Рис. 11 График скоростей и скороподъемности самолета "Ньюпор-17"
Рис. 12. График для расчета максимальной перегрузки самолета "Ньюпор-17"
Взлет самолета "Ньюпор" был очень эффектным -- после очень короткого разбега самолет почти сразу переходил на набор высоты под углом 16о-17о. Некоторые летчики после отрыва начинали выполнять спиральный набор высоты. При крене в 45о и скорости около 100 км/час самолет мог выполнять спираль с радиусом около 70 м, совершая один виток за 17 сек и набирая около 80 м высоты. Спиральный взлет был очень опасен, так как в случае остановки двигателя на малой высоте летчик не успевал перевести самолет на планирование и он обычно переходил в штопор.
Рис. 13 Характеристики маневренности самолета "Ньюпор-17" на малой высоте
Расчет расхода топлива в полете показал, что минимальный часовой расход составлял около 12 кг/час при скорости 100 км/час и около 25 кг/час на мощности, близкой к максимальной. При запасе топлива, равном около 60 кг, время полета с маневрированием составляло около 2 час. Максимальную дальность самолет имел при скорости 125 км/час, при километровом расходе 0,12 кг/км; при этих условиях максимальная дальность могла составить около 500 км.
Приведенные материалы могут дать известное представление о том, что представлял собой истребитель времен первой мировой войны.
При неработающем двигателе винт обычно останавливался и величина вредной площади становилась равной около 1,2 м, а аэродинамическое качество К6. При скорости 80-85 км/час скорость снижения была равна 4 м/сек; при спирали с креном в 45о и скорости 100 км/час радиус спирали был равен около 80 м, время витка -- 20 сек и снижение за один виток -- около 120 м.
Самолет И-5
Самолет "И-5" (рис. 14) был разработан группой конструкторов под руководством Н. Н. Поликарпова и Д. П. Григоровича в 1930 г. Это был типичный биплан с двигателем воздушного охлаждения, имеющим звездообразное расположение цилиндров. Вначале на каждом цилиндре был индивидуальный обтекатель, а затем был применен общий кольцевой обтекатель.
Рис 14 Схема истребителя "И-5"
Крылья самолета имели довольно толстый профиль с плоской нижней стороной. Казалось бы, ни по схеме, ни по мощности двигателя самолет не отличался от ранее построенных истребителей. Его достоинства определялись малым весом пустого самолета и большим значением перегрузки при маневре; хорошо были отработаны и его органы управления.
На рис. 15 даны поляры и профиль крыла самолетов "И-5" и "И-153". На рис. 16 даны графики скоростей по высотам и вертикальных скоростей для самолета "И-5".
Для расчета маневров самолета удобно применить такую последовательность. Для некоторой скорости V мы знаем максимальную силу тяги двигательной группы Р; при установившейся скорости полета или маневра эта тяга должна быть равна силе сопротивления; отсюда мы можем найти коэффициент сопротивления СxP/qS, а, пользуясь полярой или формулой для нее, по Сх, находим Су, и тогда величина подъемной силы будет:
Рис. 15. Профиль крыла и поляры самолетов истребителей "И-5" и "И-153"
Рис. 16. Характеристики скоростей и скороподъемности самолета "И-5"
Рис. 17. Характеристики тяги и максимальной подъемной силы самолета "И-5" для малой высоты
Произведя такие расчеты для ряда скоростей, мы сможем построить график подъемной силы по скорости (рис. 17); затем определим коэффициент перегрузки nу для желаемого значения веса самолета и найдем радиус виража и время совершения круга:
Величины ny, r, t наносим на график (рис. 18). Подобный расчет можно проделать и для другой высоты, взяв соответственно силу тяги и значение скоростного напора для этой высоты.
Самолет И-153
Как мы уже указывали, дальнейшим развитием самолета "И-5" явился самолет "И-15", который имел более мощный двигатель и несколько улучшенную аэродинамику. У самолета "И-153" кроме дальнейшего повышения мощности двигателя воздушного охлаждения была более существенно улучшена аэродинамика. Поэтому мы не будем приводить характеристики самолета "И-15", а прямо перейдем к самолету "И-153", у которого маневренные характеристики были наиболее высокими и который был последним из маневренных бипланов.
Оба самолета, "И-15" и "И-153", были сконструированы под руководством Н. Н. Поликарпова. Схема самолета "И-153" приведена на рис. 19, его поляра была приведена на рис. 15; она отличается от поляры самолета "И-5" только меньшим значением Сх и тем, что аэродинамическое качество повысилось до значения К11. Характеристика полезной мощности была построена для винта изменяемого шага при условии сохранения постоянного числа оборотов независимо от высоты и скорости полета.
Рис. 18. Характеристики маневренности самолета "И-5" на малой высоте
Рис. 19. Схема истребителя "И-153"
Расчет горизонтальных и вертикальных скоростей производился по графику полезных и потребных мощностей. При расчете потребных мощностей NпoтpQV/75 подъемная сила самолета определялась с учетом вертикальной составляющей тяги, при использовании геометрического построения на поляре, предложенного Н. Е. Жуковским (рис. 20).
На рис. 21 приведены горизонтальные скорости полета и время подъема на высоты. Как видно из графика, скороподъемность самолета очень высокая. Скорость отрыва при взлете равна около 35 м/сек при среднем значении силы тяги 850 кГ; среднее ускорение при разбеге jср3,8 м/сек2, время разбега -- 9 сек и длина разбега около 160 м.
Расчет характеристик маневренности на малой высоте производим таким же методом, как делали это для самолета "И-5" (рис. 22). На этом же графике нанесена характеристика перегрузки, допустимой по условию Cyдoп0,85Сумах, nу доп Cyдoп qS/G.
Рис. 20. Поляры самолета "И-153" без тяги и с тягой
Рис. 21. Характеристики скоростей и скороподъемности самолета "И-153"
Рис. 22. Характеристики маневренности самолета "И-153" на малой высоте
Затем, как мы это уже делали ранее, находим радиус виража и время совершения полного круга; эти расчеты производились для полетного веса 1700 кГ. Как видно из графика, максимальная перегрузка доходит до 3,6 и минимальное время виража составляет около 11 сек, т. е. почти такое же, как и у самолета "И-5".
У самолета "И-153", как это было и у самолета "И-15", верхнее крыло сделано по схеме "чайка", т. е. оно не проходит над фюзеляжем, как это было типично для бипланов, а выгибается и примыкает к фюзеляжу. Это сделано для улучшения обзора вперед, что очень важно для истребителя. Благодаря такой схеме образуется не только значительная боковая поверхность, но, сливаясь с фюзеляжем, эта поверхность придает крылу более высокое удлинение. Основные крылья, которые не дают боковой силы, экранируют боковые поверхности как шайбы и тоже увеличивают их удлинение.
В результате расчета было получено, что аэродинамическое качество в боковом направлении, т. е. соотношение коэффициента боковой силы Cz и коэффициента сопротивления Cх имеет величину 3,5-- 4,0. Градиент боковой силы меньше градиента подъемной силы примерно в пять раз. Эффективный размах боковых поверхностей благодаря экранирующему действию крыльев получился равным около 3 м и тогда максимальное значение боковой силы оказывается равным около 2000 кГ, т. е. больше веса самолета. Благодаря этому самолет "И-153" был способен летать по горизонтали с креном 90о, т. е. на боку. Подобный своеобразный вид полета выполнялся практически.
Самолет И-16
Как мы уже указывали, намерением конструктора Н. Н. Поликарпова было -совместить в самолете "И-16" скоростные и маневренные качества. Это ему удалось в основном осуществить. Схема самолета приведена на рис. 23, а основные характеристики даны в табл. 3. С тем же двигателем, что и у самолета "И-153", самолет "И-16" (модификации 1938 г.) имел почти тот же вес, но площадь крыльев у него была в полтора раза меньше, чем у самолета "И-153". Размах крыльев у обоих самолетов был одинаковым.
Таким образом, основное отличие самолета "И-16" от самолета "И-153" состояло в большей величине удельной нагрузки на крыло и меньшем значении приведенной вредной площади F0. Благодаря этим особенностям у самолета "И-16" оказалась более высокая максимальная скорость -- на 10%, но и более высокая минимальная скорость -- примерно на 20%.
Профилем крыла самолета "И-16" был профиль "Кларк-YH", который характерен несколько отогнутой вверх задней кромкой; на рис. 24 показан этот профиль в среднем сечении и поляра самолета.
Характеристику тяги можно взять из расчета самолета "И-153", поскольку двигатели у этих самолетов одинаковые. Значения силы тяги P75N/V приведены на рис. 25. Дальнейший расчет производим, исходя из значений подъемных сил, способ определения которых был уже изложен ранее, но этот расчет мы повторяем для ряда высот от 0 до 11 км (рис. 26).
Пользуясь этим графиком, мы можем определять характеристики маневра на любых скоростях и высотах при желаемых полетных весах. Исходя из веса 1750 кГ и задаваясь значениями перегрузок ny 1; 1,5; 2, 2,5 и 3, мы находим подъемные силы и скорости полета на различных высотах. По этим материалам строим график скоростей по высотам при указанных перегрузках (рис. 27), который дает области маневрирования и позволяет получить характеристики маневрирования при всех скоростях и высотах.
Рис 23 Схема истребителя "И-16"
Характеристики маневренности самолета приведены на рис. 28, причем вместо радиусов и времени виража даны значения угловой скорости при вираже wgnгор/V. На тот же график нанесены значения угловой скорости при вираже для самолета "И-153".
Рис. 24. Профиль крыла и поляра самолета "И-16"
Рис. 25. Характеристики тяги для самолета "И-16"
Рис. 26. Зависимости подъемной силы от высоты и скорости полета для самолета "И-16"
Рис. 27. График значений перегрузок в зависимости от высоты и скорости полета для самолета "И-16"
Левые части графиков соответствуют условиям ограничений при Су0,85Суmах. Как видно из графика, при скоростях, меньших 70 м/сек (250 км/час), самолет "И-153" имеет большое превосходство в угловой скорости, или, иначе говоря, при определенной скорости он имеет меньший радиус виража. При скоростях, превышающих 100 м/сек (360 км/час), преимущество в угловой скорости имеет самолет "И-16". Какой же самолет имеет преимущество в воздушном бою? Это зависит от опыта летчика; самолету "И-153" не следовало завязывать бой при большой скорости, а самолету "И-16" -- при малой. Преимущество у того, кто располагает инициативой, а она у того, у кого больше скорость.
Рис 28. Сравнительный график характеристик маневренности самолетов "И-16" и "И-153"
Рис. 29. График изменения максимальной подъемной силы с высотой для самолета "И-16"
Если самолет "И-153" предлагает маневрирование на низких скоростях, то самолет "И-16" может его не принять и удалиться с целью подготовки маневра для атаки, а самолет "И-153" лишен такой возможности.
Взлет самолета "И-16" характеризуется скоростью отрыва, равной 150 км/час, временем разбега 10 сек и длиной разбега около 210-220 м; начальная вертикальная скорость у него около 16 м/сек, угол подъема -- около 15о. На рис. 29 дан график изменения максимальной подъемной силы с высотой, построенный по данным, полученным из графика, приведенного на рис. 26; этот график дает зависимость потолка самолета от его полетного веса.