09 Dec 2016 Fri 02:57 - Москва Торонто - 08 Dec 2016 Thu 19:57   

Peace_Sleep_01.gif

Наука гласит, что самолет летает потому, что на нижней поверхности крыла создается зона повышенного давления, благодаря чему на крыле возникает аэродинамическая сила, направленная вверх перпендикулярно крылу. Для удобства понимания процесса полета эту силу раскладывают по правилам векторной алгебры на две составляющие: силу аэродинамического сопротивления X (она направлена вдоль воздушного потока) и подъемную силу Y (перпендикулярную вектору скорости воздуха) (см. рис. 2).

Peace_Sleep_02.jpg

Первый вывод, который следует запомнить: за все хорошее приходится платить, и в этом смысле законы аэродинамики ничем не отличаются от законов жизни. За подъемную силу приходится «платить сопротивлением. Причем за большую подъемную силу приходится платить особенно большим сопротивлением. Так, если при полете на «спокойном крейсерском режиме сопротивление составляет примерно одну десятую от подъемной силы, то при полете на больших углах атаки (на которых и создается максимально возможная подъемная сила) сопротивление может вырасти до одной четвертой подъемной силы.

Интуитивно понятно, что аэродинамические силы зависят от площади крыла, угла атаки, плотности воздуха и скорости воздуха (для современного самолета, скорость которого значительно больше скорости ветра, за скорость потока можно принять скорость движения самолета относительно воздуха, каковая в случае горизонтального полета совпадает со скоростью полета относительно земли, т.е. с «нормальной» скоростью).

Наука утверждает, что эти зависимости (как и все фундаментальные законы природы) выражаются предельно простой формулой:

Зависимость подъемной силы от площади крыла (S) и плотности воздуха (р) прямо пропорциональная. То есть сделали крыло в два раза больше — получайте в два раза большую подъемную силу поднялись на большую высоту, где плотность воздуха в два раза меньше, чем у земли, — все аэродинамические силы уменьшились вдвое и т.п. Влияние формы профиля крыла и текущего значения угла атаки выражается в безразмерном коэффициенте Су.

Зависимость аэродинамических сил от скорости потока — квадратичная. Скорость выросла в два раза — сопротивление выросло в четыре раза, скорость увеличилась в три раза — сопротивление уже в девять раз больше и т.д. Это, наверное, самое главное из того, что «должен знать каждый». По крайней мере каждый, кто хочет при случае поговорить о проблемах военной авиации.

Квадратичный характер зависимости подъемной силы от скорости объясняет многое из того, что мы знаем и видим. Вот, например, летит по экрану вашего телевизора американская «крылатая ракета». Из сигарообразного фюзеляжа торчат в стороны два крохотных узеньких крылышка. И ничего, «ракета» (точнее говоря — беспилотный самолет) летит сотни километров и не падает. Почему? Большая скорость (порядка 250 метров в секунду), возведенная «в квадрат», позволяет создать достаточную подъемную силу даже на таком маленьком крыле. «Крылатая ракета» является примером предельно «однорежимного» самолета. Все скорости: стартовая, крейсерская, максимальная, «посадочная» для нее равны. А как же спроектировать нормальный самолет, которому надо взлетать с земли и у которого максимальная скорость значительно больше взлетной? Например — типичный современный истребитель взлетает на скорости 250 км/ч и разгоняется в воздухе до скорости 2500 км/ч. Десять «в квадрате» равняется ста. Этот бесспорный факт приводит нас к мысли о том, что необходимое для полета на максимальной скорости крыло могло бы быть в сто раз меньше по площади, чем «взлетное» крыло. Или, другими словами, крыло при полете на максимальной скорости превращается в лишнюю обузу, которая мало того, что имеет вес, но еще и создает огромное сопротивление.

Надеюсь, читатель уже требует объяснений. В самом деле — что такое «большое крыло»? Большое — это сколько? Например, крыло площадью 18,3 кв. м — это «большое» или «маленькое» крыло? Давайте посчитаем. Крыло именно такой площади имели три истребителя, стоявшие на вооружении германской авиации: «Фоккер» D-1 (Первая мировая война), «Фокке-Вульф» 90D (Вторая мировая война), «Стар-файтер» F-104 G («холодная война» 60-х годов). Максимальный взлетный вес этих самолетов составлял, соответственно, 586, 4840 и 13 170 кг. Соответственно у «фоккера» на каждом метре крыла «висело» 32 кг веса самолета, у «Фокке-Вульфа» — 264 кг, а у «Старфайтера» — 720 кг. Этот параметр — «удельная нагрузка на крыло» — и является количественной мерой понятия «большое или маленькое» крыло.

А теперь самый интересный вопрос: почему бы нам не сделать самолет с маленьким крылом (с большой удельной нагрузкой) да и взлетать со скоростью если и не равной, то хотя бы близкой к максимальной? Ведь мощный турбореактивный двигатель на самолете уже стоит, и разогнать самолет до большой скорости он в принципе может. Но так самолеты не летают. Во-вторых, потому, что для разгона до скорости «всего» в 1000 км/ч потребуется бетонная взлетная полоса длиной в несколько десятков километров. Самое же главное заключается в том, что самолету с людьми надо не только взлететь в воздух, но еще и сесть на землю. И мощнейший двигатель, и огромную полосу сделать можно. Дорого, но можно. А вот «встретиться» с жесткой землей на скорости 1000 км/ч и при этом не разбиться вдребезги — нельзя. Ни у кого не получится. Лучше и не пробовать. Практика показала, что посадочная скорость 270—300 км/ч (как у нашего перехватчика Су-15 или американского «Старфайтера» F-104) является пределом возможного даже для летчика с многолетней подготовкой, сажающего самолет на идеально гладкую «бетонку». А вот тому что называется «крылатая ракета», ни взлетать, ни садиться не надо: запускают ее с самолета-носителя, который уже летит на огромной скорости, и чем сильнее она врежется во вражеский объект — тем хуже для него...

Все, что мы уже изучили, мы учили не зря: Теперь можно начать разбираться в том, почему «безнадежно устаревшие» советские истребители «не могли догнать» немецкий бомбардировщик

Парадоксально, но факт — тонкое с виду крыло является главным источником аэродинамического сопротивления. Соответственно, увеличение удельной нагрузки (т. е. уменьшение площади крыла) является одним из самых эффективных способов достижения большой скорости полета. Для иллюстрации этого вывода стоит привести один хрестоматийно известный пример. Гоночный самолет «Супермарин» S-6B, установивший в 1931 году мировой рекорд скорости, был... поплавковым гидросамолетом! Аэродинамическое сопротивление двух огромных (длиной с фюзеляж) поплавков с подкосами и расчалками не помешало разогнать самолет до скорости 655 км/ч, что вдвое превышало скорость серийных истребителей того времени. У этого чуда техники было два объяснения: феноменальный мотор «Роллс-Ройс» и очень высокая для той эпохи удельная нагрузка на крыло — 178 кг/кв.м. А для того, чтобы самолет с таким «маленьким» крылом мог взлететь и успешно приземлиться, конструктор Реджинальд Митчелл (будущий создатель легендарного «Спитфайра») выбрал схему гидросамолета, который и садится на «мягкую» воду, и разгоняется на «взлетной полосе» практически неограниченной длины...

Военная авиация начиналась с удельной нагрузки 30— 40 кг/кв.м и крыла, форма профиля которого обеспечивала коэффициент подъемной силы 0,7—1,0. При таких параметрах для отрыва от земли требовалась скорость порядка 80— 100 км/ч. Такая небольшая взлетная скорость делала возможным эксплуатацию самолетов с простейших фунтовых аэродромов, а требования к максимальной скорости полета были тогда минимальными: летает быстрее паровоза, и ладно. Затем, на рубеже 20—30-х годов, появились технические и тактические предпосылки к значительному увеличению удельной нагрузки. Технические состояли главным образом в том, что были разработаны, испытаны и внедрены в практику (причем раньше всего в пассажирской авиации!) разнообразные «средства механизации крыла»: закрылки (простые, щелевые, выдвижные) и предкрылки, (см. рис. 3).

Peace_Sleep_03.gif

Эти устройства позволяли кратковременно (на момент взлета-посадки) увеличить кривизну профиля крыла, увеличить площадь крыла (выдвижные закрылки) и максимальной допустимый по условиям срыва потока угол атаки (предкрылки) (см. рис. 4).

Peace_Sleep_04.gif

Все эти меры в совокупности позволили увеличить коэффициент подъемной силы до 2—2,5 единиц. Соответственно, при сохранении взлетной скорости не более 100 км/ч стал возможным рост удельной нагрузки на крыло с 30—40 до 120—130 кг/кв.м. В это же время к техническим усовершенствованиям добавилось изменение взглядов военного руководства на тактику применения боевой авиации. Для бомбардировщиков с радиусом действия в 500—1500 км перестало быть необходимым базирование на грунтовых аэродромах в непосредственной близости от линии фронта. Предполагалось, что бомбардировщики будут вылетать на задание с небольшого числа крупных аэродромов, расположенных в глубоком оперативном тылу и оборудованных бетонными взлетно-посадочными полосами большой (1—2 км) длины. Бетонная полоса сделала возможным увеличение посадочной скорости до 130—150 км/ч. С учетом квадратичной зависимости подъемной силы от скорости полета такой рост допустимой посадочной скорости теоретически позволял увеличить удельную нагрузку до 200—250 кг/кв.м.

Практически так «далеко» дело зашло не сразу, но уже во второй половине 30-х годов в серийное производство были запущены бомбардировщики с удельной нагрузкой 140— 160 кг/кв.м (немецкий «Дорнье-17», советский ДБ-3, английский «Бленхейм», итальянский «Савойя-Маркетти-79»).

И это, как показала практика, было только началом процесса неуклонного роста удельной нагрузки. Немецкий «Юнкерс-88» и советский Пе-2 уже в первых своих модификациях имели удельную нагрузку 190 кг/кв.м, а закончили мировую войну советский бомбардировщик Ту-2 и американский В-26 с удельной нагрузкой 233 и 253 кг/кв.м и максимальной скоростью Полета соответственно 547 и 510 км/ч.

Совершенно естественно, что истребители (не «устаревшие советские», а все истребители того периода) с удельной нагрузкой в 100—140 кг/кв.м потеряли способность догнать новый бомбардировщик. Это не значит, что истребители летали медленнее. За счет значительно большей, нежели у бомбардировщика, энерговооруженности лучшие истребители 30-х годов (советский И-16, американский Р-36, французский МС-406, немецкий «Мессершмитт» Bf-109D) имели максимальную скорость 460—500 км/ч, в то время как максимальная скорость немецкого «Юнкерса-88» А-1 не превышала отметку в 460 км/ч. Но небольшого превышения в скорости (30—40 км/ч) совершенно недостаточно тактически (простейший расчет, который читатель может проверить самостоятельно, показывает, что при обнаружении вражеского бомбардировщика на дальности в 5 км «время догона» составит в этом случае 9 минут, а «дистанция догона» — 70 км).

Все это просто и понятно. Странно на первый взгляд другое — что же мешало конструкторам истребителей увеличить удельную нагрузку в той же мере, в какой это было сделано на бомбардировщиках? Это очень простой вопрос, но для ответа на него нам придется разобраться в том, как самолеты поворачиваются в воздухе.


2.2. Тяговооруженность и маневренность


Широко распространенное заблуждение состоит в том, что самолет поворачивается в воздухе при помощи хвоста, точнее — при помощи руля направления, расположенного на вертикальном оперении. Хвост для самолета есть вещь наипервейшая (обеспечивает устойчивость вообще и поддержание необходимого угла атаки в частности), но развороту в горизонтальной плоскости он мало чем помогает. Самолет летает благодаря крылу и разворачивается при помощи все того же крыла.

Прежде всего, мы должны вспомнить два параграфа из школьного курса физики: движение по окружности (даже если оно происходит с постоянной линейной скоростью) яв- -ляется движением с ускорением (центростремительным), а любое движение с ускорением возможно только под воздействием силы. Ускорение прямо пропорционально силе (сие есть второй закон Ньютона) — следовательно, если мы желаем двигаться с большим центростремительным ускорением (т. е. лететь быстро и при этом разворачиваться круто), необходимо приложить большую силу. Где же ее взять? Тяга двигателя? Нет, это не самая большая сила, имеющаяся в нашем распоряжении на борту самолета. Даже у современных истребителей тяга двигателя составляет порядка 70—80% от взлетного веса самолета. Самой большой силой является подъемная сила крыла, которая может быть и в пять, и в десять раз больше веса самолета. А для того чтобы подъемная сила «затащила» самолет в разворот, надо накренить самолет в сторону предполагаемого разворота (см. рис. 4).

Таким образом, разворот начинается с крена, причем весьма глубокого, после чего горизонтальная проекция подъемной силы (на рис. 5 она обозначена буквой N) начинает искривлять траекторию полета, и самолет начинает выполнять разворот (вираж). Для того чтобы разворот был энергичным (крутым), т. е. происходил с малым радиусом и за минимальное время, подъемная сила, которую может развить крыло, должна быть как можно больше, но для этого удельная нагрузка должна быть как можно меньше (для виража нужно «большое крыло»).

Peace_Sleep_05.gif

Чем измеряется и чем определяется эта «максимально возможная величина»? Так как все в авиации связано с весом, то и в этом случае используется параметр, показывающий, во сколько раз подъемная сила превышает вес (силу тяжести) самолета. Этот безразмерный коэффициент называется «перегрузка». Название не случайно. Для длинной и тонкой пластины, которой с точки зрения теории прочности является крыло самолета, резкое увеличение (по сравнению с состоянием прямолинейного горизонтального полета) подъемной силы действительно является «перегрузкой», способной отломать крыло от фюзеляжа. Это ограничение — прочность конструкции крыла — является одной из четырех основных причин, определяющих максимально возможную перегрузку (в авиации ее принято называть «располагаемой перегрузкой»). Тремя другими являются тяга, срыв и человек. Разберем их каждую по отдельности.

Рост подъемной силы немедленно вызывает увеличение аэродинамического сопротивления.

Причем (как мы уже отмечали выше) прирост сопротивления будет особенно большим тогда, когда для получения большой подъемной силы мы выходим на режим полета с максимальными углами атаки (см. рис. 6).

Peace_Sleep_06.gif

Чтобы избежать или хотя бы ослабить этот эффект, нужно еще на этапе проектирования дать самолету «большое» крыло (малую удельную нагрузку). И в любом случае, для того чтобы преодолеть возросшее сопротивление, потребуется перевести двигатель на режим максимальной тяги (максимальной мощности). В конце концов может наступить такой момент, при котором крыло еще способно увеличивать подъемную силу, но тяги двигателя уже не хватает для преодоления все возрастающего сопротивления.

В цифрах это выглядит так. На предельно больших углах атаки сила аэродинамического сопротивления достигает порядка 1/4 подъемной силы, и если при этом крыло может развить, например, подъемную силу, в шесть раз превышающую вес самолета (перегрузка 6 единиц), то для преодоления возросшего сопротивления потребуется двигатель с тягой, в полтора раза (!) превышающей вес самолета (тяговооруженность 1,5 единицы). Такая тяговооруженность при использовании поршневых двигателей внутреннего сгорания была абсолютно недостижима, поэтому ограничение располагаемой перегрузки тягой двигателя (точнее говоря — тягой винтомоторной установки) было наиболее характерным для истребителей 30—40-х годов. Типовым значением располагаемой перегрузки было в то время 2—3 единицы. В более понятных категориях перегрузке в 2,9 единицы соответствует выполнение виража радиусом 300 м за 21 секунду при постоянной скорости полета 90 м/сек (324 км/ч). Эти цифры выбраны не случайно, они фактически точно соответствуют параметрам самых массовых истребителей Второй мировой (Як-9, Ла-5, Me-109G).

Новая эра, открывшаяся с появлением турбореактивного двигателя с форсажной камерой, сделала более актуальным ограничение располагаемой перегрузки параметрами аэродинамики крыла. Огромный «избыток» тяги реактивного двигателя позволяет преодолевать растущее аэродинамическое сопротивление, но и возможности роста подъемной силы не безграничны. При углах атаки более 15—20° прирост подъемной силы сначала замедляется, а затем происходит самое страшное из того, что заложено природой в аэродинамику самолета,— срыв. Воздушный поток отрывается от верхней поверхности крыла, и подъемная сила скачкообразно падает до нуля. Срыв потока по самой сути своей есть процесс неуправляемый и стихийный, он никогда не произойдет одновременно и равномерно на левом и правом крыле. Поэтому срыв приводит не просто к «просадке» самолета, а к беспорядочному крену и вращению. В самом худшем случае беспорядочное вращение превращается в весьма «устойчивый» штопор, выйти из которого не удается вплоть до встречи с землей...

Всевозможные и труднообъяснимые даже для профессионалов аэродинамические ухищрения позволяют в ряде случаев оттянуть наступление срыва до очень больших углов атаки (20-30°).

В сочетании с огромной тяговооруженностью современных истребителей это позволяет довести располагаемую перегрузку до 9 и более единиц. В результате современный российский истребитель МиГ-29, несмотря на очень высокую (по меркам 40-х годов) удельную нагрузку на крыло (443 кг/кв.м) выполняет установившийся вираж за 15,3 секунды — быстрее, чем любой истребитель Второй мировой войны (за исключением нашего И-16). Такая вот получилась «перекличка, поколений»...

Проблема, однако, в том, что летать с такими перегрузками может далеко не каждый летчик. Перегрузка ведь не только отламывает крылья, но и приводит к отливу крови из головы в ноги (связанные с этим ощущения на авиационном сленге называются «очи черные»). Кратковременная потеря сознания возникает уже при перегрузке в 4—5 единиц. Специальные противоперегрузочные костюмы, наклоненное до положения «полулежа» кресло, специальные тренировки позволяют летчику управлять самолетом даже при перегрузке в 7—8 единиц. Дальнейшее продвижение по пути все больших и больших располагаемых перегрузок возможно только на беспилотных аппаратах, примером чего могут служить некоторые типы ракет класса «воздух—воздух», способные кратковременно маневрировать с чудовищной перегрузкой в 35 единиц!

Подведем некоторые итоги. Мы уже знаем, с чего надо начинать «осмотр» таблички с тактико-техническими характеристиками самолета. Удельная нагрузка и тяговооруженность —вот два главных параметра, определяющих облик самолета и свидетельствующих о замысле и квалификации его (самолета) создателей. К слову говоря, много ли вы, уважаемый читатель, видели табличек, в которых эти параметры указаны? Наиболее сложным и противоречивым является выбор удельной нагрузки. Хотим летать быстро — нужно уменьшать площадь крыла (увеличивать удельную нагрузку), хотим крутить виражи «вокруг телеграфного столба» — нужно большое крыло, развивающее большую подъемную силу, т. е. минимальная удельная нагрузка. Для самолета-истребителя задача становится почти неразрешимой: истребителю нужна и большая скорость и большая маневренность. Несколько смягчить это противоречие возможно только за счет увеличения тяго- (энерго-) вооруженности. Причем большая тяга двигателя позволяет не только преодолеть резко возрастающее на вираже аэродинамическое сопротивление крыла, но и обеспечить высокие разгонные характеристики, большую вертикальную скорость, которые также являются неотъемлемой составляющей многогранного понятия «маневренность». Но тут возникает следующая проблема.


2.3. Пламенный мотор


Большая тяговооруженность — это большой и тяжелый двигатель, большой и тяжелый винт, прочные и тяжелые узлы крепления, радиаторы большей площади (а это дополнительный рост сопротивления). В предельном случае самолет превращается в «мотор с крыльями», где нет места для экипажа и полезной нагрузки. Строго говоря, нечто подобное и произошло с истребителями начала Второй мировой войны. Стремление к невозможному, т. е. желание сохранить высокую горизонтальную маневренность (на уровне лучших бипланов середины 30-х годов) и при этом добиться скорости, значительно превосходящей скорость новейших бомбардировщиков, привело к тому, что относительный вес винтомоторной группы дошел до половины от веса пустого самолета, а относительный вес вооружения — т. е. того главного, ради применения которого истребитель и взлетает в небо, — составлял, как правило, не более 2—3% от взлетного веса!

Для создания качественно нового истребителя с большей скоростью и достаточной маневренностью нужен был не просто двигатель с большей мощностью (тягой), а качественно новый двигатель со значительно большей удельной мощностью (мощность, деленная на вес двигателя). Или, другими словами, нужен был двигатель, который при прежнем весе развивал бы большую мощность. Радикально решить эту задачу удалось только в эпоху реактивной авиации.

Ситуация же в конце 30-х годов сложилась такой, что конструкция поршневого авиамотора была уже доведена до предела возможного совершенства, т. е. удельная мощность моторов истребителей нового «скоростного» поколения достигла примерно одинакового для всех максимума. Оставался на тот момент один, последний, неиспользованный резерв — выхлопная труба.

В выхлопную трубу вылетает до 40% энергии сгорающего в двигателе топлива. Если использовать эту энергию, заста-. вив раскаленные выхлопные газы вращать турбину, а на ось этой турбины поставить компрессор, нагнетающий избыточный воздух в цилиндры мотора, то все параметры двигателя заметно улучшаются. Решить эту задачу практически — не в штучных экспериментальных образцах, а в серийном производстве — не удалось никому, кроме американцев. То есть высотные центробежные нагнетатели стояли на всех без исключения авиамоторах рассматриваемого периода, но для вращения компрессора приходилось отбирать мощность с вала двигателя. Другими словами: увеличение высотности покупалось за счет снижения полезной мощности на винте, в полном соответствии с принципом «вытянул хвост — голова увязла». Американский Госдепартамент по достоинству оценил уникальное достижение своих инженеров и запретил продавать самолеты с турбокомпрессорной установкой даже ближайшим союзникам!

Еще одной проблемой, связанной с двигательной установкой боевого самолета, был выбор между использованием моторов «жидкостного» или «воздушного» охлаждения. Кавычки стоят совсем не случайно. Любой авиамотор, в том числе и так называемый двигатель «жидкостного охлаждения», охлаждается воздухом. Больше просто некуда сбросить образующееся при работе мотора тепло, кроме как в окружающую атмосферу. Вот только сброс этот организован по-разному. В двигателе «воздушного охлаждения» тепло непосредственно уносится набегающим потоком воздуха с ребристой поверхности головок цилиндров, при этом для большей эффективности обдува цилиндры располагаются поперек потока, а сам мотор собран в виде многолучевой «звезды». В двигателе так называемого «жидкостного охлаждения» цилиндры расположены в ряд, один за другим вдоль потока, тепло первоначально «снимается» омывающей блок цилиндров охлаждающей жидкостью, которая затем прокачивается насосом через обдуваемый потоком воздуха радиатор.

Авиация начиналась с использования моторов «воздушного охлаждения» — простых, легких и надежных (нет радиатора, нет трубопроводов, нет насоса прокачки жидкости, который может сломаться или протечь). Затем, в погоне за все большей и большей скоростью, конструкторы всего мира обратились к двигателю «жидкостного охлаждения». В самом деле, вытянутый в длину рядный двигатель входит в воздух «как нож в масло», в то время как радиальная «звезда» воздушного охлаждения превращает фюзеляж самолета в тупоносое бревно. Казалось бы, преимущества мотора «жидкостного охлаждения» в улучшении обтекаемости, снижении аэродинамического сопротивления очевидны и бесспорны — девять цилиндров радиальной «звезды» имеют гораздо большую площадь поперечника, нежели те же девять цилиндров, но выстроенные в ряд вдоль потока. Увлечение двигателем «жидкостного охлаждения» стало повальным, а характерный «остроносый» фюзеляж — обязательной приметой скоростного истребителя нового поколения.

Скоро, однако же, конструкторам пришлось убедиться в том, что в погоне за модой они многое упустили из виду. Во-первых, 9 цилиндров, а в большинстве моторов — 12, в один ряд не выстроишь. Мощные двигатели «жидкостного охлаждения» стали двухрядными, с расположением двух блоков цилиндров в виде латинской буквы V. Кроме того, в поршневом двигателе есть немало других агрегатов, которые навешиваются на блок цилиндров и увеличивают площадь поперечного сечения. С другой стороны, разработчики двигателей «воздушного охлаждения» научились делать мотор в виде двух «звезд», расположенных соосно одна за другой, и при этом обеспечивать достаточный обдув головок второго ряда цилиндров. В результате цилиндров стало больше («двойные звезды» стали 14- или 18-цилиндровыми), сами цилиндры стали короче, а общий диаметр двигателя — меньше. Так, например, радиальный двигатель воздушного охлаждения АШ-82 при рабочем объеме 41,2 л имел диаметр 1,26 м, а рядный двигатель жидкостного охлаждения АМ-35 с объемом 46,6 л имел ширину 0,876 м и высоту 1,09 м. Чуда, как видим, не произошло, площадь поперечника радиального двигателя все равно оставалась несколько больше площади поперечного сечения V-образного двигателя «жидкостного охлаждения», но эта разница была отнюдь не девятикратной. Самое же главное заключалось в том, что почти вся экономия сопротивления терялась в радиаторе. Законы физики отменить не удалось, охлаждение двигателя «жидкостного охлаждения» все равно было по сути своей воздушным, поэтому площадь оребрения радиатора должна была быть ничуть не меньшей, чем совокупная площадь оребрения цилиндров радиальной «звезды».

Весьма весомым (6 т взлетного веса) подтверждением всему вышесказанному стал американский истребитель «Тандерболт» P-47D. Огромный тупорылый «кувшин» (так его называли летчики) с двухрядной «звездой» воздушного охлаждения имел коэффициент аэродинамического сопротивления меньший (!), чем у остроносого «Мессершмитта» и, развивая на большой высоте скорость 690 км/ч, «Тандерболт» стал одним из самых быстрых поршневых истребителей Второй мировой войны.

До самого конца войны «спор» между радиальными и рядными моторами так и не был разрешен. Англичане отвоевали с 39-го по 45-й г. исключительно на истребителях с моторами жидкостного охлаждения, японцы — воздушного. ВВС США, Германии и СССР закончили мировую войну, имея на вооружении пару истребителей (один с радиальным, другой — с рядным двигателем): «Тандерболт» и «Мустанг», «Фокке-Вульф» и «Мессершмитт», Ла и Як. Все американские бомбардировщики были оснащены только двигателями воздушного охлаждения, почти все немецкие и английские — жидкостного. Советская авиация в конце войны имела на вооружении два типа бомбардировщиков с моторами воздушного охлаждения (ДБ-Зф и Ту-2), но самым массовым был легкий бомбардировщик Пе-2 с двигателем жидкостного охлаждения...


2.4. Уравнение существования


«Самое главное глазами не увидишь». Эти известные слова знаменитого летчика Экзюпери очень точно отражают главные проблемы и возможности в проектировании самолета. Высокая тяговооруженность достигалась (или не достигалась) главным образом благодаря грамотному весовому проектированию. Так как вес планера составлял для самолета-истребителя порядка 35—40% сухого веса (вес самолета без топлива, экипажа, бомб), то даже относительно небольшое улучшение приводило к значительному снижению общего веса. Оптимальная конструктивно-силовая схема, тщательная проработка конструкции высоконагруженных узлов, качественные материалы — вот те, невидимые постороннему глазу решения, которые в конечном итоге и определяют летные характеристики самолета. Удивительно, но факт: скучный сопромат оказался практически важнее красот аэродинамики.

Приведем один показательный пример. На рубеже 30— 40-х годов разрабатывался и ставился на вооружение ВВС ведущих стран мира ряд истребителей с двигателями мощностью 1050—1100 л.с. При почти одинаковой мощности двигателя и максимальной скорости этих самолетов вес пустого (сухой вес) оказался очень даже разным:



Скорость, км/час Вес, кг
ЛаГГ-3 (СССР) 560 2680
«Томахоук» Р-40С (США) 545 2636
Як-1 (СССР) 569 2445
«Спитфайр» Mk-I (Англия) 582 2261
«Мессершмитт» Bf-109E3 560 2184
«Блох» MB-152 (Франция) 500 2097
И-180-3 (СССР) 575 1815

И это все, повторим еще раз, при практически одинаковой мощности моторов! Причем нельзя сказать, что малый вес конструкции лидеров был «куплен» ценой снижения мощности вооружения. По такому параметру, как «вес секундного залпа», поликарповский И-180 (два 12,7-мм пулемета УБС и два 7,62-мм пулемета ШКАС) был равен «Томахоуку» (1,86 кг/сек и 1,84 кг/сек) и превосходил «Спитфайр» (1,86 против 1,52 у английского «огневержца»). Что же касается тихоходного французского «Блоха», то на нем было установлено самое мощное и поэтому самое тяжелое среди всех вышеперечисленных истребителей вооружение (две 20-мм пушки «Испано-Сюиза» и два пулемета 7,7 мм, вес секундного залпа 3,2 кг/сек).

Приведенную выше таблицу не стоит рассматривать как «рейтинг квалификации конструкторов», хотя, конечно же, вес конструкции пресловутых «истребителей новых типов» (ЛаГГ-3 и Як-1) впечатляет. Самое главное глазами не увидишь. Избыточный вес конструкции ЛаГГа и Яка — это скорее всего результат прискорбной торопливости в стремлении выполнить «очередное задание Партии и Правительства», проявленное новорожденными конструкторскими коллективами. В то же время большой вес конструкции «То-махоука», вероятно, объяснялся не ошибками весового проектирования, а большими размерами и большими запасами прочности планера. Именно это позволило американцам в дальнейшем превратить «топор» в истребитель-бомбардировщик, который по весу бомбовой нагрузки (450 кг) и дальности полета (1127 км) почти не уступал нашему основному фронтовому бомбардировщику — двухмоторному трехместному Пе-2.

Очень тяжелый «Тандерболт» (вес пустого 4452 кг, нормальный взлетный вес 5961 кг) может послужить хорошей иллюстрацией сразу нескольких основополагающих правил самолетостроения. Два из них уже известны читателю: летные характеристики определяются не весом как таковым, а двумя относительными параметрами (удельной нагрузкой на крыло и тяговооруженностью). Высокая удельная нагрузка (214 кг/кв.м крыла) позволила самому тяжелому истребителю Второй мировой стать одновременно и рекордсменом скорости. Весьма «средняя» энерговооруженность (386 л.с./т при взлетном режиме) в сочетании с очень большой удельной нагрузкой привела к очень средним, точнее говоря плохим характеристикам горизонтальной маневренности (время виража 30 сек — в два раза хуже, чем у И-16).

Теперь сравним летные характеристики «Тандерболта» с параметрами самого легкого истребителя конца Второй мировой войны — советского Як-3 (вес пустого 2123 кг, максимальный взлетный — 2692 кг). Как видим, наш истребитель в два раза легче американского «кувшина». При этом он и в аэродинамическом смысле на 18% легче (удельная нагрузка 181 кг/кв.м против 214 у «Тандерболта»). Як на 24% «мощнее» (энерговооруженность 479 л.с./т против 386). В результате — значительно лучшие параметры горизонтальной и вертикальной маневренности. Даже по скорости у земли «Як» (несмотря на меньшую удельную нагрузку, т.е. «большое крыло») превосходил американца (567 км/час против 535), и лишь на высотах более 5—6 км «Тандерболт» становился быстрее.

Возникает резонный на первый взгляд вопрос — зачем? Зачем было тратить деньги и ресурсы на производство 6-тонного истребителя, если по летным характеристикам он ничем не лучше (а в чем-то и хуже) 3-тонного? Причем для обеспечения приемлемой (именно «приемлемой», а вовсе не рекордной!) энерговооруженности «Тандерболту» потребовался двигатель мощностью в 2300 л.с. Далеко не каждое морское судно водоизмещением в тысячи тонн имеет двигательную установку подобной мощности. Создание авиационного (т.е. легкого, компактного, высотного) двигателя единичной мощности более 2000 л.с. само по себе является сложнейшей инженерной задачей. Зачем были нужны эти титанические усилия и затраты?

В свое время вопросы эти в отечественной военно-исторической публицистике считались чисто риторическими, а Як-3 неизменно именовался «лучшим истребителем» Второй мировой войны. Но это ошибочное мнение. Самый легкий истребитель в принципе не может быть «самым лучшим». Это противоречит физическому закону, который в самолетостроении носит изящное название «уравнение существования». Смысл закона в том, что в самолете, которому надо летать по небу, невозможно изменить вес любой его составляющей (двигатель, топливо, шасси, крыло, вооружение) без того, чтобы для сохранения исходных летных характеристик не пришлось изменить вес всех остальных компонентов. Например, дополнительная пушка весом в 50 кг потребует (если мы хотим сохранить исходную тяговооруженность и все связанные с ней летные характеристики) небольшой «добавки» мощности двигателя. Но чуть более мощный двигатель будет и несколько тяжелее. Для него потребуются более тяжелый винт и лишние литры топлива, а все это потребует усиления шасси, а для сохранения исходной удельной нагрузки на крыло потребуется некоторое увеличение площади крыла, которое в результате станет еще тяжелее, и его площадь придется опять увеличить...

Эта «цепная реакция» в конце концов закончится. Чем? Появлением нового самолета, в котором относительные доли веса каждого агрегата в общем весе самолета останутся точно такими же, как и раньше, но весь самолет в целом станет тяжелее. Поясним это простым числовым примером. Предположим, что на «исходном самолете» было две пушки общим весом 100 кг и при этом вес пушек составлял 4% от общего веса (т.е. самолет весил 2,5 т). Добавка третьей пушки весом в 50 кг (при сохранении всех летных параметров исходного самолета) приведет к появлению нового самолета, в котором вес пушек по-прежнему будет составлять 4% от общего веса, но этот общий вес теперь уже будет равен 3,75 т.

Надеюсь, что все это не слишком сложно. Из «уравнения существования» следует множество интересных выводов. В частности, на каждом определенном этапе развития техники соотношение весов различных компонентов самолетов одинакового функционального назначения оказывается примерно одинаковым. Возьмем, например, такое сооружение, как бомбардировщик, способный переместить 1 т бомб на расстояние в 2—3 тыс. километров с крейсерской скоростью 340—360 км/ч. Этим требованиям в конце 30-х годов отвечали английский «Веллингтон», немецкие «Хейнкель-111» и «Юнкерс-88», советский ДБ-Зф, итальянский «Савойя-Маркетти-79». Внешне это очень разные самолеты, с разным числом и типом охлаждения двигателей, разными аэродинамическими и конструктивно-силовыми схемами, сделанные из различных материалов и по-разному вооруженные. Но доля пустого самолета в общем весе у всех у них почти одинаковая (соответственно 63,3%, 60,0%, 61,6%, 62,2%, 62,3 %). Доля веса топлива (при максимальной загрузке топливных баков) в нормальном взлетном весе также выражается весьма сходными цифрами: 21,2%, 27,6%, 27,6%, 32,5%, 22,8%. Из общего ряда, как видно, выпадают два самолета: «Веллингтон» (21,2%) и ДБ-Зф (32,5%). Но это как раз тот случай, когда «исключения подтверждают правило». «Веллингтон» летал медленнее всех (крейсерская скорость всего 290 км/час), потому и расходовал топливо экономичнее, ну а ДБ-Зф имел значительно большую максимальную дальность полета (3300 км).

Вернемся теперь к сравнению параметров истребителей. Доля веса конструкции в процентах от общего взлетного веса самолета на протяжении всей войны практически не изменилась и у трех десятков самых разных по характеристикам и внешнему виду истребителей укладывалась в диапазон 74—82%. Другими словами, на топливо и полезную нагрузку неизменно оставалось порядка 18—26% от общего взлетного веса (100% — 75% = 25%). Например, вес конструкции истребителя «Мессершмитт»-109Е-3 составлял 2016 кг (77,7%), полезная нагрузка (592 кг) состояла из топлива и масла (330 кг), вооружения с боеприпасами (172 кг), летчика с парашютом (90 кг).

Теперь вернемся к параметрам «Тандерболта» и Яка. Четвертая часть от 6 т взлетного веса американского истребителя составляет 1500 кг, а та же четверть от веса «самого легкого» истребителя Як-3 составит только 570 кг. Самой полезной нагрузкой является человек. Летчик, пилотирующий 6-тонный самолет, ничуть не толще и не тяжелее пилота, сидящего в кабине «Яка» или И-16. Вместе с парашютом он весит не более 100 кг. В результате на вооружение и топливо в «Тандерболте» остается 1400 кг, а в Як-3 — 470 кг, т. е. в ТРИ раза меньше. Вот поэтому на борту «Тандерболта» мы и обнаруживаем 6 или 8 крупнокалиберных пулеметов с огромным боекомплектом (в перегрузочном варианте — до 3400 патронов), в кабине летчика — полный комплект всевозможного оборудования: от писсуара до автопилота и средств радионавигации, за спиной пилота — мощное бронирование, под ногами — совершенно уникальная стальная «лыжа», сберегающая жизнь летчика при вынужденной посадке на фюзеляж. Для штурмовки наземных целей «Тандерболт» может поднять 900 кг бомб и 10 ракет калибра 127 мм (это боевая нагрузка двух наших штурмовиков Ил-2). Прочная конструкция позволяет в перегрузочном варианте взять в полет три подвесных бака общим объемом 2688 л, при этом продолжительность полета доходит до 10 часов (потому-то в кабине писсуар с автопилотом). Максимальная дальность полета в 3780 км позволяет сопровождать любой бомбардировщик, даже тот, который в Германии или СССР назывался бы «дальним». В то же время «самый легкий истребитель войны» Як-3 имел максимальную дальность полета всего 648 км, а на половине серийных истребителей даже не было приемо-передающей радиостанции (для экономии веса ставили только приемник) — и это весной 1944 года!

Таким образом, двигатель единичной мощностью в 2300 л.с. был сделан не зря. Он позволил создать одноместный одномоторный истребитель, который при приемлемых летных характеристиках имел взлетный вес 6 т. Большой взлетный вес (и естественно связанный с ним большой вес полезной нагрузки) позволил создать на базе этого самолета высокоэффективную многоцелевую систему вооружения, способную на огромных пространствах выполнять самые разнообразные боевые задачи. Этот пример (хотя он и сильно вывел нас за временные рамки истории начала Великой Отечественной войны) показывает общее направление развития боевого самолета 30—40-х годов:

— непрерывный рост взлетного веса;

— при медленном, но неуклонном росте удельной нагрузки на крыло;

— и при сохранении достигнутого раннее уровня энерго(тяго-) вооруженности.


2.5. Стальные руки-крылья


Страницы


[ 1 | 2 | 3 | 4 | 5 | 6 | 7 | 8 | 9 | 10 | 11 | 12 | 13 | 14 | 15 | 16 | 17 | 18 | 19 | 20 | 21 | 22 | 23 | 24 | 25 | 26 | 27 | 28 | 29 | 30 | 31 | 32 | 33 | 34 | 35 | 36 ]

предыдущая                     целиком                     следующая