Взгляд из Великобритании начала 1930-х годов на летающие лодки с большой дальностью полета. Часть 2
Окончание интересной винтажной статьи, которая, думаю, заинтересует коллег.
РАЗРАБОТКА ЛЕТАЮЩИХ ЛОДОК С БОЛЬШОЙ ДАЛЬНОСТЬЮ ПОЛЕТА
Содержание:
Если теперь мы сравним эти четыре типа стабилизаторов с точки зрения массы, аэродинамического сопротивления, гидродинамического сопротивления, то обнаружится, что убирающиеся близко расположенные к лодочному корпусу поплавки обладают важным преимуществом, необычным для поплавков, расположенных у законцовок крыла, и небольшими недостатками в других отношениях.
Что касается массы и аэродинамического сопротивления, то ранговый порядок следующий:
(1) поплавки у законцовок крыла;
(2) фиксированные поплавки, которые близко расположены к лодочному корпусу;
(3) убирающиеся поплавки, которые близко расположены к лодочному корпусу;
(4) короткие боковые поплавки-«жабры» типа Dornier.
Теперь при прочих равных условиях время взлета и максимальная нагрузка, которую гидросамолет мог бы поднять, зависят от комбинации гидродинамического сопротивления поплавков и корпуса. Если принять за основу взаимное расположение корпуса и подкрыльевых поплавков, то по результатам испытаний в опытовом бассейне корпуса летающей лодки Sydney ранговый порядок следующий:
(1) поплавки у законцовок крыла;
(2) фиксированные поплавки, которые близко расположены к лодочному корпусу;
(3) короткие боковые поплавки-«жабры» типа Dornier.
В случае с близко расположенными к корпусу поплавками или с боковыми поплавками-«жабрами» сопротивление особенно во втором случае сопротивление оказалось значительным вплоть до скоростей примерно на десять узлов (18 км/ч) выше скорости горба. Следовательно, убирающиеся близко расположенные к корпусу поплавки имеют преимущество в том, что их гидродинамическое сопротивление, если оно вообще имеется, должно быть немного больше, чем у поплавков у законцовок крыла, так как если летающая лодка находится на ровном киле, и поплавки, расположенные у законцовок крыла, будут находиться вне воды, то убирающиеся поплавки могут быть подняты и поэтому не будут создавать гидродинамического сопротивления.
Если принять во внимание практическую целесообразность и преимущества, которые могут быть получены при использовании убирающихся поплавков, которые близко расположены к лодочному корпусу, то мы сделаем шаг вперед в направлении мореходности, сравнимой с мореходностью кораблей равного с летающей лодкой водоизмещения. Достигнув, вероятно, наилучшего из возможных вариантов расположения устройств стабилизации корпуса, мы теперь должны обратить наше внимание на остальную часть конструкции, поскольку очевидно, что компоновка должна быть такой, чтобы отвечать аэродинамическим требованиям и чтобы иметь минимальную вероятность подвергнуться повреждениям. Чтобы соответствовать этому требованию, крылья, воздушные винты и хвостовое оперение должны быть расположены как можно выше над корпусом. Казалось бы, это единственный с точки зрения здравого смысла вариант и очевидная вещь, которую нужно сделать. Однако изучение компоновок многих современных лодок показывает, что в попытке достичь мореходности этим техническим решением пренебрегают, либо не осознают его важность.
Теперь мы можем указать основные характеристики летающей лодки, которые должны быть включены в её конструкцию, чтобы соответствовать данной спецификации. Они могут быть перечислены как:
(1) аэродинамически чистое днище лодочного корпуса с ярко выраженной V-образностью;
(2) убирающиеся поплавки, которые близко расположены к лодочному корпусу;
(3) законцовки винтов защищены от брызг и сплошной массы воды;
(4) моноплан с высокорасположенным крылом.
В случае пункта (4) бипланная компоновка несущих поверхностей будет соответствовать требованиям, при условиях, что размеры будут такими же как у монопланного крыла и что нижнее крыло будет находиться над водной поверхностью на такой же высоте, что и монопланное крыло.
До сих пор не было сделано ни одного упоминания о размерах. Очевидно, что при прочих равных условиях, чем больше лодка, тем выше степень мореходности. И вследствие этого возникает вопрос: каковы минимальные размеры летающей лодки? Надежное решение этого вопроса может быть получено только как результат многолетнего опыта эксплуатации в различных условиях. В эти времена прогресс неизбежно должен быть медленным, поскольку в силу нынешней острой экономической ситуации во всем мире капитал, либо собираемый по публичной подписке, либо получаемый по обычным каналам не доступен для выполнения обширной производственной и эксплуатационной программы. Таким образом, скорость прогресса будет в значительной степени зависеть от способности инженера в полной мере использовать весь имеющийся опыт и достичь минимальных экономических показателей с наименьшими затратами и задержками.
Хотя будет неразумно пытаться предсказать минимальные размеры летающей лодки, необходимые для удовлетворения этой спецификации, тем не менее, опыт подсказывает, что нормальная общая масса будет составлять от тридцати до сорока тонн. При использовании шестимоторной силовой установки, состоящей из двигателей мощностью 800-1000 л.с., нормальная удельная нагрузка на мощность составит 13-14 фунтов на л.с. (5,9-6,4 кг/л.с.). Если посадочная скорость будет не менее 60 узлов (111 км/ч), то эта удельная нагрузка на мощность приведет к довольно высоким летным характеристикам. Разумеется, возможность получения данной величины удельной нагрузки на мощность зависит от массы военной нагрузки и методов проектирования конструкции.
На рисунке 8 показан один из вариантов предлагаемой летающей лодки-моноплана, которая соответствует требованиям данной спецификации. В качестве возможной компоновки может быть принята описанная выше шестимоторная летающая лодки средних размеров. Как можно заметить все основные отличительные особенности спецификации включены в конструкцию машины. Глубокое V-образное днище, без которого ни одна летающая лодка не может претендовать на мореходность, является результатом обширных полноразмерных испытаний и испытаний в опытовом бассейне. Корпус полностью закрыт и конструктивно достаточно прочен, чтобы выдержать все приемлемые морские условия, с которыми можно столкнуться. Расположенные близко к фюзеляжу убирающиеся поплавки установлены так, как показано на рисунке 8, и управляются пилотом. Крыло, двигатели, пропеллеры и хвостовое оперение расположены значительно выше лодочного корпуса и защищены от сплошной водной поверхности. Рубка управления пилота расположена на оси самолета над передней кромкой крыла и чуть перед ней, что обеспечивает уникальный обзор вперед и в левую и правую стороны. Непосредственно за рубкой пилота находится кабина бортинженера, из которой он в полете имеет доступ ко всем двигателям.
Рисунок 8
Что касается вопроса о доступности двигателей в полете для проведения незначительного ремонта или регулировки, то для обеспечения доступности ко всем деталям двигателя необходимо преодолеть две трудности. Если двигатели установлены в крыле или в гондолах, достаточно больших для доступа ко всем деталям, то возникнут проблемы с охлаждением выпускных коллекторов. Любое решение этой проблемы будет неудовлетворительным с точки зрения массы и надежности. В первом случае должны быть установлены удлиненные валы воздушных винтов и рамы, что влечет за собой дальнейшее увеличение массы и возможность возникновения серьезных крутильных колебаний. На сегодняшний день наилучший компромисс заключается в том, чтобы моторостроители должны устанавливать всю элементы вспомогательной аппаратуры, такие как водяные и масляные насосы, фильтры, карбюраторы и магниты, в задних частях двигателей, где они были легко доступны.
Между крышей корпуса лодки и нижней поверхностью крыла непосредственно под рубкой управления пилота расположена штурманская рубка. Это положение обеспечивает неограниченный круговой обзор и при наличии ограждения должно удовлетворять всем требованиям к навигационным системам.
Каюты офицеров и экипажа, а также все общее оборудование расположены внутри корпуса, из которого к обоим рубкам ведет трап.
Топливные баки размещены внутри крыла и оснащены кранами аварийного слива, которыми управляет бортинженер.
В целом полученная компоновка, по-видимому, приведет к добротной практичной конструкции довольно приятного внешнего вида.
Теперь мы переходим к краткому рассмотрению нескольких наиболее важных элементов конструкции летательного аппарата, которые в значительной степени способствуют эффективности и простоте эксплуатации. Этими соображениями являются «Устройства аварийного слива топлива», «Органы управления полетом», «Размещение топливных баков» и «Экономия топлива».
Устройства аварийного слива топлива
Аргумент в пользу способности сброса топлива в аварийной ситуации является разумным и практичным и заключается в том, что затем летающая лодка может взлетать с максимально возможной в сложившихся условиях нагрузкой, и, если все будет хорошо, то завершить полет в соответствии со полетным планом. С другой стороны, в случае отказа двигателя может быть сброшено достаточное количество топлива с целью облегчения самолета, чтобы полет мог быть продолжен либо до указанного пункта назначения, либо до ближайшей базы.
На рисунке 9 показано расположение кранов аварийного слива топлива (в данном случае для крыльевых топливных баков) и вставка, используемая для данных кранов. Схема показывает, что после открытия клапана вытекающее топливо выдувается из самолета спутной струей воздушного винта и, следовательно, исключается риск возникновения пожара. Устройство клапана состоит из круглого основания, которое изготовлено из нержавеющей стали с внутренним диаметром от 4 до 6 дюймов (от 102 до 152 мм) и прикрепленного болтами к самой нижней части нижней оболочки топливного бака. На этом основании образуется круглое гофрированное седло. Наружное фланцевое кольцо с аналогичным посадочным местом крепится болтами к основному кольцу, а гофрированные посадочные места образуют соединение для диска, который изготовлен из мягкой меди сорта 34 S.W.G. и который, собственно, и является клапаном. В это наружное кольцо вставляется стальное круглое кольцо, на котором сформирована фреза со ступенчатым профилем зубьев треугольной формы. С помощью рычага, приводимого в действие из любого удобного положения, данная фреза может перемещаться вверх или совершать вращательное движение. Таким образом фреза прокалывает и разрезает диск, который затем падает и позволяет топливу вытекать. Перед заправкой необходимо будет установить новый диск. Как можно увидеть, данное устройство является легким, простым, безопасным и эффективным.
Рисунок 9 Размещение устройств для аварийного сброса топлива
Органы управления полетом
Основополагающим условием успеха летающей лодки такого размера является то, что она не должна утомлять людей во время долгого перелета. Поэтому необходимо, чтобы органы управления были легкими в управлении и хорошо подобранными. Нет никаких веских причин допускать, чтобы при увеличении размеров органы управления становились более тяжелыми. Подобно судостроителям, которые на крупных кораблях облегчение управления судовым рулем достигают за счет использования сервоприводов типа Флеттнер или каких-либо сервомоторов с механическим приводом (в основном последних), мы имеем в своем распоряжении аналогичные средства в виде ныне хорошо известной аэродинамической системе сервоуправления и в виде «Помощника пилота», оснащенного механическим приводом и управляемого с помощью гироскопа.
В сочетании с вышеупомянутыми системами управления отклоняющееся поверхности должны быть аэродинамически сбалансированными. Предпочтение следует отдать некоторому варианту метода обратного шарнира, посредством которого статическое равновесие отклоняющихся поверхностей (важного для предотвращения флаттера) представляет небольшую трудность.
В многомоторном самолете управление рулем направления, вероятно, является наиболее важным, поскольку в случае отказа двигателя, установленного дальше всех от фюзеляжа, руль направления необходимо отклонять с целью для компенсации потери момента тяги. В предложенном проекте имеются три цельноповоротных руля направления, компоновка которых была успешно испытана на летающей лодке Blackburn Sydney. Центральный или балансировочный руль направления управляется с помощью рычага, расположенного в кабине пилота, и используется для путевой балансировки в случае выхода из строя двигателя и т.п., в то время как внешние или контрольные рули направления соединены с педалями управления рулей в обычной манере. При такой компоновке, и это очень важный момент, имеется доступный для управления достаточный запас эффективности руля направления, который превышает величину, необходимую для балансировки любого изменения путевой балансировки при отказе двигателя. В связи с этим условия, которые должны быть выполнены для полета самолета по прямой горизонтальной траектории, по-видимому, не являются общепризнанными. В случае отказа крыльевого двигателя эти условия являются следующими:
(1) тяга должна быть равна сопротивлению;
(2) не должно быть никакой результирующей боковой силы;
(3) не должно быть никакого разворачивающего момента относительно центра тяжести летательного аппарата.
Условие (1) выполняется, если полет возможен и поддерживается высота полета. Чтобы выполнить условие (2) сила (—F), равная и противоположная воздействующей на руль направления боковой силе, должна быть приложена на самолет, который летит с одной низкорасположенной консолью крыла и использует таким образом часть своей массы, либо самолетом, летящим с малым рысканием, либо комбинацией обоих. Условие (3) выполняется, если эффективность руля направления такова, что момент рыскания равен нулю. С точки зрения пилота условие (3) должно быть выполнено и должно быть четко понято и реализовано за счет установки рулей направления в соответствующее положение.
Размещение топливных баков
Поскольку масса топлива, необходимая для дальности полета от 1000 морских миль (1852 км) до «предельного» значения, варьируется от 25 до 40 процентов общей массы, то становится понятно, что если не будут приняты особые меры предосторожности в отношении изменения балансировки при потреблении топлива, то регулировка угла атаки стабилизатора или подъемная сила, создаваемая рулем высоты доступная для маневренности, могут отказаться недостаточными. Для самолетов с небольшой дальностью имеет второстепенное значение, и центр тяжести топлива, как правило, находится близко к центру тяжести самолета. Далее будет показано, что могут быть получены идеальные положения центра тяжести топлива, удовлетворяющие условию, что при постоянной скорости, скажем крейсерской скорости, по мере расходования топлива не должно происходить изменения продольной балансировки.
Предположим, что самолет, летящий с постоянной скоростью V/ и с полными топливными баками, сбалансирован в продольном отношении. Затем когда будет израсходовано некоторое количество топлива, угол атаки будет уменьшен для поддержания скорости на том же уровне. Это приводит к возникновению момента тангажа относительно точки и, следовательно, самолет в этом новом положении не будет иметь продольной балансировки. Однако если центр тяжести оставшегося топлива – либо по положению и форме бака, либо по некоторой форме выборочного перелива – расположен таким образом, что создает аэродинамический момент, который уравновешивает момент тангажа, то самолет при той же скорости останется сбалансированным вне зависимости от израсходованного топлива. Другими словами, если M – момент тангажа, а M’ – момент топлива, то критерием отсутствия изменения балансировки будет dM/dα = dM’/dα/, где α – угол атаки.
Хотя на практике не всегда возможно полностью выполнить это условие, очевидно, что следует приложить все усилия, чтобы при израсходовании топлива уменьшить изменение дифферента. Этому может помочь специальное саморегулирующее устройство, благодаря которому изменение настроек управления для достижения баланса было минимальным.
На рисунке 10 показано идеальное место размещения центра тяжести топлива для крыльевых баков летающей лодки Iris III, а пунктирная линия – фактическое перемещение центра тяжести топлива. Также на рисунке показано заметное улучшение по сравнению с компоновкой Iris II, на которой в данном вопросе к конструкции не было уделено должного внимания.
Рисунок 10
Экономия топлива
Поскольку масса топлива, необходимого для дальнего перелета, составляет, как мы уже видели, значительную долю от общей массы, то экономия топлива имеет первоочередное значение. Если топливо не используется экономно, то для достижения заданной дальности полета требуется увеличение общей массы. Это сводит на нет усилия, которые прилагаются для уменьшения массы конструкции и которые возрастают с увеличением размеров самолета.
На рисунке 11 показаны типичные кривые расхода топлива, в которых в зависимости от скорости показаны различные величины расстояния, для преодоления которого необходимо затратить один галлон (4,54 л) топлива. Скорость, соответствующая пику каждой кривой, дает наиболее экономичную крейсерскую скорость, т.е. скорость, при которой морские мили на галлон являются максимальными, и как можно заметить данная скорость не сильно отличается от увеличенной в полтора раза скорости сваливания.
Рисунок 11 Кривые потребления
Поскольку эти кривые сравнительно плоские, то можно заметить, что наиболее экономичная скорость не определена однозначно и может быть превышена с небольшими потерями в экономии топлива. Можно отметить, что снижение удельного расхода топлива мало влияет на крейсерскую скорость, но за счет экономии топлива увеличивает дальность полета.
Кроме того, эти кривые показывают, что крейсерская скорость увеличивается с увеличением массы; то же самое касается и скорости сваливания. Более четко это показано на рисунке 12, на котором количество морских миль, на прохождение которых необходимо затратить галлон топлива, показано в зависимости от массы самолета; сплошная линия для постоянной скорости 95 узлов (176 км/ч) и пунктирная кривая для наиболее экономичной скорости. По любой из этих кривых можно рассчитать дальность полета и обнаружить, что в обоих случаях разница невелика, причем первая кривая имеет преимущество в том, что для одной и той же дальности продолжительность полета уменьшается. Поскольку кривые являются практически прямыми линиями, следует отметить, что количество морских миль, на прохождение которых необходимо затратить галлон топлива, для всех практических целей пропорционально массе.
Рисунок 12
С появлением надежного расходомера, который разработан сотрудниками Королевского авиационного НИИ (Royal Aircraft Establishment – RAE) и который точно показывает скорость расхода топлива, теперь можно контролировать степень насыщения смеси топливом и, следовательно, запускать двигатель на самой бедной смеси без потерь мощности.
Обширные эксплуатационные испытания показали, что, когда самолеты летают группами и без применения расходомеров или специальных инструкций по использованию контроля смеси, изменение в потреблении может достигать 45 процентов, тогда как благодаря использованию контроля за смесью эта величина была снижена до 25 процентов. Благодаря установке расходомеров в качестве вспомогательного средства для определения наилучшей смеси этот показатель был дополнительно снижен до 6 процентов, а относительное потребление уменьшилось с 0,745 до 0,566 фунтов на л.с. в час (с 0,388 до 0,257 кг/л.с.×ч).
источник: MAJOR J. D. RENNIE, A.R.T.C., A.M.Inst.C.E., F.R.Ae.S. «THE DEVELOPMENT OF THE LONG-RANGE FLYING BOAT-02» «FLIGHT» MAY 15, 1931, стр.434-436
перевод впервые опубликован — https://vk.com/@710541705-razrabotka-letayushchih-lodok-s-bolshoj-dalnostyu-poleta-02
