Летающая «Эолова арфа» Ko Ro5. Германия
Данный материал, был переведен уважаемым коллегой NF и немного доработан мной.
29 января 1932 года проживающая в Мюнхене вдова Теодора Шнелль (Theodora Schnell) в качестве законного представителя своего малолетнего сына Роберта Шнелля регистрирует патент курьёзного самолёта. То, что было запатентовано под лаконичным заголовком «Самолёт», своим тщательно расчаленным крылом на первый взгляд напоминал собой возвращение к самым истокам воздухоплавания.
Как следует из заявки на патент, изобретатель предлагал снизить до минимума аэродинамическое сопротивление своего самолёта при помощи крыла с чрезвычайно большим удлинением (1/40 и более). Изобретателю было известно, что в то время изготовление подобных свободнонесущих крыльев было невозможно, и потому он предложил использовать на крыльях расчалки для получения необходимой жесткости. Он так же знал, что применение обычных для того времени расчалок в виде тросов с круглым или профильным сечением будет создавать значительное сопротивление и что планируемый выигрыш в плане создаваемого крылом аэродинамического сопротивления будет потерян из-за наличия этих расчалок, которые к тому же при определённых направлениях воздушных потоков имели некоторые колебания, из-за которых аэродинамическое сопротивление резко возрастало. Для этого необходимо было предложить нечто новое и этим новым стали расчалки из тросов с профилем в виде буквы S. Эти тросы по созревшему у Шнелля мнению должны были устранить как повышенное аэродинамическое сопротивление, так и нежелательные колебания расчалок.
Изобретатель хотел использовать принцип расчаленной несущей поверхности с невероятно низким относительным удлинением не только для крыльев, но и для погруженных в воду поверхностей гидросамолётов. О выдаче патента Роберту Шнеллю стало известно 5 марта 1936 года.
Рис. 1. Из патента Nr. 627 771: изображения 3-5 схематически показывают как Шнелль представлял крепление крыла самолёта, предназначенного для использования с сухопутных аэродромов (Fig. 3 и 4) и гидросамолёта (Fig. 5). Поперечные сечения предложенных им новых расчалок крыла изображены на Fig. 7 и 8)
Вряд ли кто-либо из сотрудников патентного ведомства мог предположить, но такой столь необычно выглядевший самолёт был построен на самом деле!
Рис. 2. Между видом спереди Ко Ro 5 и чертежами Мельхиора Бауэра (Melchior Bauer) его «Himmelswagen» (небесная карета/повозка) датированными 1763-ым (!) годом, которая должна была приводиться при помощи мускулов человека; на первый взгляд можно заметить только небольшие различия: тонкие крылья, большое количество расчалок поддерживающих эти крылья
31 марта1932 года, через два месяца после регистрации патента один из экспертов научно-исследовательского центра DVL выдал заказ на изготовление летающей модели фон Оберингу (von Obering). Шнелль ходатайствовал о постройке спроектированного самолета дальнего радиуса действия на машиностроительном заводе братьев Конрад в Розенхайме (Maschinenfabrik Gebr. Konrad in Rosenheim).
Рис. 3. Этот вид спереди Ko Ro 5, выполненный в виде схемы, своими «дикими зарослями» из растяжек не позволяет определить, что размах крыла «летающей «Эоловой арфы»» лишь не намного меньше, чем у известного всему миру Ju 52
Два заказа министерства транспорта, в чьём ведении в то время находились вопросы так или иначе связанные с авиацией, от 7 июня и от 26 ноября 1932 года позволили приступить к постройке этих экспериментальных самолётов. Сотрудники DVL решили в июле 1933 года осмотреть изготавливаемый самолёт и назначили дату осмотра на 29-е июля этого же года.
Рис. 4. Опытный образец самолёта Ko Ro 5 при испытаниях на выносливость при знакопеременных нагрузках. Ko Ro 5 закреплён за законцовки крыла мягкими резиновыми элементами. Основная нагрузка приходится на фюзеляж в районе основного шпангоута у кресла пилота.
Ko Ro 5, названный производителем пассажирским самолётом, при размахе крыла 27 метров имел соотношение длины крыльев к ширине составлявшее невероятно большую для того времени величину 1/48,5. Новый образец сначала было необходимо испытать на способность воспринимать различные нагрузки для того, чтобы по возможности снизить риск разрушения или падения самолёта во время выполнения реального полёта. Опытные полёты Ko Ro 5 сначала должны были, как обычно, выполняться в условиях безветренной погоды и должны были быть ограничены парением подобным тому, как это имеет место у планеров, поскольку в первую очередь необходимо было выявить обратное аэродинамическое качество (отношение лобового сопротивления летательного аппарата к подъемной силе).
Рис. 5. Готовый элемент системы управления по горизонтали (Leitwerksteile) (справа), готовый элерон (слева). Средняя часть крыла перед монтажем деревянной передней части
Этот невероятно лёгкий одноместный самолёт сначала был построен как планер. Он получил полозья вместо шасси и должен был взлетать с земли при помощи обычной катапульты. Получивший очень слабый вспомогательный двигатель, Ko Ro 5 должен был достигать скорости 50 км/ч! Установка двухтактного двигателя мощностью 5-7 л.с. должна была увеличить скорость до 90 км/ч. Силовая установка в обоих случаях должна была устанавливаться с аэродинамически совершенными обтекателями над несущей плоскостью между обеими основными стойками и должна была передавать мощность на толкающий винт, который первоначально не должен был иметь регулировку угла атаки (в более поздней период эта регулировка должна была выполняться на земле). На нижних оконечностях обеих основных растяжек в обтекателях было установлено неубирающееся шасси.
Рис. 6. Испытания на пробную нагрузку вертикального оперения Ko Ro 5. Горизонтальное оперение снято. Установленный на фюзеляже тензометр служит для измерения напряжений при кручении
Вследствие внезапно возникших при изготовлении проблем испытания неполностью собранной машины на прочность смогли быть проведены DVL только в январе-феврале 1934 года. Результаты испытаний были изложены в докладе представителей DVL дипломированных инженеров Михаэля (Michael) и Коха (Koch) от 24.03.1934 года.
Статические испытания показали, что в общем прочность крыла достаточна и только в некоторых местах необходимо было доработать отдельные элементы каркаса самолёта: наложить элементы жесткости или обратные расчалки (Gegenverspannung). Так в интересах увеличения слишком низкой скорости горизонтального полёта (примерно 50 км/ч) элероны самолёта должны были быть усилены и иметь весовую компенсацию, поскольку они были выполнены несколько не удачно, что приводило к небольшим колебаниям.
Рис. 7 и 8. Прототип самолёта Ko Ro 5 в процессе сборки корпуса. В данном случае вместо шасси на нём установлены полозья. Обратите внимание на монтаж силовой установки!
Во время испытаний крыла на изгиб при наибольшем сгибании крыла на 10 см конструкция последнего показала себя как очень надёжная и это свидетельствовало о том, что проблем с прочностью крыла при больших колебаниях его законцовок не следует опасаться (случай A (A-Fall)), хотя сами колебания законцовок крыла были очень значительными. Причиной этого был значительный прогиб балки крыла вследствие натяжения троса служившего в качестве торсиона. В интересах дальнейшего снижения аэродинамического сопротивления обратные расчалки (в противовес этому) натяжению не были установлены. Таким образом, крыло было очень чувствительно к изгибу в направлении полёта (напряжения сжатия фронтальной поверхности).
Рис. 9. Прототип самолёта Ko Ro 5 и катапульта для него
С оглядкой на полёты с двигателями возникла необходимость укрепить элементы внешних секций крыла и снизить давление по диагонали на среднем участке крыла. Особенно важным было обеспечить разгрузку крыла установкой обратных расчалок, которые бы компенсировали натяжение.
При испытаниях работы вертикального оперения было обнаружена приятная неожиданность: была выявлена неожиданно большая жесткость крепления фюзеляжа к крылу. Т.е. с небольшим количеством стоек и, в основном, с расчалками крепление фюзеляжа к несущей плоскости оказалось более жестким и лучшим, чем ожидалось.
Рис. 10 и 11. Ko Ro 5 во время испытаний при стартах с катапульты (падающий груз на верхнем фото слева). Хорошо заметны своеобразные элероны самолёта
Проверяющие по результатам замеров пришли к заключению, что в основном для подобных самолётов, предназначенных для выполнения полётов на большие расстояния, нет каких-либо проблем в отношении прочности, но необходимо принять меры для значительного увеличения скорости полёта.
Последующие полёты протекали не без инцидентов, но и они подтвердили, что метод Шнелля вполне пригоден для использования. Несмотря на поломку одной из основных распорок при неудачном старте с катапульты прочих серьёзных поломок каркаса не было.
Рис. 12. Прототип самолёта Ko Ro 5 с поломанной стойкой после неудачного старта с катапульты. Хорошо заметен след от полозьев на траве
В Розенхайме тогда рассматривались различные варианты применении такой концепции, даже рассматривались варианты от маленьких самолётов, приводимых в действие при помощи мускулов человека, вплоть до вариантов больших пассажирских и военных самолётов.
Рис. 13. Ko Ro 5 в своём окончательном виде с двигателем, аккуратно закрытым обтекателем, воздушным винтом и обтекателями колёс шасси (предположительно 1934 год)
Господин Kонрад проектировал, на пример, самолеты, которые приводились бы в действие при помощи мускулов человека, и хотел свои идеи опробовать на Ko Ro 5. Устройство для передачи усилия от мускулов человека на пропеллер было изготовлено, и затем были проведены испытания с велосипедом. В ходе этих испытаний было установлено, что тренированный спортсмен-велосипедист, вращая педали, может развивать мощность примерно в 1 л.с. в течение 1-2 минут (вероятно, несколько оптимистичные данные; в издании «Flugsport» приводилось значение 30 секунд).
Рис. 14 и 15. Проект дальнего бомбардировщика Ko Ro Е 8, построенного с использованием идей Шнелля на машиностроительном заводе братьев Конрад в Розенхайме. Сверху в качестве гидросамолёта с подводными крыльями на месте поплавков. Внизу в виде самолёта наземного базирования с обтекателями колёс
Ko Ro 8 проектировался в различных вариантах. В принципе по своему исполнению этот двухмоторный вариант самолёта был аналогичен опытному Ko Ro 5. В гражданском варианте самолёта для совершения дальних перелётов («Weitstreckenflugzeug Е8») данный самолёт имел Т-образное хвостовое оперение, фюзеляж круглого сечения и несколько изменённое крепление крыльев к фюзеляжу. Сухопутный самолёт после демонтажа колёсного шасси и установки шести, установленных одно над другим подводных крыльев (Wassertragflächen, hydrofoil) становился гидросамолётом с герметичной кабиной, в которой размещались три члена экипажа. B пассажирском салоне помещались 8 пассажиров.
Рис. 16. Самолёт дальнего радиуса действия Ko Ro 8. Поперечные сечения: фюзеляж, герметичная кабина, пилотская кабина для трех членов экипажа и салон на весемь пассажиров
Военная версия Ko Ro 8 должна была представлять собой стратосферный дальний бомбардировщик и разведчик. По конструкции военный вариант должен был быть очень близок к гражданскому, но в то же время получить двухкилевое хвостовое оперение. Предполагалось что этот самолёт будет иметь дальность полёта 27000-33000 км, потолок 26000 метров и экономическую скорость 800 км/ч. В качестве бортового оборонительного вооружения предполагалось установить 3 пулемёта и автоматическую пушку.
Рис. 17. Стратосферный дальний бомбардировщик и дальний разведчик Ko Ro 8 с дальностью полёта без промежуточных посадок 27000-33000 км. Потолок полёта 26000 м, экономическая скорость 800 км/ч
Следующий опытный образец Ko Ro 9 так же предполагалось выполнить в виде дальнего стратосферного бомбардировщика и разведчика. Что касается тактико-технических характеристик, то они должны были быть несколько скромнее: дальность полёта 23000-28000 км, потолок 22000 метров, экономическая скорость 640 км/ч.
Рис. 18. Отсек бомбардира, бомбоотсек, радиорубка. Вооружение: 3 пулемёта и автоматическая пушка
В отношении пропорций Ko Ro 9 был несколько ближе к самолётам того времени, строившимся по традиционным схемам, но, тем не менее, основные черты предыдущих проектов Шнелля в нем сохранялись. Ko Ro 9 по конструкции был несколько компактнее и возможно этот проект был немного более реалистичен, чем его предшественник.
Рис. 19. Гражданский самолёт дальнего радиуса действия, стратосферный бомбардировщик и дальний разведчик. Дальность беспосадочного перелёта 23000-28000 км, потолок полёта 22000 м. Экономическая скорость 640 км/ч
Все эти проекты тяжелых самолётов должны были в качестве силовых установок получить дизельные двигателя с турбокомпрессорами Шнелля, получившими обозначение TL3. Но настолько далеко их развитие не продвинулось, и не один из разработанных в 1935/1936-х годах проектов не был доведён до реального самолёта.
Рис. 20. Поперечное сечение крыла по топливным бакам, двигатель с уплотнением. Промежуточный охладитель для Ko Ro 9 (значительные изменения)
В принципе идея Шнелля была правильной, но в тоже время в плане реализации проекты были анахронизмом. Несмотря на это немного позднее во Франции возникла схожая идея в виде конструкции Hurel-Duboi. У данного проекта моноплана крыло имело очень большое удлинение. Он построил несколько удачных самолётов данного типа, но в итоге данные самолёты не получили признания.
Рис. 21. Турбонагнетатель TL 3, предложенный Шнеллем для стратосферных полётов
План разработки Ko Ro 5
Описание конструкции опытного образца самолёта Ko Ro 5 изготовленного на машиностроительном заводе братьев Конрад, Розенхайм
Ko Ro 5 представлял собой пилотируемую модель тяжелого самолета новой легкой конструкции. Расчаленный моноплан с невысоко расположенным крылом сначала был выполнен в виде планера без двигателя, затем в виде моторного параплана. В качестве двигателя на нём поначалу использовался очень маломощный вспомогательный двигатель, затем одноцилиндровый двухтактный двигатель мощностью 5–7 л.с.
Фюзеляж
Деревянный фюзеляж с диагональными элементами усиления и прямоугольным поперечным сечением со скруглёнными углами, был обтянут полотном. Кабина пилота, расположенная ниже крыла, была закрытп стеклянными панелями.
Шасси
Стойки шасси были раздельными. Каждая опора состояла из основной стойки и двух вспомогательных. Первоначально в качестве шасси служили полозья, позднее колёса малого диаметра установленные в обтекателях.
Хвостовое оперение
Вертикальное оперение было двухкилевым; свободнонесущей прямоугольной формы горизонтальное оперение было представлено единой конструкцией в виде балансирного руля. Хвостовое оперение имело деревянную конструкцию. Носовая часть была обшита фанерой, задняя часть – полотном.
Несущие плоскости
Крыло было выполнено из деревянных конструкций с одним лонжероном. Передняя часть была обшита фанерой, задняя часть – полотном.
Элероны плавающие, трапециевидной формы, вытянуты далеко назад. Передняя часть была обшита фанерой, задняя часть – полотном. Изначально несбалансированные, затем при пробных запусках получили весовую компенсацию.
Крыло крепилось к фюзеляжу при помощи двух основных и нескольких вспомогательных стоек с тросовыми расчалками.
Силовая установка
Первоначально в качестве силовой установки предполагалось использование слабого вспомогательного двигателя (сервомотора). Затем было решено использовать одноцилиндровый двухтактный двигатель мощностью 5-7 л.с. с понижающим редуктором.
ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ Ko Ro 5
Размах крыла включая элероны 27000 мм
Размах крыла без элеронов 20000 мм
Хорда крыла 600 мм
Соотношение длины крыльев к хорде 1/48,5
Взлётный вес 190 кг
Вес крыла 50 кг
Фотографии выполнены автором и Вили Радингером (Willy Radinger).
источник: "Ko Ro5 die fliegende Aeolsharfe" Luftfahrt International 11-1975
