Q. Очевидно, что для данного А. условие (1) может быть соблюдено при разных значениях Су и V: А. может лететь или под малым углом атаки, когда Су невелико, и с большею скоростью V, или с большим углом атаки, соответствующим максимальному значению Су, но с меньшей скоростью.
С другой стороны, должно удовлетворяться и равенство между тягой и лобовыми сопротивлениями, т. — е. Q — Qi — pCjcSV1, гдеУ то же, что и в уравнении (1), а С® — соответствует тому же углу атаки, что и Су.
Очевидно, что с увеличением V будет увеличиваться и сила всех сопротивлений Q,. Понятно, что горизонтальный полет возможен до тех пор, пока Qi не превзойдет максимального возможного значения тяги винта. Это условие определяет наибольшую горизонтальную скорость. Наименьшая горизонтальная скорость получится из уравнения (1) при наибольшем для данного А. коэффициенте подъемной силы Су.
Таким образом, каждый А. имеет определенный диапазон скоростей для горизонтального полета и соответственно — Утах и Vm»*n.
Теперь перейдем к горизонтальному полету с максимальной же скоростью при меньшей плотности (что соответствует большей высоте). С уменьшением плотности уменьшатся и подъемная сила и тяга, а вес останется, конечно, тот же. Полет возможен только в том случае, если подъемную силу можно увеличить увеличением угла атаки крыла (увеличением Су) так, чтобы снова P=pCySVa и уменьшившаяся максимальная на этой высоте величина тяги Q опять равнялась бы Qi=pCo;SV*. Попятно, что максимальная для этой высоты скорость окажется несколько меньшей, чем максимальная скорость у земли. Здесь будет иметь место и предельная минимальная скорость, к-рая будет соответствовать наибольшему значению Су, но она будет больше минимальной скорости у земли, т. к. Су останется в этом случае то же, а р станет меньше следовательно, для соблюдения равенства P=pCySV’ мы вынуждены взять большее значение для VWn» чем это было у земли. — Т. о., по мере уменьшения плотности воздуха — диапазон возможных горизонтальных скоростей А. сужается.
Между Утах и Уmin для разных высот находятся характерные величины скорости, из которых одна соответствует минимальной тяге и называется наивыгоднейшим режимом полета, а другая соответствует минимальной мощности и называется экономии, режимом, т. — е. таким, при к-ром А. летит при наименьшей возможной мощности и т. о. сможет покрыть наибольшее расстояние при данном расходе топлива. Обыкновенно полная мощность мотора, стоящего на А., бывает значительно больше минимальной потребной для полета у земли мощности, и этот избыток мощности используется для подъема самолета на высоту. — Чем больше у А. избыток мощности, тем быстрее он может итти кверху и тем большей высоты может достигнуть. Т. к. мощность мотора с подъемом на высоту падает, то очевидно, что А. сможет подниматься лишь до тех пор, пока она не станет равна минимальной мощности, необходимой для горизонтального полета. Предельная высота подъема образно называется потолком данного А.
Все сказанное относится к т. н. установившимся режимам, т. — е. полету с равномерной скоростью.
Кроме этих режимов, у А. бывают моменты, когда он или ускоряет или замедляет свое движение. Сюда относится переход из одного режима в другой, а также большинство проделываемых на А. акробатических номеров, при к-рых имеют место инерционные силы, отсутствующи? при установившихся режимах.Подробное исследование всех режимов А. носит название аэродинамического расчета аэроплана.
Балансировка А. Во всех расчетах мы предполагали, что силы сопротивления крыла и А., тяги винта и вес А. проходят через центр тяжести последнего. На самом же деле это имеет место лишь на одном — двух углах атаки. Во всех остальных случаях, вследствие того, что центр приложения полной силы сопротивления крыла (или т. н. центр давления) перемещается в пределах средней трети его хорды, возникает момент, к-рый стремится поворачивать А. носовой частью или вниз или вверх, как представлено на схеме рис. 20. — Для уравновешивания этого момента делают стабилизатор и пользуются рулем высоты. То и другое при правильной установке дает необходимую для равновесия добавочную силу.
Теперь на многих А. стабилизатор делается Рис. 20 так, что его угол атаки можно менять по мере надобности в полете. В связи с тем, что центр тяжести А. тоже перемещается в зависимости от нагрузки (количества бензина, пассажиров и пр.), подвижной стабилизатор удобен тем, что дает возможность летчику самому отрегулировать в полете машину так, чтобы ему не приходилось — производить---------------постоянное давление на ручку.
Прочность А. В нормальном горпзоптальном полете крылья нагружены всем весом А. (за вычетом веса самих крыльев, _ ____, т. ... к. они __ ___ несут . _ ____ сами себя). Но при различных эволюциях А. в воздухе возникают инерционные усилия, к-рые могут превосходить вес его в несколько раз и перегружать конструкцию. Самым тяжелым в этом смысле случаем является выход из пикирования (отвесного спуска, рис. 21). В самом деле, при пикировании А. приобретает громадную скорость. При выходе же из пего, под влиянием поворота руля высоты, он, обладая прежней скоростью и инерцией в прежнем напраL влении, встречает воздух под р большим углом атаки, от чего . развивается подъемная сила значительно больше, чем вес.
Как показывает теоретический подсчет, резким маневром можно увеличить нагрузку в 15—20 раз против нормальной, по на практике приходится иметь дело с перегрузками в 3—4 раза и лишь в исключительных случаях больше. Т. к. при конструировании А. в зависимости от их назначения приходится считаться с различным характером их воздушной службы, — большие и пассажирские А. предназначаются для нормальных Рис. 21. полетов, военные разведчики и в особенности истребители обязаны безопасно переносить все приемы высшего пилотажа (см.), — то и запасы прочности конструкции от нормальной делаются различными. В первом случае они около 4, а в последнем до 8 и более. Кроме того, А. должен выдерживать 2—4-кратную обратную нагрузку, т. — е. сверху вниз, т. к. в воздухе бывают и такие случаи нагрузки А.
Для опытной проверки теоретических расчетов на прочность и нахождения фактической степени прочности, иногда А. подвергают статическим испытаниям — «песочной нагрузке». Для этого А. перевертывают, опирают средней частью на особые козлы п нагружают крылья мешками с песком, иногда до 3—4кратной перегрузки, а иногда и до разрушения. Часто бывает, что при такой песочной пробе А. оказывается несколько прочнее, чем по расчету.
В конструкции А. приходится больше чем где-либо следить за тем, чтобы избежать как недостаточной, так и чрезмерной прочности, потому что эта последняя всегда сопровождается излишним увеличением веса.
Необходимая прочность, минимум веса и минимум сопротивления — вот те руководящие принципы, к-рые должен помнить конструктор. Помимо определенного таланта, необходимую помощь в этом направлении ему должны оказывать опытные исследования, добываемые в аэродинамических лабораториях и лабораториях испытания материалов, на которые в связи с развитием авиации и обращается такое внимание как за границей, так и у нас в СССР.
Лит.: «Труды Центрального Аэрогидродипамического Института НТО ВСНХ», Москва: вып. 10 —
