Коэффициент полезного действия винта принимаем ориентировочно равным 0,75-0,80; плотность воздуха и мощность двигателя должны быть взяты в соответствии с высотой, для которой взята максимальная скорость. Лучше брать условия полета на малой высоте, когда мощность нам известна точнее, а доля индуктивного сопротивления меньше.
Если в формулу для подъемной силы подставить выражение для аэродинамического качества
то мы получим:
Интересно, что эта формула вполне аналогична формуле для статической тяги винта, но только вместо диаметра винта в нее входит размах крыльев и значение Ку здесь значительно больше. Теперь мы можем сопоставить все три формулы для подъемной силы, как они складывались исторически. Запишем их так:
Если взять для примера N100 л. с., S30 м2 и l12 м, все три формулы дадут примерно одинаковый результат: Y~1400 кГ. Однако третья формула дает наибольшие возможности для анализа, так как значение Ку мы можем раскрыть: Ку8,6K1/3h2/3. Значения A и В мы взяли по статистике для того времени, и при значительном изменении форм и параметров самолета принятые значения A и В не будут пригодны.
Если взять современный самолет с турбовинтовыми двигателями мощностью 10000 л. с., с размахом l30 м и площадью крыльев S100 м2, то по первой формуле мы получили бы подъемную силу Y1140 Т, по второй Y247 T и по третьей для аэродинамического качества K16 и Ky18 Y380 T. Как видно, первые два выражения дали ошибочные результаты.
Третья формула ценна не только тем, что она дает наиболее точные результаты, но и тем, что она последовательно раскрывает роль различных параметров, особенно, если ее представить в таком варианте:
Однако практически при увеличении размаха крыльев увеличивается и F0, и поэтому удобнее пользоваться следующим вариантом формулы:
Произведем расчет подъемной силы самолета "Илья Муромец": N600 л. с.; h0,75; l32 м. Для определения величины F0 воспользуемся сведениями о том, что при весе 5200 кГ на малой высоте самолет развивал максимальную скорость Vmax100-105 км/час, или 29 м/сек. Используя приведенную выше формулу для мощности, затрачиваемой на горизонтальный полет, получим:
F014,5 м2
При площади крыльев, равной 145 м2, это даст коэффициент вредного сопротивления Cх01,28F0/S0,128. Если сравнивать с параметрами современных самолетов, то это огромная величина.
Поскольку у самолета "Илья Муромец" применялся винт фиксированного шага (винтов с изменяемым в полете шагом тогда еще не было), то при полете с максимальной подъемной силой число оборотов винта понижалось, а вместе с этим уменьшались в некоторой степени мощность двигателей и коэффициент полезного действия винтов. Это приводило к уменьшению подъемной силы примерно на 6-8%. Аэродинамическое качество самолета будет
Затем находим Ку0,938,66,61/30,752/312 и, наконец, величина максимальной подъемной силы будет равна Y12(Nдвl)2/38650 кГ.
Самолет должен обладать избытком подъемной силы для маневрирования и подъема. Только на потолке подъемная сила при работе двигателей на полной мощности будет равна полетному весу, а маневрирование потребует уменьшения высоты. Соотношение Y/Gny1,65; эта величина ny невелика, но она обеспечивает надежный полет и высоту потолка около 3000 м.
В 1916 г. И. И. Сикорским был построен вариант самолета "Илья Муромец D bis", или, как его называли, "Дим". При мощности двигателей 440 л. с. и с уменьшенным до 26 м размахом на нем была получена подъемная сила около 6000 кГ, или на 30% меньше, чем у основного варианта самолета. По свидетельству инж. В. Моисеенко, "Дим" был забракован по причине малой грузоподъемности.
Перейдем теперь к более детальному рассмотрению характеристик и свойств самолета "Русский Витязь" и "Илья Муромец".
==========================================
Самолет "Русский Витязь"
Самолет "Русский Витязь" был построен в одном экземпляре, но претерпел несколько видоизменений. Хотя он не получил распространения, но был первым самолетом с очень большим размахом крыльев и послужил предшественником серии самолетов типа "Илья Муромец". Самолет "Русский Витязь" имел размах крыльев 27 м, что в 2,5-3 раза больше, чем у самых крупных.
Самолет был спроектирован в 1912 г. и закончен постройкой в начале 1913 г. Несмотря на смелость и новизну конструктивного решения, новый самолет, которому было присвоено первоначально наименование "Гранд-РБВЗ" (Русско-балтийский вагонный завод), уже в марте 1913 г. стал совершать полеты. На нем первоначально были установлены два двигателя по 100 л. с. Из выполненных нами расчетов следует, что самолет должен был иметь максимальную подъемную силу около 3800 кГ, а пустой вес его оказался равным около 3000 кГ. Отсюда ясно, что запас подъемной силы был недостаточен и это с очевидностью показало испытание самолета. Тогда были установлены еще два двигателя по 100 л. с., которые вместе с первоначальными образовали две тандемные установки. Иными словами, двигатели стояли друг за другом, но у одного двигателя винт был тянущий, т. е. установлен перед крылом, а у другого -- толкающий, т. е. установлен за крылом. Тандемная установка была применена здесь впервые в самолетостроении и впоследствии довольно часто применялась на многодвигательных самолетах. Однако затем И. И. Сикорский отказался от этой схемы и расположил все четыре двигателя с тянущими винтами на крыле (рис. 2).
Этот вариант и стал называться самолетом "Русский Витязь".
При конструировании самолетов мы всегда сталкиваемся с тем, что всякая конструктивная особенность, будучи выгодной в одном отношении, оказывается невыгодной в другом. Это всеобщий закон для конструкции, но в случае летательных аппаратов, когда приходится тщательно экономить в весах и стремиться к достижению минимальных энергетических затрат, противоречивость различных факторов проявляется особенно остро. Так, желая повысить подъемную силу, мы должны увеличить размах крыльев, но это неизбежно ведет к утяжелению конструкции; развивая органы устойчивости, мы, как правило, или повышаем сопротивление движению или утяжеляем самолет, и так получается всегда. За каждым конструктивным мероприятием следует некоторая "плата" за него, и это всегда нужно учитывать.
Рис. 2. Схема самолета "Русский Витязь"
Тандемное расположение двигателей привлекает своей компактностью, уменьшением сопротивления и особенно тем обстоятельством, что оси винтов в этом случае мало удалены от центра тяжести самолета и в случае отказа одного из двигателей заворачивающий момент оказывается относительно небольшим. Этот фактор бывал часто решающим при выборе тандемного расположения двигателей.
Отрицательное свойство тандемного расположения винтов состоит в том, что задний винт оказывается в этом случае в струе от переднего винта и его сила тяги понижается. Это особенно существенно при малых скоростях и мало существенно при больших скоростях полета. Если у самолета запас мощности велик, то тандемная установка может оказаться выгодной. У самолета "Русский Витязь" запас мощности был мал, и поэтому более выгодными были разнесенные винты. Разнесение двигателей по крылу способствует разгружению крыла от изгибающего момента и тем самым дает возможность уменьшить вес конструкции -- это тоже немаловажный фактор.
Таким образом, в зависимости от ряда обстоятельств, выгодным оказывается одно или другое решение. Если взять некоторую деталь самолета, например, стойку между крыльями, то можно сделать ее легкой, но сравнительно толстой -- пустотелой или же, наоборот, сделать ее более тяжелой, но тонкой.
Чтобы способствовать выбору лучшего решения, было введено понятие об авиационном весе. Под авиационным весом понимался вес груза, на несение которого данным самолетом затрачивалась такая же мощность, как и мощность, затрачиваемая на несение рассматриваемой детали, не только обладающей весом, но и повышающей сопротивление самолета. Исходя из минимума авиационного веса, можно было выбрать оптимальную конструкцию данной детали. Если исходить только из условия получения максимальной полезной грузоподъемности, не стремясь получить большие величины скорости и дальности полета, то оказывается, что преимущества имеют конструкции, в которых предпочтение отдается уменьшению веса.