При наличии у самолета "Моран-Ж" только одного руля высоты симметричного профиля, без неподвижной части -- стабилизатора, самолет не мог летать с брошенной ручкой. Поскольку на крыло при отсутствии подъемной силы действовал пикирующий момент, в случае брошенной ручки самолет должен был перейти в пикирование с дальнейшим переходом в перевернутый полет. Как известно, после тарана, который произошел на высоте около 1000 м, до высоты 50 м П. Н. Нестеров выполнял спиральный спуск, но затем самолет перешел в пикирование и упал в перевернутом положении. Такое поведение самолета свидетельствует о том, что П. Н. Нестеров потерял сознание и отпустил ручку управления; после перехода на отрицательные углы атаки и отрицательное значение nу он был выброшен из самолета, поскольку не был привязан.
Аэродинамическое качество самолета с учетом сопротивления винта было равно примерно 5,7. Однако практически самолет снижался довольно круто по следующей причине: чтобы вращение винта не прекратилось при спуске, летчик старался держать повышенную скорость, тем самым отдаляя самолет от режима максимального качества. Так, при скорости 100-110 км/час аэродинамическое качество становилось равным 4,5. Поломки при посадке были часты -- в основном, погнутость оси колес. При повреждении шасси или при наличии сноса в момент касания самолет становился на нос или даже переворачивался на спину -- "капотировал".
Нет сомнения в том, что П. Н. Нестеров в совершенстве овладел самолетом "Моран-Ж", свободно и точно на нем маневрировал и уверенно совершал посадки на небольшие полянки. Следует напомнить, что длина разбега самолета была равна 75-80 м и время разбега -- около 7 сек; длина пробега при посадке -80-90 м; взлетная дистанция до набора высоты, равной 10-15 м, составляла около 200 м; угол подъема на малых высотах -- около 8o-10o. При наличии профиля крыла с большой кривизной и установочного угла крыла по отношению к фюзеляжу, равного 5o-6o, линия нулевой подъемной силы составляла с осью фюзеляжа угол 10o-12o. При наборе высоты угол наклона фюзеляжа оказывался меньше наклона траектории и создавалось впечатление, что самолет "вспухает", т. е. поднимается почти при горизонтальном положении фюзеляжа. При спуске, наоборот, наклон фюзеляжа был больше наклона траектории, создавая иллюзию более крутого спуска; но зато это обстоятельство улучшало обзор вперед.
В 1918 г. профессор В. П. Ветчинкин в полете на самолете "Моран-Ж", пилотируемом известным летчиком, героем Гражданской войны Ю. А. Братолюбовым, впервые произвел измерения перегрузок при полете в "болтанку" и при выполнении фигур высшего пилотажа. Эти исследования имели очень важное значение для разработки требований к прочности самолетов.
=====
НОВАЯ СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ
Перейдем теперь к вопросу, который весьма интересовал П. Н. Нестерова и явился объектом его исследований и конструктивных разработок. Уже первое знакомство с самолетами и средствами управления ими в 1910 г. заставило Петра Николаевича задуматься над причинами различия полетов самолетов и птиц. У всех птиц отсутствует вертикальное оперение, у самолета оно не только имеется, но и играет важную роль в управлении полетом. На самолетах того времени повороты делали без крена или осторожно, с малым креном, боясь, как бы не произошло скольжение на крыло, поскольку не было значительной поверхности, которая этому помешала бы. Нужно сказать, что скольжения на крыло действительно случались, хотя причина их тогда еще не была установлена. Если мы познакомимся с причинами аварий и катастроф в период 1910-- 1917 гг., то мы встретим не столько упоминаний о сваливаниях на крыло и срывах в штопор, сколько о скольжениях на крыло.
Присутствуя на аэродроме и прислушиваясь к разговорам летчиков в 1916-1917 гг., автор не раз слышал, как они обменивались опытом и рассказывали о случаях скольжения на крыло, а на воздушном празднике весной 1917 г. автор был свидетелем катастрофы, когда самолет "Вуазен" с высоты 40-50 м скользнул на крыло и в положении скольжения ударился боком о землю. Частые случаи скольжения на крыло самолетов того времени не были обследованы. Это можно объяснить тем, что в те времена знание свойств самолетов было недостаточным, а затем интерес к вопросам скольжения отпал, так как более актуальными стали вопросы борьбы со сваливанием на крыло и переходом в штопор.
Несомненно, что склонность к устойчивому и неуправляемому скольжению на крыло следует объяснять аэродинамическими особенностями некоторых самолетов. Эти особенности заключаются в применении тонких профилей крыла со значительной кривизной и в слабом развитии вертикального оперения.
Если сравнить схему современного спортивного легкого самолета со схемами самолетов 1910-- 1914 гг., то наиболее существенное различие между ними будет заключаться как раз в том, что современные самолеты имеют большую толщину профиля крыла и относительно большую площадь вертикального оперения.
Скольжение на крыло, которое являлось причиной аварий, не следует смешивать с тем скольжением, которое легко вызывается простым отклонением руля направления. Если самолет сильно накренить, не меняя величины подъемной силы, то движение его будет характеризоваться двумя ускорениями -- одно, определяемое горизонтальной составляющей подъемной силы и дающее искривление траектории в горизонтальной плоскости, и второе, определяемое недостатком вертикальной составляющей подъемной силы, направленное вниз и вызывающее искривление траектории в вертикальной плоскости. В итоге развивается спиральное движение, и при отсутствии или недостаточности разворота самолета в сторону крена получается скольжение, т. е. косое обтекание. Однако, если бы при накренении была увеличена подъемная сила отклонением руля высоты, кривизны траектории в вертикальной плоскости не было бы. В итоге получается правильный вираж без скольжения. Для П. Н. Нестерова динамика виража с большим углом крена была ясна, и он, получив возможность летать, стал смело применять очень глубокие виражи.
Обращаясь к "аварийным" скольжениям, следует указать, что дело было не в том, что оно возникало при накренении без увеличения подъемной силы, а в том, что, оказавшись в скольжении, летчик чувствовал невозможность его устранения. Несмотря на отклонение элеронов против направления крена, а может быть, и отклонение руля направления тоже в сторону, обратную крену, самолет сохранял свое состояние крена и скольжения. Конечно, летчик мог устранить скольжение, отклонив руль направления в сторону крена, но тогда самолет был бы переведен в крутое снижение, чего нельзя было допустить на малой высоте. Потеря эффективности элеронов объяснялась выходом самолета на критические углы атаки. В то же время, моменты от несимметричного срыва обтекания, вызывающие самовращение, были слабы. Впоследствии при выполнении виража с недостаточной скоростью (например, на самолетах Р-1) самолет, начав скольжение в сторону крена, подхваченный моментами самовращения от срыва обтекания со стороны крыла, обратной направлению скольжения, весьма быстро выходил из крена и сваливался в штопор в противоположную сторону.
Большинство летчиков раннего периода развития авиации и конструкторов самолетов были спортсменами, которые имели практику езды на автомобиле, мотоцикле, моторной лодке. С. И. Уточкин прямо указывал, что езда на мотоцикле позволила ему быстро овладеть управлением самолетом. Для спортсменов наличие руля направления на самолете представлялось совершенно естественным. Иным был путь П. Н. Нестерова; он сразу почувствовал противоречие между органами управления самолета и птицы. Он поставил себе задачу применить иную схему управления хвостовым оперением. Он указывал, что поворот всего руля или поворот руля как части хвостовой поверхности с переломом формы сечения нежелателен; более целесообразным является выгибание поверхности. Принцип искривления крыльев он считал правильным, но только, по его мнению, форма крыльев самолета должна была бы быть ближе к форме крыльев птицы. Наконец, П. Н. Нестеров интересовался эффектом изменения установочного угла крыла по отношению к фюзеляжу, полагая, что с его помощью можно расширить диапазон скоростей, облегчить взлет и посадку. В своем проекте самолета, который П. Н. Нестеров представил в Главное Инженерное Управление Военного ведомства в 1912 г., он предусматривал указанные выше усовершенствования.
Рассматривая схему самолета Нестерова, опубликованную в журнале "Аэро" в 1912 г., и, особенно, более детальную схему, приведенную в труде И. Ф. Шипилова "Выдающийся русский летчик П. Н. Нестеров" (Военное издательство Министерства Обороны СССР, 1952), мы видим (рис. 16), что она напоминает известную в то время схему самолета Этриха "Таубе", но отличается от нее хвостовым оперением.
Остановимся немного на истории схемы самолета "Таубе". "Таубе" -- по немецки "голубь", и действительно, схема самолета "Таубе" (рис. 17) напоминает, если не голубя, то, во всяком случае, какую-то птицу. Интересно, что эта схема в действительности "происходит" не от птицы, а от планирующего тропического семени "Цанония". Это семя (рис. 18) представляет собой летающее крылышко с оттянутыми и несколько отогнутыми вверх концами.
Рис. 16. Схема самолета, спроектированного П. Н. Нестеровым в 1912 г, с оперением оригинального типа
Рис. 17. Схема самолета Этриха "Таубе" (1911 г.)
Рис. 18. Схема планирующего семени "Цанония"
Центр тяжести его расположен так, что центровка получается передней. Австрийские конструкторы Этрих и Вельс сначала просто воспроизводили это семя в большом масштабе, а затем добавили к нему хвост, похожий на хвост коршуна, и получилась схема "Таубе". Один из самолетов Этриха "Таубе" был в Петербурге в 1911 г. и летчик Лерхе принял участие в перелете на этом самолете по маршруту Петербург -- Москва. Впоследствии самолеты этой схемы получили распространение в Австрии и Германии -- например, "Гота-таубе", "Румплер-таубе" и др. Были и бипланные варианты схемы "Таубе". Об особенностях аэродинамических свойств схемы "Таубе", к сожалению, автору ничего неизвестно. Аэродинамика их была посредственной из-за наличия у них множества растяжек, открытого расположения двигателя, больших радиаторов охлаждения и других неукрытых деталей. Естественно, скорость их была невелика.
Схема "Таубе" применялась с 1910 по 1915 г., причем в начале первой мировой войны в австро-германской армии таких самолетов было много, и наименование "Таубе" стало нарицательным для самолетов противника России. Однако самолеты "Таубе" постигла та же судьба, что и монопланы "Ньюпор" и "Моран". Германия и Австрия перешли на фюзеляжные бипланы, типичными образцами которых были "Шнейдер", "Альбатрос" и "Даймлер", подобный тому, который был сбит П. Н. Нестеровым. Фюзеляжный биплан начал развиваться в России; Я. М. Гаккель применил эту схему еще в 1908-- 1909 гг., И. И. Сикорский разработал прекрасные образцы фюзеляжных бипланов в 1911-- 1912 г. и применил ее на самолетах "Гранд" и "Илья Муромец".
П. Н. Нестеров принял за основу своего самолета схему "Таубе" по ряду соображений. Во-первых, у этого самолета органы управления не поворачиваются на шарнирах, а выгибаются. Однако вместо раздельных рулей высоты и направления, он применил одну горизонтальную поверхность, которая при выгибании дает эффект не только руля высоты, но и руля направления. Для этой цели ось отгиба расположена косо (см. рис. 16, пунктирная линия). Форма крыльев самолета "Таубе" характерна не только оттянутыми назад концами, но и их выгибом вверх. Благодаря этому в полете концевые части крыла оставались ненагруженными или слабо нагруженными, сохраняя свою эффективность для поперечного управления и при больших углах атаки. Но было здесь и другое соображение.
П. Н. Нестеров хотел избавиться от вертикального оперения, которого не имеют птицы. Не нужно думать, что у самолетов вертикальное оперение было применено только ради выполнения поворотов без крена. Первыми практически применили выгибание крыльев для поперечного управления братья Райт. Применяя это управление, они обнаружили довольно неприятное явление -- при выгибании концов крыльев в разные стороны самолет вращался вокруг продольной оси в нужном направлении и одновременно стремился повернуться вокруг вертикальной оси в обратную сторону.
Так, если летчик накренял самолет вправо, в процессе этого движения самолет обнаруживал довольно сильное стремление повернуться влево, что было совсем нежелательно. Для устранения разворота летчик должен был всегда, одновременно с выгибанием крыльев, действовать и рулем направления, а последний должен был быть достаточно мощным, чтобы преодолевать разворачивающий момент. Это свойство заставило братьев Райт применить своеобразную систему управления. На их самолете было две ручки управления -правая и левая; ножные педали отсутствовали. Левая ручка управляла рулем высоты, а правая при движении в стороны -- выгибанием крыльев, а при движении вперед и назад -- рулем направления. Таким образом, одним косым движением правой ручки можно было одновременно создавать кренящий момент и бороться с заворачивающим моментом.
На самолете братьев Райт эффект заворачивания при накренении проявлялся, может быть, сильнее, чем у других самолетов того времени, из-за большого размаха крыльев, больших углов выгибания их концов и из-за условий полета при довольно больших углах атаки. Явление нежелательного заворачивания при вращении вокруг продольной оси обнаружилось и у других самолетов не только при выгибании концов крыльев, но и при действии элеронами. При обучении полетам у летчиков вырабатывался рефлекс одновременного отклонения ручки и ножных педалей в одну и ту же сторону (например, при отклонении ручки вправо нажимают и на правую педаль).
Объяснение причины возникновения заворачивающего момента казалось довольно простым: в той части крыла, где вследствие увеличения местного угла атаки или отклонения элерона происходит увеличение подъемной силы, одновременно увеличивается и лобовое сопротивление; у противоположного конца крыла вместе с уменьшением подъемной силы уменьшается и сопротивление. Отсюда вытекало соображение, что если исходные углы атаки на концах крыла будут уменьшены (а, еще лучше, близки к нулю), то эффект заворачивания будет ослаблен или даже уничтожен.
В двадцатые годы вопросу борьбы с заворачивающим моментом уделялось большое внимание. Кроме описанного уже уменьшения нагруженности концов крыльев, предлагались: дифференциальное отклонение элеронов, когда поднимающийся элерон отклонялся на больший угол, чем опускающийся; плавающие элероны, которые независимо от угла атаки крыла оставались на нулевом угле атаки; специальные формы профиля элеронов, при которых при поднятии элерона происходил местный срыв обтекания, благодаря чему возникало повышенное сопротивление. Все эти мероприятия не нашли широкого применения и, в сущности, были оставлены. Вопрос борьбы с заворачиванием решался использованием руля направления и повышением путевой устойчивости. Размеры вертикального оперения неуклонно росли из-за необходимости обеспечить путевую устойчивость, уравновешивание самолета при несимметричной тяге двигателей и вывод из штопора. К этому нужно прибавить, что крейсерские режимы полета стали соответствовать меньшим углам атаки крыла и поэтому эффект заворачивания не служил помехой при пилотировании.
Нужно напомнить, что поперечное управление самолетом может производиться не только элеронами и искривлением концов крыльев, но и путем использования эффекта скольжения, вызываемого отклонением руля направления. На большинстве самолетов полет можно производить, не пользуясь поперечным управлением, а используя эффект скольжения, хотя это и имеет известные неудобства. Строились даже самолеты, совсем лишенные поперечного управления. Подобный самолет конструкции А. Г. Фоккера был и во времена П. Н. Нестерова.
Объяснение причины возникновения заворачивающего момента различием в сопротивлениях было, в сущности, неправильным. Рассуждение о различии в сопротивлениях могло относиться к начальному моменту, когда после отклонения элеронов или искривления концов крыла самолет еще не приобрел скорости накренения, или угловой скорости относительно продольной оси самолета. Однако самолеты того времени очень быстро приходили во вращение с постоянной угловой скоростью и благодаря окружным местным скоростям в сечениях крыла подъемные силы крыльев выравнивались. Для определения заворачивающего момента нужно было исходить не из сил сопротивления, а из их составляющих, параллельных продольной оси самолета. В итоге, подъемные силы оказывались равными и различие в силах сопротивления было незначительным. Самое основное заключалось в том, что направления действия подъемных сил в районе концевых частей крыла были различными. У опускающегося конца крыла подъемная сила наклонялась вперед, у поднимающегося -- назад. Взяв составляющие этих сил по направлению продольной оси, мы и получим заворачивающий момент.
Таким образом, причиной возникновения заворачивающего момента являлось органическое свойство крыла, связанное с наличием подъемной силы и угловой скорости вращения вокруг продольной оси. Заворачивающий момент прямо пропорционален окружной скорости концов крыла при вращении и обратно пропорционален скорости полета. Из этого следует, что без отклонения руля направления нельзя выполнять правильное накренение.
Как же управляют креном птицы? Проще всего этот вопрос решается в том случае, если птица может махнуть крылом; тогда вместе с увеличением подъемной силы появится момент, действующий в сторону поворота, а не в обратную. Парящие птицы обычно совершают полет с распущенным хвостом, который создает известную подъемную силу. Они могут поворачивать хвост вокруг продольной оси, наклоняя тем самым подъемную силу хвоста и создавая эффект, аналогичный отклонению вертикального оперения. Однако при парящем полете чаек можно наблюдать, что хвостовое оперение у них полностью сложено и, следовательно, управление полетом происходит исключительно с помощью крыльев. Продольное управление может производиться очень незначительным перемещением крыльев относительно корпуса -- вперед и назад; поперечное управление -- выгибанием крыльев. Что касается путевого управления и преодоления заворачивающего момента при выгибании крыльев птицами, то этот вопрос в полной мере не выяснен. Разгадку можно искать в своеобразии выгибания крыльев.
Рассмотрим теперь, как работает оперение, предложенное П. Н. Нестеровым (рис. 16 и 19). Для простоты будем рассматривать вариант, который был реализован П. Н. Нестеровым на самолете "Ньюпор-4" в начале 1914 г. и который был им испытан в полете. Схема этого оперения схематически воспроизведена нами по фотографии и, конечно, неточна. Обе половины оперения поворачиваются (или, вернее, выгибаются) относительно оси, составляющей угол около 30о с поперечной осью. Тогда нагрузка, действующая на оперение при его отклонении, даст составляющие силы -- вертикальную и боковую. Если обе половины отклонены на равные углы, то боковые составляющие взаимно нейтрализуются; если они отклонены в противоположные стороны на равные углы, то направление действия результирующей боковой силы оперения будет зависеть от его угла атаки и эта сила будет равна нулю при нулевом угле атаки. Если некоторые птицы в планирующем и парящем полетах поворачивают хвост вокруг продольной оси туловища, то в схеме, предложенной П. Н. Нестеровым, мы получаем подобный же геометрический эффект при отклонении половин руля в разные стороны.
Рис 19. Схема оперения, установленного и испытанного П. Н. Нестеровым на самолете "Ньюпор-4" в 1913 г
Мы не знаем, какое впечатление сложилось у П. Н. Нестерова в результате полетов на самолете "Ньюпор-4" с предложенным им оперением и как он учел этот опыт при проектировании своего нового самолета. В литературе 1910-1913 гг. можно встретить большое количество статей по вопросам устойчивости и особенно относительно мероприятий по борьбе с авариями. Высказывалось много ошибочных и даже наивных соображений. Стремясь обеспечить устойчивость самолета, многие авторы изыскивали средства для удержания самолета в нормальном положении, базируясь на теории маятников или гироскопов. Надежды на теорию маятника были вообще ошибочны, и причина ошибки была разъяснена Н. Е. Жуковским. Однако и гироскоп сам по себе не мог обеспечить стабильность положения самолета в пространстве.
Самолетом можно управлять по воле пилота или по командам от гироскопического автопилота только при соблюдении основных условий динамики полета и, в первую очередь, при наличии достаточной кинетической энергии. Этого многие не учитывали. А между тем, еще в 1891 г. Н. Е. Жуковский в работе "О парении птиц" раскрыл основы динамики полета летательных аппаратов. Идеи, которые выдвигал П. Н. Нестеров, в то время не только не были "модными", но и противоречили широко распространенным взглядам. Можно сказать, что П. Н. Нестеров являлся ближайшим наследником идей Н. Е. Жуковского. То, что Н. Е. Жуковский обосновал теоретически, П. Н. Нестеров выполнил на практике, с полным пониманием основ динамики полета.
С того времени многое разъяснилось и переменилось. Забылись ошибочные толкования и ложные теории. Динамика полета в среде постоянной плотности получила развитие применительно к движению в значительной области высот, когда плотность воздуха меняется, а затем и применительно к условиям полета, когда направление действия силы тяжести быстро меняется, т. е. к выходу на круговые околоземные, а затем и на дальние космические орбиты. Вклад в теорию и практику полета, сделанный П. Н. Нестеровым, весьма ценен сам по себе. Его жизнь и деятельность будет служить нам примером того, как, сочетая знания, вдумчивость и отвагу, можно за очень короткий срок получить важнейшие результаты.
2. Первые тяжелые грузоподъемные самолеты
ИСТОРИЯ РАЗВИТИЯ. 1910-- 1921 гг.
Начало успешных полетов отдельных самолетов относится к 1907-- 1908 гг. Первые международные состязания самолетов и первые перелеты (в том числе, перелет через пролив Ламанш) были осуществлены в 1909 г., и авиация вступила в стадию широкого распространения. Это характеризовалось серийным производством наиболее удачных типов самолетов, появлением авиационных школ -- заводских, клубных и военных, широкой демонстрацией полетов во многих городах и дальнейшим развитием спортивных состязаний по установлению рекордных достижений и перелетов по различным маршрутам.
Первые самолеты, на которых обычно летали сами конструкторы, были одноместными. К 1910 г. стала выявляться потребность в двухместных самолетах для "катания" пассажиров, обучения летчиков и, конечно, для использования самолетов в качестве военных разведчиков. Переход на двухместные самолеты был произведен очень просто -- позади летчика устанавливали небольшой стульчик, на который и садился пассажир, примерно, как на мотоцикле. Естественно, что не все самолеты смогли возить повышенную нагрузку, но некоторые из них оказались достаточно грузоподъемными. Затем конструкторы стали изыскивать способы увеличения грузоподъемности самолетов путем применения более мощных двигателей и увеличения площади крыльев.
Изучая историю развития грузоподъемных самолетов, следует рассмотреть теоретические изыскания и практические мероприятия конструкторов. Отдавая должное теоретическим исследованиям, мы должны сказать, что в период 1910-1920 гг. они не были эффективны вследствие недостаточного развития теоретической аэродинамики и ограниченности проводимых экспериментов с моделями в аэродинамических трубах.
В периодической литературе того времени можно было встретить много статей, в которых обсуждались различные проблемы самолетостроения и особенно вопросы, связанные с увеличением скоростей и высот полета, а также грузоподъемности и устойчивости самолетов. Наиболее интересные в научном отношении работы печатались в журналах: русском -- "Воздухоплаватель", французском "L'Aerophille" и немецком -- "Z. F. М". Создание более грузоподъемных самолетов было связано с увеличением их размеров и повышением мощности двигателей. Проблемы масштаба сооружений и машин были уже изучены более глубоко применительно к мостам, архитектурным сооружениями и кораблям. Некоторые соображения, взятые из этих областей, были использованы при изучении проблемы создания грузоподъемных летательных аппаратов.
В журнале "Воздухоплаватель" за 1911 г. была помещена статья известного летчика и инженера Н. А. Яцука "О максимальной величине грузоподъемности аэроплана". В этой статье Н. А. Яцук ссылается на работу Д. И. Менделеева "О наивыгоднейших размерах и предельной величине летающих машин тяжелее воздуха", выполненную еще тогда, когда никакого опыта самолетостроения не было. Д. И. Менделеев рассматривал задачу об изменении характеристик летательных аппаратов определенной схемы при увеличении геометрических размеров аппарата в n раз.
Развивая мысли Д. И. Менделеева, Н. А. Яцук берет в качестве основного условия постоянство соотношения мощности двигателя и площади крыльев, что для подобных форм эквивалентно постоянству скорости полета. Тогда развиваемая подъемная сила будет пропорциональна площади, т. е. n2; вес двигателя, приходящийся на 1 л. с., принимался постоянным, и тогда вес двигателей Gдв тоже оказывался пропорциональным n2. Что же касается веса конструкции Gкон, то она принималась пропорциональной кубу масштаба, т. е. величине n3. Такое предположение справедливо при условии полного подобия конструкции и постоянства напряжений, вызываемых весом грузов, т. е. двигателей, топлива и полезной нагрузки. Поставив такое условие, Н. А. Яцук оговаривается, однако, что оно может оказаться неправильным.
Из поставленных условий вытекает такое выражение для величины полезной нагрузки:
Эта формула дает быстрый начальный рост Gпол по мере увеличения n, а затем, после достижения некоторого максимума, следует быстрое уменьшение Gпол в результате резкого увеличения веса конструкции. Изобразив эту зависимость графически (рис. 1), мы можем видеть, что изменение параметра С и показателя степени при весе конструкции m, будет вызывать очень значительное изменение как максимальной полезной нагрузки, так и соответствующего ей масштаба летательного аппарата. Понимая недостоверность знаний об истинных значениях величин С и m, авторы исследований, естественно, бывали осторожны в своих выводах.
На графике, приведенном на рис. 1, были приняты различные зависимости весов конструкции и двигателей от масштабного множителя n. В качестве исходных при n1 были приняты значения Gдв0/G 0,25 и Gкон0/G0,3; тогда Gпол0/G 0,45. На графике по оси ординат показано относительное изменение полезной нагрузки, т. е. величина Gпол/Gпол 0. Кривая 1 соответствует росту веса двигателя по n2 и веса конструкции по n3.
Рис. 1. Относительное изменение грузоподъемности самолета при изменении его размеров для разных законов зависимости веса конструкции от размеров самолета.
В этом случае максимальная полезная нагрузка будет при n1,67, а при n2,5 полезная нагрузка становится равной нулю вследствие резкого возрастания веса конструкции.
Кривая 2 относится к случаю, когда вес конструкции пропорционален n в степени 8/3, т. е. немного ниже кубичной. Как видно, полезная нагрузка самолета в этом случае значительно возросла и имеет максимум при n2,5.