Авиационный сборник № 3

По своим внешним очертаниям самолет не отличается от предыдущих модификаций самолета «Спитфайр». Большое внимание на F. XIV было уделено отделке поверхностей и герметизации капота и других частей самолета. Ввиду установки нового мотора общая длина самолета увеличилась; для улучшения аэродинамических характеристик форма вертикального оперения несколько изменена и киль вытянут вперед вдоль фюзеляжа; элероны немного сдвинуты по направлению к фюзеляжу.

Мотор Роллс-Ройс «Грифон» 65 имеет двухступенчатый двухскоростной нагнетатель с промежуточным радиатором (мотор «Грифон», установленный на истребителе F. XII, имел одноступенчатый нагнетатель). Переключение нагнетателя на вторую скорость осуществляется автоматически для того, чтобы устранить возможность включения второй скорости на малых высотах. Управление дросселем, винтом и системой зажигания на моторе «Грифон»65 объединено. Мощность мотора составляет более 2000 л. с. С новым мотором летные данные истребителя значительно улучшились на всех высотах от земли до 12 100 м.

Для того чтобы увеличить покрытие винта в соответствии с возросшей мощностью и высотностью мотора и вместе с тем обеспечить необходимый зазор у земли без изменения стоек шасси и ограничить концевые скорости винта, на самолете установлен новый пятилопастный винт постоянного числа оборотов с гидравлическим управлением. Лопасти винта сделаны из облагороженной древесины. Опыт фирмы показал, что в свое время переход от двухлопастного к трехлопастному винту обеспечил большую плавность работы всей винтомоторной установки; то же самое теперь имеет место и при переходе от четырехлопастного к пятилопастному винту.

Форма всасывающего патрубка карбюратора была изменена, и высота подкрыльных радиаторов увеличена.

Истребитель F. XIV выпускается со следующими вариантами вооружения: 4 пушки калибра 20 мм или 2 пушки калибра 20 мм и два пулемета калибра 12,7 мм или 2 пушки калибра 20 мм и 4 пулемета калибра 7,7 мм.

При применении самолета в качестве истребителя-бомбардировщика под фюзеляжем может подвешиваться одна бомба весом 113 или 227 кг.

Размах крыла, м 11,23

Длина самолета, м 9,96

Высота самолета (в линии полета с одной лопастью, установленной вертикально), м 3,39

Площадь крыла, м². 23,09

Полетный вес, кг. 3630

Нагрузка на крыло, кг/м² 158

Максимальная скорость, км/ч свыше 640

Рис. 1

Рис. 2

Подъем людей с земли на движущийся самолет (ЭИ № 37 (340), июль 1945 г.)

ВВС США применяется новый способ подъема с земли людей пролетающими самолетами. Этот способ удобен для воздушного спасения людей на местности, непригодной для посадки самолетов. Подъем с земли осуществляется снижающимся самолетом, который подцепляет петлю каната, подвешенную между двумя столбами. Канат сделан из нейлона и прикреплен к специальному сиденью- люльке. После неудачных и продолжительных экспериментов с манекенами 5 сентября 1943 г. при помощи этого способа был поднят в воздух и благополучно взят на борт самолета Стинсон «Рилайэнт» лейтенант Достер. В момент подъема он был одет в зимнее летное обмундирование и имел на себе парашют.

На самолете находится электролебедка, которая, в момент подцепления петли быстро подтягивает канат, причем сразу обеспечивается провес каната под углом не менее 35°, что предохраняет люльку от удара о землю. К фюзеляжу самолета прикреплен направляющий блок для каната.

Первоначальные испытания на манекенах показали, что при рывке получается перегрузка в 10–17 g; дальнейшие усовершенствования буксирного каната и подвесной системы сиденья-люльки позволили снизить перегрузку до 3,5–7 на первые 2 секунды, т. е. до предела физической безопасности для человека. Специальная тормозная система уменьшает перегрузки до 1,7. Как только подхваченное тело достигнет скорости полета буксирующего самолета, перегрузки не будут превышать 1,3.

В настоящее время опыты по подъему людей в воздух ограничиваются легкими, легко управляемыми самолетами, но ведутся эксперименты по развитию техники применения этого оборудования боевыми скоростными самолетами.

Развитие и проблемы самолета типа «Утка» (ЭИ № 39 (342), август 1945 г.)

В статье рассматриваются преимущества и недостатки самолета типа «утка» в связи с проблемами проектирования самолетов.

Как утверждает автор, широкое развитие современной авиации вряд ли возможно, если отказаться от увеличения мощности, введения новых типов двигателей или иных методов улучшения скорости и других летных качеств. Чтобы улучшить летные данные, конструктор должен оставить обычные схемы и идти новыми путями.

По сравнению с обычным современным самолетом самолет типа «утка» обладает значительными преимуществами. Горизонтальное оперение, будучи размещено впереди, полностью участвует в создании подъемной силы самолета и является как бы частью крыла, а не частью самолета, создающей только вредное сопротивление. При одной и той же величине подъемной силы площадь крыла обычного самолета может быть уменьшена на величину, равную площади горизонтального оперения, т. е. примерно на 25 %. Расчеты, произведенные для нескольких типов истребителей, показывают, что лобовое сопротивление оперения составляет около 10 % всего лобового сопротивления самолета. Исключив это сопротивление, можно увеличить скорость приблизительно на 3,6 %. Дальнейшее уменьшение сопротивления может быть получено путем уменьшения размеров фюзеляжа «утки».

Основным преимуществом самолета типа «утка» до настоящего времени считалась невозможность осуществления штопора. При выходе на критические режимы срыв начинается с передней кромки оперения, и, поскольку центр тяжести расположен впереди крыла, нос машины опускается и самолет снова набирает скорость. Следовательно, в том случае, когда руль высоты выбран полностью «на себя», дальнейший полет самолета принимает форму установившихся колебаний. Однако в восходящем порыве ветра легко происходит срыв потока с оперения, что может привести к беспорядочным колебаниям относительно поперечной оси. Этот дефект можно уменьшить устройством щелей и т. п. на поверхности оперения. Боковая устойчивость полностью обеспечивается вертикальными поверхностями обычных размеров, если они размещены на достаточном расстоянии позади центра тяжести самолета. Устойчивость и маневренность самолета типа «утка» вполне удовлетворительны и повышаются благодаря тому, что органы управления всегда находятся вне струи за винтом; это особенно важно ввиду постоянно возрастающих нагрузок на единицу площади крыла и мощности мотора современного самолета. Применение трехколесного шасси с носовым колесом под фюзеляжем предрешено самой схемой «утки».

Винтомоторную группу на самолете типа «утка» нельзя устанавливать в столь различных положениях, как на самолете обычного типа. У одномоторного самолета мотор должен находиться в хвостовой части фюзеляжа (рис. 1). Выигрыш, получаемый от повышенного КПД толкающего винта, снижается вследствие увеличения лобового сопротивления концевых шайб (килей), которые необходимо устанавливать на крыле; площадь этих шайб должна быть относительно велика, если принять во внимание небольшую длину плеча вертикального оперения. Величина этого дополнительного сопротивления зависит от длины плеча. Одним из способов разрешения этого вопроса является применение двухкилевого балочного оперения. Лучше всего обеспечивается удовлетворительная боковая устойчивость (главная трудность в конструировании самолета «утка») при использовании двухмоторной схемы.

В отношении полетного веса «утка» обладает определенными достоинствами. Низкий вес конструкции самолета обеспечивает высокие полезные нагрузки или большую дальность или позволяет уменьшить несущую площадь крыльев, что дает дополнительное уменьшение лобового сопротивления. Расположение центра тяжести впереди крыла увеличивает выгодность конструкции, так как эта часть становится особенно удобной для размещения полезной нагрузки. В этой части фюзеляжа особенно хорошо размещаются изменяющиеся нагрузки, например горючее и бомбы. Кроме того, фюзеляж не имеет неиспользуемой площади: в носовой части размещаются убирающееся носовое колесо, приборы и вооружение; в центральной части помещается летчик, горючее и полезная нагрузка, а хвостовая часть используется для крепления крыла (рис. 2).