Страница 4 из 27
Военная авиация начиналась с удельной нагрузки 30–40 кг на квадратный метр 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/час. Такая небольшая взлетная скорость делала возможным эксплуатацию самолетов с простейших грунтовых аэродромов, а требования к максимальной скорости полета были тогда очень скромными: 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 разнообразные «средства механизации крыла»: закрылки и предкрылки. (См. рис. 3)
Рис. 3
Эти устройства позволяли кратковременно (на момент взлета-посадки) увеличить кривизну профиля крыла, увеличить площадь крыла (выдвижные закрылки) и максимально допустимый по условиям срыва потока угол атаки (этот эффект обеспечивают предкрылки). (См. рис. 4)
Рис. 4
Все эти меры в совокупности позволили увеличить коэффициент подъемной силы до 2–2,5 единицы. Соответственно, даже при сохранении взлетной скорости не более 100 км/час стал возможным рост удельной нагрузки на крыло с 30–40 до 120–130 кг/кв.м. Затем 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. Дальние бомбардировщики могли 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 безопасной посадочной скорости до 130–150 км/час. 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 бомбардировщики (советский «Ту-2» и американский В-26) с удельной нагрузкой 230–250 кг/кв. м и максимальной скоростью полета, соответственно, 547 и 510 км/час.
Законы аэродинамики не знают таких слов, как «истребитель», «бомбардировщик», «штурмовик»… Самолет с «большим крылом» (малой удельной нагрузкой) обладает большим сопротивлением. Вот почему истребители (не «безнадежно устаревшие советские», а все истребители того периода) с удельной нагрузкой в 100–140 кг/кв. м потеряли способность догнать бомбардировщик. Правда, за счет значительно большей, нежели у бомбардировщика, тяговооружённости (сила тяги винтомоторной установки, поделенная на вес) лучшие истребители 30-х годов (советский «И-16», американский «Р-36», французский «МС-406», немецкий «Вf-109D») преодолевали аэродинамическое сопротивление «большого крыла» и разгонялись до скорости 460–500 км/час, в то время как максимальная скорость немецкого «Юнкерса» 88 A-1 не превышала отметку в 460 км/час. Но — небольшое (на 30–40 км/час) превосходство в скорости далеко не всегда позволяет догнать бомбардировщик противника (простейший расчет, который читатель может произвести 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 простой вопрос, но для ответа на него нам придется разобраться в том, как самолеты поворачиваются в воздухе.
ТЯГОВООРУЖЁННОСТЬ 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 наиважнейшая (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) является 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. и лететь быстро, и 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 десять раз больше веса самолета! А для того, чтобы подъемная сила «затащила» самолет в разворот, надо всего лишь накренить самолет в сторону предполагаемого разворота. (См. рис. 5)
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 крутым, т. е. происходил с малым радиусом и за минимальное время, подъемная сила, которую может развить крыло, должна быть как можно больше, и вот для этого-то удельная нагрузка на крыло истребителя должна быть как можно меньше (т. е. для хорошей маневренности нужно «большое крыло»).
Рис. 5
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)
Рис. 6
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. Вот почему для высокой маневренности нужно не только большое крыло, но и большая тяго(энерго)вооруженность.
В цифрах это выглядит так. На предельно больших углах атаки сила аэродинамического сопротивления достигает примерно одной четвертой подъемной силы. Соответственно, если при том крыло может развить 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 (тяговооружённость 1,5 единицы). Такая тяговооружённость при использовании поршневых двигателей внутреннего сгорания была абсолютно недостижима, поэтому ограничение маневренных возможностей самолета тягой двигателя (точнее говоря — тягой винтомоторной установки) было наиболее характерным для истребителей 30-х — 40-х годов.