Самолет "Ньюпор-17"

Вторым самолетом, на котором необходимо остановиться, будет тоже самолет французской конструкции -- "Ньюпор-17", на котором летали, дрались с неприятелем, демонстрировали высший пилотаж, вероятно, все русские и советские летчики-истребители в период 1916-- 1922 гг. Полуторопланы "Ньюпор" (см. рис. 2, б и рис. 8) применялись в разных модификациях, но самолет "Ньюпор-17" был самым типичным из них, и большое количество таких самолетов было построено в России. На самолетах "Ньюпор-17" дрались советские летчики с самолетами интервентов, разыскивали войска белогвардейцев и интервентов, штурмовали их пулеметным огнем и даже производили бомбометание. Много недостатков имели самолеты "Ньюпор-17" -они легко срывались в штопор, разрушались в полете, часто ломались при посадке, однако достоинствами их были большая "резвость" при маневрировании и хороший обзор для летчика.

Рис. 8. Самолет "Ньюпор-17" -- виды спереди и сверху

На рис. 9 приведены поляра самолета "Ньюпор-17" и профиль его крыльев; как видно из рисунка, самолет имел тонкое крыло со значительной кривизной средней линии. Эффективное удлинение крыла около 5; по известной максимальной скорости и примерному значению коэффициента полезного действия винта была найдена эквивалентная вредная площадь F00,76 м, после чего оказалось возможным составить уравнение поляры:

Cх0,065 + 0,065Су2

В районе Сумах и на малых Су поляра "отваливает" от теоретической, как показано на рис. 9. Максимальное аэродинамическое качество получилось равным примерно 7,7. Затем по характеристике двигателя "Рон" (мощностью 110 л. с.) был подобран винт диаметром 2,45 м и шагом 2,75 м. Характеристики тяги и полезной мощности были определены обычными приемами, путем сопоставления коэффициентов мощности винта

с аналогичными коэффициентами для двигателя.

На рис. 10 приведены характеристики потребной и располагаемой мощностей, для высот полета 0, 2, 4 и 6 км. При расчете потребной мощности на малой высоте и малой скорости была учтена вертикальная составляющая тяги, и это дало уменьшение минимальной скорости примерно на 12%.

Рис. 9. Профиль крыла и поляра самолета "Ньюпор-17"

По пересечениям потребных и располагаемых мощностей были определены максимальные скорости (рис. 11). По максимальным избыточным мощностям DNNр-- Nп были определены максимальные вертикальные скорости и подсчитано время подъема на разные высоты.

Для расчета виражей был построен вспомогательный график (рис. 12) зависимости потребной Qгор и располагаемой Р тяги от кинетической высоты hкV2/2g. Проведя на этом графике прямые из начала координат, получим режимы полета с максимальной перегрузкой; величина перегрузки равна отношению P/Qгop в точках пересечения луча с кривыми располагаемой и потребной тяги. Максимальная подъемная сила оказалась равной Ymах1360 кГ; по приближенному расчету мы получили величину 1320 кГ.

На рис. 13 даны характеристики маневренности самолета на малой высоте. Минимальный радиус виража оказался равным около 50 м и минимальное время совершения круга-- 10 сек. Был произведен также расчет виража для гипотетического случая, когда при больших Су поляра не "отваливает", а продолжает следовать закону Сх 0,065(1+ Су2).

Рис 10 График располагаемых мощностей двигательной группы и мощностей, потребных для горизонтального полета самолета "Ньюпор-17"

Полученные результаты показаны на рис. 12 и 13 пунктирной линией. Подобное продление поляры имело бы место при более широких крыльях. Как видно из рисунков, это дало бы незначительное увеличение перегрузки, но значительно уменьшило бы радиус и время виража (время виража снизилось бы до 8,1 сек, а радиус был бы равен 35 м). Следует указать, что если у самолета "Ньюпор" средняя ширина крыла (сумма ширины верхнего и нижнего крыльев) составляла около 1,9 м, то у английского самолета Сопвич "Кемел" она была равна 2,7 м. При взлете самолета "Ньюпор" среднее значение силы тяги составляло около 250 кГ, или 45% веса. Это довольно большая тяга, которая давала среднее ускорение, равное со 4 м/сек2; при отрыве на скорости, равной 20 м/сек, время разбега будет равно 5 сек и длина разбега -- 50 м. При скорости встречного ветра 5 м/сек длина разбега составляла всего 30 м.

Рис. 11 График скоростей и скороподъемности самолета "Ньюпор-17"

Рис. 12. График для расчета максимальной перегрузки самолета "Ньюпор-17"

Взлет самолета "Ньюпор" был очень эффектным -- после очень короткого разбега самолет почти сразу переходил на набор высоты под углом 16о-17о. Некоторые летчики после отрыва начинали выполнять спиральный набор высоты. При крене в 45о и скорости около 100 км/час самолет мог выполнять спираль с радиусом около 70 м, совершая один виток за 17 сек и набирая около 80 м высоты. Спиральный взлет был очень опасен, так как в случае остановки двигателя на малой высоте летчик не успевал перевести самолет на планирование и он обычно переходил в штопор.

Рис. 13 Характеристики маневренности самолета "Ньюпор-17" на малой высоте

Расчет расхода топлива в полете показал, что минимальный часовой расход составлял около 12 кг/час при скорости 100 км/час и около 25 кг/час на мощности, близкой к максимальной. При запасе топлива, равном около 60 кг, время полета с маневрированием составляло около 2 час. Максимальную дальность самолет имел при скорости 125 км/час, при километровом расходе 0,12 кг/км; при этих условиях максимальная дальность могла составить около 500 км.

Приведенные материалы могут дать известное представление о том, что представлял собой истребитель времен первой мировой войны.

При неработающем двигателе винт обычно останавливался и величина вредной площади становилась равной около 1,2 м, а аэродинамическое качество К6. При скорости 80-85 км/час скорость снижения была равна 4 м/сек; при спирали с креном в 45о и скорости 100 км/час радиус спирали был равен около 80 м, время витка -- 20 сек и снижение за один виток -- около 120 м.

Самолет И-5