«Самолет» 1935 г. №1 сс.27-32

НАША ТРИБУНА

ЛЕТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ПЛАНЕРЛЕТОВ1

Инж. С. КОРОЛЕВ

О

ПРЕДЕЛЕНИЕ летной характеристики планерлета, как то: максимальной и посадочной скоростей, скороподъемности, потолка, скорости снижения на планировании и дальности полета, было произведено путем аналитического подсчета для ряда планерлетов монопланного типа со свободнонесущим крылом, имеющим удлинение λ= 11 в зависимости от кг/м2 (нагрузки на единицу несущей поверхности крыла) и л.с/м2 (удельной мощности, приходящейся на крыло). Для простоты было принято, что аэродинамическая схема машины остается неизменной, вес самолета изменяется за счет перегрузки его, мощность мотора — за счет увеличения числа цилиндров, а полет на каждой данной скорости происходит при максимальной мощности. Наибольшее качество всей машины было взято Кмакс = 17, что само по себе не является для планерлетов каким-либо оптимальным случаем. Нам известны машины, обладающие расчетным качеством значительно выше этой цифры. Было произведено сравнение полученных данных с данными ряда конкретных вариантов планерлета подобного типа, показавшее достаточно близкую совпадаемость величин даже при довольно значительных отступлениях от выбранных нами начальных условий.

При определении максимальной скорости горизонтального полета планерлета у земли в основу расчета было положено уравнение следующего вида:

где: Сх — коэфициент вредного сопротивления всего самолета, ρ — плотность воздуха у земли, равная 0,125, S — несущая поверхность крыла в м2, N — мощность мотора в л. с, ηр — расчетный к. п. д. винта.
где: м/сек., η — число оборотов в секунду, D — диаметр винта в метрах.

Принимая некоторые средние величины

(эквивалентная вредному сопротивлению площадь плоской пластинки принималась σ = 0,66 до 0,7), имеем:

Подставляя в уравнение (1) значение Сх и

и преобразуя, получаем:

Задаваясь различными значениями и , графическим способом находим величину V, для чего строим серию кривых: . Затем, задаваясь различными значениями и , находим значение остальной части уравнения (4):

1 По материалам проекта планерлета конструкции автора.

В точке пересечения этих кривых находим V. На рис. 1 представлены уже окончательные данные нашего расчета в зависимости от и . Та же диаграмма использована для нанесения кривой изменения посадочной скорости планерлета как в чистом виде, так и для случая применения отклоняющихся щитков с целью уменьшения ее.


Рис. 1

Вес полезной нагрузки планерлета в отношении к полному полетному весу его для реальных машин будет составлять 40—60%. В среднем величину этого отношения можно принять равной 50%. Таким образом при помощи диаграммы, представленной на рис. 1, зная вес задаваемой коммерческой нагрузки, потребный радиус действия планерлета и ориентируясь на единственный реальный сейчас для этой цели мотор М-11, нетрудно получить ряд возможных значений максимальной и посадочной скоростей планерлета и одновременно основные его данные.

На рис. 2 изображена другая небезынтересная для планерлета зависимость.

между максимальной нагрузкой машины и заданной мощностью на единицу несущей поверхности, при которой еще возможен горизонтальный полет у земли с некоторой предельной скоростью Vпр .

Значение дано на той же диаграмме. По рис. 2, зная для данной машины максимальное значение , легко найти наибольшее допустимое значение или, иначе говоря, величину допустимой перегрузки машины, при которой еще возможны горизонтальный полет у земли без снижения со скоростью Vпр.

Для определения скорости подъема и потолка планерлета воспользуемся следующим уравнением:

где: U — вертикальная скорость в м/ceк., N — располагаемая мощность винтомоторной группы на скорости взлета, Nпот - потребная мощность, Q — полный вес планерлета.

Принимая значение Сх по формуле (2), т. е. заменяя поляру суммой индуктивного и некоторого постоянного сопротивления, мы приходим к ошибке на больших значениях Су.


Рис. 2

Величины Су, соответствующие режиму взлета или полету на потолке, как известно, лежат ниже значения Су при минимуме мощности и группируются на углах атаки, близких к режиму максимального качества. В этой области с


Рис. 3
достаточной степенью точности можно принять, что профильное сопротивление остается постоянным. В своей работе „Аналитическое определение полетных качеств самолета" Шренк также принимает аналогичное допущение.

где: N — мощность винтомоторной группы и ηр — расчетный к. п. д. с учетом эффекта обдувки и торможения. Располагаемая полезная мощность будет функцией скорости вследствие: 1) изменения к. п. д. винта и 2) изменения числа оборотов.

Для учета первой зависимости применим формулу (3), причем значение скорости V возьмем в км/час. Тогда получим

Значения ηр приведены для ряда скоростей в табл.1.

Для учета изменения числа оборотов со скоростью произведем подбор ряда винтов к мотору М-11. При этом оказывается, что винты, подобранные на скорости V = 140 км/час и ниже, не дают изменения оборотов на меньших скоростях (из-за постоянства значения βпо λ по характеристике винта).

При подборе винта на скорости V= 175 км/час и при переходе на скорости меньше 140 км/час имеем падение оборотов примерно на 150 об/мин и, следовательно, падение мощности с N =122 л. с. (при η= 1 660 об/мин) до N =113 л. с.

Следовательно отношение мощностей будет:

Для винта, подобранного на V=200 км/чac, падение числа оборотов составит около 240 об/мин и, следовательно, отношение мощностей будет 0,883.

В дальнейшем следуем сделанному нами ранее допущению, что в каждом рассматриваемом случае винт подобран на максимальной скорости, величина которой определяется из проделанных ранее расчетов. Обозначая отношение мощности на режиме взлета и потолка к мощности мотора на максимальной скорости через , напишем выражение для располагаемой мощности на взлете в следующем виде:

На рис. 3 представлена зависимость от скорости.

Обозначая и сделав преобразования, можем переписать уравнение (5) в следующем виде:

Для определения наивыгоднейшей скорости подъема найдем производную от U по V:

Определив V, вносим его значение в формулу (7) и находим U.

Значения U приведены на рис. 4.

Для нахождения потолка пользуемся тем же уравнением, полагая ρ и располагаемую мощность изменяющимися с высотой. Изменение мощности с высотой на данной скорости происходит вследствие: 1) падения мощности мотора по закону стандартной атмосферы, 2) изменения числа оборотов, 3) изменения к. п. д.

Последние два обстоятельства влияют очень незначительно и суммарный эффект их сводится почти к нулю. Поэтому в нашем уравнении введем только один коэфициент К падения мощности с высотой.

Полагая U=0, имеем такое К, при котором оба решения для V сливаются.

Данное значение К и определит для нас искомый теоретический потолок машины.

где Δ - отношение плотностей.

Полагая U = 0, получим уравнение такого вида:



Рис. 4

Имея в виду, что из условия потолка два из четырех решений этого уравнения должны быть одинаковыми, представим его в следующем виде:

V4 - αV + β = 0
и далее:
V4 - αV + β = (V2 + 2 m V + n) (V — р)2.

Сравнивая коэфициенты при степенях V, установим некоторое соотношение между α и β:

Отсюда нетрудно получить зависимость между α и β:
Искомое соотношение будет:

Для каждой пары значений а и b решение производим графически. Для удобства подсчетов строим по высотам величину для различных параметров (b).

Задавшись величинам, а и b, подыскиваем такое Н, чтобы иметь пересечение кривых:

В пересечении кривых снимаем значение H - теоретического потолка. Далее:

Hпрак = 0,95Hтеор

Для краткости промежуточный график нами пропущен, а окончательный результат изображен на рис. 5.

На рис. 4 даны кривые изменения величины скорости снижения планерлета U' в функции для λ=11 и λ = 15.

В предыдущих расчетах мы принимали поляру, у которой профильное сопротивление считалось постоянным. При определении U' мин на планировании это допущение может привести к значительной ошибке. Для исправления Ср в верхней части поляры воспользуемся каким-либо профилем, дающим нормальное течение Ср по Су, например профилем Р-II, и примем тот же закон изменения Ср.

К поляре планерлета добавится:

где: Ср (P-II) — профильное сопротивление профиля Р-II для какого-то угла атаки, и Срм (Р-II) — его минимальное профильное сопротивление.

Скорость вертикального снижения под углом Θ к горизонту будет:



Рис. 5
Значение U' достигает минимума при минимуме величины

И, наконец, в заключение нашего расчета на рис. 6 дана примерная кривая изменения дальности полета планерлета в функции , при этом для упрощения было допущено, что во всех случаях удельный расход горючего

С = 0,25 кг/л. с./час = const
и количество горючего составляет определенную долю веса всего самолета, а именно 12%. Дальность вычислялась по формуле:

Проделанные нами подсчеты не могут претендовать на полную общность своих выводов, но порядок получающихся величин различных характеристик весьма близок к практическим значениям данных опроектированных в настоящее время планерлетов.

Проделанные нами подсчеты не обещают нам каких-либо головокружительных данных при тех скромных моторных ресурсах, которыми мы располагаем на сегодняшний день. Но несомненно также, что вышеупомянутые данные, в частности величины получаемых нами горизонтальных скоростей для самых разнообразных вариантов планерлетов, весьма далеки и превосходят те цифры, которыми оперируют лица, желающие рассматривать планерлет не иначе, как в упряжке пары волов. Для примера возьмем сравнительный подсчет, приведенный в статье инж. К. Рамм в июньском номере „Самолета". Автор этой статьи сравнивает следующие машины:


Рис. 6

Далее т. Рамм подсчитывает производительность обеих машин следующим образом:

для самолета: 0,228 X 162 X 4 = 147,6 m·км/час

для планерлета: 0,8 X 50 X 4 = 160,0 m·км/час.

Не будем выражать вполне понятное удивление странному выбору как эталона для сравнения никому неизвестного самолета, далее — выбора мотора в 50 л. с. для планерлета (непонятно по каким соображениям) и, наконец, самого метода подсчета производительности, исходя из полезных (а не коммерческих) нагрузок.

Кроме того крейсерская скорость вышеуказанного самолета Физелер-4 ни при каких обстоятельствах не может быть равной V= 162 км/час и в действительности не превышает 125 км/час. Расход горючего в течение 4 часов полета составит 50 кг. Вес пилота берем 80 кг; в таком случае коммерческая нагрузка самолета Физелер-4 будет: 228 — 50 — 89=98 кг. Производительность самолета будет в действительности в 1 час: 0,098 + 125 =12, 25 m·км/час, теоретическая дальность полета — 500 км.

Для нашего планерлета, беря по графику получим Vmax = 75 км/час, крейсерскую скорость V= 60 км/час. Коммерческая нагрузка будет 800 — 50 — 80 = 670 кг и часовая производительность:

0,67 X 60 = 40,25 m·км/час.

Выигрыш в производительности у планерлета по сравнению с самолетом Физелер-4 составит 28 m·км/час, или 228%, а не 9%, как указывал в своей статье инж. Рамм.

Если же выбрать на основании проделанных нами расчетов планерлет, несущий коммерческую нагрузку в 600 кг при средней рейсовой скорости в 135 км/час, то производительность его будет:

0,6 · 135 = 81 m·км/час.

Выигрыш в производительности по сравнению с самолетом Физелер-4 составит 69 m·км/час, или 575%. Дальность полета при этом будет равна 500 км менее, чем за 4 часа. Производительность планерлетов на 1 кг израсходованного горючего всегда будет значительно выше, чем у любого самолета. То же можно сказать и в отношении часовой производительности по сравнению с большинством существующих самолетов. Для сравнения приведем табл. 3.

Несомненно, что экономическая сторона разбираемого нами вопроса нуждается в глубоком анализе специалиста и, конечно, в достаточно обширных, проверенных в эксплоатации практических данных. В заключение остановимся кратко на „сомнениях" по поводу взлета такого рода тяжело нагруженных воздушных поездов и затем свободного полета планерлета.

Подсчеты показывают, что буксировка планерлета весом в 3000 кг самолетом типа П-5 не представляет каких-либо непреодолимых трудностей. Отрыв системы происходит достаточно быстро и на скоростях, порядок которых не внушает никаких опасений. Если планерлет в отношении устойчивости и подбора рулей рассчитан правильно, то и дальнейший полет его должен происходить нормально. По своим данным, например нагрузке площади, планерлеты в большинстве будут близки к планерам, а наличие у них небольшого мотора будет фактором несомненно благоприятным, а не наоборот. Можно конечно ожидать, что к пилотам планерлетов будут предъявляться несколько другие требования, быть может повышенные, специальные вследствие присущих планерлету специфических данных (взлет на буксире и набор высоты, медленный набор высоты при свободном полете, высокая летучесть машины и малый угол планирования и т. д.). Но основное, что необходимо сейчас, — это практика и эксплоатация настоящих „живых" планерлетов!

1 С учетом расхода горючего для взлета с тягачом.




ЕЩЕ О ПЛАНЕРЛЕТЕ

В. МАРКИН

На дискуссию о планерлете, поднятую в нашем журнале (№ 6 за прошлый год), откликнулся пока т. Королев, хотя в некоторых конструкторских бюро этот вопрос подвергся серьезному научному исследованию с выводами не особенно утешительными для планерлета.

В защиту планерлета т. Королев не внес ничего нового, его теоретические расчеты, правильные по форме, по существу и методам без введения поправок, вытекающих из особенностей эксплоатации планерлета на регулярном транспорте, являются глубоко ошибочными. Именно эти особенности (взлет при помощи тягача и полет на буксире при неблагоприятных условиях полета) не учитываются ни т. Королевым, ни товарищами, рекомендующими планерлет для решения транспортной проблемы. Другие особенности, присущие планерлету, как то: высокая летучесть при свободном полете, малый угол планирования, медленный набор высоты и т. д., т. Королев решает очень просто — повышением специальных требований для пилота, т. е. подготовкой специальных летных кадров для планерлетов. Эти последние особенности планерлета резко противоречат требованиям безопасности полета транспортного самолета и вряд ли инспекция гражданского воздушного флота возьмет на себя смелость в допуске к эксплоатации аппаратов с подобными «специфическими» особенностями.

Следовательно перед т. Королевым встанет вопрос об уничтожении этих «специфических» особенностей планерлета, т. е. введение в конструкцию планерлета разрезного крыла, аэродинамического тормоза, тормоза на колеса, а это влечет за собой пересмотр всей весовой характеристики планерлета в сторону значительного уменьшения соотношения полезного веса к весу конструкции. Эта первая поправка, вносимая в расчеты т. Королева моментом безопасности эксплоатации планерлета. Вторую поправку вносит учет эксплоатации тягача на взлете и на буксировке планерлета при неблагоприятных метеоусловиях.

Если реальность весовых данных транспортных самолетов, приведенных в нашей таблице (№ 6 журн. «Самолет»), не вызывает никаких сомнений, поскольку взяты самолеты существующие, эксплоатируемые на воздушных линиях, то данные планерлетов т. Королева по приведенным выше соображениям весьма проблематичны и требуют расшифровки и поправки.

Приведенный в таблице т. Королева планерлет имеет вес 2 т при полезном грузе 3 т и мощности мотора 350 л. с. До сих пор из планеров (без мотора) с большой грузоподъемностью нам известен ГН-4, испытанный на буксировке в 1934 г. Этот планер обладает весовой характеристикой совершенно иного порядка: при весе конструкции 492 кг полезная нагрузка достигла лишь 400 кг — это очень далеко от соотношения 2 : 3 (при наличии мотора 350 л. с.) фантастического планерлета т. Королева. В той же таблице т. Королев берет произвольные весовые данные и для самолета К-5, в таблице же, опубликованной в № 6 нашего журнала, данные этого самолета соответствуют данным государственных испытаний К-5 в 1930 г.

Но допустим, что удалось построить 5-т планерлет с мотором 350 л. с, обладающий скоростью 135 км/час. Однако при определении технико-экономических качеств планерлета нужно брать не часть агрегата, как это делает т. Королев, а весь агрегат (планерлет плюс тягач), как это требует эксплоатация в самом транспорте. При этих условиях получаются совершенно иные показатели. У т. Королева производительность 5-т планерлета без учета тягача составляет 3,95. При учете же тягача (см. «Самолет» № 6, стр. 29) расход одного горючего составит 160 кг/час и производительность на 1 кг получится не 3,95, a , а это сразу ставит планерлет на действительное место в ряду современных транспортных самолетов (Нортроп, Локхид и пр.) как мало производительное и дорогое средство транспорта.

В статье т. Малиновского, помещенной в журнале «Гражданская авиация» № 11 за прошлый год, приведены две известные формулы для определения экономичности транспортного самолета.

Однако привести формулы это еще не значит доказать, что планерлет в 2—2,5 раза выгоднее современного транспортного самолета. Не давая никакого расчета на основе этих формул, т. Малиновский лишь ограничивается утверждением выгодности применения планерлета на транспорте,

Первая формула себестоимости тонно-километра

где An есть стоимость часовой эксплоатации самолета или всего агрегата, V — крейсерская скорость и G — коммерческий груз.

В применении этой формулы к планерлету должна учитываться стоимость часовой эксплоатации всего агрегата, т. е. планерлета плюс тягач-самолет (в данном случае самолет П-5), а не одной части агрегата, как это делает т. Королев.

Посмотрим, как выглядит эта стоимость эксплоатации в случае: 1) транспортного самолета, 2) самолета с буксирным планером и 3) планерлета плюс тягач-самолет.

Примечание. В — часовая стоимость обслуживания летно-подъемным персоналом из расчета для самолета — 1 пилот и бортмеханик; для буксирного планера — 1 пилот, 1 бортмеханик, 1 пилот планера; для планерлета — 1 пилот и 1 бортмеханик самолета-тягача, 1 пилот и 1 бортмеханик планерлета. С — часовая стоимость земного обслуживания. D — часовая стоимость амортизации.

Из этой таблицы ясно и для школьника первой ступени, что стоимость эксплоатации Аn планерлета (всего агрегата) повышается по всем показателям в несколько раз мощности агрегата (650 +100 л. с).

Что же касается второго элемента формулы VG, т. е. скорости V и грузоподъемности (G), то скорость планерлета (135 км/час) по сравнению с транспортным самолетом «Гамма» (320 км/час) уменьшается почти в 2,5 раза, а грузоподъемность (коммерческий груз), даже сравнивая данные фантастического планерлета т. Королева, возрастает лишь в 1,75 раза. Следовательно и второй элемент формулы изменяется не в пользу планерлета, как утверждает т. Малиновский.

Однако в таблице т. Королева и в его графиках взяты планерлеты абстрактные. В статье же т. Малиновского («Гражданская авиация» № 11, стр. 13) приведены данные реальных планерлетов: СК-7 — конструкции того же Королева и второй — бригады инж. Колесникова и Ромейко-Гурко с одним и тем же мотором М-11 в 100 л. с. По приведенным в статье данным планерлет СК-7 имеет часовую производительноость 78,4 тонно-километра и второй — 97,5. Эти данные очень далеки от приводимых т. Королевым в своей таблице, где планерлет с таким же мотором обладает часовой производительностью в 148 т/км.

Тов. Малиновский утверждает, что транспортное число планерлета, определяемое оиз формулы

в 2—2,5 раза выше, чем у современного транспортного самолета. Посмотрим. Мощность всего агрегата планерлета СК-7 — 750 л. с. (П-5 — 650 л. с. + 100 л. с. планерлета), часовая производительноость (VG) этого планерлета (по данным т. Малиновского) 78,4, отсюда
и другого планерлета
а современного транспортного самолета, например, «Гамма» (часовая производительность 416 т/км (см. таблицу) и мощность мотора 700 л. с. отсюда

Таким образом транспортный коэфициент Kt современного транспортного самолета в 6 раз выше транспортного коэфициента СК-7.

Ошибка т. Малиновского и т. Королева заключается в том, что при защите экономичности планерлета не учитывается тягач планерлета (самолет П-5), являющийся одной частью всего агрегата, и мощность и скорость которого берутся в основу всех расчетов грузоподъемности и скорости другой части агрегата — планерлета. Когда же вопрос касается расчета экономичности планерлета, тт. Малиновский и Королев работу тягача и стоимость эксплоатации его сбрасывают со счетов или умалчивают о ней. Отсюда и совершенно неверные выводы о высокой экономичности планерлета и перспективе применения планерлетов на транспорте. Путь, на который стали конструкторы планерлетов, — это окольный и более длинный путь к экономичному транспортному самолету, чем путь непосредственной работы над созданием экономичного транспортного самолета с учетом современной техники планеро— и самолетостроения.