Читать «История самолётов 1919 – 1945» онлайн - страница 76

Изучение характеристик крыльев и разработка профилей с более стабильными моментными характеристиками способствовали улучшению устойчивости самолетов. Теория индуктивного сопротивления позволила численно оценить влияние крыла на работу хвостового оперения, в результате выбор параметров последнего дел алея уже не эмпирически, а на научной основе. К концу 20-х годов одно из непременных условий устойчивости — передняя центровка — стало общеизвестным в самолетостроении, появилось понятие запаса устойчивости [69]. Раньше это часто не соблюдалось. Например, первый советский истребитель-моноплан ИЛ-400, потерпевший аварию при испытаниях в 1923 г., имел центровку 52 % средней аэродинамической хорды [20, с. 328].

Изучение явления штопора самолета, начатое в годы войны, приобрело большую актуальность в 20-е годы. По мере характерных для развития авиации увеличения нагрузки на крыло самопроизвольный штопор случался все чаше. Экспериментальные и теоретические исследования позволили выявить целый ряд факторов, влиявших на склонность самолета к штопору — положение центра тяжести, профиль крыла, расположение и площадь рулей и оперения и др. [70; 71 |. В результате были разработаны некоторые общие конструктивные рекомендации, однако никаких определенных указаний по проектированию отдельных типов самолетов выработать не удалось, т. к. выбор схемы и даже незначительные изменения в конструкции иногда очень сильно влияли на характер протекания штопора.

В основу прочностных расчетов самолетов были положены нормы прочности, разработанные в Германии в 1916–1918 гг. Созданные на основе замера сил, действующих на самолет в полете, они регламентировали запас прочности в зависимости от типа самолета и вида нагрузки. После войны в разных странах (Англия, СССР, США, Франция) проводилось уточнение норм путем летных экспериментов и более детальной разбивки самолетов по группам, было введено общепринятое сейчас понятие «коэффициент безопасности» [72]. Расчет на прочность основывался на общеинженерных методах расчета ферменных конструкций, участие обшивки в восприятии нагрузок не принималось во внимание, даже если это была металлическая обшивка.

По мере развития скоростных качеств самолетов и уточнения действующих на самолет нагрузок расчетная величина разрушающей перегрузки постоянно возрастала: 1912 г. — 3; 1914 г. — 4; 1918 г. — 8; 1923 г. — 12 [72]. Однако постепенно совершенствующаяся методика статического расчета позволила сохранить относительный вес конструкции в пределах 0,30-0,35.

Обобщение и развитие научных данных, полученных в годы первой мировой войны, оказало существенное воздействие на прогресс самолетостроения. Если в начале века проводился лишь проверочный расчет — полетит ли самолет, то позднее в практику конструкторской работы вошел предварительный аэродинамический расчет. Это оказало влияние на выбор схемы и параметров самолета, типа и мощности двигателя и т. д. Эмпирический подход в конструировании начал уступать место научно-обоснованному проектированию.